Panimula

Ang disenyo ng helicopter ay isang kumplikadong proseso na umuunlad sa paglipas ng panahon, nahahati sa magkakaugnay na mga yugto at yugto ng disenyo. Ang ginawang sasakyang panghimpapawid ay dapat matugunan ang mga teknikal na kinakailangan at sumunod sa mga teknikal at pang-ekonomiyang katangian na tinukoy sa tuntunin ng sanggunian para sa disenyo. Ang mga tuntunin ng sanggunian ay naglalaman ng paunang paglalarawan ng helicopter at ang pagganap ng paglipad nito, na tinitiyak ang mataas na kahusayan sa ekonomiya at pagiging mapagkumpitensya ng dinisenyong makina, katulad ng: kapasidad ng pagdadala, bilis ng paglipad, saklaw, static at dynamic na kisame, mapagkukunan, tibay at gastos.

Ang mga tuntunin ng sanggunian ay tinukoy sa yugto ng pananaliksik sa pre-proyekto, kung saan ang isang paghahanap ng patent, pagsusuri ng mga umiiral na teknikal na solusyon, pananaliksik at gawaing pag-unlad ay isinasagawa. Ang pangunahing gawain ng pananaliksik bago ang disenyo ay ang paghahanap at pang-eksperimentong pag-verify ng mga bagong prinsipyo ng paggana ng dinisenyo na bagay at mga elemento nito.

Sa yugto ng paunang disenyo, ang isang aerodynamic scheme ay napili, ang hitsura ng helicopter ay nabuo, at ang pagkalkula ng mga pangunahing parameter ay ginanap upang matiyak ang pagkamit ng tinukoy na pagganap ng paglipad. Kasama sa mga parameter na ito ang: ang masa ng helicopter, ang kapangyarihan ng propulsion system, ang mga sukat ng main at tail rotors, ang masa ng gasolina, ang masa ng instrumentation at mga espesyal na kagamitan. Ang mga resulta ng mga kalkulasyon ay ginagamit sa pagbuo ng layout scheme ng helicopter at ang paghahanda ng balanse sheet upang matukoy ang posisyon ng sentro ng masa.

Ang disenyo ng mga indibidwal na yunit at bahagi ng helicopter, na isinasaalang-alang ang mga napiling teknikal na solusyon, ay isinasagawa sa yugto ng pagbuo ng isang teknikal na proyekto. Kasabay nito, ang mga parameter ng mga idinisenyong yunit ay dapat matugunan ang mga halaga na naaayon sa disenyo ng draft. Ang ilan sa mga parameter ay maaaring pinuhin upang ma-optimize ang disenyo. Sa panahon ng teknikal na disenyo, ang aerodynamic na lakas at kinematic na pagkalkula ng mga yunit ay ginaganap, pati na rin ang pagpili ng mga materyales sa istruktura at mga scheme ng istruktura.

Sa yugto ng detalyadong disenyo, ang mga guhit sa pagtatrabaho at pagpupulong ng helicopter, mga detalye, mga listahan ng packing at iba pang teknikal na dokumentasyon ay inihanda alinsunod sa mga tinatanggap na pamantayan

Ang papel na ito ay nagpapakita ng isang pamamaraan para sa pagkalkula ng mga parameter ng isang helicopter sa yugto ng paunang disenyo, na ginagamit upang makumpleto ang isang proyekto ng kurso sa disiplina na "Helicopter Design".

1. Pagkalkula ng bigat ng pag-alis ng isang helicopter sa unang pagtatantya

nasaan ang payload mass, kg;

Timbang ng crew, kg.

Saklaw ng paglipad

kg.

2. Pagkalkula ng mga parameter ng pangunahing rotor ng isang helicopter

2.1 Radius R, m, single-rotor helicopter main rotorkinakalkula ng formula:

,

nasaan ang takeoff weight ng helicopter, kg;

g- free fall acceleration na katumbas ng 9.81 m/s 2 ;

p - tiyak na pagkarga sa lugar na natangay ng pangunahing rotor,

 =3,14.

Tukoy na halaga ng pagkargappara sa lugar na swept sa pamamagitan ng turnilyo ay pinili ayon sa mga rekomendasyon na ipinakita sa trabaho /1/: kung saanp= 280

m.

Tinatanggap namin ang radius ng pangunahing rotor na katumbas ngR= 7.9

Angular na bilis , Kasama -1 , ang pag-ikot ng pangunahing rotor ay limitado ng peripheral na bilis Rang mga dulo ng mga blades, na depende sa bigat ng pag-alis ng helicopter at ang halaga nito R= 232 m/s.

Sa -1 .

rpm

2.2 Mga kaugnay na densidad ng hangin sa mga static at dynamic na kisame

2.3 Pagkalkula ng bilis ng ekonomiya malapit sa lupa at sa dynamic na kisame

Ang kamag-anak na lugar ng katumbas na mapanganib na plato ay tinutukoy:

saanS eh = 2.5

Kinakalkula ang halaga ng bilis ng ekonomiya malapit sa lupa V h , km/h:

saanako = 1,09…1,10 - koepisyent ng induction.

km/h.

Ang halaga ng bilis ng ekonomiya sa dynamic na kisame ay kinakalkula V din , km/h:

,

saanako = 1,09…1,10 - koepisyent ng induction.

km/h.

2.4 Ang mga kamag-anak na halaga ng maximum at pang-ekonomiya sa dynamic na kisame ay kinakalkula pahalang na bilis ng paglipad:

,

,

saanV max =250 km/h atV din \u003d 182.298 km / h - bilis ng paglipad;

 R=232 m/s - peripheral na bilis ng mga blades.

2.5 Pagkalkula ng mga pinahihintulutang ratio ng thrust coefficient sa pagpuno ng pangunahing rotor para sa pinakamataas na bilis malapit sa lupa at para sa bilis ng ekonomiya sa isang dynamic na kisame:

2.6 Pangunahing rotor thrust coefficient malapit sa lupa at sa dynamic na kisame:

,

,

,

.

2.7 Pagkalkula ng pagpuno ng pangunahing rotor:

Pagpuno ng rotor  kinakalkula para sa mga kaso ng paglipad sa maximum at pang-ekonomiyang bilis:

;

.

Bilang isang tinantyang halaga ng pagpuno  rotor, ang pinakamalaking halaga ay kinuha mula sa  Vmax At  V din :

Tanggapin

haba ng chord b at pagpapahaba  Ang rotor blades ay magiging katumbas ng:

, Saan z l - bilang ng mga rotor blades ( z l =3)

m,

.

2.8 Kamag-anak na pagtaas sa pangunahing rotor thrustupang mabayaran ang aerodynamic drag ng fuselage at pahalang na buntot:

saan S f - lugar ng pahalang na projection ng fuselage;

S ika - ang lugar ng pahalang na balahibo.

S f =10 m 2 ;

S ika =1.5 m 2 .

3. Pagkalkula ng kapangyarihan ng sistema ng pagpapaandar ng helicopter.

3.1 Pagkalkula ng kapangyarihan kapag nag-hover sa isang static na kisame:

Ang partikular na kapangyarihan na kinakailangan upang himukin ang pangunahing rotor sa hover mode sa isang statistical ceiling ay kinakalkula ng formula:

,

saan N H st - kinakailangang kapangyarihan, W;

m 0 - takeoff weight, kg;

g - free fall acceleration, m/s 2 ;

p - tiyak na pagkarga sa lugar na natangay ng pangunahing rotor, N/m 2 ;

 st - relatibong density hangin sa taas ng static na kisame;

 0 - relatibong kahusayan pangunahing rotor sa hover mode (  0 =0.75);

Ang kamag-anak na pagtaas sa pangunahing rotor thrust upang balansehin ang aerodynamic drag ng fuselage at pahalang na buntot:

.

3.2 Pagkalkula ng tiyak na kapangyarihan sa antas ng paglipad sa pinakamataas na bilis

Ang partikular na kapangyarihan na kinakailangan upang himukin ang pangunahing rotor sa antas ng paglipad sa pinakamataas na bilis ay kinakalkula ng formula:

,

nasaan ang peripheral na bilis ng mga dulo ng mga blades;

- kamag-anak na katumbas na mapanganib na plato;

ako eh - induction coefficient, tinutukoy depende sa bilis ng paglipad ayon sa mga sumusunod na formula:

, sa km/h,

, sa km/h.

3.3 Pagkalkula ng tiyak na kapangyarihan sa paglipad sa isang dynamic na kisame na may pang-ekonomiyang bilis

Ang tiyak na kapangyarihan upang himukin ang pangunahing rotor sa isang dynamic na kisame ay:

,

saan  din - kamag-anak na density ng hangin sa dynamic na kisame,

V din - pang-ekonomiyang bilis ng helicopter sa dynamic na kisame,

3.4 Pagkalkula ng tiyak na kapangyarihan sa paglipad malapit sa lupa sa pang-ekonomiyang bilis sa kaganapan ng isang pagkabigo ng makina sa panahon ng pag-alis

Ang partikular na kapangyarihan na kinakailangan upang magpatuloy sa pag-alis sa bilis ng ekonomiya kung sakaling mabigo ang isang makina ay kinakalkula ng formula:

,

nasaan ang bilis ng ekonomiya malapit sa lupa,

3.5 Pagkalkula ng mga partikular na pinababang kapangyarihan para sa iba't ibang kaso ng paglipad

3.5.1 Ang partikular na pinababang kapangyarihan kapag nag-hover sa isang static na kisame ay:

,

kung saan ang tiyak na katangian ng throttle, na nakasalalay sa taas ng static na kisame H st at kinakalkula ng formula:

,

 0 - power utilization factor ng propulsion system sa hover mode, ang halaga nito ay depende sa takeoff weight ng helicopterm 0 :

sa m 0 < 10 тонн

sa 10 25 tonelada

sa m 0 > 25 tonelada

,

,

3.5.2 Ang partikular na pinababang kapangyarihan sa antas ng paglipad sa pinakamataas na bilis ay:

,

saan - power utilization factor sa maximum na bilis ng paglipad,

- Mga katangian ng throttle ng mga makina, depende sa bilis ng paglipad V max :

;

3.5.3 Tukoy na pinababang kapangyarihan sa paglipad sa dynamic na kisame na may pang-ekonomiyang bilis V din ay katumbas ng:

,

at - mga antas ng throttling ng engine depende sa taas ng dynamic na kisame H at bilis ng paglipad V din ayon sa mga sumusunod na katangian ng throttle:

,

.

;

3.5.4 Ang tiyak na pinababang kapangyarihan sa paglipad malapit sa lupa na may isang pang-ekonomiyang bilis sa kaso ng pagkabigo ng isang makina sa pag-alis ay katumbas ng:

,

nasaan ang power utilization factor sa economic flight speed,

- ang antas ng engine throttling sa emergency mode,

n = 2 - ang bilang ng mga makina ng helicopter.

,

,

3.5.5 Pagkalkula ng kinakailangang kapangyarihan ng propulsion system

Upang kalkulahin ang kinakailangang kapangyarihan ng propulsion system, ang pinakamataas na halaga ng partikular na nabawasang kapangyarihan ay pinili:

.

Kinakailangang kapangyarihan N Ang sistema ng pagpapaandar ng helicopter ay magiging katumbas ng:

,

saan m 01 - bigat ng helicopter takeoff,

g = 9.81 m 2 /s - free fall acceleration.

W,

3.6 Pagpili ng mga makina

Tanggapin ang dalawa mga makina ng turboshaftVK-2500(TV3-117VMA-SB3) kabuuang kapangyarihan ng bawat isa N =1,405∙10 6 Tue

makinaVK-2500(TV3-117VMA-SB3) idinisenyo para sa pag-install sa mga bagong henerasyong helicopter, gayundin para sa pagpapalit ng mga makina sa mga kasalukuyang helicopter upang mapabuti ang kanilang pagganap sa paglipad. Ito ay nilikha batay sa isang serial certified engine na TV3-117VMA at ginawa sa Federal State Unitary Enterprise "Plant na pinangalanang V.Ya. Klimov".

4. Pagkalkula ng masa ng gasolina

Upang makalkula ang masa ng gasolina na nagbibigay ng isang naibigay na hanay ng paglipad, kinakailangan upang matukoy ang bilis ng cruisingV kr . Ang pagkalkula ng bilis ng cruising ay isinasagawa sa pamamagitan ng paraan ng sunud-sunod na mga pagtatantya sa sumusunod na pagkakasunud-sunod:

a) ang halaga ng bilis ng cruising ng unang pagtatantya ay kinuha:

km/h;

b) ang induction coefficient ay kinakalkula ako eh :

sa km/h

sa km/h

c) ang tiyak na kapangyarihan na kinakailangan upang himukin ang pangunahing rotor sa paglipad sa cruising mode ay tinutukoy:

,

kung saan ang pinakamataas na halaga ng tiyak na pinababang kapangyarihan ng sistema ng pagpapaandar,

- koepisyent ng pagbabago ng kapangyarihan depende sa bilis ng paglipad V kr 1 , kinakalkula ng formula:

.

d) Ang bilis ng cruising ng pangalawang approximation ay kinakalkula:

.

e) Ang kamag-anak na paglihis ng mga bilis ng una at pangalawang pagtatantya ay tinutukoy:

.

Kapag ang bilis ng cruising ng unang approximation ay pino V kr 1 , ito ay kinuha katumbas ng kinakalkula na bilis ng pangalawang pagtatantya . Pagkatapos ang pagkalkula ay paulit-ulit mula sa punto b) at nagtatapos sa ilalim ng kundisyon .

Ang partikular na pagkonsumo ng gasolina ay kinakalkula ng formula:

,

kung saan ang koepisyent ng pagbabago sa tiyak na pagkonsumo ng gasolina depende sa mode ng pagpapatakbo ng mga makina,

- koepisyent ng pagbabago sa tiyak na pagkonsumo ng gasolina depende sa bilis ng paglipad,

- tiyak na pagkonsumo ng gasolina sa takeoff mode.

Sa kaso ng paglipad sa cruise mode, ang mga sumusunod ay tinatanggap:

;

;

sa kW;

sa kW.

kg/Wh,

Ang dami ng gasolina na ginugol sa paglipad m T ay magiging katumbas ng:

kung saan ang tiyak na kapangyarihan na natupok sa bilis ng cruising,

- bilis ng paglaot,

L - hanay ng paglipad.

kg.

5. Pagpapasiya ng masa ng mga bahagi at pagtitipon ng helicopter.

5.1 Ang masa ng pangunahing rotor blades ay tinutukoy ng formula:

,

saan R - rotor radius,

 - pagpuno ng pangunahing rotor,

kg,

5.2 Ang masa ng pangunahing rotor hub ay kinakalkula ng formula:

,

saan k Tue - koepisyent ng timbang ng mga bushings ng mga modernong disenyo,

k l - koepisyent ng impluwensya ng bilang ng mga blades sa bushing mass.

Maaari mong isaalang-alang:

kg/kN,

,

samakatuwid, bilang isang resulta ng mga pagbabago, nakukuha namin ang:

Upang matukoy ang masa ng pangunahing rotor hub, kinakailangan upang kalkulahin ang sentripugal na puwersa na kumikilos sa mga bladesN CB (sa kN):

,

kN,

kg.

5.3 Mass ng booster control system, na kinabibilangan ng swashplate, hydraulic boosters, ang pangunahing rotor hydraulic control system ay kinakalkula ng formula:

,

saan b - talim chord,

k boo - weight coefficient ng booster control system, na maaaring kunin na katumbas ng 13.2 kg/m 3 .

kg.

5.4 Timbang ng manual control system:

,

saan k RU - koepisyent ng timbang ng manual control system, na kinuha para sa single-rotor helicopter na katumbas ng 25 kg/m.

kg.

5.5 Ang masa ng pangunahing gearbox ay nakasalalay sa metalikang kuwintas sa pangunahing rotor shaft at kinakalkula ng formula:

,

saan k ed - weighting factor, ang average na halaga ay 0.0748 kg / (Nm) 0,8 .

Ang maximum na metalikang kuwintas sa pangunahing rotor shaft ay tinutukoy sa pamamagitan ng pinababang kapangyarihan ng sistema ng pagpapaandarN at bilis ng turnilyo  :

,

saan  0 - power utilization factor ng propulsion system, ang halaga nito ay kinukuha depende sa takeoff weight ng helicopterm 0 :

sa m 0 < 10 тонн

sa 10 25 tonelada

sa m 0 > 25 tonelada

N∙m,

Mass ng pangunahing gearbox:

kg.

5.6 Upang matukoy ang masa ng mga unit ng tail rotor drive, kinakalkula ang thrust nito T rv :

,

saan M nv - metalikang kuwintas sa rotor shaft,

L rv - ang distansya sa pagitan ng mga axes ng main at tail screws.

Ang distansya sa pagitan ng mga axes ng main at tail screws ay katumbas ng kabuuan ng kanilang radii at clearance  sa pagitan ng mga dulo ng kanilang mga talim:

,

saan  - agwat na kinuha katumbas ng 0.15 ... 0.2 m,

ay ang radius ng tail rotor, na, depende sa bigat ng pag-alis ng helicopter, ay:

sa t,

sa t,

sa t.

m,

m,

H,

kapangyarihan N rv , na ginugol sa pag-ikot ng tail rotor, ay kinakalkula ng formula:

,

saan  0 - kamag-anak na kahusayan ng tail rotor, na maaaring kunin katumbas ng 0.6 ... 0.65.

W,

Torque M rv na ipinadala ng steering shaft ay katumbas ng:

N∙m,

nasaan ang dalas ng pag-ikot ng steering shaft,

Sa -1 ,

Torque na ipinadala ng transmission shaft, N∙m, sa bilis ng pag-ikot n V = 3000 rpm katumbas ng:

N∙m,

N∙m,

Timbang m V transmission shaft:

,

saan k V - weighting factor para sa transmission shaft, na katumbas ng 0.0318 kg / (Nm) 0,67 . kg

Ang halaga ng sentripugal na puwersa N cbr kumikilos sa mga tail rotor blades at nakikita ng mga bisagra ng hub,

Ang bigat ng tail rotor hub m martes kinakalkula gamit ang parehong formula tulad ng para sa pangunahing rotor:

,

saan N CB - puwersang sentripugal na kumikilos sa talim,

k Tue - weight factor para sa bushing, kinuha katumbas ng 0.0527 kg/kN 1,35

k z - weighting factor depende sa bilang ng mga blades at kinakalkula ng formula: kg,

Ang masa ng mga de-koryenteng kagamitan ng helicopter ay kinakalkula ng formula:

,

saan L rv - ang distansya sa pagitan ng mga axes ng main at tail screws,

z l - ang bilang ng mga rotor blades,

R - rotor radius,

 l - kamag-anak na pagpahaba ng pangunahing rotor blades,

k atbp At k email - mga koepisyent ng timbang para sa mga de-koryenteng kawad at iba pang kagamitang elektrikal, ang mga halaga nito ay katumbas ng:

,

Pagkalkula at pagtatayo ng mga landing polar 3.4 Pagkalkula at konstruksiyon... / S 0.15 10. Pangkalahatang datos 10.1 Tangalin timbang sasakyang panghimpapawid kg m0 880 10 ...

Pagkalkula mga katangian ng pagganap ng An-124 na sasakyang panghimpapawid

Pagsubok sa trabaho >> Transport

Coursework sa Aerodynamics " Pagkalkula aerodynamic na katangian ng sasakyang panghimpapawid Isang ... at uri ng mga makina Tangalin single engine thrust Tangalin kapangyarihan ng isang makina ... TRD 23450 - Pag-alis timbang sasakyang panghimpapawid Timbang walang laman na gamit na sasakyang panghimpapawid May bayad na load ...

Pagkalkula sasakyang panghimpapawid longitudinal motion control batas

gawaing kurso>> Transportasyon

Pagbabago ng posisyon ng mobile masa ang accelerometer ay naayos ng isang potentiometric o... control system. Bilang isang kasangkapan mga kalkulasyon inirerekumenda na gamitin ang pakete ng MATLAB, ... sa paglipad; b) kapag nakaparada tangalin strip; c) sa libreng pagkahulog...

Paghahanda bago ang paglipad

Pagsusuri >> Aviation at astronautics

Aktwal tangalin misa ang bilis ng paggawa ng desisyon V1 ay tinutukoy. Pagkalkula limitasyon ng payload Hindi nabago timbang = timbang ...

Ang kasaysayan ng pelikula Kung may digmaan bukas

Abstract >> Kultura at sining

...) Timbang walang laman: 1,348 kg Normal tangalin timbang: 1 765 kg Pinakamataas tangalin timbang: 1,859 kg Timbang gasolina... katangian: Kalibre, mm 152.4 Pagkalkula, pers. 10 Timbang sa nakatago na posisyon, kg 4550 ...

Ang pagkalkula ng tornilyo ay maaaring kondisyon na nahahati sa tatlong magkakasunod na yugto.

Ang layunin ng unang yugto ng pagkalkula ay upang matukoy ang inaasahang radius, thrust at kahusayan ng propeller.

Ang paunang data ng unang yugto ay:

Maipapayo na isagawa ang pagkalkula gamit internasyonal na sistema Mga yunit ng SI.

Kung ang bilis ng tornilyo ay ibinibigay sa mga rebolusyon bawat minuto, pagkatapos ay gamitin ang formula

Dapat itong i-convert sa radians bawat segundo.

Ang kinakalkula na bilis ng propeller V ay pinili depende sa layunin ng ALS at ang halaga

Kung saan ang K ay ang kinakalkula na maximum na lift-to-drag ratio ng isang ultralight na sasakyang panghimpapawid; m - takeoff weight.

Kapag E
Sa mga halaga ng E mula 1000 hanggang 1500, ipinapayong kunin ang cruising flight speed V cr bilang ang kinakalkula na bilis ng propeller V o.

At para sa mga halaga ng E higit sa 1500, ang kinakalkula na bilis ay maaaring kunin bilang ang bilis na kinakalkula ng formula

Kapag pumipili ng V o, dapat isaalang-alang ng isa ang katotohanan na, para sa isang naibigay na lakas ng makina, ang pagbaba sa bilis ng disenyo ng V ay humahantong sa pagbawas sa maximum na bilis ng paglipad, at ang pagtaas nito ay humahantong sa isang pagkasira sa mga katangian ng pag-alis. ng sasakyang panghimpapawid.

Batay sa kondisyon ng pagpigil sa mga transonic na daloy, ang bilis ng dulo ng talim u . hindi dapat lumampas sa 230 ... 250 m / s at sa ilang mga kaso lamang kapag hindi ito dapat mag-install ng gearbox, at hindi maalis ng propeller ang buong lakas ng makina, hanggang sa 260 m / s ang pinapayagan.

Ang paunang halaga ng ninanais na kahusayan sa itaas 0.8 para sa mataas na bilis at sa itaas ng 0.75 para sa mababang bilis ng ALS ay hindi naaangkop na piliin, dahil sa pagsasanay na ito ay hindi magagawa. Ang hakbang ng pagbaba nito ay maaaring unahin na katumbas ng 0.05 at pagkatapos ay bawasan habang lumalapit ito sa aktwal na halaga ng kahusayan.

Batay sa paunang data, ang mga sumusunod ay sunud-sunod na tinutukoy:

Kung ang kinakailangang radius R ay lumalabas na mas malaki kaysa sa hangganan ng R GR, nangangahulugan ito na ang orihinal na tinukoy na kahusayan ay hindi maaaring makuha. Kailangang bawasan ng napiling halaga at ulitin ang cycle, simula sa kahulugan ng isang bagong halaga? .

Ang pag-ikot ay paulit-ulit hanggang sa matupad ang kondisyong RR GR. Kung ang kundisyong ito ay natugunan, pagkatapos ay isang pagsusuri ay ginawa kung ang peripheral na bilis ng dulo ng blade u K ay hindi lalampas sa pinahihintulutang halaga u K.GR.

Kung u K u K.GR, pagkatapos ay ang isang bagong halaga ay itinakda ng isang halaga na mas mababa kaysa sa nauna, at ang cycle ay umuulit.

Matapos matukoy ang mga halaga ng radius R, thrust P at kahusayan ng propeller, maaari kang magpatuloy sa ikalawang yugto ng pagkalkula.

Ang ikalawang yugto ng pagkalkula ng propeller

Ang layunin ng ikalawang yugto ng pagkalkula ay upang matukoy ang thrust, pagkonsumo ng kuryente at mga geometric na sukat ng propeller.

Ang paunang data para sa ikalawang yugto ng pagkalkula ay:

Para sa mga kalkulasyon, ang talim ng propeller (Larawan 6. 7)

Figure 6.7 Force effect ng daloy sa mga elemento ng propeller blade

Ito ay nahahati sa isang may hangganang bilang ng mga seksyon na may mga sukat na bR.. Ipinapalagay na walang talim na twist sa bawat napiling seksyon, at ang mga bilis at anggulo ng daloy sa kahabaan ng radius ay hindi nagbabago. Sa isang pagbaba sa R, iyon ay, sa isang pagtaas sa bilang ng mga seksyon na isinasaalang-alang, ang error na dulot ng tinatanggap na palagay ay bumababa. Ipinapakita ng pagsasanay na kung para sa bawat seksyon ay kukunin natin ang mga bilis at anggulo na likas sa gitnang seksyon nito, kung gayon ang error ay nagiging hindi gaanong mahalaga kapag ang talim ay nahahati sa 10 mga seksyon na may R = 0.1r. Sa kasong ito, maaari nating ipagpalagay na ang unang tatlong seksyon binibilang mula sa propeller axis thrust ay hindi ibinigay, habang kumokonsumo ng 4 ... 5% ng lakas ng engine. Kaya, ipinapayong isagawa ang pagkalkula para sa pitong seksyon mula =0.3 hanggang =1.0.

Karagdagang itinakda:

Sa una, ipinapayong itakda ang maximum na kamag-anak na lapad ng talim para sa mga kahoy na propeller na 0.08.

Ang batas ng pagbabago sa lapad ng talim at ang kamag-anak na kapal ay maaaring itakda sa anyo ng isang formula, talahanayan o pagguhit ng propeller (Larawan 6. 1).

Figure 6.1 Fixed Pitch Propeller

Ang mga anggulo ng pag-atake ng mga napiling seksyon ay itinakda ng taga-disenyo, na isinasaalang-alang ang inverse lift-to-drag ratio. Ang mga halaga ng mga coefficient na Su at K=1/ ay kinuha mula sa mga graph sa fig. 6.4 at 6.5, isinasaalang-alang ang napiling profile at ang mga halaga ng at .

Fig. 6.4 Depende sa lift force coefficient at inverse lift-to-drag ratio sa anggulo ng pag-atake at relatibong kapal para sa airfoil VS-2

Figure 6.5 Depende sa lift coefficient at inverse lift-to-drag ratio sa anggulo ng pag-atake at relatibong kapal para sa RAF-6 airfoil

Ang unang hakbang ng ikalawang yugto ng pagkalkula ay upang matukoy ang bilis ng daloy V sa eroplano ng propeller. Ang bilis na ito ay tinutukoy ng formula

Nakuha mula sa magkasanib na solusyon ng mga equation ng thrust at daloy ng hangin na dumadaan sa lugar na winalis ng propeller.

Ang mga tinantyang halaga ng thrust P, radius R at area S ohm ay kinuha mula sa unang yugto ng pagkalkula.

Kung bilang isang resulta ng pagkalkula ay lumalabas na ang kapangyarihan na natupok ng tornilyo ay naiiba mula sa magagamit na kapangyarihan ng hindi hihigit sa 5 ... 10%, kung gayon ang ikalawang yugto ng pagkalkula ay maaaring ituring na nakumpleto.

Kung ang kapangyarihan na natupok ng propeller ay naiiba mula sa magagamit na kapangyarihan sa pamamagitan ng 10 ... 20%, pagkatapos ay kinakailangan upang dagdagan o bawasan ang lapad ng talim, na ibinigay na ang pagkonsumo ng kuryente at propeller thrust ay nagbabago ng humigit-kumulang sa proporsyon sa chord ng talim . Ang diameter, kamag-anak na kapal at anggulo ng pag-install ng mga seksyon ay nananatiling hindi nagbabago.

Sa ilang mga kaso, maaaring lumabas na ang kapangyarihan na natupok ng propeller at ang thrust nito ay naiiba ng higit sa 20% mula sa mga inaasahan mula sa mga resulta ng unang yugto ng pagkalkula. Sa kasong ito, ayon sa ratio ng natupok at magagamit na mga kapasidad

Gamit ang graph (Larawan 6. 10), ang mga halaga ng mga coefficient k R at k P ay tinutukoy. Ang mga coefficient na ito ay nagpapakita kung gaano karaming beses kailangang baguhin ang tinantyang radius at thrust ng propeller, na siyang mga paunang para sa ikalawang yugto ng pagkalkula. Pagkatapos nito, ang pangalawang yugto ng pagkalkula ay paulit-ulit.

Figure 6.10 Pagdepende sa mga salik ng pagwawasto sa ratio ng natupok at magagamit na mga kapasidad

Sa pagtatapos ng ikalawang yugto ng pagkalkula, ang mga geometric na sukat ng tornilyo na kinakailangan para sa pagmamanupaktura (R, r, b, c at ) sa mga yunit na maginhawa para sa paggawa nito ay buod sa isang talahanayan.

Ang ikatlong yugto ng pagkalkula ng propeller

Ang layunin ng ikatlong yugto ay upang subukan ang propeller para sa lakas. Ang yugtong ito ng pagkalkula ay nabawasan sa pagtukoy ng mga naglo-load na kumikilos sa iba't ibang mga seksyon ng mga blades at paghahambing ng mga ito sa mga pinahihintulutan, na isinasaalang-alang ang geometry at materyal kung saan ginawa ang mga blades.

Upang matukoy ang mga naglo-load, ang talim ay nahahati sa magkakahiwalay na mga elemento, tulad ng sa ikalawang yugto ng pagkalkula, simula sa seksyon =0.3 na may hakbang na 0.1 hanggang =1.

Ang bawat napiling elemento ng talim na may mass m sa isang radius r (Fig. 6. 11) ay napapailalim sa isang inertial force

Figure 6.11 Force effect ng aerodynamic forces sa propeller blade element

At ang elementary aerodynamic force F. Sa ilalim ng impluwensya ng mga pwersang ito, mula sa lahat ng elementarya na seksyon, ang talim ay umaabot at yumuko. Bilang isang resulta, ang tensile-compressive stresses ay lumitaw sa materyal ng talim. Ang pinaka-load (Fig. 6. 12)

Figure 6.12 Pamamahagi ng stress sa seksyon ng talim ng propeller

Ang mga hibla ng likurang bahagi ng talim ay naging, dahil sa mga hibla na ito ang mga stress mula sa mga inertial na puwersa at ang baluktot na sandali ay nagdaragdag. Upang matiyak ang isang ibinigay na lakas, kinakailangan na ang aktwal na mga diin sa mga lugar na ito, na pinakamalayo mula sa axis ng seksyon ng talim, ay mas mababa kaysa sa pinapayagan para sa napiling materyal.

Ang mga halaga ng radii r na kinakailangan para sa mga kalkulasyon, kung saan matatagpuan ang mga seksyon ng talim na isinasaalang-alang, chord b, kamag-anak na kapal at pwersa F, ay kinuha mula sa mga talahanayan ng ikalawang yugto ng pagkalkula. Pagkatapos para sa bawat seksyon ay sunud-sunod na tinutukoy:

Ang fill factor k 3 ay depende sa profile na ginamit para sa turnilyo. Para sa pinakakaraniwang mga profile ng screw, ito ay: Clark-Y-k 3 =0.73; BC-2-k 3 =0.7 at RAF-6-k 3 = 0.74.

Matapos kalkulahin ang mga halaga ng P sa bawat indibidwal na seksyon, sila ay summed mula sa libreng dulo ng talim hanggang sa isinasaalang-alang na seksyon. Sa pamamagitan ng paghahati sa kabuuang puwersa na kumikilos sa bawat seksyon na isinasaalang-alang sa lugar ng seksyong ito, ang isa ay makakakuha ng mga tensile stress mula sa mga inertial na puwersa.

Ang blade bending stresses sa ilalim ng impluwensya ng aerodynamic forces F ay tinutukoy bilang para sa isang cantilever beam na may hindi pantay na distributed load.

Tulad ng nabanggit kanina, ang pinakamataas na stress ay nasa likod na mga hibla ng talim at tinukoy bilang ang kabuuan ng mga stress mula sa inertial at aerodynamic na pwersa. Ang magnitude ng mga stress na ito ay hindi dapat lumampas sa 60 ... 70% ng lakas ng makunat ng materyal ng talim.

Kung ang lakas ng talim ay natiyak, kung gayon ang pagkalkula ng propeller ay maaaring ituring na kumpleto.

Kung ang lakas ng talim ay hindi natiyak, kung gayon kinakailangan na pumili ng isa pa, mas matibay na materyal, o, sa pamamagitan ng pagtaas ng kamag-anak na lapad ng talim, ulitin ang lahat ng tatlong yugto ng pagkalkula.

Kung ang kamag-anak na lapad ng talim ay lumampas sa 0.075 para sa mga propeller na gawa sa matigas na kahoy at 0.09 para sa mga propeller na gawa sa malambot na kahoy, kung gayon hindi na kailangang isagawa ang ikatlong yugto ng pagkalkula, dahil tiyak na ibibigay ang kinakailangang lakas.

Batay sa mga materyales: P.I. Chumak, V.F Krivokrysenko "Pagkalkula at disenyo ng ALS"

0

Coursework sa disenyo

magaan na helicopter

1 Pagbuo ng mga tactical at teknikal na pangangailangan. 2

2 Pagkalkula ng mga parameter ng helicopter. 6

2.1 Pagkalkula ng masa ng kargamento. 6

2.2 Pagkalkula ng mga parameter ng pangunahing rotor ng helicopter. 6

2.3 Mga kaugnay na densidad ng hangin sa mga static at dynamic na kisame 8

2.4 Pagkalkula ng bilis ng ekonomiya malapit sa lupa at sa dynamic na kisame. 8

2.5 Pagkalkula ng mga kamag-anak na halaga ng maximum at pang-ekonomiyang bilis ng antas ng paglipad sa isang dynamic na kisame. 10

2.6 Pagkalkula ng mga pinahihintulutang ratio ng thrust coefficient sa pagpuno ng pangunahing rotor para sa maximum na bilis sa lupa at para sa pang-ekonomiyang bilis sa dynamic na kisame. 10

2.7 Pagkalkula ng mga thrust coefficient ng pangunahing rotor malapit sa lupa at sa dynamic na kisame 11

2.8 Pagkalkula ng pagpuno ng pangunahing rotor. 12

2.9 Pagpapasiya ng kamag-anak na pagtaas sa pangunahing rotor thrust upang mabayaran ang aerodynamic drag ng fuselage at pahalang na buntot. 13

3 Pagkalkula ng kapangyarihan ng sistema ng pagpapaandar ng helicopter. 13

3.1 Pagkalkula ng kapangyarihan kapag nag-hover sa isang static na kisame. 13

3.2 Pagkalkula ng tiyak na kapangyarihan sa antas ng paglipad sa pinakamataas na bilis. 14

3.3 Pagkalkula ng tiyak na kapangyarihan sa paglipad sa isang dynamic na kisame na may isang pang-ekonomiyang bilis.. 15

3.4 Pagkalkula ng tiyak na kapangyarihan sa paglipad malapit sa lupa sa bilis ng ekonomiya sa kaso ng pagkabigo ng isang makina sa panahon ng pag-alis. 15

3.5 Pagkalkula ng mga partikular na nabawasang kapangyarihan para sa iba't ibang kaso ng paglipad 16

3.5.1 Pagkalkula ng partikular na nabawasang kapangyarihan kapag nag-hover sa isang static na kisame 16

3.5.2 Pagkalkula ng tiyak na pinababang kapangyarihan sa antas ng paglipad sa pinakamataas na bilis. 16

3.5.3 Pagkalkula ng partikular na nabawasang kapangyarihan sa paglipad sa isang dynamic na kisame na may bilis ng ekonomiya.. 17

3.5.4 Pagkalkula ng tiyak na pinababang kapangyarihan sa paglipad malapit sa lupa na may pang-ekonomiyang bilis sa kaso ng pagkabigo ng isang makina. 18

3.5.5 Pagkalkula ng kinakailangang kapangyarihan ng propulsion system. 19

3.6 Pagpili ng mga makina. 19

4 Pagkalkula ng masa ng gasolina. 20

4.1 Pagkalkula ng bilis ng cruising ng pangalawang approximation. 20

4.2 Pagkalkula ng tiyak na pagkonsumo ng gasolina. 22

4.3 Pagkalkula ng masa ng gasolina. 23

5 Pagpapasiya ng masa ng mga bahagi at pagtitipon ng helicopter. 24

5.1 Pagkalkula ng masa ng pangunahing rotor blades. 24

5.2 Pagkalkula ng masa ng pangunahing rotor hub. 24

5.3 Pagkalkula ng masa ng booster control system. 25

5.4 Pagkalkula ng masa ng manual control system. 25

5.5 Pagkalkula ng masa ng pangunahing gearbox. 26

5.6 Pagkalkula ng masa ng mga unit ng tail rotor drive. 27

5.7 Pagkalkula ng masa at pangunahing sukat ng rotor ng buntot. tatlumpu

5.8 Pagkalkula ng masa ng sistema ng pagpapaandar ng helicopter. 32

5.9 Pagkalkula ng masa ng fuselage at kagamitan ng helicopter. 32

5.10 Pagkalkula ng bigat ng pag-alis ng helicopter ng pangalawang pagtatantya. 35

6 Paglalarawan ng layout ng helicopter. 36

Mga Sanggunian.. 39

1 Pagbuo ng mga tactical at teknikal na pangangailangan

Ang bagay sa ilalim ng disenyo ay isang magaan na single-rotor helicopter na may maximum na takeoff weight na 3500 kg. Pumili kami ng 3 prototype sa paraang ang kanilang maximum na timbang sa pag-alis ay nasa hanay na 2800-4375 kg. Ang mga prototype ay mga light helicopter: Mi-2, Eurocopter EC 145, Ansat.

Ipinapakita ng talahanayan 1.1 ang kanilang mga taktikal at teknikal na katangian na kinakailangan para sa pagkalkula.

Talahanayan 1.1 - Mga taktikal at teknikal na katangian ng mga prototype

Helicopter
diameter ng rotor, m
Haba ng fuselage, m
Walang laman na timbang, kg
Saklaw ng paglipad, km
Static na kisame, m
Dynamic na kisame, m
Pinakamataas na bilis, km/h
Bilis ng cruise, km/h
Masa ng gasolina, kg
Power point	2 GTD Klimov GTD-350	2 Turbomeca TVD	Whitney РW-207K
Ang lakas ng makina, kW

Ang mga figure 1.1, 1.2 at 1.3 ay nagpapakita ng mga prototype diagram.

Figure 1.1 - Scheme ng Mi-2 helicopter

Figure 1.2 - Scheme ng Eurocopter EC 145 helicopter

Figure 1.3 - Scheme ng Ansat helicopter

Mula sa mga katangian ng pagganap at mga scheme ng mga prototype, tinutukoy namin ang mga average na halaga ng mga dami at nakuha ang paunang data para sa disenyo ng helicopter.

Talahanayan 1.2 - Paunang data para sa disenyo ng helicopter

Maximum na takeoff weight, kg
Walang laman na timbang, kg
Pinakamataas na bilis, km/h
Saklaw ng paglipad, km
Static na kisame, m
Dynamic na kisame, m
Bilis ng cruise, km/h
Bilang ng mga rotor blades
Bilang ng mga tail rotor blades
Haba ng fuselage, m
Mag-load sa lugar na na-sweep ng pangunahing rotor, H / m 2

2 Pagkalkula ng mga parameter ng helicopter

2.1 Pagkalkula ng masa ng payload

Formula (2.1.1) para sa pagtukoy ng masa ng kargamento:

saan m mg - masa ng kargamento, kg; m eq - masa ng tripulante, kg; L- hanay ng paglipad, km; m 01 - maximum na takeoff weight ng helicopter, kg.

Payload na timbang:

2.2 Pagkalkula ng mga parameter ng pangunahing rotor ng helicopter

Radius R, m, ang pangunahing rotor ng isang single-rotor helicopter ay kinakalkula ng formula (2.2.1):

, (2.2.1)

saan m 01 - helicopter takeoff weight, kg; g- free fall acceleration na katumbas ng 9.81 m/s 2 ; p- tiyak na pagkarga sa lugar na na-sweep ng pangunahing rotor, p = 3.14.

Tinatanggap namin ang radius ng pangunahing rotor na katumbas ng R= 7.2 m

Tukuyin ang peripheral na bilis wR ang mga dulo ng mga blades mula sa diagram na ipinapakita sa Figure 3:

Figure 3 - Diagram ng dependence ng tip speed ng blade sa flight speed para sa mga constant value M 90 at μ

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

Tukuyin ang angular velocity w, s -1 , at ang dalas ng pag-ikot ng pangunahing rotor ayon sa mga formula (2.2.2) at (2.2.3):

2.3 Mga kaugnay na densidad ng hangin sa mga static at dynamic na kisame

Ang mga kaugnay na densidad ng hangin sa mga static at dynamic na kisame ay tinutukoy ng mga formula (2.3.1) at (2.3.2), ayon sa pagkakabanggit:

2.4 Pagkalkula ng bilis ng ekonomiya malapit sa lupa at sa dynamic na kisame

Natutukoy ang kamag-anak na lugar S e katumbas na mapaminsalang plato ayon sa formula (2.4.1):

saan S Ang E ay tinutukoy mula sa Figure 4.

Figure 4 - Pagbabago sa lugar ng katumbas na mapaminsalang plato ng iba't ibang mga transport helicopter

Tanggapin S E = 1.5

Kinakalkula ang halaga ng bilis ng ekonomiya malapit sa lupa V h, km/h:

saan ako- induction coefficient:

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

Ang halaga ng bilis ng ekonomiya sa dynamic na kisame ay kinakalkula V dyne, km/h:

2.5 Pagkalkula ng mga kamag-anak na halaga ng maximum at pang-ekonomiyang bilis ng antas ng paglipad sa isang dynamic na kisame

Ang pagkalkula ng mga kamag-anak na halaga ng maximum at pang-ekonomiyang bilis ng pahalang na paglipad sa isang dynamic na kisame ay isinasagawa ayon sa mga formula (2.5.1) at (2.5.2), ayon sa pagkakabanggit:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Pagkalkula ng mga pinahihintulutang ratio ng thrust sa pagpuno ng rotor para sa pinakamataas na bilis ng lupa at para sa bilis ng ekonomiya sa dynamic na kisame

Dahil ang formula (2.6.1) para sa ratio ng pinapayagang thrust coefficient sa pagpuno ng pangunahing rotor para sa maximum na bilis malapit sa lupa ay may form:

Formula (2.6.2) para sa ratio ng pinapayagang thrust coefficient sa pagpuno ng pangunahing rotor para sa bilis ng ekonomiya sa isang dynamic na kisame:

2.7 Pagkalkula ng pangunahing rotor thrust factor malapit sa lupa at sa dynamic na kisame

Ang pangunahing rotor thrust coefficients malapit sa lupa at sa dynamic na kisame ay kinakalkula ayon sa mga formula (2.7.1) at (2.7.2), ayon sa pagkakabanggit:

2.8 Pagkalkula ng pagpuno ng rotor

Pagpuno ng rotor s kinakalkula para sa mga kaso ng paglipad sa maximum at pang-ekonomiyang bilis:

Bilang isang tinantyang halaga ng pagpuno s rotor, ang halaga ay kinuha mula sa kundisyon (2.8.3):

tanggapin.

haba ng chord b at pagpapahaba l Ang rotor blades ay magiging katumbas ng:

2.9 Pagpapasiya ng kamag-anak na pagtaas sa pangunahing rotor thrust upang mabayaran ang aerodynamic drag ng fuselage at pahalang na buntot

Ang kamag-anak na pagtaas sa thrust ng pangunahing rotor upang mabayaran ang aerodynamic drag ng fuselage at pahalang na buntot ay kinuha bilang .

3 Pagkalkula ng kapangyarihan ng sistema ng pagpapaandar ng helicopter

3.1 Pagkalkula ng kapangyarihan kapag nag-hover sa isang static na kisame

Ang partikular na kapangyarihan na kinakailangan upang himukin ang pangunahing rotor sa hovering mode sa statistical ceiling ay kinakalkula ng formula (3.1.1)

saan N H st - kinakailangang kapangyarihan, W;

Katangian ng throttle, na nakasalalay sa taas ng static na kisame at kinakalkula ng formula (3.1.2)

m 0 - takeoff weight, kg;

g- free fall acceleration, m/s 2 ;

p- tiyak na pagkarga sa lugar na winalis ng pangunahing rotor, N/m 2 ;

D st - kamag-anak na density ng hangin sa taas ng static na kisame;

h 0 - relatibong kahusayan pangunahing rotor sa hover mode ( h 0 =0.75);

Relatibong pagtaas sa pangunahing rotor thrust upang balansehin ang aerodynamic drag ng fuselage:

3.2 Pagkalkula ng tiyak na kapangyarihan sa antas ng paglipad sa pinakamataas na bilis

Ang tiyak na kapangyarihan na kinakailangan upang himukin ang pangunahing rotor sa antas ng paglipad sa pinakamataas na bilis ay kinakalkula ng formula (3.2.1)

nasaan ang peripheral na bilis ng mga dulo ng mga blades;

Kamag-anak na katumbas na mapanganib na plato;

Ang koepisyent ng induction, na tinutukoy ng formula (3.2.2)

3.3 Pagkalkula ng tiyak na kapangyarihan sa paglipad sa isang dynamic na kisame na may pang-ekonomiyang bilis

Ang tiyak na kapangyarihan upang himukin ang pangunahing rotor sa isang dynamic na kisame ay:

nasaan ang kamag-anak na density ng hangin sa dynamic na kisame;

Bilis ng ekonomiya ng helicopter sa dynamic na kisame;

3.4 Pagkalkula ng tiyak na kapangyarihan sa paglipad malapit sa lupa sa pang-ekonomiyang bilis sa kaganapan ng isang pagkabigo ng makina sa panahon ng pag-alis

Ang partikular na kapangyarihan na kinakailangan upang ipagpatuloy ang pag-alis sa bilis ng ekonomiya sa kaganapan ng isang pagkabigo ng makina ay kinakalkula gamit ang formula (3.4.1)

nasaan ang bilis ng ekonomiya malapit sa lupa;

3.5 Pagkalkula ng mga partikular na pinababang kapangyarihan para sa iba't ibang kaso ng paglipad

3.5.1 Pagkalkula ng partikular na nabawasang kapangyarihan kapag nag-hover sa isang static na kisame

Ang pagkalkula ng partikular na nabawasang kapangyarihan kapag nag-hover sa isang static na kisame ay ginawa ayon sa formula (3.5.1.1)

nasaan ang partikular na katangian ng throttle:

x 0 - power utilization factor ng propulsion system sa hover mode. Dahil ang masa ng dinisenyo na helicopter ay 3.5 tonelada, ;

3.5.2 Pagkalkula ng tiyak na pinababang kapangyarihan sa antas ng paglipad sa pinakamataas na bilis

Ang pagkalkula ng partikular na pinababang kapangyarihan sa antas ng paglipad sa pinakamataas na bilis ay ginawa ayon sa formula (3.5.2.1)

nasaan ang power utilization factor sa maximum na bilis ng paglipad,

Mga katangian ng throttle ng mga makina, depende sa bilis ng paglipad:

3.5.3 Pagkalkula ng tiyak na pinababang kapangyarihan sa paglipad sa isang dynamic na kisame na may pang-ekonomiyang bilis

Ang pagkalkula ng tiyak na pinababang kapangyarihan sa paglipad sa isang dynamic na kisame na may bilis ng ekonomiya ay isinasagawa ayon sa formula (3.5.3.1)

nasaan ang power utilization factor sa economic flight speed,

at - mga antas ng throttling ng engine depende sa taas ng dynamic na kisame H at bilis ng paglipad V dyn ayon sa mga sumusunod na katangian ng throttle:

3.5.4 Pagkalkula ng tiyak na pinababang kapangyarihan sa paglipad malapit sa lupa sa bilis ng ekonomiya na may isang pagkabigo sa makina

Ang pagkalkula ng tiyak na pinababang kapangyarihan sa paglipad malapit sa lupa na may isang pang-ekonomiyang bilis sa kaso ng pagkabigo ng isang makina ay isinasagawa ayon sa formula (3.5.4.1)

nasaan ang power utilization factor sa economic flight speed;

Ang antas ng engine throttling sa emergency na operasyon;

Bilang ng mga makina ng helicopter;

Ang antas ng engine throttling kapag lumilipad malapit sa lupa sa isang pang-ekonomiyang bilis:

3.5.5 Pagkalkula ng kinakailangang kapangyarihan ng propulsion system

Upang kalkulahin ang kinakailangang kapangyarihan ng propulsion system, ang halaga ng partikular na pinababang kapangyarihan ay pinili mula sa kondisyon (3.5.5.1)

Kinakailangang kapangyarihan N Ang sistema ng pagpapaandar ng helicopter ay magiging katumbas ng:

nasaan ang takeoff weight ng helicopter;

g= 9.81 m 2 / s - acceleration ng libreng pagkahulog;

3.6 Pagpili ng mga makina

Tanggapin ang dalawa mga makina ng gas turbine GTD-1000T na may kabuuang kapasidad na 2 × 735.51 kW. Ang kundisyon ay natutugunan.

4 Pagkalkula ng masa ng gasolina

4.1 Pagkalkula ng pangalawang approximation na bilis ng cruising

Tinatanggap namin ang halaga ng bilis ng cruising ng unang pagtatantya.

Dahil kinakalkula namin ang induction coefficient ayon sa formula (4.1.1):

Tinutukoy namin ang partikular na kapangyarihan na kinakailangan upang himukin ang pangunahing rotor sa paglipad sa cruising mode ayon sa formula (4.1.2):

kung saan ang pinakamataas na halaga ng tiyak na pinababang kapangyarihan ng sistema ng pagpapaandar,

Koepisyent ng pagbabago sa kapangyarihan depende sa bilis ng paglipad, na kinakalkula ng formula:

Kinakalkula namin ang bilis ng cruising ng pangalawang approximation:

Tinutukoy namin ang kamag-anak na paglihis ng mga bilis ng cruising ng una at pangalawang pagtatantya:

Dahil pinipino namin ang bilis ng cruising ng unang approximation, ito ay kinuha katumbas ng kinakalkula na bilis ng pangalawang approximation. Pagkatapos ay ulitin namin ang pagkalkula ayon sa mga formula (4.1.1) - (4.1.5):

Tinatanggap namin.

4.2 Pagkalkula ng tiyak na pagkonsumo ng gasolina

Ang tiyak na pagkonsumo ng gasolina ay kinakalkula ng formula (4.2.1):

kung saan ang koepisyent ng pagbabago sa tiyak na pagkonsumo ng gasolina depende sa mode ng pagpapatakbo ng mga makina,

Ang koepisyent ng pagbabago sa tiyak na pagkonsumo ng gasolina depende sa bilis ng paglipad, na tinutukoy ng formula (4.2.2):

Tukoy na pagkonsumo ng gasolina sa takeoff mode, ;

Koepisyent ng pagbabago sa tiyak na pagkonsumo ng gasolina depende sa temperatura,

Koepisyent ng pagbabago sa tiyak na pagkonsumo ng gasolina depende sa taas ng flight, ;

4.3 Pagkalkula ng masa ng gasolina

Ang masa ng gasolina na ginugol sa paglipad ay magiging katumbas ng:

, (4.3.1)

kung saan ay ang tiyak na kapangyarihan natupok sa cruising bilis;

Bilis ng paglaot;

Tukoy na pagkonsumo ng gasolina;

L- saklaw ng paglipad;

5 Pagpapasiya ng masa ng mga bahagi at pagtitipon ng helicopter

5.1 Pagkalkula ng masa ng rotor blades

Ang masa ng pangunahing rotor blades ay tinutukoy ng formula (5.1.1):

saan R- rotor radius;

s- pagpuno ng pangunahing rotor;

5.2 Pagkalkula ng masa ng pangunahing rotor hub

Ang masa ng pangunahing rotor hub ay kinakalkula ng formula (5.2.1):

nasaan ang koepisyent ng timbang ng mga bushings ng mga modernong disenyo, ;

Ang koepisyent ng impluwensya ng bilang ng mga blades sa bushing mass, na kinakalkula ng formula (5.2.2):

Ang puwersa ng sentripugal na kumikilos sa mga blades, na kinakalkula mula sa formula (5.2.3):

5.3 Pagkalkula ng masa ng booster control system

Ang booster control system ay may kasamang swashplate, hydraulic boosters, at hydraulic control system para sa pangunahing rotor. Ang pagkalkula ng masa ng booster control system ay isinasagawa ayon sa formula (5.3.1):

saan b- talim chord;

Ang weighting factor ng booster control system, na maaaring kunin katumbas ng 13.2 kg/m 3;

5.4 Pagkalkula ng masa ng manual control system

Ang pagkalkula ng masa ng manual control system ay isinasagawa ayon sa formula (5.4.1):

kung saan ang weight coefficient ng manual control system, na kinuha para sa single-rotor helicopter na katumbas ng 25 kg/m;

5.5 Pagkalkula ng masa ng pangunahing gearbox

Ang masa ng pangunahing gearbox ay nakasalalay sa metalikang kuwintas sa pangunahing rotor shaft at kinakalkula gamit ang formula (5.5.1):

kung saan ay isang weighting factor, ang average na halaga ay 0.0748 kg / (Nm) 0.8.

Ang maximum na metalikang kuwintas sa pangunahing rotor shaft ay tinutukoy sa pamamagitan ng pinababang kapangyarihan ng sistema ng pagpapaandar N at bilis ng turnilyo w:

nasaan ang power utilization factor ng propulsion system, ang halaga nito ay kinukuha depende sa takeoff weight ng helicopter. Simula noon;

5.6 Pagkalkula ng timbang para sa mga unit ng tail rotor drive

Ang tail rotor thrust ay kinakalkula:

nasaan ang metalikang kuwintas sa rotor shaft;

Ang distansya sa pagitan ng mga axes ng main at tail propellers.

Distansya L sa pagitan ng mga axes ng main at tail screws ay katumbas ng kabuuan ng kanilang radii at clearance d sa pagitan ng mga dulo ng kanilang mga talim:

kung saan kinuha ang isang puwang na katumbas ng 0.15 ... 0.2 m;

radius ng rotor ng buntot. Simula noon

Ang kapangyarihang natupok upang paikutin ang tail rotor ay kinakalkula ng formula (5.6.3):

kung saan ay ang kamag-anak na kahusayan ng tail rotor, na maaaring kunin katumbas ng 0.6 ... 0.65.

Ang torque na ipinadala ng steering shaft ay:

nasaan ang dalas ng pag-ikot ng steering shaft, na matatagpuan sa formula (5.6.5):

Ang torque na ipinadala ng transmission shaft sa rpm ay:

Timbang m sa transmission shaft:

nasaan ang weighting factor para sa transmission shaft, na katumbas ng 0.0318 kg / (Nm) 0.67;

Ang masa ng intermediate gearbox ay tinutukoy ng formula (5.6.9):

nasaan ang weighting factor para sa intermediate gearbox, katumbas ng 0.137 kg / (Nm) 0.8.

Timbang ng tail gear na umiikot sa tail rotor:

nasaan ang weighting factor para sa tail gear, ang halaga nito ay 0.105 kg / (Nm) 0.8;

5.7 Pagkalkula ng masa at pangunahing sukat ng rotor ng buntot

Ang masa at pangunahing sukat ng tail rotor ay kinakalkula depende sa thrust nito.

Ang tail rotor thrust ratio ay:

Ang pagpuno ng mga tail rotor blades ay kinakalkula sa parehong paraan tulad ng para sa pangunahing rotor:

kung saan ang pinahihintulutang halaga ng ratio ng thrust coefficient sa pagpuno ng tail rotor,

Ang haba ng chord at relatibong elongation ng tail rotor blades ay kinakalkula gamit ang mga formula (5.7.3) at (5.7.4):

nasaan ang bilang ng mga rotor blades,

Ang mass ng tail rotor blades ay kinakalkula gamit ang empirical formula (5.7.5):

Ang halaga ng puwersang sentripugal na kumikilos sa mga tail rotor blades at nakikita ng mga bisagra ng hub ay kinakalkula ng formula (5.7.6):

Ang masa ng tail rotor hub ay kinakalkula gamit ang parehong formula tulad ng para sa pangunahing rotor:

nasaan ang puwersang sentripugal na kumikilos sa talim ng rotor ng buntot;

Weight coefficient para sa manggas, na katumbas ng 0.0527 kg/kN 1.35;

Salik sa pagtitimbang depende sa bilang ng mga blades at kinakalkula ng formula (5.7.8):

5.8 Pagkalkula ng masa ng sistema ng pagpapaandar ng helicopter

Ang tiyak na masa ng sistema ng pagpapaandar ng helicopter ay kinakalkula gamit ang empirical formula (5.8.1):

, (5.8.1)

saan N- kapangyarihan ng propulsion system;

Ang masa ng propulsion system ay magiging katumbas ng:

5.9 Pagkalkula ng masa ng fuselage at kagamitan ng helicopter

Ang masa ng fuselage ng helicopter ay kinakalkula gamit ang formula (5.9.1):

nasaan ang lugar ng hugasan na ibabaw ng fuselage:

Talahanayan 5.8.1

Takeoff weight ng unang approximation;

Coefficient katumbas ng 1.1;

Timbang ng sistema ng gasolina:

nasaan ang masa ng gasolina na ginagamit para sa paglipad;

Ang weighting factor na kinuha para sa fuel system ay katumbas ng 0.09;

Ang bigat ng landing gear ng helicopter ay:

kung saan ay isang weighting factor depende sa disenyo ng chassis. Dahil ang dinisenyong helicopter ay may maaaring iurong landing gear,

Ang bigat ng helicopter electrical equipment ay kinakalkula gamit ang formula (5.9.5):

kung saan ang distansya sa pagitan ng mga axes ng main at tail screws;

Bilang ng mga rotor blades;

R- rotor radius;

Kamag-anak na pagpahaba ng rotor blades;

at - mga salik sa pagtimbang para sa mga kable ng kuryente at iba pang kagamitang elektrikal,

Mass ng iba pang kagamitan sa helicopter:

nasaan ang weighting factor na ang halaga ay 1.

5.10 Pagkalkula ng pangalawang approximation helicopter takeoff mass

Ang masa ng isang walang laman na helicopter ay katumbas ng kabuuan ng masa ng mga pangunahing yunit:

Takeoff weight ng helicopter ng pangalawang approximation:

Tinutukoy namin ang kamag-anak na paglihis ng mga masa ng una at pangalawang pagtatantya:

Ang kamag-anak na paglihis ng masa ng una at pangalawang pagtatantya ay nakakatugon sa kondisyon. Nangangahulugan ito na tama ang pagkalkula ng mga parameter ng helicopter.

6 Paglalarawan ng layout ng helicopter

Ang dinisenyo na helicopter ay ginawa ayon sa isang single-rotor scheme na may tail rotor, dalawang gas turbine engine at isang skid landing gear.

Semi-monocoque fuselage. Ang mga elemento ng kapangyarihan na nagdadala ng pagkarga ng fuselage ay gawa sa aluminyo haluang metal at may anti-corrosion coating. Ang pasulong na bahagi ng fuselage na may cockpit canopy at engine nacelle hood ay gawa sa composite material batay sa fiberglass. Ang sabungan ay may dalawang pinto, ang mga bintana ay nilagyan ng anti-icing system at mga wiper. Ang kaliwa at kanang pinto ng cargo-passenger cabin at isang karagdagang hatch sa likuran ng fuselage ay nagsisiguro ng kaginhawahan ng pagkarga ng mga maysakit at nasugatan sa mga stretcher, pati na rin ang malalaking kargamento. Ang skid chassis ay gawa sa solid-bent na metal pipe. Ang mga bukal ay natatakpan ng mga fairing. Pinipigilan ng tail prop ang tail rotor na hawakan ang landing pad. Ang main at tail rotor blades ay gawa sa mga composite na materyales batay sa fiberglass at maaaring nilagyan ng anti-icing system. Ang four-bladed main rotor hub ay hingeless, na gawa sa dalawang intersecting fiberglass beam, na ang bawat isa ay nakakabit sa dalawang blades. Dalawang-bladed tail rotor hub na may karaniwang pahalang na bisagra. Tangke ng gasolina na may kabuuang kapasidad na 850 litro ay matatagpuan sa sahig ng fuselage. Ang sistema ng kontrol ng helicopter ay wire-wire na walang mechanical wiring, na mayroong apat na beses na digital redundancy at two-fold redundant independent power supply. Tinitiyak ng modernong kagamitan sa paglipad at pag-navigate ang mga flight sa simple at mahirap na kondisyon ng panahon, pati na rin ang mga flight ayon sa mga panuntunan ng VFR at IFR. Ang mga parameter ng mga sistema ng helicopter ay kinokontrol gamit ang onboard sistema ng impormasyon BISK-A na kontrol. Ang helicopter ay nilagyan ng babala at sistema ng alarma.

Ang helicopter ay maaaring nilagyan ng water landing system, pati na rin ang mga fire extinguishing at chemical spraying system.

Ang planta ng kuryente ay dalawang GTD-1000T gas turbine engine na may kabuuang lakas na 2 × 735.51 kW. Ang mga makina ay naka-mount sa fuselage sa magkahiwalay na nacelles. Ang mga air intake ay lateral, na nilagyan ng mga dust protection device. Ang mga side panel ng gondolas ay nakabitin upang bumuo ng mga platform ng serbisyo. Ang mga motor shaft ay lumabas sa isang anggulo sa gitnang gearbox at accessory box. Ang mga nozzle ng tambutso ng mga makina ay pinalihis palabas sa isang anggulo na 24 ". Para sa proteksyon laban sa buhangin, ang mga filter ay naka-install na pumipigil sa 90% ng pagtagos ng mga particle na may diameter na higit sa 20 microns sa makina.

Ang transmission ay binubuo ng mga motor gearbox, intermediate gearbox, angular gearbox, pangunahing gearbox, shaft at auxiliary gearbox. planta ng kuryente, baras at angular na gear ng manibela. Ang sistema ng paghahatid ay gumagamit ng titanium alloys.

Binubuo ang electrical system ng dalawang nakahiwalay na circuit, ang isa ay pinapagana ng 115-120V alternator, at ang pangalawang circuit ay pinapagana ng 28V DC generator. Ang mga generator ay hinihimok mula sa pangunahing rotor gearbox.

Ang kontrol ay nadoble, na may matibay at cable na mga wiring at hydraulic boosters na itinutulak mula sa pangunahing at backup na hydraulic system. Tinitiyak ng AP-34B four-channel autopilot ang stabilization ng helicopter sa paglipad sa mga tuntunin ng roll, heading, pitch at altitude. Pangunahing haydroliko na sistema nagbibigay ng kapangyarihan sa lahat ng hydraulic unit, at backup - mga hydraulic booster lang.

Ang sistema ng pag-init at bentilasyon ay nagbibigay ng supply ng pinainit o malamig na hangin sa mga crew at passenger cabin, pinoprotektahan ng anti-icing system ang main at tail rotor blades, ang mga front window ng crew cabin at engine air intakes mula sa icing.

Kasama sa mga kagamitan sa komunikasyon ang command HF band - "Yurok", intercom SPU-34.

Bibliograpiya

1. Disenyo ng helicopter / V.S. Krivtsov, L.I. Losev, Ya.S. Karpov. - Teksbuk. - Kharkiv: Nat. aerospace un-t “Khark. abyasyon in-t", 2003. - 344 p.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. tao.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

I-download: Wala kang access upang mag-download ng mga file mula sa aming server.

ako

Ang lift at thrust para sa translational motion ng helicopter ay nabuo ng pangunahing rotor. Ito ay naiiba sa isang eroplano at isang glider, kung saan ang puwersa ng pag-aangat kapag gumagalaw sa hangin ay nilikha ng ibabaw ng tindig - ang pakpak, na mahigpit na konektado sa fuselage, at ang thrust - sa pamamagitan ng isang propeller o jet engine(Larawan 6).

Sa prinsipyo, ang paglipad ng isang eroplano at isang helicopter ay maaaring ihambing. Sa parehong mga kaso, ang puwersa ng pag-aangat ay nilikha dahil sa pakikipag-ugnayan ng dalawang katawan: hangin at isang sasakyang panghimpapawid (eroplano o helicopter).

Ayon sa batas ng pagkakapantay-pantay ng pagkilos at reaksyon, sinusunod nito na kung anong puwersa ang kumikilos ang sasakyang panghimpapawid sa himpapawid (timbang o gravity), na may parehong puwersa na kumikilos ang hangin sa sasakyang panghimpapawid (lift force).

Sa panahon ng paglipad ng isang sasakyang panghimpapawid, ang sumusunod na kababalaghan ay nangyayari: isang paparating na daloy ng hangin ay dumadaloy sa paligid ng pakpak at mga tapyas pababa sa likod ng pakpak. Ngunit ang hangin ay isang hindi mapaghihiwalay, medyo malapot na daluyan, at hindi lamang ang layer ng hangin na matatagpuan sa kalapit na bahagi ng ibabaw ng pakpak, kundi pati na rin ang mga kalapit na layer nito ay lumahok sa paggapas na ito. Kaya, kapag umaagos sa paligid ng isang pakpak, ang isang medyo makabuluhang dami ng hangin ay beveled pabalik bawat segundo, humigit-kumulang katumbas ng dami ng isang silindro, kung saan ang cross section ay isang bilog na may diameter na katumbas ng wingspan, at ang haba ay ang bilis ng flight bawat segundo. Ito ay hindi hihigit sa isang pangalawang daloy ng hangin na kasangkot sa paglikha ng lakas ng pag-angat ng pakpak (Larawan 7).

kanin. 7. Ang dami ng hangin na kasangkot sa paglikha ng lakas ng pag-angat ng sasakyang panghimpapawid

Ito ay kilala mula sa teoretikal na mekanika na ang pagbabago sa momentum bawat yunit ng oras ay katumbas ng kumikilos na puwersa:

saan R - kumikilos na puwersa;

bilang resulta ng pakikipag-ugnayan sa pakpak ng sasakyang panghimpapawid. Dahil dito, ang puwersa ng pag-angat ng pakpak ay magiging katumbas ng pangalawang pagtaas sa momentum sa kahabaan ng patayo sa papalabas na jet.

At-vertical slant velocity sa likod ng wing in m/seg. Sa parehong paraan, ang kabuuang aerodynamic na puwersa ng pangunahing rotor ng isang helicopter ay maaaring ipahayag sa mga tuntunin ng pangalawang daloy ng hangin at ang slant velocity (ang sapilitan na bilis ng papalabas na air stream).

Ang umiikot na pangunahing rotor ay nagwawalis sa ibabaw, na maaaring isipin bilang isang carrier, katulad ng pakpak ng isang sasakyang panghimpapawid (Larawan 8). Ang hangin na dumadaloy sa ibabaw na tinatangay ng pangunahing rotor, bilang resulta ng pakikipag-ugnayan sa mga umiikot na blades, ay itinapon pababa nang may inductive na bilis At. Sa kaso ng pahalang o hilig na paglipad, ang hangin ay dumadaloy sa ibabaw na tinatangay ng pangunahing rotor sa isang tiyak na anggulo (pahilig na pamumulaklak). Tulad ng isang sasakyang panghimpapawid, ang dami ng hangin na kasangkot sa paglikha ng kabuuang aerodynamic na puwersa ng pangunahing rotor ay maaaring katawanin bilang isang silindro, kung saan ang base area ay katumbas ng surface area na tinangay ng pangunahing rotor, at ang haba ay katumbas ng bilis ng paglipad, na ipinahayag sa m/seg.

Kapag ang pangunahing rotor ay nasa lugar o sa vertical flight (direktang pamumulaklak), ang direksyon ng daloy ng hangin ay tumutugma sa axis ng pangunahing rotor. Sa kasong ito, ang air cylinder ay matatagpuan patayo (Larawan 8, b). Ang kabuuang aerodynamic na puwersa ng pangunahing rotor ay ipinahayag bilang ang produkto ng masa ng hangin na dumadaloy sa ibabaw na tinangay ng pangunahing rotor sa isang segundo at ang inductive na bilis ng papalabas na jet:

inductive velocity ng papalabas na jet in m/seg. Kinakailangan na gumawa ng isang reserbasyon na sa mga isinasaalang-alang na mga kaso kapwa para sa pakpak ng sasakyang panghimpapawid at para sa pangunahing rotor ng helicopter para sa sapilitan na bilis At ang inductive velocity ng papalabas na jet ay kinukuha sa ilang distansya mula sa ibabaw ng carrier. Ang inductive na bilis ng air jet na nangyayari sa ibabaw ng tindig mismo ay dalawang beses na mas maliit.

Ang ganitong interpretasyon ng pinagmulan ng puwersa ng pag-angat ng pakpak o ang kabuuang puwersa ng aerodynamic ng pangunahing rotor ay hindi ganap na tumpak at wasto lamang sa perpektong kaso. Ito ay sa panimula lamang tama at malinaw na nagpapaliwanag ng pisikal na kahulugan ng hindi pangkaraniwang bagay. Dito angkop na tandaan ang isang napakahalagang pangyayari na sumusunod mula sa nasuri na halimbawa.

Kung ang kabuuang aerodynamic na puwersa ng pangunahing rotor ay ipinahayag bilang produkto ng masa ng hangin na dumadaloy sa ibabaw na natangay ng pangunahing rotor at ang inductive na bilis, at ang dami ng masa na ito ay isang silindro na ang base ay ang surface area na winalis ng ang pangunahing rotor at ang haba ay ang bilis ng paglipad, pagkatapos ay ganap na malinaw na upang lumikha ng thrust ng isang pare-parehong halaga (halimbawa, katumbas ng bigat ng isang helicopter) sa isang mas mataas na bilis ng paglipad, at samakatuwid ay may mas malaking volume ng ejected air, isang mas mababang inductive speed at, dahil dito, ang mas mababang engine power ay kinakailangan.

Sa kabaligtaran, upang mapanatili ang helicopter sa hangin habang "nagpapasada" sa lugar, mas maraming kapangyarihan ang kinakailangan kaysa sa panahon ng paglipad sa isang tiyak na bilis ng pasulong, kung saan mayroong isang counter flow ng hangin dahil sa paggalaw ng helicopter.

Sa madaling salita, sa paggasta ng parehong kapangyarihan (halimbawa, ang na-rate na kapangyarihan ng makina), sa kaso ng isang hilig na paglipad sa isang sapat na mataas na bilis, ang isang mas malaking kisame ay maaaring makamit kaysa sa isang patayong pag-akyat, kapag ang kabuuang bilis ng paggalaw

may mas kaunting mga helicopter kaysa sa unang kaso. Samakatuwid, ang helicopter ay may dalawang kisame: static kapag umaakyat sa patayong paglipad, at pabago-bago kapag ang altitude ay nakuha sa inclined flight, at dynamic na kisame palaging nasa itaas ng static.

Mayroong maraming mga pagkakatulad sa pagpapatakbo ng pangunahing rotor ng isang helicopter at ang propeller ng isang sasakyang panghimpapawid, ngunit mayroon ding pangunahing pagkakaiba, na tatalakayin sa ibang pagkakataon.

Ang paghahambing ng kanilang trabaho, makikita na ang kabuuang aerodynamic na puwersa, at samakatuwid ay ang thrust ng pangunahing rotor ng helicopter, na isang bahagi ng puwersa.

Rsa direksyon ng hub axis, palaging higit pa (5-8 beses) para sa parehong lakas ng engine at parehong timbang sasakyang panghimpapawid dahil sa ang katunayan na ang diameter ng pangunahing rotor ng helicopter ay maraming beses na mas malaki kaysa sa diameter ng propeller ng sasakyang panghimpapawid. Sa kasong ito, ang bilis ng air ejection ng pangunahing rotor ay mas mababa kaysa sa bilis ng ejection ng propeller.

Ang halaga ng thrust ng pangunahing rotor ay nakasalalay sa isang napakalaking lawak sa diameter nito.

Dat bilang ng mga rebolusyon. Kung ang diameter ng propeller ay nadoble, ang thrust nito ay tataas ng humigit-kumulang 16 na beses; kung ang bilang ng mga rebolusyon ay nadoble, ang thrust ay tataas ng humigit-kumulang 4 na beses. Bilang karagdagan, ang pangunahing rotor thrust ay nakasalalay din sa density ng hangin ρ, ang anggulo ng talim φ (pangunahing rotor pitch),geometric at aerodynamic na katangian ng isang naibigay na propeller, pati na rin sa flight mode. Ang impluwensya ng huling apat na mga kadahilanan ay karaniwang ipinahayag sa propeller thrust formula sa pamamagitan ng thrust coefficient isang t . .

Kaya, ang thrust ng pangunahing rotor ng helicopter ay magiging proporsyonal sa:

- thrust coefficient............. isang r

Dapat tandaan na ang thrust value sa panahon ng mga flight malapit sa lupa ay naiimpluwensyahan ng tinatawag na "air cushion", dahil sa kung saan ang helicopter ay maaaring umalis sa lupa at tumaas ng ilang metro na may mas kaunting lakas kaysa sa kinakailangan para sa "hovering" sa may taas na 10-15 m. Ang pagkakaroon ng isang "air cushion" ay ipinaliwanag sa pamamagitan ng katotohanan na ang hangin na itinapon ng propeller ay tumama sa lupa at medyo naka-compress, ibig sabihin, pinatataas ang density nito. Ang epekto ng "air cushion" ay lalong malakas kapag ang propeller ay tumatakbo malapit sa lupa. Dahil sa air compression, ang thrust ng pangunahing rotor sa kasong ito, na may parehong pagkonsumo ng kuryente, ay tumataas ng 30-

40%. Gayunpaman, sa distansya mula sa lupa, ang impluwensyang ito ay mabilis na bumababa, at sa isang flight altitude na katumbas ng kalahati ng diameter ng propeller, ang "air cushion" ay nagpapataas ng thrust ng 15- lamang. 20%. Ang taas ng "air cushion" ay humigit-kumulang katumbas ng diameter ng pangunahing rotor. Dagdag pa, nawawala ang pagtaas ng traksyon.

Para sa isang magaspang na pagkalkula ng thrust ng pangunahing rotor sa hover mode, ang sumusunod na formula ay ginagamit:

koepisyent na nagpapakilala sa kalidad ng aerodynamic ng pangunahing rotor at ang impluwensya ng "air cushion". Depende sa mga katangian ng pangunahing rotor, ang halaga ng koepisyent A kapag umaaligid malapit sa lupa, maaari itong magkaroon ng mga value na 15 - 25.

Ang pangunahing rotor ng isang helicopter ay may isang napakahalagang pag-aari - ang kakayahang lumikha ng pag-angat sa mode ng pag-ikot sa sarili (autorotation) kung sakaling huminto ang makina, na nagpapahintulot sa helicopter na gumawa ng ligtas na gliding o parachuting na pagbaba at landing.

Ang umiikot na pangunahing rotor ay nagpapanatili ng kinakailangang bilang ng mga rebolusyon kapag nagpaplano o parachuting, kung ang mga blades nito ay inilipat sa isang maliit na anggulo ng pag-install

(l--5 0) 1 . Kasabay nito, ang puwersa ng pag-aangat ay napanatili, na nagsisiguro sa pagbaba na may pare-parehong bilis ng patayo (6-10 m/s), s ang kasunod na pagbaba nito sa panahon ng pagkakahanay bago lumapag sa l--1.5 m/seg.

Mayroong isang makabuluhang pagkakaiba sa pagpapatakbo ng pangunahing rotor sa kaso ng isang paglipad ng motor, kapag ang kapangyarihan mula sa makina ay inilipat sa propeller, at sa kaso ng isang self-rotating na paglipad, kapag ito ay tumatanggap ng enerhiya upang paikutin. ang propeller mula sa paparating na stream ng hangin, mayroong isang makabuluhang pagkakaiba.

Sa isang motor flight, ang paparating na hangin ay tumatakbo sa pangunahing rotor mula sa itaas o mula sa itaas sa isang anggulo. Kapag ang turnilyo ay gumagana sa self-rotation mode, ang hangin ay tumatakbo sa eroplano ng pag-ikot mula sa ibaba o sa isang anggulo mula sa ibaba (Larawan 9). Ang daloy ng bevel sa likod ng rotor sa parehong mga kaso ay ididirekta pababa, dahil ang sapilitan na bilis, ayon sa momentum theorem, ay direktang ididirekta sa tapat ng thrust, ibig sabihin, humigit-kumulang pababa sa kahabaan ng axis ng rotor.

Dito nag-uusap kami tungkol sa epektibong anggulo ng pag-install, sa kaibahan sa nakabubuo.

Pangkalahatang probisyon.

Ang pangunahing rotor ng isang helicopter (HB) ay idinisenyo upang lumikha ng lakas ng pag-angat, pagmamaneho (propulsion) at kontrol ng mga sandali.

Ang pangunahing rotor ay binubuo ng isang hub, blades, na nakakabit sa hub gamit ang mga bisagra o nababanat na elemento.

Ang pangunahing rotor blades, dahil sa pagkakaroon ng tatlong bisagra sa hub (pahalang, patayo at ehe), ay nagsasagawa ng isang kumplikadong paggalaw sa paglipad: - umikot sa paligid ng HB axis, lumipat kasama ang helicopter sa kalawakan, baguhin ang kanilang angular na posisyon, pagpihit sa mga bisagra na ito, kaya ang aerodynamics ng blade ang pangunahing rotor ay mas kumplikado kaysa sa aerodynamics ng isang pakpak ng sasakyang panghimpapawid.

Ang likas na katangian ng daloy sa paligid ng NV ay nakasalalay sa mga mode ng paglipad.

Ang pangunahing geometric na mga parameter ng pangunahing rotor (NV).

Ang mga pangunahing parameter ng HB ay ang diameter, ang swept area, ang bilang ng mga blades, ang fill factor, ang spacing ng horizontal at vertical na mga bisagra, at ang partikular na load sa swept area.

diameter Ang D ay ang diameter ng bilog kung saan gumagalaw ang mga dulo ng mga blades kapag ang HV ay nasa lugar. Ang mga modernong helicopter ay may diameter na 14-35 m.

Swak na lugar Ang Fom ay ang lugar ng bilog, na naglalarawan sa mga dulo ng HB blades kapag gumagana ito sa lugar.

Fill factorσ.ay katumbas ng:

σ \u003d (Z l F l) / F ohm (12.1);

kung saan ang Z l ay ang bilang ng mga blades;

F l - ang lugar ng talim;

F ohm - swept area HB.

Tinutukoy nito ang antas ng pagpuno ng mga swept area ng mga blades, nag-iiba sa loob ng s=0.04¸0.12.

Sa isang pagtaas sa fill factor, ang thrust ng HB ay tumataas sa isang tiyak na halaga, dahil sa isang pagtaas sa tunay na lugar ng mga ibabaw ng tindig, pagkatapos ay bumagsak. Ang pagbaba ng thrust ay nangyayari dahil sa impluwensya ng flow bevel at ang vortex wake mula sa nangungunang blade. Sa pagtaas ng s, kinakailangang dagdagan ang power na ibinibigay sa NV dahil sa pagtaas ng drag ng mga blades. Sa pagtaas ng s, ang hakbang na kinakailangan upang makakuha ng isang naibigay na thrust ay bumababa, na nagpapaalis sa NV mula sa mga stall mode. Ang mga katangian ng mga stall mode at ang mga dahilan para sa kanilang paglitaw ay tatalakayin sa ibaba.

Ang espasyo ng pahalang na l g at patayong l sa mga bisagra ay ang distansya mula sa axis ng bisagra hanggang sa axis ng pag-ikot ng HB. Maaaring isaalang-alang sa mga kaugnay na termino (12.2.)

Matatagpuan sa loob ng . Ang pagkakaroon ng hinge spacing ay nagpapabuti sa kahusayan ng longitudinal-transverse control.

ay tinukoy bilang ang ratio ng bigat ng helicopter sa lugar ng swept HB.

(12.3.)

Mga pangunahing parameter ng kinematic ng NV.

Ang mga pangunahing kinematic parameter ng NV ay kinabibilangan ng dalas o angular na bilis ng pag-ikot, ang anggulo ng pag-atake ng NV, ang mga anggulo ng pangkalahatan o paikot na hakbang.

Dalas ng pag-ikot n s - bilang ng mga rebolusyon HB bawat segundo; angular na bilis ng pag-ikot HB - tinutukoy ang circumferential speed nito w R .

Ang halaga ng w R sa mga modernong helicopter ay 180¸220 m/s.

Ang anggulo ng pag-atake HB (A) ay sinusukat sa pagitan ng freestream velocity vector at c
kanin. 12.1 Mga anggulo ng pag-atake ng pangunahing rotor at mga mode ng operasyon nito.

ang eroplano ng pag-ikot ng NV (Larawan 12.1). Ang anggulo A ay itinuturing na positibo kung ang daloy ng hangin ay tumatakbo sa HB mula sa ibaba. Sa mga mode ng level flight at climb, A ay negatibo, habang pababa, A ay positibo. 900.

Ang collective pitch angle ay ang installation angle ng lahat ng HB blades sa cross section sa radius na 0.7R.

Ang anggulo ng paikot na hakbang ng HB ay nakasalalay sa mode ng pagpapatakbo ng HB, ang isyung ito ay isinasaalang-alang nang detalyado kapag sinusuri ang pahilig na pamumulaklak ng HB.

Ang pangunahing mga parameter ng HB blade.

Kabilang sa mga pangunahing geometrical na parameter ng blade ang radius, chord, anggulo ng pag-install, cross-sectional na hugis, geometric twist at ang hugis ng blade sa plano.

Tinutukoy ng kasalukuyang blade section radius r ang distansya nito mula sa HB rotation axis. Natutukoy ang kamag-anak na radius

(12.4);

Chord ng profile- isang tuwid na linya na nagkokonekta sa pinakamalayong mga punto ng profile ng seksyon, na tinutukoy ng b (Larawan 12.2).

kanin. 12.2. Mga parameter ng profile ng talim. Anggulo ng talim j ay ang anggulo sa pagitan ng chord ng seksyon ng talim at ang eroplano ng pag-ikot ng HB.

Anggulo ng pag-mount j by `r=0.7 na may neutral na posisyon ng mga kontrol at ang kawalan ng flapping motion ay itinuturing na anggulo ng pag-install ng buong blade at ang kabuuang pitch ng HB.

Ang profile ng seksyon ng blade ay isang sectional na hugis na may isang eroplanong patayo sa longitudinal axis ng blade, na nailalarawan sa pamamagitan ng isang maximum na kapal na may max , relatibong kapal concavity f at curvature . Sa rotors, bilang isang panuntunan, biconvex, asymmetrical profile na may isang bahagyang curvature ay ginagamit.

Ginagawa ang geometric twist sa pamamagitan ng pagbabawas ng mga anggulo ng mga seksyon mula sa puwitan hanggang sa dulo ng talim at nagsisilbing pagpapabuti ng mga katangian ng aerodynamic ng talim. Ang mga blade ng helicopter ay may hugis-parihaba na hugis sa plano, na hindi pinakamainam sa aerodynamic na kahulugan, ngunit mas simple sa mga tuntunin ng teknolohiya.

Ang mga kinematic na parameter ng talim ay tinutukoy ng mga anggulo ng azimuthal na posisyon, stroke, swing at anggulo ng pag-atake.

Anggulo ng posisyon ng Azimuth Ang y ay tinutukoy ng direksyon ng pag-ikot ng HB sa pagitan ng longitudinal axis ng blade sa isang naibigay na oras at ng longitudinal axis ng zero na posisyon ng blade. Ang linya ng zero na posisyon sa antas ng paglipad ay halos kasabay ng longitudinal axis ng tail boom ng helicopter.

Throw Angle b ay tumutukoy sa angular na pag-aalis ng talim sa pahalang na bisagra na may kaugnayan sa eroplano ng pag-ikot. Ito ay itinuturing na positibo kapag ang talim ay lumihis paitaas.

Swing angle Ang x ay nagpapakilala sa angular na pag-aalis ng talim sa patayong bisagra sa eroplano ng pag-ikot (Larawan 12.). Ito ay itinuturing na positibo kapag ang talim ay lumihis laban sa direksyon ng pag-ikot.

Ang anggulo ng pag-atake ng blade element a ay tinutukoy ng anggulo sa pagitan ng chord ng elemento at ng paparating na daloy.

Hatak ng talim.

Ang drag ng blade ay ang aerodynamic force na kumikilos sa eroplano ng pag-ikot ng hub at nakadirekta laban sa pag-ikot ng HB.

Ang frontal resistance ng talim ay binubuo ng profile, inductive at wave resistance.

Ang paglaban sa profile ay sanhi ng dalawang dahilan: ang pagkakaiba ng presyon sa harap ng talim at sa likod nito (paglaban sa presyon) at ang alitan ng mga particle sa boundary layer (friction resistance).

Ang pressure resistance ay depende sa hugis ng blade profile i.e. sa relatibong kapal () at relatibong curvature () ng profile. Parami nang parami ang pagtutol. Ang pressure resistance ay hindi nakadepende sa anggulo ng pag-atake sa mga kondisyon ng operating, ngunit tumataas sa kritikal na a.

Ang paglaban sa friction ay nakasalalay sa bilis ng pag-ikot ng HB at ang estado ng ibabaw ng mga blades. Ang inductive drag ay ang drag na dulot ng slope ng totoong lift dahil sa skew ng daloy. Ang inductive resistance ng blade ay nakasalalay sa anggulo ng pag-atake α at tumataas sa pagtaas nito. Ang paglaban ng alon ay nangyayari sa pasulong na talim kapag ang bilis ng paglipad ay lumampas sa kinakalkula at lumilitaw ang mga shocks sa talim.

Ang pag-drag, tulad ng thrust, ay depende sa density ng hangin.

Impulse theory ng pangunahing rotor thrust generation.

Ang pisikal na kakanyahan ng teorya ng salpok ay ang mga sumusunod. Ang isang gumaganang perpektong propeller ay nagtatapon ng hangin, na nagbibigay ng isang tiyak na bilis sa mga particle nito. Ang isang suction zone ay nabuo sa harap ng propeller, isang drop zone ay nabuo sa likod ng propeller, at isang daloy ng hangin ay itinatag sa pamamagitan ng propeller. Ang pangunahing mga parameter ng daloy ng hangin na ito ay ang inductive na bilis at ang pagtaas ng presyon ng hangin sa eroplano ng pag-ikot ng propeller.

Sa mode ng axial flow, ang hangin ay lumalapit sa NV mula sa lahat ng panig, at isang constricting air jet ay nabuo sa likod ng propeller. Sa fig. 12.4. ang isang medyo malaking globo ay ipinapakita na nakasentro sa manggas ng HB na may tatlong katangian na mga seksyon: seksyon 0, na matatagpuan malayo sa harap ng tornilyo, sa eroplano ng pag-ikot ng tornilyo, seksyon 1 na may bilis ng daloy V 1 (bilis ng pagsipsip) at seksyon 2 na may bilis ng daloy V 2 (bilis ng pagtanggi).

Ang daloy ng hangin ay itinapon ng HB na may puwersang T, ngunit ang hangin ay pumipindot din sa propeller na may parehong puwersa. Ang puwersang ito ang magiging thrust force ng pangunahing rotor. Ang puwersa ay katumbas ng produkto ng masa ng katawan at
kanin. 12.3. Sa isang paliwanag ng teorya ng salpok ng paglikha ng thrust.

ang acceleration na natanggap ng katawan sa ilalim ng pagkilos ng puwersang ito. Samakatuwid, ang HB thrust ay magiging katumbas ng

(12.5.)

kung saan ang m s ay ang pangalawang masa ng hangin na dumadaan sa lugar ng HB na katumbas ng

(12.6.)

nasaan ang density ng hangin;

F ay ang lugar na tinangay ng tornilyo;

V 1 - inductive flow rate (rate ng pagsipsip);

a ay ang acceleration sa daloy.

Ang formula (12.5.) ay maaaring katawanin sa ibang anyo

(12.7.)

dahil, ayon sa teorya ng isang perpektong tornilyo, ang bilis ng air ejection V ng tornilyo ay dalawang beses sa bilis ng pagsipsip V 1 sa eroplano ng pag-ikot ng HB.

(12.8.)

Ang halos pagdodoble ng inductive speed ay nangyayari sa layo na katumbas ng radius ng HB. Ang bilis ng pagsipsip V 1 para sa Mi-8 helicopter ay 12m/s, para sa Mi-2 - 10m/s.

Konklusyon: Ang thrust force ng pangunahing rotor ay proporsyonal sa density ng hangin, ang swept area ng HB at ang inductive speed (bilis ng HB).

Pagbaba ng presyon sa seksyon 1-2 tungkol sa presyon ng atmospera sa hindi nababagabag kapaligiran ng hangin ay katumbas ng tatlong velocity head ng inductive velocity

(12.9.)

na nagiging sanhi ng pagtaas ng resistensya ng mga elemento ng istruktura ng helicopter na matatagpuan sa likod ng HB.

Teorya ng elemento ng talim.

Ang kakanyahan ng teorya ng elemento ng talim ay ang mga sumusunod. Ang daloy sa paligid ng bawat maliit na seksyon ng elemento ng blade ay isinasaalang-alang, at ang elementarya aerodynamic forces dу e at dx e na kumikilos sa blade ay tinutukoy. Ang lakas ng pag-aangat ng talim U l at ang paglaban ng talim X l ay natutukoy bilang resulta ng pagdaragdag ng naturang mga puwersang elementarya na kumikilos sa buong haba ng talim mula sa seksyon ng butt nito (r hanggang) hanggang sa dulo (R) :

Ang mga puwersa ng aerodynamic na kumikilos sa pangunahing rotor ay tinukoy bilang ang kabuuan ng mga puwersa na kumikilos sa lahat ng mga blades.

Upang matukoy ang thrust ng pangunahing rotor, ginagamit ang isang formula na katulad ng wing lift formula.

(12.10.)

Ayon sa teorya ng elemento ng blade, ang thrust force na binuo ng pangunahing rotor ay proporsyonal sa thrust coefficient, ang swept area ng HB, air density at ang parisukat ng peripheral na bilis ng dulo ng mga blades .

Ang mga konklusyon na ginawa sa teorya ng salpok at sa teorya ng elemento ng talim ay umaakma sa bawat isa.

Batay sa mga konklusyong ito, sumusunod na ang puwersa ng thrust ng HB sa mode ng daloy ng ehe ay nakasalalay sa density ng hangin (temperatura), ang anggulo ng pag-install ng mga blades (HB pitch) at ang bilis ng pag-ikot ng pangunahing rotor.

Mga mode ng pagpapatakbo ng HB.

Ang pangunahing rotor operating mode ay tinutukoy ng posisyon ng HB sa air stream.(Fig. 12.1) Depende dito, dalawang pangunahing operating mode ang tinutukoy: ang axial at oblique flow mode. Ang mode ng daloy ng ehe ay nailalarawan sa pamamagitan ng katotohanan na ang paparating na hindi nababagabag na daloy ay gumagalaw parallel sa axis ng HB bushing (patayo sa eroplano ng pag-ikot ng HB bushing). Sa mode na ito, gumagana ang pangunahing rotor sa mga vertical flight mode: hover, vertical climb at helicopter descent. Ang pangunahing tampok ng mode na ito ay ang posisyon ng talim na nauugnay sa daloy ng insidente sa tornilyo, samakatuwid, ang mga puwersa ng aerodynamic ay hindi nagbabago kapag ang talim ay gumagalaw sa azimuth. Ang pahilig na mode ng daloy ay nailalarawan sa pamamagitan ng katotohanan na ang daloy ng hangin ay tumatakbo papunta sa NV sa isang anggulo sa axis nito (Larawan 12.4.). Ang hangin ay lumalapit sa propeller na may bilis na V at pinalihis pababa dahil sa inductive suction speed Vi. Ang magreresultang bilis ng daloy sa pamamagitan ng NV ay magiging katumbas ng vector sum ng mga bilis ng hindi nababagabag na daloy at ng sapilitan na bilis.

V1 = V + Vi (12.11.)

Bilang isang resulta, ang pangalawang daloy ng hangin na dumadaloy sa pamamagitan ng NV ay tumataas, at, dahil dito, ang pangunahing rotor thrust, na tumataas sa pagtaas ng bilis ng paglipad. Sa pagsasagawa, ang pagtaas ng NV thrust ay sinusunod sa bilis na higit sa 40 km/h.

kanin. 12.4. Ang pagpapatakbo ng pangunahing rotor sa pahilig na pamumulaklak na mode.

Pahilig puff. Ang epektibong bilis ng daloy sa paligid ng elemento ng talim sa eroplano ng pag-ikot ng NV at ang pagbabago nito sa kahabaan ng swept surface ng NV.

Sa axial flow mode, ang bawat elemento ng blade ay nasa daloy, ang bilis nito ay katumbas ng circumferential speed ng elemento , kung saan ang radius ng ibinigay na elemento ng talim (Fig.12.6).

Sa pahilig na mode ng daloy na may isang anggulo ng pag-atake HB na hindi katumbas ng zero (A=0), ang nagresultang bilis ng W, kung saan ang daloy ng daloy sa paligid ng elemento ng talim, ay nakasalalay sa circumferential speed ng elemento u, ang bilis ng paglipad V1 at ang anggulo ng azimuth.

W = u + V1 sinψ (12.12.)

mga. sa isang pare-pareho ang bilis ng paglipad at isang pare-pareho ang bilis ng pag-ikot ng HB (ωr = const.), ang epektibong bilis ng daloy sa paligid ng talim ay mag-iiba depende sa anggulo ng azimuth.

Fig.12.5. Baguhin ang bilis ng daloy sa paligid ng talim sa eroplano ng pag-ikot ng propellant.

Baguhin ang epektibong bilis ng daloy sa paligid ng swept surface ng NV.

Sa fig. 12.6. nagpapakita ng mga velocity vectors ng daloy na dumadaloy sa elemento ng blade bilang resulta ng pagdaragdag ng circumferential speed at bilis ng paglipad. Ang diagram ay nagpapakita na ang epektibong bilis ng daloy ay nag-iiba sa kahabaan ng talim at sa azimuth. Ang circumferential speed ay tumataas mula sa zero sa axis ng propeller hub hanggang sa maximum sa dulo ng mga blades. Sa azimuth 90 tungkol sa bilis ng mga elemento ng talim ay , sa azimuth 270 o ang nagresultang bilis ay , sa puwit ng talim sa zone na may diameter d, ang daloy ay tumatakbo mula sa gilid ng palikpik, i.e. isang reverse flow zone ay nabuo, isang zone na hindi nakikilahok sa paglikha ng thrust.

Ang diameter ng reverse flow zone ay mas malaki, mas malaki ang radius ng NV at mas malaki ang bilis ng flight sa isang pare-pareho ang dalas ng pag-ikot ng NV.

Sa azimuths y=0 at y=180 0 ang resultang bilis ng mga elemento ng talim ay .

Fig.12.6. Baguhin ang epektibong bilis ng daloy sa paligid ng swept surface ng mga pampasabog.

Pahilig puff. Mga puwersa ng aerodynamic ng elemento ng talim.

Kapag ang elemento ng talim ay nasa daloy, ang kabuuang aerodynamic na puwersa ng elemento ng talim ay bumangon, na maaaring mabulok sa sistema ng velocity coordinate sa puwersa ng pag-angat at pag-drag.

Ang halaga ng elementarya aerodynamic force ay tinutukoy ng formula:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

Sa pamamagitan ng pagbubuod ng elementary thrust forces at ang pwersa ng paglaban sa pag-ikot, posibleng matukoy ang magnitude ng thrust force at ang paglaban sa pag-ikot ng buong talim.

Ang punto ng aplikasyon ng mga puwersa ng aerodynamic ng talim ay ang sentro ng presyon, na matatagpuan sa intersection ng kabuuang puwersa ng aerodynamic na may chord ng talim.

Ang magnitude ng aerodynamic force ay tinutukoy ng anggulo ng pag-atake ng elemento ng blade, na siyang anggulo sa pagitan ng chord ng elemento ng blade at ng paparating na daloy (Fig. 12.7).

Ang anggulo ng pag-install ng elemento ng blade φ ay ang anggulo sa pagitan ng structural plane ng pangunahing rotor (CPV) at ang chord ng elemento ng blade.

Ang anggulo ng pag-agos ay ang anggulo sa pagitan ng mga bilis at . (Larawan 12.7.)

Fig. 12.7 Aerodynamic forces ng blade element na may pahilig na pamumulaklak.

Ang paglitaw ng overturning moment sa mahigpit na pagkakabit ng mga blades. Ang mga puwersa ng tulak ay nilikha ng lahat ng mga elemento ng talim, ngunit ang mga elemento na matatagpuan sa ¾ ng radius ng talim ay magkakaroon ng pinakamalaking elementarya na pwersa T l, ang halaga ng resultang T l sa mode ng pahilig na daloy sa paligid ng thrust ng ang talim ay nakasalalay sa azimuth. Sa ψ = 90 ito ay maximum, sa ψ = 270 ito ay minimum. Ang ganitong pamamahagi ng mga elementary thrust forces at ang lokasyon ng resultang puwersa ay humahantong sa pagbuo ng isang malaking variable na baluktot na sandali sa ugat ng blade M izg.

Ang sandaling ito ay lumilikha ng isang malaking pagkarga sa attachment point ng talim, na maaaring humantong sa pagkawasak nito. Bilang resulta ng hindi pagkakapantay-pantay ng mga tungkod T l1 at T l2, lumilitaw ang isang pagkiling sandali ng helicopter,

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

na tumataas sa bilis ng helicopter.

Ang isang propeller na may matibay na mga blades ay may mga sumusunod na disadvantages (Figure 12.8):

Pagkakaroon ng overturning moment sa oblique flow mode;

Ang pagkakaroon ng isang malaking baluktot na sandali sa attachment point ng talim;

Pagbabago ng blade thrust sa azimuth.

Ang mga pagkukulang na ito ay inalis sa pamamagitan ng paglakip ng talim sa hub gamit ang mga pahalang na bisagra.

Fig. 12.8 Pagkakaroon ng overturning moment sa mahigpit na pagkakabit ng mga blades.

Alignment ng moment of thrust force sa iba't ibang posisyon ng azimuth ng blade.

Sa pagkakaroon ng isang pahalang na bisagra, ang thrust ng talim ay bumubuo ng isang sandali na may kaugnayan sa bisagra na ito, na lumiliko sa talim (Larawan 12. 9). Ang thrust moment T l1 (T l2) ay nagiging sanhi ng pag-ikot ng talim na may kaugnayan sa bisagra na ito

o (12.15.)

samakatuwid, ang sandali ay hindi ipinadala sa bushing, i.e. ang overturning moment ng helicopter ay inalis. Baluktot na sandali Muzg. sa ugat ng talim ay nagiging katumbas ng zero, ang bahagi ng ugat nito ay diskargado, bumababa ang baluktot ng talim, dahil dito, bumababa ang mga stress sa pagkapagod. Ang mga vibrations na dulot ng mga pagbabago sa thrust sa azimuth ay nababawasan. Kaya, ang pahalang na bisagra (HH) ay gumaganap ng mga sumusunod na function:

Tinatanggal ang overturning moment sa oblique blowing mode;

Ibinababa ang ugat na bahagi ng talim mula sa M palabas;

Pasimplehin ang kontrol ng pangunahing rotor;

Pagbutihin ang static na katatagan ng helicopter;

Bawasan ang dami ng pagbabago sa blade thrust sa azimuth.

Binabawasan ang mga stress sa pagkapagod sa talim, at binabawasan ang panginginig ng boses nito, dahil sa mga pagbabago sa puwersa ng thrust sa azimuth;

Pagbabago ng mga anggulo ng pag-atake ng elemento ng talim dahil sa stroke.

Kapag gumagalaw ang blade sa pahilig na blowing mode sa azimuth ψ mula 0 hanggang 90 °, ang bilis ng daloy sa paligid ng blade ay patuloy na tumataas dahil sa pahalang na bahagi ng bilis ng paglipad (sa mababang anggulo ng pag-atake HB ) (Larawan 12. 10.)

mga. . (12.16.)

Alinsunod dito, ang thrust force ng blade ay tumataas, na proporsyonal sa square ng free flow velocity at ang thrust moment ng blade na ito na may kaugnayan sa horizontal hinge. Ang talim ay umiindayog pataas
Figure 12.9 Alignment ng moment of thrust force sa iba't ibang posisyon ng azimuth ng blade.

ang seksyon ng talim ay karagdagang hinipan mula sa itaas (Larawan 12.10), at ito ay nagiging sanhi ng pagbawas sa totoong mga anggulo ng pag-atake at pagbaba sa pag-angat ng talim, na humahantong sa aerodynamic flap compensation. Kapag lumilipat mula ψ 90 hanggang ψ 180, ang bilis ng daloy sa paligid ng mga blades ay bumababa, ang mga anggulo ng pag-atake ay tumataas. Sa azimuth ψ = 180 o at sa ψ = 0 o ang bilis ng daloy ng mga blades ay pareho at katumbas ng ωr.

Sa azimuth ψ = 270 o ang talim ay nagsisimulang bumaba dahil sa isang pagbawas sa bilis ng daloy at isang pagbaba sa T l, habang ang mga blades ay karagdagang hinipan mula sa ibaba, na nagiging sanhi ng pagtaas sa mga anggulo ng pag-atake ng elemento ng talim, at samakatuwid ilang pagtaas sa pagtaas.

Sa ψ = 270, ang bilis ng daloy sa paligid ng blade ay minimal, ang pababang swing Vy ng blade ay pinakamataas, at ang mga anggulo ng pag-atake sa mga dulo ng mga blades ay malapit sa kritikal. Dahil sa pagkakaiba sa bilis ng daloy sa paligid ng talim sa iba't ibang mga azimuth, ang mga anggulo ng pag-atake sa ψ = 270 o ay tumataas nang maraming beses nang higit pa kaysa sa pagbaba sa ψ = 90 o. Samakatuwid, sa pagtaas ng bilis ng paglipad ng helicopter, sa rehiyon ng azimuth ψ = 270 o, ang mga anggulo ng pag-atake ay maaaring lumampas sa mga kritikal na halaga, na nagiging sanhi ng paghihiwalay ng daloy mula sa mga elemento ng talim.

Ang pahilig na daloy ay humahantong sa katotohanan na ang mga anggulo ng flap sa harap na bahagi ng HB disk sa rehiyon ng azimuth 180 0 ay mas malaki kaysa sa likurang bahagi ng disk sa rehiyon ng azimuth 0 0 . Ang pagkahilig na ito ng disk ay tinatawag na sagabal ng HB cone. Ang pagbabago sa mga anggulo ng stroke ng talim sa azimuth sa isang libreng HB, kapag walang kontrol ng stroke, nagbabago tulad ng sumusunod:

azimuth mula 0 hanggang 90 0:

Ang nagresultang bilis ng daloy sa paligid ng talim ay tumataas, ang lakas ng pag-angat at pagtaas ng sandali nito;

Stroke angle b at vertical na bilis V y pagtaas;

azimuth 90 0:

I-swing up ang bilis V y maximum;

azimuth 90 0 – 180 0:

Ang lakas ng pag-angat ng talim ay nabawasan sa pamamagitan ng pagbabawas ng nagresultang bilis ng daloy;

Bumababa ang pataas na bilis ng stroke V y, ngunit patuloy na tumataas ang anggulo ng blade stroke.

azimuth 200 0 – 210 0:

Ang bilis ng vertical swing ay katumbas ng zero V y = 0, ang anggulo ng swing ng blade b ay ang maximum, ang talim, bilang isang resulta ng pagbaba sa pag-angat, ay bumaba;

azimuth 270 0:

Ang bilis ng daloy sa paligid ng talim ay minimal, ang lakas ng pag-aangat at ang sandali nito ay nabawasan;

I-swing down na bilis V y - maximum;

Bumababa ang anggulo ng stroke b.

azimuth 20 0 – 30 0:

Ang bilis ng daloy sa paligid ng talim ay nagsisimulang tumaas;

V y \u003d 0, ang downward swing angle ay maximum.

Kaya, para sa isang libreng right-hand rotation NV na may pahilig na pamumulaklak, ang kono ay bumagsak pabalik sa kaliwa. Habang tumataas ang bilis ng paglipad, tumataas ang sagabal ng kono.

Fig.12.10. Pagbabago ng mga anggulo ng pag-atake ng elemento ng talim dahil sa stroke.

Stroke regulator (RV). Ang paglipad ng paggalaw ay humahantong sa isang pagtaas sa mga dynamic na pag-load sa istraktura ng talim at isang hindi kanais-nais na pagbabago sa mga anggulo ng pag-atake ng mga blades kasama ang rotor disk. Ang pagbawas sa swing amplitude at isang pagbabago sa natural na pagkahilig ng HB cone mula kaliwa hanggang kanan ay ginagawa ng swing regulator. Ang swing regulator (Fig. 12.11.) ay isang kinematic na koneksyon sa pagitan ng axial hinge at ang umiikot na singsing ng swashplate, na nagsisiguro ng pagbaba sa mga anggulo ng blades j na may pagbaba sa swing angle b at vice versa, isang pagtaas sa anggulo ng mga blades na may pagtaas sa anggulo ng swing. Ang koneksyon na ito ay binubuo sa paglilipat ng punto ng attachment ng thrust mula sa swashplate patungo sa axial hinge leash (point A) (Fig. 12.12) mula sa axis ng horizontal hinge. Sa mga Mi-type helicopter, ang stroke control ay nagpapagulong sa HB cone pabalik at pakanan. Sa kasong ito, ang lateral component sa kahabaan ng Z axis mula sa nagresultang puwersa ng HB ay nakadirekta sa kanan laban sa direksyon ng tail rotor thrust, na nagpapabuti sa mga kondisyon para sa lateral balancing ng helicopter.

Fig.12.11 Sweep controller, Kinematic diagram. . . Equilibrium ng talim na may kaugnayan sa pahalang na bisagra.

Sa panahon ng flap motion ng blade (Larawan 12.12.) sa eroplano ng thrust force, ang mga sumusunod na puwersa at sandali ay kumikilos dito:

Ang thrust T l, na inilapat sa ¾ ng haba ng talim, ay bumubuo ng isang sandali M t \u003d T a, pinipihit ang talim upang madagdagan ang stroke;

Centrifugal force F cb kumikilos patayo sa nakabubuo axis ng pag-ikot HB sa labas. Ang puwersa ng pagkawalang-kilos mula sa stroke ng talim, nakadirekta patayo sa axis ng talim at kabaligtaran sa acceleration ng stroke;

Ang puwersa ng gravity G l ay inilalapat sa sentro ng grabidad ng talim at bumubuo ng isang sandali M G =G·in ang pagpihit ng talim upang bawasan ang stroke.

Ang talim ay sumasakop sa isang posisyon sa espasyo kasama ang nagresultang puwersa Rl. Ang mga kondisyon ng equilibrium ng talim na may kaugnayan sa pahalang na bisagra ay tinutukoy ng expression

(12.17.)

Fig.12.12. Mga puwersa at sandali na kumikilos sa talim sa eroplano ng stroke.

Ang mga HB blades ay gumagalaw kasama ang generatrix ng cone, ang tuktok nito ay matatagpuan sa gitna ng hub, at ang axis ay patayo sa eroplano ng mga dulo ng mga blades.

Ang bawat talim ay sumasakop sa isang tiyak na azimuth Ψ ng parehong angular na posisyon β l na may kaugnayan sa eroplano ng pag-ikot ng HB.

Ang paggalaw ng flywheel ng mga blades ay paikot, mahigpit na umuulit sa isang panahon na katumbas ng oras ng isang rebolusyon ng HB.

Sandali ng pahalang na bisagra ng manggas HB (M gsh).

Sa mode ng axial flow sa paligid ng NV, ang resulta ng mga puwersa ng blades R n ay nakadirekta sa kahabaan ng axis ng NV at inilapat sa gitna ng manggas. Sa pahilig na pamumulaklak mode, ang puwersa R n ay lumihis patungo sa pagbara ng kono. Dahil sa espasyo ng mga pahalang na bisagra, ang aerodynamic force R n ay hindi dumadaan sa gitna ng manggas, at isang balikat ang nabuo sa pagitan ng force vector R n at sa gitna ng manggas. May isang sandali na Mgsh, na tinatawag na inertial moment ng pahalang na bisagra ng HB bushing. Depende ito sa spacing l r ng mga pahalang na bisagra. Ang sandali ng pahalang na bisagra ng HB bush Mgsh ay tumataas sa pagtaas ng distansya l r at nakadirekta patungo sa pagbara ng HB cone.

Ang pagkakaroon ng isang paghihiwalay ng mga pahalang na bisagra ay nagpapabuti sa damping property ng HB, i.e. pinapabuti ang pabago-bagong katatagan ng helicopter.

Equilibrium ng blade na may kaugnayan sa vertical hinge (VSH).

Sa panahon ng pag-ikot ng HB, ang talim ay lumilihis ng isang anggulo x. Ang swing angle x ay sinusukat sa pagitan ng radial line at ng longitudinal axis ng blade sa plane of rotation ng HB at magiging positibo kung ang blade ay tumalikod na may kaugnayan sa radial line (nahuhuli) (Fig. 12.13.).

Sa karaniwan, ang swing angle ay 5-10 o, at sa self-rotation mode ito ay negatibo at katumbas ng 8-12 o sa HB rotation plane. Ang mga sumusunod na puwersa ay kumikilos sa talim:

Ang drag force X l, inilapat sa gitna ng presyon;

Centrifugal force na nakadirekta sa isang tuwid na linya na nagkokonekta sa gitna ng masa ng talim at ang axis ng pag-ikot ng HB;

Ang inertial force F in, na nakadirekta patayo sa axis ng blade at kabaligtaran sa acceleration, ay inilapat sa gitna ng mass ng blade;

Inilapat ang sign-alternating Coriolis forces F k sa gitna ng masa ng blade.

Ang paglitaw ng puwersa ng Coriolis ay ipinaliwanag ng batas ng konserbasyon ng enerhiya.

Ang enerhiya ng pag-ikot ay nakasalalay sa radius, kung ang radius ay bumaba, kung gayon ang bahagi ng enerhiya ay ginagamit upang mapataas ang angular na bilis ng pag-ikot.

Samakatuwid, kapag ang talim ay umuugoy paitaas, ang radius r ц2 ng sentro ng masa ng talim at ang circumferential na bilis ay bumababa, lumilitaw ang Coriolis acceleration, na may posibilidad na mapabilis ang pag-ikot, at samakatuwid ang puwersa - ang puwersa ng Coriolis, na nagpapaikot sa talim ng pasulong na kamag-anak. sa patayong bisagra. Sa isang pagbaba sa anggulo ng stroke, ang Coriolis acceleration, at samakatuwid ang puwersa, ay ididirekta laban sa pag-ikot. Ang puwersa ng Coriolis ay direktang proporsyonal sa bigat ng talim, ang bilis ng pag-ikot ng HB, ang angular na bilis ng stroke at ang anggulo ng stroke.

Ang mga puwersa sa itaas ay bumubuo ng mga sandali na dapat balanse sa bawat azimuth ng paglalakbay ng talim.

. (12.15.)

Fig.12.13.. Equilibrium ng blade na may kaugnayan sa vertical hinge (VSH).

Ang paglitaw ng mga sandali sa NV.

Sa panahon ng pagpapatakbo ng NV, lumitaw ang mga sumusunod na puntos:

Ang Torque M k, na nilikha ng mga puwersa ng aerodynamic resistance ng mga blades, ay tinutukoy ng mga parameter ng HB;

Ang reaktibong sandali M p ay inilapat sa pangunahing gearbox at sa pamamagitan ng frame ng gearbox sa fuselage .;

Ang metalikang kuwintas ng mga makina na ipinadala sa pamamagitan ng pangunahing gearbox sa HB shaft ay tinutukoy ng metalikang kuwintas ng mga makina.

Ang metalikang kuwintas ng mga motor ay nakadirekta sa pag-ikot ng HB, at ang reaktibo at metalikang kuwintas ng HB ay nakadirekta laban sa pag-ikot. Ang metalikang kuwintas ng makina ay natutukoy sa pamamagitan ng pagkonsumo ng gasolina, awtomatikong control program, panlabas na mga kondisyon ng atmospera.

Sa steady-state flight mode M to = M p = - M dv.

Ang HB torque ay minsan nakikilala sa HB reactive torque o sa engine torque, ngunit tulad ng makikita mula sa itaas, ang pisikal na kakanyahan ng mga sandaling ito ay iba.

Mga kritikal na zone ng daloy sa paligid ng NV.

Sa pahilig na pamumulaklak sa NV, ang mga sumusunod na kritikal na zone ay nabuo (Larawan 12.14.):

Reverse flow zone;

Stall zone;

Wave Crisis Zone;

Rewind zone. Sa rehiyon ng azimuth 270 0 sa pahalang na paglipad, nabuo ang isang zone kung saan ang mga seksyon ng butt ng mga blades ay pinalipad hindi mula sa harap, ngunit mula sa trailing na gilid ng talim. Ang seksyon ng talim na matatagpuan sa zone na ito ay hindi nakikilahok sa paglikha ng puwersa ng pag-aangat ng talim. Ang zone na ito ay nakasalalay sa bilis ng paglipad, mas mataas ang bilis ng paglipad, mas malaki ang reverse flow zone.

Stall zone. Sa paglipad sa isang azimuth na 270 0 - 300 0 sa mga dulo ng mga blades, dahil sa pababang indayog ng talim, ang mga anggulo ng pag-atake ng seksyon ng talim ay tumataas. Ang epekto na ito ay pinahusay na may pagtaas sa bilis ng paglipad ng helicopter, dahil. sa parehong oras, ang bilis at amplitude ng flapping na paggalaw ng mga blades ay tumaas. Sa isang makabuluhang pagtaas sa pitch ng HB o isang pagtaas sa bilis ng paglipad, ang isang flow stall ay nangyayari sa zone na ito (Larawan 12.14.) Dahil sa ang mga blades ay umaabot sa mga supercritical na anggulo ng pag-atake, na humahantong sa pagbaba ng pagtaas at pagtaas ng i-drag ang mga blades na matatagpuan sa zone na ito. Ang thrust ng pangunahing rotor sa sektor na ito ay bumagsak at may malaking labis na bilis ng paglipad sa HB, isang makabuluhang sandali ng takong ang lilitaw.

Wave Crisis Zone. Ang paglaban ng alon sa talim ay nangyayari sa rehiyon ng azimuth na 90 0 sa mataas na bilis ng paglipad, kapag ang bilis ng daloy sa paligid ng talim ay umabot sa lokal na bilis ng tunog, at nabuo ang mga lokal na shock, na nagiging sanhi ng isang matalim na pagtaas sa koepisyent Сho dahil sa paglitaw ng paglaban ng alon

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

Ang wave resistance ay maaaring ilang beses na mas malaki kaysa sa friction resistance, at mula noon ang mga shock wave sa bawat blade ay lumilitaw nang paikot at sa maikling panahon, ito ay nagdudulot ng vibration ng blade, na tumataas sa pagtaas ng bilis ng paglipad. Ang mga kritikal na lugar ng daloy sa paligid ng pangunahing rotor ay binabawasan ang epektibong lugar ng pangunahing rotor, at samakatuwid ang thrust ng HB, ay nagpapalala sa aerodynamic at operational na mga katangian ng helicopter sa kabuuan, samakatuwid, ang mga limitasyon ng bilis ng mga flight ng helicopter ay nauugnay. kasama ang mga itinuturing na phenomena.

.Vortex ring.

Ang vortex ring mode ay nangyayari sa mababang pahalang na bilis at mataas na vertical na bilis ng pagbaba ng helicopter kapag ang mga makina ng helicopter ay tumatakbo.

Kapag bumaba ang helicopter sa mode na ito, sa ilang distansya sa ilalim ng HB, a ibabaw a-a, kung saan ang inductive drop rate ay nagiging katumbas ng rate ng pagbaba V y (Fig. 12.15). Ang pag-abot sa ibabaw na ito, ang inductive flow ay lumiliko patungo sa HB, bahagyang nakuha nito at muling itinapon pababa. Sa pagtaas ng V y , ang ibabaw a-a ay lumalapit sa HB, at sa isang tiyak na kritikal na rate ng pagbaba, halos lahat ng ejected air ay muling sinipsip ng pangunahing rotor, na bumubuo ng isang vortex torus sa paligid ng turnilyo. Ang vortex ring regime ay pumasok.

Larawan 12.14. Mga kritikal na zone ng daloy sa paligid ng NV.

Sa kasong ito, bumababa ang kabuuang thrust HB, tumataas ang vertical rate ng pagbaba V y. Ibabaw seksyon a-a pana-panahong nasira, ang torus vortices ay kapansin-pansing nagbabago sa pamamahagi ng aerodynamic load at ang likas na katangian ng flapping motion ng mga blades. Bilang isang resulta, ang HB thrust ay nagiging pulsating, ang helicopter ay nanginginig at gumulong, ang control efficiency ay lumalala, ang speed indicator at ang variometer ay nagbibigay ng hindi matatag na pagbabasa.

Ang mas maliit ang anggulo ng pag-install ng mga blades at ang bilis ng pahalang na paglipad, mas malaki ang vertical rate ng pagbaba, mas matindi ang vortex ring mode ay ipinahayag. pagbaba sa bilis ng paglipad na 40 km/h o mas mababa.

Upang maiwasan ang helicopter na makapasok sa mode na "vortex ring", kinakailangan na sumunod sa mga kinakailangan ng Flight Manual para sa paglilimita sa vertical na bilis.