Формула розраховує підйом вертольота від землі. Розрахунок повітряних гвинтів. Розрахунок економічної швидкості у землі і на динамічному стелі

Розрахунок гвинта умовно можна розділити на три послідовні етапи.

Метою першого етапу розрахунку є визначення передбачуваних радіуса, тяги і ККД гвинта.

Вихідними даними першого етапу є:

Розрахунок доцільно вести з використанням міжнародної системи одиниць СІ.

Якщо частота обертання гвинта задана в оборотах на хвилину, то, скориставшись формулою

Її необхідно перевести в радіани в секунду.

Розрахункова швидкість гвинта V вибирається залежно від призначення СЛА і величини

Де К-розрахункове максимальне аеродинамічна якість надлегкого літака; m -взлетная маса.

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

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

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

Виходячи з умови недопущення трансзвукових течій, швидкість кінця лопати u. не повинна перевищувати 230 ... 250 м / с і тільки в окремих випадках, коли не передбачається установка редуктора, а гвинт не може зняти повну потужність двигуна, допускається до 260 м / с.

Початкове значення бажаного ККД вище 0,8 для швидкісних і вище 0,75 для нескоростние СЛА вибирати недоцільно, оскільки на практиці це нездійсненно. Крок його зниження спочатку можна прийняти рівним 0,05 і потім зменшувати в міру наближення до дійсного значення ККД.

На підставі вихідних даних послідовно визначаються:

Якщо реквізит радіус R виявиться більше граничного R ГР, то це означає, що спочатку заданий ККД отриманий бути не може. Необхідно зменшити на обрану величину і цикл повторити, починаючи з визначення нового значення? .

Цикл повторюється до тих пір, поки не виконається умова RR ГР. Якщо ця умова виповнилося, то далі проводиться перевірка, чи не перевищує окружна швидкість кінця лопати u До допустиме значення u К.ГР.

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

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

Другий етап розрахунку повітряного гвинта

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

Вихідними даними для другого етапу розрахунку є:

Для проведення розрахунків лопать гвинта (рис. 6. 7)

Рис 6.7 Силовий вплив потоку на елементи лопаті гвинта

Розбивається на кінцеве число ділянок з розмірами bR .. При цьому вважається, що на кожному обраному ділянці закрутка лопаті відсутня, а швидкості і кути набігання потоку по радіусу-не змінюються. При зменшенні R, тобто при збільшенні числа розглянутих ділянок, похибка, викликана прийнятим допущенням, зменшується. Практика показує, що якщо для кожної ділянки приймати швидкості і кути, властиві його центральному перетину, то похибка стає несуттєвою при розбиваючи лопаті на 10 ділянок з R \u003d 0,1r, При цьому можна вважати, що перші три ділянки, відлічувані від осі гвинта, тяги не дають, споживаючи при цьому 4 ... 5% потужності двигуна. Таким чином, розрахунок доцільно вести для семи ділянок з \u003d 0,3 до \u003d 1,0.

Додатково задаються:

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

Закон зміни ширини лопаті і відносної товщини може бути заданий у вигляді формули, таблиці або креслення гвинта (рис. 6. 1).

Рис 6.1 Повітряний гвинт фіксованого кроку

Величини кутів атаки вибраних перетинів задаються конструктором з урахуванням зворотного аеродинамічного якості. Значення коефіцієнтів Су і K \u003d 1 / знімаються з графіків рис. 6.4 і 6.5 з урахуванням обраного профілю і значень і.

Рис 6.4 Залежність коефіцієнта підйомно сили і зворотного аеродинамічного якості від кута атаки і відносної товщини для профілю ВС-2

Рис 6.5 Залежність коефіцієнта підйомно сили і зворотного аеродинамічного якості від кута атаки і відносної товщини для профілю РАФ-6

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

Отриманою зі спільного рішення рівнянь тяги і витрати повітря, що проходить через ометаемую гвинтом площа.

Передбачувані значення тяги Р, радіуса R і площі S му беруться з першого етапу розрахунку.

Якщо в результаті розрахунку виявиться, що потужність, споживана гвинтом, відрізняється від располагаемой не більше ніж на 5 ... 10%, то другий етап розрахунку можна вважати виконаним.

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

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

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

Рис 6.10 Залежність поправочних коефіцієнтів від співвідношення споживаної і розташовується потужностей

Після закінчення другого етапу розрахунку необхідні для виготовлення геометричні розміри гвинта (R, r, b, с і) в зручних для його виготовлення одиницях зводяться в таблицю.

Третій етап розрахунку повітряного гвинта

Метою третього етапу є перевірка повітряного гвинта на міцність. Цей етап розрахунку зводиться до визначення навантажень, що діють в різних перетинах лопатей, і порівняно їх з допустимими з урахуванням геометрії і матеріалу, з якого виготовлені лопаті.

Для визначення навантажень лопать розбивається на окремі елементи, як і на другому етапі розрахунку, починаючи з перетину \u003d 0,3 с кроком 0,1 до \u003d 1.

На кожен виділений елемент лопаті масою т на радіусі r (рис. 6. 11) діють інерційна сила

Рис 6.11 Силовий вплив аеродніаміческіх сил на елемент лопаті гвинта

І елементарна аеродинамічна сила F. Під впливом цих сил, від всіх елементарних ділянок, лопать розтягується і згинається. В результаті в матеріалі лопаті виникають напруги розтягання-стиску. Найбільш навантаженими (рис. 6. 12)

Рис 6.12 Розподіл напружень в перерізі лопаті гвинта

Виявляються волокна заднього боку лопаті, так як в цих волокнах напруги від інерційних сил і згинального моменту складаються. Для забезпечення заданої міцності необхідно, щоб фактичні напруги в цих найбільш віддалених від осі перетину лопаті ділянках були менше допустимих для вибраного матеріалу.

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

Коефіцієнт заповнення k 3 залежить від профілю, використовуваного для гвинта. Для найбільш поширених гвинтових профілів він дорівнює: Clark-Y- k 3 \u003d 0,73; BC-2 k 3 \u003d 0,7 і РАФ-6 k 3 \u003d 0,74.

Після обчислень величин P ін на кожній окремій ділянці проводиться їх підсумовування від вільного кінця лопаті до розглянутого перетину. Розділивши сумарну силу, що діє в кожному перерізі, на площу цього перерізу, можна отримати напруги розтягнення від інерційних сил.

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

Як зазначалося раніше, максимальні напруги будуть в задніх волокнах лопаті і визначаються як сума напружень від інерційних і аеродинамічних сил. Величина цих напруг не повинна перевищувати 60 ... 70% від тимчасового опору матеріалу лопаті.

Якщо міцність лопаті забезпечена, то розрахунок повітряного гвинта можна вважати завершеним.

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

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

за матеріалами: П.І.Чумак, В.Ф Крівокрисенко "Розрахунок і проектування СЛА"

Загальні положення.

Несучий гвинт вертольота (НВ) призначений для створення підйомної сили, Рушійною (пропульсивной) сили і керуючих моментів.

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

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

Характер обтікання НВ залежить від режимів польоту.

Основні геометричні параметри несучого гвинта (НВ).

Основними параметрами НВ є діаметр, ометаєма площа, число лопатей, коефіцієнт заповнення, рознос горизонтального і вертикального шарнірів, питоме навантаження на ометаемую площа.

Діаметр D - діаметр окружності по якій рухаються кінці лопатей при роботі НВ на місці. У сучасних вертольотів діаметр становить 14-35 м.

ометаєма площа Fом - площа кола, який описують кінці лопатей НВ при його роботі на місці.

коефіцієнт заповнення σ.равен:

σ \u003d (Z л F л) / F му (12.1);

де Z л - кількість лопатей;

F л - площа лопаті;

F му - ометаєма площа НВ.

Характеризує ступінь заповнення лопатями захоплюваної площі, змінюється в межах s \u003d 0,04¸0,12.

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

Рознос горизонтального l г і вертикального l в шарнірів - відстань від осі шарніра до осі обертання НВ. Може розглядатися в відносних величинах (12.2.)

Знаходиться в межах. Наявність розносу шарнірів покращує ефективність поздовжньо-поперечного управління.

визначається як відношення ваги вертольота до площі ометаемую НВ.

(12.3.)

Основні кінематичні параметри НВ.

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

Частота обертання n з - число оборотів НВ в секунду; кутова швидкість обертання НВ - визначає його окружну швидкість w R.

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

Кут атаки НВ (А) вимірюється між вектором швидкості набігаючого потоку і з
Мал. 12.1 Кути атаки несучого гвинта і режими його роботи.

площиною обертання НВ (ріс.12.1). Кут А вважається позитивним, якщо повітряний потік набігає на НВ з низу. На режимах горизонтального польоту і набору висоти А-негативних, на зниженні А- позитивний .. Розрізняють два режими роботи НВ - режим осьового обтікання, коли А \u003d ± 90 0 (висіння, вертикальний набір або зниження) і режим косою обдування, коли А¹ ± 90 0.

Кут загального кроку - кут установки всіх лопатей НВ в перерізі на радіусі 0,7R.

Кут циклічного кроку НВ залежить від режиму роботи НВ, детально це питання розглядається при аналізі косою обдування НВ.

Основні параметри лопаті НВ.

До основних геометричних параметрів лопаті відносяться радіус, хорда, кут установки, форма профілю перетинів, геометрична крутка і форма лопаті в плані.

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

(12.4);

хорда профілю - пряма з'єднує найбільш віддалені точки профілю перетину, позначається b (рис. 12.2).

Мал. 12.2. Параметри профілю лопаті. Кут установки лопаті j - кут між хордою перетину лопаті і площиною обертання НВ.

кут установки j на `r \u003d 0,7 при нейтральному положенні органів управління і відсутності махового руху вважається кутом установки всієї лопаті і загальним кроком НВ.

Профіль перетину лопаті є формою перетину площиною, перпендикулярної до поздовжньої осі лопаті, характеризується максимальною товщиною з max, відносною товщиною увігнутістю f і кривизною . На несучих гвинтах застосовують, як правило, двоопуклі, несиметричні профілі з невеликою кривизною.

Геометрична крутка проводиться зменшенням кутів установки перерізів від комля до кінця лопаті і служить для поліпшення аеродинамічних характеристик лопаті .. Лопаті вертольотів мають прямокутну форму в плані, яка в аеродинамічному сенсі не оптимальна, але простіше з точки зору технології.

Кінематичні параметри лопаті визначаються кутами азимутального положення, помаху, гойдання і кутом атаки.

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

кут помаху b визначає кутове переміщення лопаті в горизонтальному шарнірі відносно площини обертання. Вважається позитивним при відхиленні лопаті вгору.

кут качання x характеризує кутове переміщення лопаті в вертикальному шарнірі в площині обертання (рис.12.). Вважається позитивним при відхиленні лопаті проти напрямку обертання.

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

Лобове опір лопаті.

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

Лобове опір лопаті складається з профільного, індуктивного і хвильового опору.

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

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

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

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

Імпульсна теорія створення тяги несучого гвинта.

Фізична сутність імпульсної теорії полягає в наступному. Працюючий ідеальний гвинт відкидає повітря, віддаючи його часткам певну швидкість. Перед гвинтом утворюється зона подсасиванія, за гвинтом - зона відкидання і встановлюється повітряний потік через гвинт. Основні параметри цього повітряного потоку: індуктивна швидкість і приріст тиску повітря в площині обертання гвинта.

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

Потік повітря відкидається НВ з силою Т, а й повітря тисне на гвинт з цієї ж силою. Ця сила і буде силою тяги несучого гвинта. Сила дорівнює добутку маси тіла на
Мал. 12.3. До поясненню імпульсної теорії створення тяги.

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

(12.5.)

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

(12.6.)

де - щільність повітря;

F - площа, відмітає гвинтом;

V 1 - індуктивна швидкість потоку (швидкість подсасиванія);

а - прискорення в потоці.

Формулу (12.5.) Можна уявити в іншому вигляді

(12.7.)

так як з теорії ідеального гвинта швидкість відкидання повітря V гвинтом в два рази більше швидкості подсасиванія V 1 в площині обертання НВ.

(12.8.)

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

Висновок: Сила тяги несучого гвинта пропорційна щільності повітря, захоплюваної площі НВ і індуктивної швидкості (частоті обертання НВ).

Перепад тиску в перерізі 1-2 по відношенню до атмосферному тиску в невозмущенной повітряному середовищі дорівнює трьом швидкісним напором індуктивної швидкості

(12.9.)

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

Теорія елемента лопаті.

Сутність теорії елемента лопаті полягає в наступному. Розглядається обтікання кожного малого ділянки елемента лопаті, і визначаються елементарні аеродинамічні сили dу е і d х е діючі на лопать. Підйомна сила лопаті У л і опір лопаті Х л визначаються в результаті складання таких елементарних сил, що діють по всій довжині лопаті від її окоренкову перетину (r к) до кінцевого (R):

Аеродинамічні сили діють на несучий гвинт визначаються як сума сил діючих на все лопаті.

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

(12.10.)

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

Висновки зроблені по імпульсної теорії і по теорії елемента лопаті взаємно доповнюють один одного.

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

Режими роботи НВ.

Режим роботи несучого гвинта визначається положенням НВ в потоці повітря. (Ріс.12.1) Залежно від цього визначають два основні режими роботи: режим осьового і косого обтікання. Режим осьового обтікання характеризується тим, що набігає необуреним потік рухається паралельно осі втулки НВ (перпендикулярно площині обертання втулки НВ). В цьому режимі несучий гвинт працює на вертикальних режимах польоту: висіння, вертикальний набір висоти і зниження вертольота. Основною особливістю цього режиму є те, що положення лопаті відносно потоку, що набігає на гвинт, не змінюється, отже, не змінюються аеродинамічні сили при русі лопаті по азимуту. Режим косого обтікання характеризується тим, що повітряний потік набігає на НВ під кутом до його осі (ріс12.4.). Повітря підходить до гвинта зі швидкістю V і відхиляється вниз за рахунок індуктивної швидкості подсасиванія Vi. Результуюча швидкість потоку через НВ буде дорівнює векторній сумі швидкостей невозмущенного потоку і індуктивної швидкості

V1 \u003d V + Vi (12.11.)

В результаті цього збільшується секундний витрата повітря протікає через НВ, а отже, і тяга несучого гвинта, яка збільшується з ростом швидкості польоту. Практично зростання тяги НВ спостерігається при швидкості понад 40 км / год.

Мал. 12.4. Робота несучого гвинта на режимі косою обдування.

Коса обдування. Ефективна швидкість обтікання елемента лопаті в площині обертання НВ і її зміна по захоплюваної поверхні НВ.

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

На режимі косого обтікання при куті атаки ПВ не рівному нулю (А \u003d 0) результуюча швидкість W, з якої потік обтікає елемент лопаті, залежить від окружної швидкості елемента u, швидкості польоту V1 і кута азимута.

W \u003d u + V1 sinψ (12.12.)

тобто при незмінній швидкості польоту і постійній частоті обертання НВ (ωr \u003d const.) ефективна швидкість обтікання лопаті буде змінюватися в залежності від кута азимута.

Ріс.12.5. Зміна швидкості обтікання лопаті в площині обертання ВВ.

Зміна ефективної швидкості обтікання по захоплюваної поверхні НВ.

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

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

На азимутах y \u003d 0 і y \u003d 180 0 результуюча швидкість елементів лопаті дорівнює.

Ріс.12.6. Зміна ефективної швидкості обтікання по захоплюваної поверхні ВВ.

Коса обдування. Аеродинамічні сили елемента лопаті.

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

Величина елементарної аеродинамічної сили визначається за формулою:

Rr \u003d CR (ρW²r / 2) Sr (12.13.)

Підсумувавши елементарні сили тяги і сили опору обертанню, можна визначити величину сили тяги і опору обертанню всієї лопаті.

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

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

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

Кут прітеканія є кут між швидкостями і. (Ріс.12.7.)

Ріс.12.7.Аеродінаміческіе сили елемента лопаті при косою обдувке.

Виникнення перекидаючого моменту при жорсткому кріпленні лопатей. Сили тяги створюються всіма елементами лопаті, але найбільші елементарні сили Т л будуть у елементів, розташованих на ¾ радіусу лопаті, величина рівнодіючої Т л на режимі косого обтікання тяги лопаті залежить від азимута. На ψ \u003d 90 вона максимальна, на ψ \u003d 270 мінімальна. Такий розподіл елементарних сил тяги і розташування рівнодіючої сили призводить до утворення великої змінного згинального моменту біля кореня лопаті M виг.

Цей момент створює велике навантаження в місці кріплення лопаті, що може привести до її руйнування. В результаті нерівності тяг Т Л1 і Т л 2 виникає перекидаючий момент вертольота,

М х \u003d Т Л1 r 1 -T л 2 r 2, (12.14.)

який зростає зі збільшенням швидкості польоту вертольота.

Гвинт з жорстким кріпленням лопатей має наступні недоліки (Рис 12.8):

Наявність перекидаючого моменту на режимі косого обтікання;

Наявність великої згинального моменту в місці кріплення лопаті;

Зміна моменту тяги лопаті по азимуту.

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

Ріс.12.8 Виникнення перекидаючого моменту при жорсткому кріпленні лопатей.

Вирівнювання моменту сили тяги в різних азимутальних положеннях лопаті.

При наявності горизонтального шарніра тяга лопаті утворює щодо цього шарніра момент, який повертає лопать (рис.12. 9). Момент тяги Т Л1 (Т л 2) викликає поворот лопаті відносного цього шарніра

або (12.15.)

тому момент не передається на втулку, тобто усувається перекидаючий момент вертольота. Згинальний момент Muзг. біля кореня лопаті стає рівним нулю, розвантажується її коренева частина, зменшується вигин лопаті, за рахунок цього зменшуються втомна напруга. Вібрації, викликані зміною тяги по азимуту, зменшуються. Таким чином, горизонтальний шарнір (ГШ) виконує наступні функції:

Усуває перекидаючий момент на режимі косою обдування;

Розвантажує кореневу частину лопаті від M изг;

Це зручний спосіб упорядкування несучим гвинтом;

Покращують статичну стійкість вертольота;

Зменшують величину зміни тяги лопаті по азимуту.

Зменшує втомна напруга в лопаті, і зменшують її вібрацію, через зміни сили тяги по азимуту;

Зміна кутів атаки елемента лопаті за рахунок помаху.

При русі лопаті в режимі косою обдування в азимут ψ від 0 до 90 о швидкість обтікання лопаті постійно збільшується за рахунок складової швидкості горизонтального польоту (при малих кутах атаки НВ ) (Рис.12. 10.)

тобто . (12.16.)

Відповідно збільшується сила тяги лопаті, яка пропорційна квадрату швидкості набігаючого потоку і момент тяги цієї лопаті відносно горизонтального шарніра. Лопать змахує вгору,
Ріс12.9 Вирівнювання моменту сили тяги в різних азимутальних положеннях лопаті.

перетин лопаті додатково обдуваются зверху (рис. 12.10), а це викликає зменшення справжніх кутів атаки і зменшення підйомної сили лопаті, що призводить до аеродинамічній компенсації помаху. При русі від ψ 90 до ψ 180 швидкість обтікання лопатей зменшується, кути атаки збільшуються. На азимут ψ \u003d 180 о і на ψ \u003d 0 про швидкість обтікання лопаті однакові і рівні ωr.

До азимуту ψ \u003d 270 про лопать починає опускатися в зв'язку зі зменшенням швидкості обтікання і зменшенням Т л, при цьому лопаті додатково обдуваются знизу, що викликає збільшення кутів атаки елемента лопаті, а значить і деякий приріст підйомної сили.

На ψ \u003d 270 швидкість обтікання лопаті мінімальна, мах Vy лопаті вниз максимальний, кути атаки на кінцях лопатей близькі до критичних. Внаслідок відмінності швидкості обтікання лопаті на різних азимутах, кути атаки на ψ \u003d 270 про зростають у декілька разів більше, ніж зменшуються при ψ \u003d 90 о. Тому при збільшенні швидкості польоту вертольота, в районі азимута ψ \u003d 270 про кути атаки можуть перевищувати критичні значення, що викликає зрив потоку з елементів лопаті.

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

азимут від 0 до 90 0:

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

Кут помаху b і вертикальна швидкість V у збільшуються;

азимут 90 0:

Швидкість помаху вгору V у максимальна;

азимут 90 0 - 180 0:

Підйомна сила лопаті зменшується за рахунок зменшення результуючої швидкості обтікання;

Швидкість помаху V у вгору зменшується, але кут помаху лопаті продовжує збільшуватися.

азимут 200 0 - 210 0:

Вертикальна швидкість помаху дорівнює нулю V у \u003d 0, кут помаху лопаті b - максимальний, лопата, в результаті зменшення підйомної сили, йде вниз;

азимут 270 0:

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

Швидкість маха вниз V у - максимальна;

Кут помаху b зменшується.

азимут 20 0 - 30 0:

Швидкість обтікання лопаті починає збільшуватися;

V у \u003d 0, кут помаху вниз - максимальний.

Таким чином, у вільного НВ правого обертання при косою обдувке конус завалюється назад вліво. З ростом швидкості польоту завал конуса збільшується.

Ріс.12.10.Ізмененіе кутів атаки елемента лопаті за рахунок помаху.

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

Ріс.12.11 Регулятор помаху, Кінематична схема. . . Рівновага лопаті відносно горизонтального шарніра.

При маховому русі лопаті (ріс.12.12.) В площині сили тяги на неї діють такі сили і моменти:

Тяга Т л, прикладена на ¾ довжини лопаті, утворює момент М т \u003d Т · а, що повертає лопать на збільшення помаху;

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

Сила тяжіння G л прикладена до центру тяжіння лопаті і утворює момент М G \u003d G · в повертає лопать на зменшення помаху.

Лопать займає положення в просторі уздовж результуючої сили Rл. Умови рівноваги лопаті відносно горизонтального шарніра визначається виразом

(12.17.)

Ріс.12.12. Сили і моменти, що діють на лопать в площині помаху.

Лопаті НВ рухаються по котра утворює конуса, вершина якого розташована в центрі втулки, а вісь перпендикулярна до площини кінців лопатей.

Кожна лопать займає на певному азимут Ψ однакові кутові положення β л відносно площини обертання НВ.

Маховий рух лопатей є циклічним, строго повторюється з періодом, що дорівнює часу одного обороту НВ.

Момент горизонтальних шарнірів втулки НВ (М гш).

На режимі осьового обтікання НВ рівнодіюча сил лопатей R н спрямована уздовж осі НВ і прикладена в центрі втулки. На режимі косою обдування сила R н відхиляється в сторону завалу конуса. Через розносу горизонтальних шарнірів аеродинамічна сила R н не проходить через центр втулки і між вектором сили R н і центром втулки утворюється плече. Виникає момент М гш, званий інерційним моментом горизонтальних шарнірів втулки НВ. Він залежить від розносу l r горизонтальних шарнірів. Момент горизонтальних шарнірів втулки НВ М гш збільшується зі збільшенням відстані l r і спрямований в бік завалу конуса НВ.

Наявність розносу горизонтальних шарнірів покращує демпфуючий властивість НВ, тобто покращує динамічну стійкість вертольота.

Рівновага лопаті відносно вертикального шарніра (ВШ).

Під час обертання НВ лопать відхиляється на кут x. Кут качання x вимірюється між радіальної лінією і поздовжньою віссю лопаті в площині обертання НВ і буде позитивним, якщо лопать повертається щодо радіальної лінії назад (відстає) (рис. 12.13.).

В середньому кут гойдання дорівнює 5-10 о, а на режимі самовращенія він негативний і дорівнює 8-12 про в площині обертання НВ. На лопать діють наступні сили:

Сила лобового опору Х л, прикладена в центрі тиску;

Відцентрова сила, спрямована по прямій з'єднує центр маси лопаті і вісь обертання НВ;

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

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

Виникнення сили Коріоліса пояснюється законом збереження енергії.

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

Тому, коли відбувається помах лопаті вгору, зменшуються радіус r Ц2 центру мас лопаті і окружна швидкість, з'являється кориолисово прискорення, які прагнуть прискорити обертання, а значить і сила - сила Коріоліса, яка повертає лопать вперед щодо вертикального шарніра. При зменшенні кута помаху кориолисово прискорення, а значить, і сила буде направлена \u200b\u200bпроти обертання. Сила Коріоліса прямо пропорційна вазі лопаті, частоті обертання НВ, кутової швидкості помаху і розі помаху

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

. (12.15.)

Ріс.12.13 .. Рівновага лопаті відносно вертикального шарніра (ВШ).

Виникнення моментів на НВ.

При роботі НВ виникають такі моменти:

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

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

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

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

На сталих режимах польоту М к \u003d М р \u003d - М дв.

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

Критичні зони обтікання НВ.

При косою обдувке на НВ, утворюються такі критичні зони (рис. 12.14.):

Зона зворотного обтікання;

Зона зриву потоку;

Зона хвильового кризи;

Зона зворотного обтікання. В районі азимута 270 0 в горизонтальному польоті утворюється зона, в якій окоренкові перетину лопатей обтекаются ні з передньої, а з задньої кромки лопаті. Ділянка лопаті знаходиться в цій зоні в створенні підйомної сили лопаті не бере. Ця зона залежить від швидкості польоту, чим більше швидкість польоту, тим більше зона зворотного обтікання.

Зона зриву потоку. У польоті на азимут 270 0 - 300 0 на кінцях лопатей за рахунок маху лопаті вниз збільшуються кути атаки перетину лопаті. Цей ефект посилюється при збільшенні швидкості польоту вертольота, тому що при цьому зростають швидкість і амплітуда махового руху лопатей. При значному збільшенні кроку НВ або збільшенні швидкості польоту, в цій зоні відбувається зрив потоку (рис. 12.14.) За рахунок виходу лопатей на закритичні кути атаки, що призводить до зменшення підйомної сили і збільшенню лобового опору лопатей, що знаходяться в цій зоні. Тяга несучого гвинта в цьому секторі падає і при великому перевищенні швидкості польоту на НВ з'являється значний крениться момент.

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

З хо \u003d С ХТР + З хв. (12.18.)

Хвильовий опір може в кілька разів перевищувати опір тертя, а тому перегони ущільнення на кожній лопаті з'являються циклічно і на невеликий проміжок часу, то це викликає вібрацію лопаті, яка збільшується з ростом швидкості польоту. Критичні зони обтікання несучого гвинта зменшують ефективну площу несучого гвинта, а значить і тягу НВ, погіршують аеродинамічні і експлуатаційні характеристики вертольота в цілому, тому обмеження польотів вертольотів по швидкості пов'язані з розглянутими явищами.

. «Вихрове кільце».

Режим вихрового кільця виникає при малій горизонтальної швидкості і великий вертикальну швидкість зниження вертольота при працюючих двигунах вертольота.

При зниженні вертольота в такому режимі, на деякій відстані під НВ утворюється поверхню а-а, Де индуктивная швидкість відкидання стає рівною швидкості зниження V y (ріс.12.15). Досягаючи цієї поверхні, індуктивний потік повертається назустріч НВ, частково їм захоплюється і знову відкидається вниз. При збільшенні V y, поверхня а-а наближається до НВ, і при деякій критичній швидкості зниження майже весь відкидається повітря знову підсмоктується несучим гвинтом, утворюючи навколо гвинта вихровий тор. Настає режим вихрового кільця.

Ріс12.14. Критичні зони обтікання НВ.

У цьому випадку загальна тяга НВ зменшується, вертикальна швидкість зниження V y зростає. поверхня розділу а-а періодично розривається, вихори тора різко змінюють розподіл аеродинамічного навантаження і характер махового руху лопатей. В результаті тяга НВ стає пульсуючим, виникає тряска і кидки вертольота, погіршується ефективність управління, покажчик швидкості і варіометр дають нестійкі свідчення.

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

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

Вертоліт - це гвинтокрила машина, в якій підйомну силу і силу тяги створює гвинт. Несучий гвинт служить для підтримки і переміщення вертольота в повітрі. При обертанні в горизонтальній площині несучий гвинт створює тягу (Т) спрямовану вгору, виконує роль підйомної сили (Y). Коли тяга несучого гвинта буде більше ваги вертольота (G), вертоліт без розбігу відірветься від землі і почне вертикальний набір висоти. У разі рівного розподілу ваги вертольота і тяги несучого гвинта вертоліт буде нерухомо висіти в повітрі. Для вертикального зниження досить тягу несучого гвинта зробити трохи менше ваги вертольота. Поступальний рух вертольота (P) забезпечується нахилом площини обертання несучого гвинта за допомогою системи управління гвинтом. Нахил площини обертання гвинта викликає відповідний нахил повної аеродинамічної сили, при цьому її вертикальна складова буде утримувати вертоліт в повітрі, а горизонтальна - викликати поступальне переміщення вертольота в відповідному напрямку.

Рис 1. Схема розподілу сил

конструкція вертольота

Фюзеляж є основною частиною конструкції вертольота, що служить для з'єднання в одне ціле всіх його частин, а також для розміщення екіпажу, пасажирів, вантажів, устаткування. Він має хвостову і кінцеву балки для розміщення хвостового гвинта поза зоною обертання несучого гвинта, і крила (на деяких вертольотах крило встановлюється з метою збільшення максимальної швидкості польоту за рахунок часткового розвантаження несучого гвинта (МІ-24)). Силова установка (двигуни)є джерелом механічної енергії для приведення в обертання несучого і рульового гвинтів. Вона включає в себе двигуни і системи, що забезпечують їх роботу (паливну, масляну, систему охолодження, систему запуску двигунів і ін.). Несучий гвинт (НВ) служить для підтримки і переміщення вертольота в повітрі, і складається з лопатей і втулки несучого гвинта. Рульовий гвинт служить для врівноваження реактивного моменту, що виникає при обертанні несучого гвинта, і для шляхового керування вертольотом. Сила тяги рульового гвинта створює момент щодо центра ваги вертольота, що врівноважує реактивний момент несучого гвинта. Для розвороту вертольота досить змінити величину тяги рульового гвинта. Рульовий гвинт так само складається з лопатей і втулки. Управління несучим гвинтом проводиться за допомогою спеціального пристрою, званого автоматом перекосу. Управління рульовим гвинтом проводиться від педалей. Злітно-посадкові пристрої служать опорою вертольота при стоянці і забезпечують переміщення вертольота по землі, зліт і посадку. Для пом'якшення поштовхів і ударів вони забезпечені амортизаторами. Злітно-посадкові пристрої можуть виконуватися у вигляді колісного шасі, поплавців і лиж

Рис.2 Основні частини вертольота:

1 - фюзеляж; 2 - авіадвигуни; 3 - несучий гвинт (несуча система); 4 - трансмісія; 5 - хвостовий гвинт; 6 - кінцева балка; 7 - стабілізатор; 8 - хвостова балка; 9 - шасі

Принцип створення підйомної сили гвинтом і система управління гвинтом

При вертикальному польоті полная аеродинамічна сила несучого гвинта виразиться як добуток маси повітря, що протікає через поверхню, сметана несучим гвинтом за одну секунду, на швидкість минає струменя:

де πD 2/ 4 - площа поверхні, захоплюваної несучим гвинтом;V-швидкість польоту в м / сек; ρ - щільність повітря;u -швидкість минає струменя в м / сек.

По суті сила тяги гвинта дорівнює силі реакції при прискоренні повітряного потоку

Для того щоб вертоліт рухався поступально, потрібен перекіс площини обертання гвинта, причому зміна площині обертання досягається не нахилом втулки несучого гвинта (хоча візуальний ефект може бути саме такою), а зміною положення лопаті в різних частинах квандрант описуваної окружності.

Лопаті несучого гвинта, описуючи повне коло навколо осі при його обертанні, обтекаются зустрічним потоком повітря по-різному. Повне коло - ето360º. Тоді приймемо заднє положення лопаті за0º і далі через каждие90º повний оборот. Так ось лопата в інтервалі от0º до180º - це лопастьнаступающая, а от180º до 360º -отступающая. Принцип такого назви, я думаю, зрозумілий. Наступаюча лопать рухається назустріч набігаючого потоку повітря, і сумарна швидкість її руху щодо цього потоку зростає тому що сам потік, в свою чергу, рухається їй назустріч. Адже вертоліт летить вперед. Відповідно зростає і підйомна сила.

Рис.3 Зміна швидкостей набігаючого потоку при обертанні гвинта для вертольота МІ-1 (середні швидкості польоту).

У відступаючої лопаті картина протилежна. Від швидкості набігаючого потоку віднімається швидкість, з якою ця лопать як би від нього «тікає». У підсумку маємо підйомну силу менше. Виходить серйозна різниця сил на правій і лівій стороні гвинта і звідси явний перевертає момент. При такому стані речей вертоліт при спробі руху вперед матиме тенденцію до перекидання. Такі речі мали місце при першому досвіді створення гвинтокрилих апаратів.

Щоб цього не відбувалося, конструктора застосували одну хитрість. Справа в тому, що лопаті несучого гвинта закріплені вовтулке (це такий масивний вузол, насаджений на вихідний вал), але не жорстко. Вони з нею пов'язані з допомогою спеціальних шарнірів (або пристроїв, їм подібних). Шарніри бувають трьох видів: горизонтальні, вертикальні і осьові.

Тепер подивимося що ж буде відбуватися з лопатою, яка підвішена до осі обертання на шарнірах. Отже, наша лопать обертається з постійною швидкістю без будь-яких дій, що управляють ззовні.

Мал. 4 Сили, що діють на лопать, підвішену до втулки гвинта на шарнірах.

від 0º до90º швидкість обтікання лопаті зростає, значить зростає і підйомна сила. Але! Тепер лопать підвішена на горизонтальному шарнірі. В результаті надлишкової підйомної сили вона, повертаючись в горизонтальному шарнірі, починає підніматися вгору (фахівці кажуть «делаетвзмах»). Одночасно через збільшення лобового опору (адже швидкість обтікання зросла) лопать відхиляється назад, відстаючи від обертання осі гвинта. Для цього якраз і служить вертикальний шар-нир.

Однак при змаху виходить, що повітря щодо лопаті набуває ще і якийсь рух вниз і, таким чином, кут атаки щодо набігаючого потоку зменшується. Тобто зростання надлишкової підйомної сили сповільнюється. На це уповільнення робить свій додатково вплив відсутність керуючого впливу. Це означає, що тяга автомата перекосу, приєднана до лопаті, зберігає своє становище незмінним, і лопата, змахуючи, змушена повертатися в своєму осьовому шарнірі, утримувана тягою і, тим самим, зменшуючи свій установчий кут або кут атаки по відношенню до набігаючого потоку. (Картина того, що відбувається на малюнку. Здес - це підйомна сила, Х - сила опору, Vy - вертикальний рух повітря, α - кут атаки.)

Рис.5 Картина зміни швидкості і кута атаки потоку, що набігає при обертанні лопаті несучого гвинта.

до точки 90º надлишкова підйомна сила буде продовжувати рости, однак через вищесказаного з дедалі більшим уповільненням. После90º ця сила буде зменшуватися, але через її присутності лопать буде продовжувати рухатися вгору, правда все повільніше. Максимальну висоту помаху вона досягне вже кілька переваливши за точку180º. Це відбувається тому, що лопать має певне політичне значення, і на неї діють ще Ісіль інерції.

При подальшому обертанні лопать стає відступаючої, і на неї діють всі ті ж процеси, але вже в зворотному напрямку. Величина підйомної сили падає і відцентрова сила разом з силою ваги починають опускати її вниз. Однак при цьому зростають кути атаки для набігаючого потоку (тепер уже повітря рухається вгору по відношенню до лопаті), і зростає інсталяційний кут лопаті через нерухомості тяг автомата перекосу вертольота . Все, що відбувається підтримує підйомну силу відступаючої лопаті на необхідному рівні. Лопать продовжує опускатися і мінімальної висоти помаху досягає вже десь після точкі0º, знову ж таки через сил інерції.

Таким чином, лопаті вертольота при обертанні несучого гвинта як би «махають» або ще кажуть «пурхають». Однак це прохань ви, так би мовити, неозброєним поглядом навряд чи помітите. Підйом лопатей вгору (як і відхилення їх назад в вертикальному шарнірі) дуже незначні. Справа в тому, що на лопаті робить дуже сильний стабілізуючий вплив відцентрова сила. Підйомна сила, наприклад, більше ваги лопаті в 10 разів, а відцентрова - в100 раз. Саме відцентрова сила перетворює на перший погляд «м'яку» гнеться в нерухомому положенні лопать в жорсткий, міцний і відмінно працює елемент несучого гвинта вертольота вертольота.

Однак незважаючи на свою незначність вертикальне відхилення лопатей присутній, і несучий гвинт при обертанні описує конус, правда дуже пологий. Підстава цього конуса і є площину обертання гвинта (Див ріс1.)

Для додання вертольоту поступального руху потрібно цю площину нахилити, щоб з'явилася горизонтальна складова повної аеродинамічної сили, тобто горизонтальна тяга гвинта. Інакше кажучи, потрібно нахилити весь уявний конус обертання гвинта. Якщо вертольоту потрібно рухатися вперед, значить конус повинен бути нахилений вперед.

Виходячи з опису руху лопаті при обертанні гвинта, це означає, що лопать в положеніі180º повинна опуститися, а в положеніі0º (360º) повинна піднятися. Тобто в точке180º підйомна сила повинна зменшитися, а в точке0º (360º) збільшитися. А це в свою чергу можна зробити зменшивши інсталяційний кут лопаті в точке180º і збільшивши його в точке0º (360º). Аналогічні речі повинні відбуватися при русі вертольота в інших напрямках. Тільки при цьому, природно, аналогічні зміни положення лопатей відбуватимуться в інших кутових точках.

Зрозуміло, що в проміжних кутах повороту гвинта між зазначеними точками установчі кути лопаті повинні займати проміжні положення, тобто кут установки лопаті змінюється при її русі по колу поступово, циклічно .Він так і називається циклічний кут установки лопаті ( циклічний крок гвинта). Я виділяю це назва тому, що існує ще іобщій крок гвинта (загальний кут установки лопатей). Він змінюється одночасно на всіх лопатях на однакову величину. Зазвичай це робиться для збільшення загальної підйомної сили несучого гвинта.

Такі дії виконує автомат перекосу вертольота . Він змінює кут установки лопатей несучого гвинта (крок гвинта), обертаючи їх в осьових шарнірах допомогою приєднаних до них тяг. Зазвичай завжди присутні два канали управління: по тангажу і по крену, а також канал зміни загального кроку несучого гвинта.

тангажу означає кутове положення літального апарату щодо його поперечної осі (ніс вгору-вниз), акрен, відповідно, щодо його поздовжньої осі (нахил вліво-вправо).

конструктивно автомат перекосу вертольота виконаний досить складно, але пояснити його пристрій цілком можна на прикладі аналогічного вузла моделі вертольота. Модельний автомат, звичайно, влаштований простіше свого старшого побратима, але принцип абсолютно той же.

Мал. 6 Автомат перекосу моделі вертольота

Це дволопатеве вертоліт. Управління кутовим положенням кожної лопаті здійснюється через тягі6. Ці тяги з'єднані з так званої внутрішньої тарелкой2 (з білого металу). Вона обертається разом з гвинтом і в сталому режимі паралельна площині обертання гвинта. Але вона може змінювати своє кутове положення (нахил), так як закріплена на осі гвинта через кульову опору3. При зміні свого нахилу (кутового положення) вона впливає на тягі6, які, в свою чергу, впливають на лопаті, повертаючи їх в осьових шарнірах і змінюючи, тим самим, циклічний крок гвинта.

Внутрішня тарілка одночасно є внутрішньою обоймою підшипника, зовнішня обойма якого - етовнешняя тарілка вінта1. Вона не обертається, але може змінювати свій нахил (кутове положення) під впливом управління по каналу тангажа4 і по каналу крена5. Змінюючи свій нахил під впливом управління зовнішня тарілка змінює нахил внутрішньої тарілки і в підсумку нахил площини обертання несучого гвинта. В результаті вертоліт летить в потрібному напрямку.

Загальний крок гвинта змінюється переміщенням по осі гвинта внутрішньої тарелкі2 за допомогою механізма7. У цьому випадку кут установки змінюється відразу на обох лопатях.

Для більш кращого розуміння розміщую ще кілька ілюстрацій втулки гвинта з автоматом перекосу.

Мал. 7 Втулка гвинта з автоматом перекосу (схема).

Мал. 8 Поворот лопаті в вертикальному шарнірі втулки несучого гвинта.

Мал. 9 Втулка несучого гвинта вертольота МІ-8

Вступ

Проектування вертольота являє собою складний, що розвивається в часі процес, що розділяється на взаємопов'язані проектні стадії і етапи. Створюваний літальний апарат повинен задовольняти технічним вимогам і відповідати техніко-економічними характеристиками, вказаними в технічному завданні на проектування. Технічне завдання містить вихідне опис вертольота і його льотно-технічні характеристики, що забезпечують високу економічну ефективність і конкурентоспроможність, проектованої машини, а саме: вантажопідйомність, швидкість польоту, дальність, статичний і динамічний стелю, ресурс, довговічність і вартість.

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

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

Конструювання окремих агрегатів і вузлів вертольота з урахуванням обраних технічних рішень виконується на стадії розробки технічного проекту. При цьому параметри спроектованих агрегатів повинні задовольняти значенням, відповідним ескізним проектом. Частина параметрів може бути уточнена з метою оптимізації конструкції. При технічному проектуванні виконується аеродинамічні характеристики міцності і кінематичні розрахунки вузлів, вибір конструкційних матеріалів і конструктивних схем.

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

У даній роботі представлена \u200b\u200bметодика розрахунку параметрів вертольота на стадії ескізного проектування, яка використовується для виконання курсового проекту з дисципліни "Проектування вертольотів".

1. Розрахунок злітної маси вертольота першого наближення

де - маса корисного вантажу, кг;

Маса екіпажу, кг.

Дальність польоту

кг.

2. Розрахунок параметрів несучого гвинта вертольота

2.1 Радіус R, М, несучого гвинта вертольота одногвинтової схеми розраховується за формулою:

,

де - злітна маса вертольота, кг;

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

p - питоме навантаження на площу, ометаемую несучим гвинтом,

 =3,14.

Значення питомого навантаженняp на ометаемую гвинтом площа вибирається за рекомендаціями, представленим в роботі / 1 /: деp= 280

м.

Приймаємо радіус несучого гвинта рівнимR= 7.9

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

з -1 .

об / хв.

2.2 Відносні щільності повітря на статичному і динамічному стелях

2.3 Розрахунок економічної швидкості у землі і на динамічному стелі

Визначається відносна площа еквівалентної шкідливої \u200b\u200bплатівки:

деS е = 2.5

Розраховується значення економічної швидкості у землі V з , Км / год:

,

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

км / год.

Розраховується значення економічної швидкості на динамічному стелі V дин , Км / год:

,

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

км / год.

2.4 Розраховуються відносні значення максимальної і економічної на динамічному стелі швидкостей горизонтального польоту:

,

деV max \u003d 250 км / год іV дин \u003d 182.298 км / год - швидкості польоту;

 R\u003d 232 м / с - окружна швидкість лопатей.

2.5 Розрахунок допустимих відносин коефіцієнта тяги до заповнення несучого гвинта для максимальної швидкості у землі і для економічної швидкості на динамічному стелі:

2.6 Коефіцієнти тяги несучого гвинта у землі і на динамічному стелі:

,

,

,

.

2.7 Розрахунок заповнення несучого гвинта:

Заповнення несучого гвинта  розраховується для випадків польоту на максимальній і економічної швидкостях:

;

.

В якості розрахункової величини заповнення  несучого гвинта приймається найбільше значення з  Vmax і  V дин :

приймаємо

довжина хорди b і відносне подовження  лопатей несучого гвинта буде рівні:

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

м,

.

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

,

деS ф -площа горизонтальної проекції фюзеляжу;

S го -площа горизонтального оперення.

S ф \u003d 10 м 2 ;

S го \u003d 1.5 м 2 .

3. Розрахунок потужності рухової установки вертольота.

3.1 Розрахунок потужності при висінні на статичному стелі:

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

,

де N H ст - потрібна потужність, Вт;

m 0 - злітна маса, кг;

g - прискорення вільного падіння, м / с 2 ;

p - питоме навантаження на ометаемую несучим гвинтом площа, Н / м 2 ;

 ст - відносна щільність повітря на висоті статичного стелі;

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

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

.

3.2 Розрахунок питомої потужності в горизонтальному польоті на максимальній швидкості

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

,

де - окружна швидкість кінців лопатей;

- відносна еквівалентна шкідлива платівка;

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

, При км / год,

, При км / ч.

3.3 Розрахунок питомої потужності в польоті на динамічному стелі з економічної швидкістю

Питома потужність для приводу несучого гвинта на динамічному стелі дорівнює:

,

де  дин - відносна щільність повітря на динамічному стелі,

V дин - економічна швидкість вертольота на динамічному стелі,

3.4 Розрахунок питомої потужності в польоті у землі на економічній швидкості в разі відмови одного двигуна при зльоті

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

,

де - економічна швидкість у землі,

3.5 Розрахунок питомих наведених потужностей для різних випадків польоту

3.5.1 Питома наведена потужність при висінні на статичному стелі дорівнює:

,

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

,

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

при m 0 < 10 тонн

при 10 25 тонн

при m 0 \u003e 25 тонн

,

,

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

,

де - коефіцієнт використання потужності на максимальній швидкості польоту,

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

;

3.5.3 Питома наведена потужність у польоті на динамічному стелі з економічної швидкістю V дин дорівнює:

,

і - ступеня дроселювання двигунів, що залежать від висоти динамічного стелі H і швидкості польоту V дин відповідно до таких дросельними характеристиками:

,

.

;

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

,

де - коефіцієнт використання потужності на економічній швидкості польоту,

- ступінь дросселирования двигуна на надзвичайному режимі роботи,

n = 2 - кількість двигунів вертольота.

,

,

3.5.5 Розрахунок потрібної потужності рухової установки

Для розрахунку потрібної потужності рухової установки вибирається максимальної значення питомої наведеної потужності:

.

Потрібна потужність N рухової установки вертольота буде дорівнює:

,

де m 01 - злітна маса вертольота,

g \u003d 9.81 м 2 / С - прискорення вільного падіння.

Вт,

3.6 Вибір двигунів

приймаємо два турбовальних двигуна ВК-2500 (ТВ3-117ВМА-СБ3) загальною потужність кожного N =1,405∙10 6 Вт

двигунВК-2500 (ТВ3-117ВМА-СБ3) призначений для установки на вертольоти нових поколінь, а також для заміни двигунів на існуючих вертольотах для підвищення їх льотно-технічних характеристик. Він створений на базі серійного сертифікованого двигуна ТВ3-117ВМА і проводиться на ФГУП «Завод імені В.Я. Климова ».

4. Розрахунок маси палива

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

а) приймається значення крейсерській швидкості першого наближення:

км / год;

б) розраховується коефіцієнт індукції I е :

при км / год

при км / год

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

,

де - максимальне значення питомої наведеної потужності рухової установки,

- коефіцієнт зміни потужності в залежності від швидкості польоту V кр 1 , Що розраховується за формулою:

.

г) Розраховується крейсерська швидкість другого наближення:

.

д) Визначається відносне відхилення швидкостей першого і другого наближення:

.

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

Питома витрата палива розраховується за формулою:

,

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

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

- питома витрата палива на злітному режимі.

У разі польоту на крейсерському режимі приймається:

;

;

при кВт;

при кВт.

кг / Вт ∙ год,

Маса палива витрачається на політ m т буде дорівнює:

де - питома потужність, споживана на крейсерській швидкості,

- крейсерська швидкість,

L - дальність польоту.

кг.

5. Визначення маси вузлів і агрегатів вертольота.

5.1 Маса лопатей несучого гвинта визначається за формулою:

,

де R - радіус несучого гвинта,

 - заповнення несучого гвинта,

кг,

5.2 Маса втулки несучого гвинта розраховується за формулою:

,

де k вт - ваговий коефіцієнт втулок сучасних конструкцій,

k л - коефіцієнт впливу числа лопатей на масу втулки.

У розрахунку можна прийняти:

кг / кН,

,

отже, в результаті перетворень ми отримай:

Для визначення маси втулки несучого гвинта необхідно розрахувати діючу на лопаті відцентрову силуN цб (В кН):

,

кН,

кг.

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

,

де b - хорда лопаті,

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

кг.

5.4 Маса системи ручного управління:

,

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

кг.

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

,

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

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

,

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

при m 0 < 10 тонн

при 10 25 тонн

при m 0 \u003e 25 тонн

Н ∙ м,

Маса головного редуктора:

кг.

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

,

де M нв - крутний момент на валу несучого гвинта,

L рв - відстань між осями несучого і рульового гвинтів.

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

,

де  - зазор, що дорівнює 0,15 ... 0,2 м,

- радіус рульового гвинта, який в залежності від злітної маси вертольота становить:

при т,

при т,

при т.

м,

м,

Н,

потужність N рв , Що витрачається на обертання рульового гвинта, розраховується за формулою:

,

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

Вт,

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

Н ∙ м,

де - частота обертання рульового вала,

з -1 ,

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

Н ∙ м,

Н ∙ м,

маса m в трансмісійного вала:

,

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

Значення відцентрової сили N цбр , Що діє на лопаті рульового гвинта і сприймають шарнірами втулки,

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

,

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

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

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

Маса електрообладнання вертольота розраховується за формулою:

,

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

z л - число лопатей несучого гвинта,

R - радіус несучого гвинта,

 л - відносне подовження лопатей несучого гвинта,

k пр і k ел - вагові коефіцієнти для електропроводів і іншого електроустаткування, значення яких дорівнюють:

,

Розрахунок і побудова посадочних полярності 3.4 Розрахунок і побудова ... / S 0,15 10. Загальні дані 10.1 злітна маса літака кг m0 880 10 ...

Розрахунок льотно-технічних характеристик літака Ан-124

Контрольна робота \u003e\u003e Транспорт

Курсової роботи по Аеродинаміці « Розрахунок аеродинамічних характеристик літака Ан ... і тип двигунів злітна тяга одного двигуна злітна потужність одного двигуна ... ТРДД 23450 - Злітна маса літака маса порожнього спорядженого літака Платна навантаження ...

Розрахунок закону керування поздовжнім рухом літака

Курсова робота \u003e\u003e Транспорт

Зміна положення рухомої маси акселерометра фіксується потенциометрическим або ... системи управління. Як інструмент розрахунків рекомендується використовувати пакет MATLAB, ... польоті; б) при стоянці на злітній смузі; в) при вільному падінні ...

передполітна підготовка

Контрольна робота \u003e\u003e Авіація і космонавтика

фактичною злітній масі визначається швидкість прийняття рішення V1. Розрахунок граничної комерційного завантаження Незмінна маса = маса ...

Історія створення фільму Якщо завтра війна

Реферат \u003e\u003e Культура і мистецтво

...) маса порожнього: 1 348 кг Нормальна злітна маса1 765 кг Максимальна злітна маса: 1 859 кг маса палива ... характеристики: Калібр, мм 152,4 Розрахунок, Чол. 10 маса в похідному положенні, кг 4550 ...