Вступ

Проектування вертольота є складним процесом, що розвивається в часі, поділяється на взаємопов'язані проектні стадії та етапи. Літальний апарат, що створюється, повинен задовольняти технічним вимогам і відповідати техніко-економічним характеристикам, зазначеним у технічне завданняна проектування. Технічне завдання містить вихідний опис вертольота та його льотно-технічні характеристики, що забезпечують високу економічну ефективність та конкурентоспроможність, проектованої машини, а саме: вантажопідйомність, швидкість польоту, дальність, статичну та динамічну стелю, ресурс, довговічність та вартість.

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

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

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

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

У цій роботі представлено методику розрахунку параметрів вертольота на стадії ескізного проектування, яка використовується для виконання курсового проекту з дисципліни "Проектування гелікоптерів".

1. Розрахунок злітної маси вертольота першого наближення

де – маса корисного вантажу, кг;

Маса екіпажу, кг.

Дальність польоту

кг.

2. Розрахунок параметрів несучого гвинта вертольота

2.1 Радіус Rм, несучого гвинта вертольота одногвинтової схемирозраховується за формулою:

,

де – злітна маса вертольота, кг;

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

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

 =3,14.

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

м.

Приймаємо радіус несучого гвинта рівнимR= 7.9

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

з -1 .

про/хв.

2.2 Відносні щільності повітря на статичній та динамічній стелях

2.3 Розрахунок економічної швидкості біля землі та на динамічній стелі

Визначається відносна площа еквівалентної шкідливої ​​платівки:

ДеS е = 2.5

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

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

км/година.

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

,

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

км/година.

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

,

,

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

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

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

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

,

,

,

.

2.7 Розрахунок заповнення несучого гвинта:

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

;

.

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

Приймаємо

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

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

м,

.

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

де S ф -Площа горизонтальної проекції фюзеляжу;

S го -Площа горизонтального оперення.

S ф = 10 м 2 ;

S го =1.5 м 2 .

3. Розрахунок потужності рухової установки вертольота.

3.1 Розрахунок потужності при висінні на статичній стелі:

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

,

де N H ст - Потрібна потужність, Вт;

m 0 - Злітна маса, кг;

g - прискорення вільного падіння, м/с 2 ;

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

 ст - відносна густинаповітря на висоті статичної стелі;

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

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

.

3.2 Розрахунок питомої потужності у горизонтальному польоті на максимальній швидкості

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

,

де – окружна швидкість кінців лопатей;

- відносна еквівалентна шкідлива платівка;

I е - Коефіцієнт індукції, що визначається в залежності від швидкості польоту за наступними формулами:

, за км/год,

, за км/год.

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

Питома потужність для приводу гвинта на динамічній стелі дорівнює:

,

де  дін - відносна щільність повітря на динамічній стелі,

V дін - економічна швидкість вертольота на динамічній стелі,

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

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

,

де - економічна швидкість у землі,

3.5 Розрахунок питомих наведених потужностей для різних випадків польоту

3.5.1 Питома наведена потужність при висінні на статичній стелі дорівнює:

,

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

,

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

при m 0 < 10 тонн

за 10 25 тонн

при m 0 > 25 тонн

,

,

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

,

де - Коефіцієнт використання потужності на максимальній швидкості польоту,

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

;

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

,

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

,

.

;

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

,

де - Коефіцієнт використання потужності на економічній швидкості польоту,

- ступінь дроселювання двигуна на надзвичайному режимі роботи,

n = 2 – кількість двигунів вертольота.

,

,

3.5.5 Розрахунок необхідної потужності рухової установки

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

.

Потрібна потужність N рухової установки вертольота дорівнюватиме:

,

де m 01 - злітна маса вертольота,

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

Вт,

3.6 Вибір двигунів

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

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

4. Розрахунок маси палива

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

а) приймається значення крейсерської швидкості першого наближення:

км/година;

б) розраховується коефіцієнт індукції I е :

при км/год

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 та другого наближення:

.

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

Питома витрата палива розраховується за такою формулою:

,

де - коефіцієнт зміни питомої витрати 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;

за кВт.

кг/Вт∙година,

Маса палива, що витрачається на політ m т дорівнюватиме:

де - питома потужність, що споживається на крейсерській швидкості,

- крейсерська швидкість,

L - дальність польоту.

кг.

5. Визначення маси вузлів та агрегатів вертольота.

5.1 Маса лопатей несучого гвинта визначається за формулою:

,

де R - радіус несучого гвинта,

 - Заповнення несучого гвинта,

кг,

5.2 Маса втулки несучого гвинта розраховується за формулою:

,

де k вт - ваговий коефіцієнт втулок сучасних конструкцій,

k л - Коефіцієнт впливу числа лопатей на масу втулки.

У розрахунку можна прийняти:

кг/кН,

,

отже, в результаті перетворень ми отримай:

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

,

кН,

кг.

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

,

де b - хорда лопаті,

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

кг.

5.4 Маса системи ручного керування:

,

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

кг.

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

,

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

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

,

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

при m 0 < 10 тонн

за 10 25 тонн

при m 0 > 25 тонн

Н∙м,

Маса головного редуктора:

кг.

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

,

де M нв – крутний момент на валу несучого гвинта,

L рв - Відстань між осями несучого і рульового гвинтів.

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

,

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

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

при т,

при т,

за т.п.

м,

м,

Н,

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

,

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

Вт,

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

Н∙м,

де - частота обертання кермового валу,

з -1 ,

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

Н∙м,

Н∙м,

Маса m в трансмісійного валу:

,

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

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

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

,

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

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

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

Маса електрообладнання вертольота розраховується за такою формулою:

,

де L рв - Відстань між осями несучого 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 та іншого електрообладнання, значення яких рівні:

,

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

Розрахунокльотно-технічних характеристик літака Ан-124

Контрольна робота >> Транспорт

Курсової роботи з Аеродинаміки Розрахунокаеродинамічних характеристик літака Ан... і тип двигунів Злітнатяга одного двигуна Злітнапотужність одного двигуна... ТРДД 23450 - Злітна масалітака Масапорожнього спорядженого літака Платне навантаження...

Розрахунокзакону управління поздовжнім рухом літака

Курсова робота>> Транспорт

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

Передполітна підготовка

Контрольна робота >> Авіація та космонавтика

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

Історія створення фільму Якщо завтра війна

Реферат >> Культура та мистецтво

...) Масапорожнього: 1 348 кг злітна маса: 1765 кг Максимальна злітна маса: 1 859 кг Масапалива... характеристики: Калібр, мм 152,4 Розрахунок, Чол. 10 Масау похідному положенні, кг 4550 ...

Розрахунок гвинта умовно можна поділити на три послідовні етапи.

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

Вихідними даними першого етапу є:

Розрахунок доцільно вести із використанням міжнародної системиодиниць СІ.

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

Її необхідно перевести в радіани за секунду.

Розрахункова швидкість гвинта V вибирається залежно від призначення СЛА та величини

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

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

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

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

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

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

З вихідних даних послідовно визначаються:

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

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

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

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

Другий етап розрахунку повітряного гвинта

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

Вихідними даними для другого етапу розрахунку є:

Для проведення розрахунків лопата гвинта (рис. 6.7)

Рис 6.7 Силовий вплив потоку на елементи лопаті гвинта

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

Додатково задаються:

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

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

Рис 6.1 Повітряний гвинт фіксованого кроку

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

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

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

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

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

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

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

Якщо потужність, що споживається гвинтом, відрізняється від наявної 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 та кути установки перерізів при цьому залишаються незмінними.

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

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

Рис 6.10 Залежність поправочних коефіцієнтів від співвідношення споживаної та наявної потужностей

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

Третій етап розрахунку повітряного гвинта

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

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

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

Рис 6.11 Силовий вплив аеродніамічних сил на елемент лопаті гвинта

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

Рис 6.12 Розподіл напруг у перерізі лопаті гвинта

Виявляються волокна задньої сторони лопаті, так як у цих волокнах напруги від інерційних сил і згинального моменту складаються. Для забезпечення заданої міцності необхідно, щоб фактична напруга цих найбільш віддалених від осі перерізу лопаті ділянках були менше допустимих для обраного матеріалу.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

0

Курсова робота з проектування

Легкий вертоліт

1 Розробка тактико-технічних вимог. 2

2 Розрахунок параметрів вертольота. 6

2.1 Розрахунок маси корисного вантажу. 6

2.2 Розрахунок параметрів гвинта вертольота, що несе. 6

2.3 Відносні щільності повітря на статичній та динамічній стелях 8

2.4 Розрахунок економічної швидкості біля землі та на динамічній стелі. 8

2.5 Розрахунок відносних значенні максимальної та економічної швидкостей горизонтального польоту на динамічній стелі. 10

2.6 Розрахунок допустимих відносин коефіцієнта тяги до заповнення несучого гвинта для максимальної швидкості біля землі та для економічної швидкості на динамічній стелі. 10

2.7 Розрахунок коефіцієнтів тяги несучого гвинта біля землі та на динамічній стелі 11

2.8 Розрахунок заповнення несучого гвинта. 12

2.9 Визначення відносного збільшення тяги несучого гвинта для компенсації аеродинамічного опору фюзеляжу та горизонтального оперення. 13

3 Розрахунок потужності рухової установки вертольота. 13

3.1 Розрахунок потужності при висенні на статичній стелі. 13

3.2 Розрахунок питомої потужності у горизонтальному польоті на максимальній швидкості. 14

3.3 Розрахунок питомої потужності в польоті на динамічній стелі з економічною швидкістю. 15

3.4 Розрахунок питомої потужності в польоті біля землі на економічній швидкості у разі відмови одного двигуна під час зльоту. 15

3.5 Розрахунок питомих наведених потужностей щодо різних випадків польоту 16

3.5.1 Розрахунок питомої наведеної потужності при висінні на статичній стелі 16

3.5.2 Розрахунок питомої наведеної потужності у горизонтальному польоті на максимальній швидкості. 16

3.5.3 Розрахунок питомої наведеної потужності в польоті на динамічній стелі з економічною швидкістю.

3.5.4 Розрахунок питомої наведеної потужності в польоті біля землі з економічною швидкістю при відмові одного двигуна. 18

3.5.5 Розрахунок необхідної потужності рухової установки. 19

3.6 Вибір двигунів. 19

4 Розрахунок маси палива. 20

4.1 Розрахунок крейсерської швидкості другого наближення. 20

4.2 Розрахунок питомої витрати палива. 22

4.3 Розрахунок маси палива. 23

5 Визначення маси вузлів та агрегатів вертольота. 24

5.1 Розрахунок маси лопатей несучого гвинта. 24

5.2 Розрахунок маси втулки несучого гвинта. 24

5.3 Розрахунок маси системи бустерного управління. 25

5.4 Розрахунок маси системи ручного управління. 25

5.5 Розрахунок маси головного редуктора. 26

5.6 Розрахунок маси вузлів приводу кермового гвинта. 27

5.7 Розрахунок маси та основних розмірів кермового гвинта. 30

5.8 Розрахунок маси рухової установки вертольота. 32

5.9 Розрахунок маси фюзеляжу та обладнання вертольота. 32

5.10 Розрахунок злітної маси гелікоптера другого наближення. 35

6 Опис компонування вертольота. 36

Список литературы.. 39

1 Розробка тактико-технічних вимог

Проектований об'єкт - легкий гелікоптер одногвинтової схеми з максимальною злітною масою 3500 кг. Підбираємо 3 прототипи таким чином, щоб їхня максимальна злітна маса знаходилася в межах 2800-4375 кг. Прототипами є легкі гелікоптери: Мі-2, Eurocopter EC 145, Ансат.

У таблиці 1.1 наведено їх тактико-технічні характеристики, необхідні розрахунку.

Таблиця 1.1-Тактико-технічні характеристики прототипів

Гвинтокрил
Діаметр несучого гвинта, м
Довжина фюзеляжу, м
Маса порожнього, кг
Дальність польоту, км
Статична стеля, м
Динамічна стеля, м
Максимальна швидкість, км/год
Крейсерська швидкість, км/год
Маса палива, кг
Силова установка	2 ВМД Клімов ВМД-350	2 ТВД Turbomeca	Whitney РW-207K
Потужність двигунів, кВт

На рисунках 1.1, 1.2 та 1.3 зображені схеми прототипів.

Малюнок 1.1 - Схема вертольота Мі-2

Малюнок 1.2 - Схема вертольота Eurocopter EC 145

Малюнок 1.3 - Схема вертольота Ансат

З тактико-технічних характеристикта схем прототипів визначаємо середні значення величин та отримуємо вихідні дані для проектування вертольота.

Таблиця 1.2 – Вихідні дані для проектування вертольота

Максимальна злітна маса, кг
Маса порожнього, кг
Максимальна швидкість, км/год
Дальність польоту, км
Статична стеля, м
Динамічна стеля, м
Крейсерська швидкість, км/год
Кількість лопатей несучого гвинта
Кількість лопатей кермового гвинта
Довжина фюзеляжу, м
Навантаження на площу омітається гвинтом, що несе, H/м 2

2 Розрахунок параметрів вертольота

2.1 Розрахунок маси корисного вантажу

Формула (2.1.1) визначення маси корисного вантажу:

де mмг – маса корисного вантажу, кг; mек – маса екіпажу, кг; L- Дальність польоту, км; m 01 – максимальна злітна маса вертольота, кг.

Маса корисного вантажу:

2.2 Розрахунок параметрів несучого гвинта вертольота

Радіус Rм, несучого гвинта вертольота одногвинтової схеми розраховується за формулою (2.2.1):

, (2.2.1)

де m 01 – злітна маса вертольота, кг; g- прискорення вільного падіння, що дорівнює 9,81 м/с 2 ; p- Питоме навантаження на площу, омітається гвинтом, що несе, p = 3,14.

Приймаємо радіус несучого гвинта рівним R= 7,2м.

Визначаємо величину окружної швидкості wRкінців лопатей з діаграми зображеної малюнку 3:

Рисунок 3 – Діаграма залежності кінцевої швидкості лопаті від швидкості польоту для постійних значень М 90 і μ

При V max= 258 км/год wR = 220 м/с.

Визначаємо кутову швидкість w, з -1 і частоту обертання несучого гвинта за формулами (2.2.2) і (2.2.3):

2.3 Відносні щільності повітря на статичній та динамічній стелях

Відносні щільності повітря на статичній та динамічній стелях визначаються за формулами (2.3.1) та (2.3.2) відповідно:

2.4 Розрахунок економічної швидкості біля землі та на динамічній стелі

Визначається відносна площа Sе. еквівалентної шкідливої ​​платівки за формулою (2.4.1):

де SЕ визначаємо малюнку 4.

Рисунок 4 - Зміна площі еквівалентної шкідливої ​​платівки різних транспортних вертольотів

Приймаємо SЕ = 1,5

Розраховується значення економічної швидкості біля землі Vз, км/год:

де I- Коефіцієнт індукції:

I =1,02+0,0004V max = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

Розраховується значення економічної швидкості на динамічній стелі Vдін, км/год:

2.5 Розрахунок відносних значенні максимальної та економічної швидкостей горизонтального польоту на динамічній стелі

Розрахунок відносних значень максимальної та економічної швидкостей горизонтального польоту на динамічній стелі здійснюється за формулами (2.5.1) та (2.5.2) відповідно:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

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

Оскільки формула (2.6.1) для відношення коефіцієнта тяги, що допускається, до заповнення несучого гвинта для максимальної швидкості у землі має вигляд:

Формула (2.6.2) для відношення коефіцієнта тяги, що допускається, до заповнення несучого гвинта для економічної швидкості на динамічній стелі:

2.7 Розрахунок коефіцієнтів тяги несучого гвинта біля землі та на динамічній стелі

Розрахунок коефіцієнтів тяги несучого гвинта біля землі та на динамічній стелі проводиться за формулами (2.7.1) та (2.7.2) відповідно:

2.8 Розрахунок заповнення несучого гвинта

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

Як розрахункова величина заповнення sнесучого гвинта приймається значення за умови (2.8.3):

приймаємо.

Довжина хорди bта відносне подовження lлопатей несучого гвинта дорівнюватиме:

2.9 Визначення відносного збільшення тяги несучого гвинта для компенсації аеродинамічного опору фюзеляжу та горизонтального оперення

Відносне збільшення тяги несучого гвинта для компенсації аеродинамічного опору фюзеляжу та горизонтального оперення приймаємо.

3 Розрахунок потужності рухової установки вертольота

3.1 Розрахунок потужності при висінні на статичній стелі

Питома потужність, потрібна для приводу гвинта, що несе в режимі висіння на статистичній стелі, розраховується за формулою (3.1.1)

де N Hст - потрібна потужність, Вт;

Дросельна характеристика, яка залежить від висоти статичної стелі та розраховується за формулою (3.1.2)

m 0 – злітна маса, кг;

g- прискорення вільного падіння, м/с 2;

p- Питоме навантаження на площу, що омітається несучим гвинтом, Н/м 2 ;

D ст - відносна щільність повітря на висоті статичної стелі;

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

Відносне збільшення тяги несучого гвинта для врівноваження аеродинамічного опору фюзеляжу:

3.2 Розрахунок питомої потужності у горизонтальному польоті на максимальній швидкості

Питома потужність, потрібна для приводу гвинта в горизонтальному польоті на максимальній швидкості, розраховується за формулою (3.2.1)

де – окружна швидкість кінців лопатей;

Відносна еквівалентна шкідлива платівка;

Коефіцієнт індукції, який визначається за формулою (3.2.2)

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

Питома потужність для приводу гвинта на динамічній стелі дорівнює:

де - Відносна щільність повітря на динамічній стелі;

Економічна швидкість вертольота на динамічній стелі;

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

Питома потужність, необхідна для продовження зльоту з економічною швидкістю при відмові одного двигуна, розраховується за формулою (3.4.1)

де - Економічна швидкість у землі;

3.5 Розрахунок питомих наведених потужностей для різних випадків польоту

3.5.1 Розрахунок питомої наведеної потужності при висінні на статичній стелі

Розрахунок питомої наведеної потужності при висінні на статичній стелі проводиться за формулою (3.5.1.1)

де - питома дросельна характеристика:

x 0 – коефіцієнт використання потужності рухової установки на режимі висіння. Оскільки маса проектованого вертольота становимо 3,5 тонн, ;

3.5.2 Розрахунок питомої наведеної потужності у горизонтальному польоті на максимальній швидкості

Розрахунок питомої наведеної потужності у горизонтальному польоті на максимальній швидкості провадиться за формулою (3.5.2.1)

де - коефіцієнт використання потужності на максимальній швидкості польоту,

Дросельні характеристики двигунів, що залежать від швидкості польоту:

3.5.3 Розрахунок питомої наведеної потужності в польоті на динамічній стелі з економічною швидкістю

Розрахунок питомої наведеної потужності у польоті на динамічній стелі з економічною швидкістю проводиться за формулою (3.5.3.1)

де - Коефіцієнт використання потужності на економічній швидкості польоту,

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

3.5.4 Розрахунок питомої наведеної потужності в польоті біля землі з економічною швидкістю при відмові одного двигуна

Розрахунок питомої наведеної потужності у польоті біля землі з економічною швидкістю при відмові одного двигуна проводиться за формулою (3.5.4.1)

де - Коефіцієнт використання потужності на економічній швидкості польоту;

Ступінь дроселювання двигуна на надзвичайному режимі роботи;

Кількість двигунів вертольота;

Ступінь дроселювання двигуна при польоті біля землі з економічною швидкістю:

3.5.5 Розрахунок необхідної потужності рухової установки

Для розрахунку потрібної потужності рухової установки вибирається значення питомої наведеної потужності за умови (3.5.5.1)

Потрібна потужність Nрухової установки вертольота дорівнюватиме:

де – злітна маса вертольота;

g= 9.81 м 2 /с – прискорення вільного падіння;

3.6 Вибір двигунів

Приймаємо два газотурбінних двигунаВМД-1000Т загальною потужністю 2×735,51 кВт. Умова виконується.

4 Розрахунок маси палива

4.1 Розрахунок крейсерської швидкості другого наближення

Приймаємо значення крейсерської швидкості першого наближення.

Оскільки розраховуємо коефіцієнт індукції за формулою (4.1.1):

Визначаємо питому потужність, потрібну для приводу несучого гвинта в польоті на крейсерському режимі за формулою (4.1.2):

де - максимальне значення питомої наведеної потужності рухової установки,

Коефіцієнт зміни потужності в залежності від швидкості польоту, що розраховується за формулою:

Розраховуємо крейсерську швидкість другого наближення:

Визначаємо відносне відхилення крейсерських швидкостей першого та другого наближення:

Так як робимо уточнення крейсерської швидкості першого наближення, вона приймається рівною розрахованою швидкості другого наближення. Потім повторюємо розрахунок за формулами (4.1.1) - (4.1.5):

Приймаємо.

4.2 Розрахунок питомої витрати пального

Питому витрату палива розраховуємо за формулою (4.2.1):

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

Коефіцієнт зміни питомої витрати палива в залежності від швидкості польоту, що визначається за формулою (4.2.2):

Питома витрата палива на злітному режимі;

Коефіцієнт зміни питомої витрати палива в залежності від температури,

Коефіцієнт зміни питомої витрати палива залежно від висоти польоту;

4.3 Розрахунок маси палива

Маса палива, що витрачається на політ, буде рівна:

, (4.3.1)

де - Питома потужність, що споживається на крейсерській швидкості;

Крейсерська швидкість;

Питома витрата палива;

L- дальність польоту;

5 Визначення маси вузлів та агрегатів вертольота

5.1 Розрахунок маси лопатей несучого гвинта

Маса лопатей несучого гвинта визначається за формулою (5.1.1):

де R- радіус несучого гвинта;

s- Заповнення несучого гвинта;

5.2 Розрахунок маси втулки несучого гвинта

Маса втулки несучого гвинта розраховується за формулою (5.2.1):

де - ваговий коефіцієнт втулок сучасних конструкцій;

Коефіцієнт впливу числа лопатей на масу втулки, що розраховується за формулою (5.2.2):

Відцентрова сила, що діє на лопаті, яка розраховується до формули (5.2.3):

5.3 Розрахунок маси системи бустерного управління

У систему бустерного управління входять автомат перекосу, гідропідсилювачі, гідросистема управління гвинтом. Розрахунок маси системи бустерного керування проводиться за формулою (5.3.1):

де b- хорда лопаті;

Ваговий коефіцієнт системи бустерного управління, який можна прийняти рівним 13,2 кг/м 3;

5.4 Розрахунок маси системи ручного управління

Розрахунок маси системи ручного управління проводиться за формулою (5.4.1):

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

5.5 Розрахунок маси головного редуктора

Маса головного редуктора залежить від моменту, що крутить, на валу несучого гвинта і розраховується за формулою (5.5.1):

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

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

де - Коефіцієнт використання потужності рухової установки, значення якого приймається в залежності від злітної маси вертольота. Так, то;

5.6 Розрахунок маси вузлів приводу кермового гвинта

Розраховується тяга кермового гвинта:

де - крутний момент на валу гвинта, що несе;

Відстань між осями несучого та кермового гвинтів.

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

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

Радіус кермового гвинта. Так, то

Потужність, що витрачається на обертання кермового гвинта, розраховується за формулою (5.6.3):

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

Крутний момент, що передається кермовим валом, дорівнює:

де - Частота обертання рульового валу, яка знаходиться за формулою (5.6.5):

Крутний момент, що передається трансмісійним валом, при частоті обертання об/хв дорівнює:

Маса mу трансмісійного валу:

де - ваговий коефіцієнт для трансмісійного валу, який дорівнює 0,0318 кг/(Нм) 0,67;

Маса проміжного редуктора визначається за формулою (5.6.9):

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

Маса хвостового редуктора, що обертає кермовий гвинт:

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

5.7 Розрахунок маси та основних розмірів рульового гвинта

Маса та основні розміри кермового гвинта розраховуються в залежності від його тяги.

Коефіцієнт тяги кермового гвинта дорівнює:

Заповнення лопатей рульового гвинта розраховується так само, як для гвинта, що несе:

де - допустиме значення відношення коефіцієнта тяги до заповнення рульового гвинта,

Довжина хорди та відносне подовження лопатей кермового гвинта розраховується за формулами (5.7.3) та (5.7.4):

де -число лопатей несучого гвинта,

Маса лопатей кермового гвинта розраховується за емпіричною формулою (5.7.5):

Значення відцентрової сили, що діє на лопаті рульового гвинта та сприймається шарнірами втулки, розраховується за формулою (5.7.6):

Маса втулки рульового гвинта розраховується за такою ж формулою, як для гвинта, що несе:

де - відцентрова сила, що діє на лопату кермового гвинта;

Ваговий коефіцієнт для втулки, який дорівнює 0,0527 кг/кН 1,35;

Ваговий коефіцієнт, що залежить від числа лопатей і що розраховується за формулою (5.7.8):

5.8 Розрахунок маси рухової установки вертольота

Питома маса рухової установки вертольота розраховується за емпіричною формулою (5.8.1):

, (5.8.1)

де N- Потужність рухової установки;

Маса рухової установки дорівнюватиме:

5.9 Розрахунок маси фюзеляжу та обладнання вертольота

Маса фюзеляжу вертольота розраховується за формулою (5.9.1):

де - площа поверхні фюзеляжу, що омивається:

Таблиця 5.8.1

Злітна маса першого наближення;

Коефіцієнт, що дорівнює 1,1;

Маса паливної системи:

де - маса палива, що витрачається на політ;

Ваговий коефіцієнт, який приймається для паливної системи рівним 0,09;

Маса шасі вертольота дорівнює:

де - ваговий коефіцієнт, що залежить від конструкції шасі. Так як в проектованому вертольоті передбачено шасі, що прибирається, то

Маса електрообладнання вертольота розраховується за формулою (5.9.5):

де - відстань між осями несучого та кермового гвинтів;

Число лопатей несучого гвинта;

R- радіус несучого гвинта;

Відносне подовження лопат несучого гвинта;

та - вагові коефіцієнти для електропроводів та іншого електрообладнання,

Маса іншого обладнання вертольота:

де - ваговий коефіцієнт, значення якого дорівнює 1.

5.10 Розрахунок злітної маси гелікоптера другого наближення

Маса порожнього вертольота дорівнює сумі мас основних агрегатів:

Злітна маса вертольота другого наближення:

Визначаємо відносне відхилення мас першого та другого наближення:

Відносне відхилення мас першого та другого наближення задовольняє умову. Це означає, що розрахунок параметрів вертольота виконаний правильно.

6 Опис компонування вертольота

Вертоліт, що проектується, виконаний за одногвинтовою схемою з рульовим гвинтом, двома ВМД і полозковим шасі.

Фюзеляж типу напівмоноко. Несучі силові елементи фюзеляжу виконані з алюмінієвих сплавівта мають антикорозійне покриття. Носова частина фюзеляжу з ліхтарем кабіни пілотів та капоти мотогондоли виконані з композиційного матеріалу на основі склотканини. Кабіна пілота має два двері, скло обладнане протиобледнювальною системою та склоочисниками. Ліва та права двері вантажопасажирської кабіни та додатковий люк у задній частині фюзеляжу забезпечують зручність навантаження хворих та потерпілих на ношах, а також великогабаритних вантажів. Полозкове шасі виконане із суцільногнутих металевих труб. Ресори закриті обтічниками. Хвостова опора запобігає дотику рульовим гвинтом посадкового майданчика. Лопаті несучого і рульового гвинтів виконані з композиційних матеріалів на основі склотканини і можуть бути оснащені системою протиобледенювання. Чотирьохлопатева втулка несучого гвинта безшарнірна, виконана з двох склопластикових балок, що перехрещуються, до кожної з яких кріпляться по дві лопаті. Дволопатева втулка рульового гвинта із загальним горизонтальним шарніром. Паливні бакизагальною ємністю 850 л розташовані у підлозі фюзеляжу. Система керування вертольотом електродистанційна без механічної проводки, що має чотириразове цифрове резервування та дворазово резервоване незалежне електричне живлення. Сучасне пілотажно-навігаційне обладнання забезпечує польоти у простих та складних метеоумовах, а також польоти за правилами ПВП та ППП. Контроль параметрів вертолітних систем здійснюється за допомогою бортової інформаційної системиконтролю БІСК-А. Вертоліт обладнаний системою попереджувальної та аварійної сигналізації.

Гелікоптер може бути укомплектований системою посадки на воду, а також системами пожежогасіння та розпилення хімікатів.

Силова установка два газотурбінні двигуни ГТД-1000Т загальною потужністю 2×735,51 кВт. Двигуни встановлені на фюзеляжі в окремих гондолах. Повітрозабірники бічні, забезпечені пилозахисними пристроями. Бічні панелі гондоли відкидаються на шарнірах, утворюючи платформи для обслуговування. Вали двигунів виходять під кутом до центрального редуктора та відсіку допоміжних агрегатів. Вихлопні сопла двигунів відхилені назовні під кутом 24". Для захисту від піску встановлені фільтри, що запобігають 90% проникненню в двигун частинок, що мають діаметр більше 20 мікрон.

Трансмісія складається з редукторів двигунів, проміжних редукторів, кутових редукторів, головного редуктора, валу та редуктора допоміжної. силової установки, валу та кутового редуктора рульового колеса. У системі трансмісії використовуються титанові сплави.

Електросистема складається з двох ізольованих ланцюгів, один з яких живиться від генератора змінного струму, що створює напругу 115-120В, а другий ланцюг живиться від постійного генератора струму з напругою 28В. Генератори наводяться від головного редуктора несучого гвинта.

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

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

Зв'язкове обладнання включає командні КВ-діапазони - "Юрок", переговорний пристрій СПУ-34.

Список літератури

1. Проектування вертольотів/В.С. Кривцов, Л.І. Лосєв, Я.С. Карпів. - Підручник. – Харків: Нац. аерокосм. ун-т «Харків. авіац. ін-т», 2003. – 344с.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. narod.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

Завантажити: У вас немає доступу до завантаження файлів з нашого сервера.

I

Підйомна сила і тяга для поступального руху у вертольота створюються за допомогою гвинта, що несе. Цим він відрізняється від літака і планера, у яких підйомна сила при русі в повітрі створюється поверхнею, що несе, - крилом, жорстко з'єднаним з фюзеляжем, а тяга - повітряним гвинтом або реактивним двигуном(Рис. 6).

У принципі польоту літака та вертольота можна провести аналогію. У тому й іншому випадку підйомна сила створюється за рахунок взаємодії двох тіл: повітря та літального апарату (літака або вертольота).

За законом рівності дії та протидії слід, що з якою силою літальний апарат діє на повітря (вага або земне тяжіння), з такою ж силою повітря діє на літальний апарат (підйомна сила).

При польоті літака відбувається таке явище: зустрічний потік повітря, що набігає, обтікає крило і за крилом скошується вниз. Але повітря є нерозривним, досить в'язким середовищем, і в цьому скошуванні бере участь не тільки шар повітря, що знаходиться в безпосередній близькості від поверхні крила, а й сусідні шари його. Таким чином, при обтіканні крила за кожну секунду скошується донизу назад досить значний об'єм повітря, приблизно рівний об'єму циліндра, у якого перетином є коло діаметром, рівним розмаху крила, а довжина - швидкість польоту в секунду. Це не що інше, як секундний витрата повітря, що у створенні підйомної сили крила (рис. 7).

Мал. 7. Об'єм повітря, що бере участь у створенні підйомної сили літака

З теоретичної механіки відомо, що зміна кількості руху за одиницю часу дорівнює чинній силі:

де Р -діюча сила;

внаслідок взаємодії з крилом літака. Отже, підйомна сила крила дорівнюватиме секундному приросту кількості руху по вертикалі в струмені, що йде.

і -швидкість скосу потоку за крилом по вертикалі м/с.Так само можна виразити повну аеродинамічну силу несучого гвинта вертольота через секундну витрату повітря і швидкість скосу потоку (індуктивну швидкість струменя повітря, що йде).

Несучий гвинт, що обертається, змітає поверхню, яку можна уявити собі як несучу, аналогічну крилу літака (рис. 8). Повітря, що протікає через поверхню, що змітається несучим гвинтом, в результаті взаємодії з лопатями, що обертаються, відкидається вниз з індуктивною швидкістю в.У разі горизонтального або похилого польоту повітря притікає до поверхні, що змітається гвинтом, що несе, під деяким кутом (коса обдування). Як і в літака, об'єм повітря, що бере участь у створенні повної аеродинамічної сили несучого гвинта, можна представити у вигляді циліндра, у якого площа основи дорівнює площі поверхні, що змітається гвинтом, а довжина - швидкості польоту, вираженої в м/с.

При роботі несучого гвинта на місці або у вертикальному польоті (пряме обдування) напрям повітряного потоку збігається з віссю гвинта, що несе. В цьому випадку повітряний циліндр буде розташований вертикально (рис. 8, б). Повна аеродинамічна сила гвинта, що несе, висловиться як добуток маси повітря, що протікає через поверхню, що змітається несучим гвинтом за одну секунду, на індуктивну швидкість струменя, що йде:

індуктивна швидкість струменя, що йде в м/с.Необхідно зазначити, що у розглянутих випадках як для крила літака, так і для гвинта вертольота, що несе, за індуктивну швидкість іприймається індуктивна швидкість струменя, що йде на якомусь віддаленні від несучої поверхні. Індуктивна швидкість струменя повітря, що виникає на поверхні, що несе, має в два рази меншу величину.

Таке тлумачення походження підйомної сили крила або повної аеродинамічної сили несучого гвинта не є абсолютно точним і справедливим лише в ідеальному випадку. Воно лише принципово правильно та наочно пояснює фізичний сенс явища. Тут же доречно відзначити одну дуже важливу обставину, яка з розібраного прикладу.

Якщо повна аеродинамічна сила гвинта, що несе, виражається як добуток маси повітря, що протікає через поверхню, що омітається несучим гвинтом, на індуктивну швидкість, а об'єм цієї маси є циліндр, у якого основою є площа поверхні, що омітається гвинтом, і довжиною - швидкість польоту, то абсолютно ясно, що для створення тяги постійної величини (наприклад, що дорівнює вазі вертольота) при більшій швидкості польоту, а значить, і при більшому обсязі повітря, що відкидається, потрібна менша індуктивна швидкість і, отже, менша потужність двигуна.

Навпаки, підтримки вертольота у повітрі при “висенні” дома потрібно більше потужності, ніж під час польоту з деякою поступальною швидкістю, коли він має місце зустрічний потік повітря з допомогою руху вертольота.

Іншими словами, при витраті однієї і тієї ж потужності (наприклад, номінальної потужності двигуна) у разі похилого польоту з досить великою швидкістю можна досягти більшої стелі, ніж при вертикальному підйомі, коли загальна швидкість переміщення

вертольота менше, ніж у першому випадку. Тому у вертольота є дві стелі: статичний, коли висота набирається у вертикальному польоті, та динамічнийколи висота набирається в похилому польоті, причому динамічна стелязавжди вище статичного.

У роботі несучого гвинта вертольота і повітряного гвинта літака є багато спільного, але є і принципові відмінності, Про які буде сказано далі.

Порівнюючи їх роботу, можна помітити, що повна аеродинамічна сила, а отже, і тяга гвинта вертольота, що несе, що є складовою сили

Rу напрямку осі втулки, завжди більше (у 5-8 разів) при однаковій потужності двигуна та однаковій вазі літальних апаратівза рахунок того, що діаметр несучого гвинта вертольота в кілька разів більший за діаметр повітряного гвинта літака. При цьому швидкість відкидання повітря у несучого гвинта менша, ніж швидкість відкидання повітряного гвинта.

Величина тяги несучого гвинта дуже залежить від його діаметра

Dта числа оборотів. При збільшенні діаметра гвинта вдвічі тяга його збільшиться приблизно 16 разів, зі збільшенням кількості обертів удвічі тяга збільшиться приблизно 4 разу. Крім того, тяга несучого гвинта залежить також від щільності повітря ρ, кута установки лопатей φ (кроку несучого гвинта),геометричних та аеродинамічних характеристик даного гвинта, а також від режиму польоту. Вплив останніх чотирьох факторів виражається зазвичай у формулах тяги повітряного гвинта через коефіцієнт тяги а т . .

Таким чином, тяга гвинта вертольота, що несе, буде пропорційна:

- Коефіцієнтом тяги............. α r

Необхідно відзначити, що на величину тяги при польотах біля землі впливає так звана "повітряна подушка", завдяки чому гелікоптер може відірватися від землі і піднятися на кілька метрів при витраті меншої потужності, ніж та, яка необхідна для "висіння" на висоті 10- 15 м.Наявність "повітряної подушки" пояснюється тим, що повітря, що відкидається гвинтом, ударяється об землю і трохи підтискається, тобто збільшує свою щільність. Вплив “повітряної подушки” особливо сильно позначається під час роботи гвинта біля землі. За рахунок підтиснення повітря тяга несучого гвинта в цьому випадку, при одній і тій же витраті потужності, збільшується на 30-

40%. Однак з віддаленням від землі цей вплив швидко зменшується, а при висоті польоту, що дорівнює половині діаметра гвинта, повітряна подушка збільшує тягу тільки на 15- 20%. Висота "повітряної подушки" приблизно дорівнює діаметру несучого гвинта. Далі приріст тяги зникає.

Для грубого розрахунку величини тяги гвинта, що несе, на режимі висіння користуються наступною формулою:

коефіцієнт, що характеризує аеродинамічна якість несучого гвинта та вплив "повітряної подушки". Залежно від характеристик несучого гвинта величина коефіцієнта апри висіння біля землі може мати значення 15 - 25.

Несучий гвинт вертольота має винятково важливу властивість - здатність створювати підйомну силу на режимі самообігу (авторотації) у разі зупинки двигуна, що дозволяє вертольоту здійснювати безпечний плануючий або парашутуючий спуск і посадку.

Несучий гвинт, що обертається, зберігає необхідну кількість обертів при плануванні або парашутуванні, якщо його лопаті будуть переведені на невеликий кут установки

(l-5 0) 1 . При цьому зберігається підйомна сила, що забезпечує спуск із постійною вертикальною швидкістю (6-10 м/сек), зподальшим зменшенням її при вирівнюванні перед посадкою до l-1,5 м/с.

У роботі несучого гвинта у разі моторного польоту, коли потужність від двигуна передається на гвинт, і у разі польоту на режимі самообігу, коли енергію для обертання гвинта він отримує від зустрічного струменя повітря, є істотна відмінність.

У моторному польоті зустрічне повітря набігає на гвинт, що несе, зверху або зверху під кутом. При роботі гвинта на режимі самообігу повітря набігає на площину обертання знизу або під кутом знизу (рис. 9). Скіс потоку за гвинтом, що несе, в тому і іншому випадку буде направлений вниз, так як індуктивна швидкість згідно з теоремою про кількість руху буде спрямована прямо протилежно тязі, тобто приблизно вниз по осі несучого гвинта.

Тут мова йдепро ефективне вугілля установки на відміну конструктивного.

Загальні положення.

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

Гвинт, що несе, 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 та осьового), здійснюють у польоті складний рух: - обертаються навколо осі НВ, переміщаються разом з вертольотом у просторі, змінюють своє кутове положення, повертаючись у зазначених шарнірах, тому аеродинаміка несучого гвинта складніше за аеродинаміку крила літака.

Характер обтікання НВ залежить від режимів польоту.

Основні геометричні параметри несучого гвинта (НВ).

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

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

Ометна площа Fом – площа кола, яке описують кінці лопатей НВ під час його роботи дома.

Коефіцієнт заповненняσ.рівний:

σ = (Z л F л) / F ом (12.1);

де Z л – кількість лопатей;

F л – площа лопаті;

F ом – огортається площа НВ.

Характеризує ступінь заповнення лопатями ометаної площі, змінюється в межах s = 0,04 0,12.

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

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

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

визначається як відношення ваги вертольота до площі НВ.

(12.3.)

Основні кінематичні параметри НВ.

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

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

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

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

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

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

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

Основні параметри лопаті НВ.

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

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

(12.4);

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

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

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

Профіль перерізу лопаті являє собою форму перерізу площиною, перпендикулярною до поздовжньої осі лопаті, характеризується максимальною товщиною з max відносною товщиною увігнутістю f 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.

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

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

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

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

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

Лобовий опір лопаті.

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

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

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

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

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

Лобовий опір, як і сила тяги, залежить від густини повітря.

Імпульсна теорія створення тяги несучого гвинта.

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

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

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

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

(12.5.)

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

(12.6.)

де – щільність повітря;

F - площа, що відкидається гвинтом;

V 1 - індуктивна швидкість потоку (швидкість підсмоктування);

а – прискорення у потоці.

Формулу (12.5.) можна подати в іншому вигляді

(12.7.)

оскільки за теорією ідеального гвинта швидкість відкидання повітря V гвинтом у два рази більша за швидкість підсмоктування V 1 у площині обертання НВ.

(12.8.)

Майже подвоєння індуктивної швидкості відбувається на відстані рівному радіусу НВ. Швидкість підсмоктування V1 у вертольотів Мі-8 дорівнює 12м/с, у Мі-2 – 10м/с.

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

Перепад тиску в перерізі 1-2 по відношенню до атмосферному тискуу незбуреній повітряному середовищідорівнює трьом швидкісним напорам індуктивної швидкості

(12.9.)

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

Теорія елемент лопаті.

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

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

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

(12.10.)

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

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

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

Режими роботи НВ.

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

V1 = V + Vi (12.11.)

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

Мал. 12.4. Робота гвинта на режимі косої обдування.

Коса обдування. Ефективна швидкість обтікання елемента лопаті в площині обертання НВ і її зміна поверхні НВ, що омітається.

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

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

W = u +V1 sinψ (12.12.)

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

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

Зміна ефективної швидкості обтікання по поверхні, що омітається НВ.

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

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

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

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

Коса обдування. Аеродинамічні сили елемент лопаті.

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

Величина елементарної аеродинамічної сили визначається за такою формулою:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

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

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

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

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

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

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

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

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

М х = Т л1 r 1 -T л2 r 2 (12.14.)

який зростає із збільшенням швидкості польоту вертольота.

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

Наявність перекидального моменту на режимі косого обтікання;

Наявність великого згинального моменту в місці кріплення лопаті;

Зміна моменту тяги лопаті за азимутом.

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

Рис.12.8 Виникнення перекидального моменту при жорсткому кріпленні лопатей.

Вирівнювання моменту сили тяги у різних азимутальних положеннях лопаті.

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

або (12.15.)

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

Усуває перекидальний момент на режимі косого обдування;

Розвантажує кореневу частину лопаті від M изг;

Спрощують керування несучим гвинтом;

Поліпшують статичну стійкість гелікоптера;

Зменшують величину зміни тяги лопаті за азимутом.

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

тобто. . (12.16.)

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

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

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

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

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

азимут від 0 до 90 0:

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

Кут помаху b і вертикальна швидкість V збільшуються;

азимут 90 0:

Швидкість помаху вгору V у максимальна;

азимут 90 0 - 180 0:

Підйомна сила лопаті зменшується за рахунок зменшення результуючої швидкості обтікання;

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

азимут 200 0 – 210 0:

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

азимут 270 0:

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

Швидкість маху вниз V - максимальна;

Кут помаху b зменшується.

азимут 20 0 - 30 0:

Швидкість обтікання лопаті починає збільшуватися;

V у = 0, кут помаху донизу – максимальний.

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

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

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

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

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

Тяга Т л, прикладена на ?

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

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

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

(12.17.)

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

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

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

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

Момент горизонтальних шарнірів втулкиНВ (М гш).

На режимі осьового обтікання НВ рівнодіюча сил лопатей R н спрямована вздовж осі НВ і прикладена в центрі втулки. На режимі косої обдування сила R н відхиляється у бік завалу конуса. Через рознос 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, що називається інерційним моментом горизонтальних шарнірів втулки НВ. Він залежить від рознесення lr горизонтальних шарнірів. Момент горизонтальних шарнірів втулки НВ М гш збільшується із збільшенням відстані l r і направлений у бік завалу конуса НВ.

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

Рівновага лопаті щодо вертикального шарніра (ВШ).

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

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

Сила лобового опору Х л прикладена в центрі тиску;

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

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

Знакозмінні сили Коріоліса F до прикладені в центрі мас лопаті.

Виникнення сили Коріоліса пояснюється законом збереження енергії.

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

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

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

. (12.15.)

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

Виникнення моментів НВ.

Працюючи НВ виникають такі моменты:

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

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

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

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

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

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

Критичні зони обтікання НВ.

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

Зона зворотного обтікання;

Зона зриву потоку;

Зона хвильової кризи;

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

Зона зриву потоку.У польоті на азимуті 270 0 - 300 0 на кінцях лопатей за рахунок маху лопаті вниз збільшуються кути атаки перерізу лопаті. Цей ефект посилюється зі збільшенням швидкості польоту вертольота, т.к. при цьому зростають швидкість та амплітуда махового руху лопатей. При значному збільшенні кроку НВ або збільшенні швидкості польоту, в цій зоні відбувається зрив потоку (рис. 12.14) за рахунок виходу лопатей на закриті кути атаки, що призводить до зменшення підйомної сили і збільшення 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 момент, що хрещує.

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

З хо = З хтр + З хв. (12.18.)

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

. «Вихрове кільце».

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

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

Рис12.14. Критичні зони обтікання НВ.

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

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

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