Wstęp

Projektowanie śmigłowców to złożony proces, który rozwija się w czasie, podzielony na powiązane ze sobą etapy i etapy projektowania. Stworzony samolot musi spełniać wymagania techniczne i odpowiadać właściwościom technicznym i ekonomicznym określonym w SIWZ projektu. SIWZ zawiera wstępny opis śmigłowca i jego charakterystykę osiągów, zapewniającą wysoką wydajność ekonomiczna oraz konkurencyjność projektowanej maszyny, a mianowicie: nośność, prędkość lotu, zasięg, pułap statyczny i dynamiczny, zasoby, trwałość i koszt.

Zakres zadań określany jest na etapie badań przedprojektowych, podczas których prowadzone są poszukiwania patentowe, analiza istniejących rozwiązań technicznych, prace badawczo-rozwojowe. Głównym zadaniem badań przedprojektowych jest poszukiwanie i eksperymentalna weryfikacja nowych zasad funkcjonowania projektowanego obiektu i jego elementów.

Na etapie wstępnego projektu dobierany jest schemat aerodynamiczny, kształtowany jest wygląd śmigłowca i wykonywane są obliczenia głównych parametrów, aby zapewnić osiągnięcie określonych osiągów lotu. Do parametrów tych należą: masa śmigłowca, moc układu napędowego, wymiary wirnika głównego i ogonowego, masa paliwa, masa oprzyrządowania i wyposażenia specjalnego. Wyniki obliczeń są wykorzystywane przy opracowaniu schematu rozmieszczenia śmigłowca oraz sporządzeniu bilansu do określenia położenia środka masy.

Projektowanie poszczególnych zespołów i podzespołów śmigłowca z uwzględnieniem wybranych rozwiązań technicznych odbywa się na etapie opracowywania projektu technicznego. Jednocześnie parametry projektowanych jednostek muszą odpowiadać wartościom odpowiadającym projektowi projektowemu. Niektóre parametry można dopracować w celu optymalizacji projektu. Podczas projektowania technicznego wykonywane są obliczenia aerodynamiczne wytrzymałościowe i kinematyczne zespołów, a także dobór materiałów konstrukcyjnych i schematów konstrukcyjnych.

Na etapie projektu wykonawczego rysunki wykonawcze i montażowe śmigłowca, specyfikacje, listy przewozowe oraz inna dokumentacja techniczna są przygotowywane zgodnie z przyjętymi normami

W artykule przedstawiono metodykę obliczania parametrów śmigłowca na etapie projektowania wstępnego, która służy do realizacji projektu kursu w dyscyplinie „Projektowanie śmigłowca”.

1. Obliczenie masy startowej śmigłowca pierwszego przybliżenia

2. Obliczanie parametrów wirnika głównego śmigłowca

2.1 Promień R, m, wirnik główny śmigłowca jednowirnikowego oblicza się ze wzoru:

g- przyspieszenie swobodnego spadania równe 9,81 m/s 2 ;

p- obciążenie właściwe na obszar omiatany przez wirnik główny,

p =3,14.

Określona wartość obciążenia p dla obszaru omiatanego przez ślimak dobiera się zgodnie z zaleceniami przedstawionymi w pracy /1/: gdzie p = 280

Przyjmujemy promień głównego wirnika równy R = 7.9

Prędkość kątowa w s -1 , obroty wirnika głównego są ograniczone przez prędkość obwodową w R końcówki łopat, które zależą od masy startowej

2.2 Względne gęstości powietrza na sufitach statycznych i dynamicznych

2.3 Obliczanie prędkości ekonomicznej przy ziemi i na suficie dynamicznym

Powierzchnia względna jest określana

Oblicza się wartość prędkości ekonomicznej przy ziemi V h, km/h:

gdzie I

Obliczana jest wartość prędkości ekonomicznej na suficie dynamicznym V hałas, km/h:

gdzie I\u003d 1,09 ... 1,10 - współczynnik indukcji.

2.4 Oblicza się względne wartości maksymalnych i ekonomicznych prędkości lotu poziomego na suficie dynamicznym:

gdzie Vmaks=250 km/h i V hałas\u003d 182,298 km / h - prędkość lotu;

w R=232 m/s - prędkość obwodowa łopat.

2.5 Obliczenie dopuszczalnych stosunków współczynnika ciągu do wypełnienia wirnika głównego dla prędkości maksymalnej przy ziemi i prędkości ekonomicznej na stropie dynamicznym:

2.6 Współczynniki ciągu głównego wirnika przy ziemi i przy suficie dynamicznym:

2.7 Obliczanie wypełnienia wirnika głównego:

Napełnianie wirnika s obliczone dla przypadków lotu przy prędkościach maksymalnych i ekonomicznych:

Jako szacunkowa wartość wypełnienia s wirnik, największa wartość jest brana z s Vmaks oraz s V hałas .

Celem pierwszego etapu obliczeń jest określenie oczekiwanego promienia, ciągu i sprawności śmigła.

Wstępne dane pierwszego etapu to:

Wskazane jest przeprowadzenie obliczeń w międzynarodowym układzie jednostek SI.

Jeżeli prędkość ślimaka podaje się w obrotach na minutę, to korzystając ze wzoru

Musi zostać przekonwertowana na radiany na sekundę.

Obliczoną prędkość śmigła V dobiera się w zależności od przeznaczenia ALS i wartości

Gdzie K jest obliczonym maksymalnym stosunkiem siły nośnej do oporu ultralekkiego statku powietrznego; m - masa startowa.

Kiedy E
Przy wartościach E od 1000 do 1500 zaleca się przyjąć prędkość przelotową V cr jako obliczoną prędkość śmigła Vo.

A dla wartości E powyżej 1500 obliczoną prędkość można przyjąć jako prędkość obliczoną według wzoru

Wybierając V o należy wziąć pod uwagę fakt, że dla danej mocy silnika spadek prędkości obliczeniowej V prowadzi do spadku maksymalnej prędkości lotu, a jej wzrost prowadzi do pogorszenia charakterystyk startowych samolotu.

W oparciu o warunek zapobiegania przepływom transonicznym, prędkość końca łopaty u . nie powinna przekraczać 230...250 m/s i tylko w niektórych przypadkach, gdy nie przewiduje się montażu skrzyni biegów, a śmigło nie może usunąć pełnej mocy silnika, dopuszcza się do 260 m/s.

Wybór początkowej wartości pożądanej sprawności powyżej 0,8 dla szybkiego ALS i powyżej 0,75 dla wolnego ALS jest niewłaściwy, ponieważ w praktyce nie jest to wykonalne. Krok jego spadku można początkowo przyjąć równy 0,05, a następnie zmniejszać w miarę zbliżania się do rzeczywistej wartości sprawności.

Na podstawie danych początkowych sekwencyjnie określa się:

Jeżeli wymagany promień R okaże się większy niż granica R GR, oznacza to, że nie można uzyskać pierwotnie określonej wydajności. Potrzebujesz zmniejszyć o wybraną kwotę i powtórzyć cykl, zaczynając od zdefiniowania nowej wartości? .

Cykl jest powtarzany aż do spełnienia warunku RR GR. Jeżeli ten warunek jest spełniony, to sprawdza się, czy prędkość obwodowa końca łopatki u K nie przekracza dopuszczalnej wartości u K.GR.

Jeśli u K u K.GR, to nowa wartość jest ustawiana o wartość mniejszą niż poprzednia i cykl się powtarza.

Po ustaleniu wartości promienia R, ciągu P i sprawności śmigła można przystąpić do drugiego etapu obliczeń.

Drugi etap obliczeń śmigła

Początkowe dane dla drugiego etapu obliczeń to:

Do obliczeń łopata śmigła (rys. 6. 7)

Rysunek 6.7 Siła oddziaływania przepływu na elementy łopaty śruby napędowej

Podzielony jest na skończoną liczbę odcinków o wymiarach bR.. Zakłada się, że w każdym wybranym odcinku nie ma skręcenia łopatek, a prędkości i kąty przepływu wzdłuż promienia nie zmieniają się. Wraz ze spadkiem R, czyli wzrostem liczby rozważanych odcinków, błąd spowodowany przyjętym założeniem maleje. Praktyka pokazuje, że jeśli dla każdej sekcji weźmiemy prędkości i kąty właściwe dla jej środkowej sekcji, to błąd staje się nieistotny, gdy ostrze zostanie podzielone na 10 sekcji o R = 0,1 r. W tym przypadku możemy założyć, że pierwsze trzy sekcje liczony od osi śmigła nie podaje się ciągu, zużywając 4...5% mocy silnika. Dlatego zaleca się wykonanie obliczeń dla siedmiu przekrojów od =0,3 do =1,0.

Dodatkowo zestaw:

Początkowo zaleca się, aby maksymalna względna szerokość łopatek śmigieł drewnianych wynosiła 0,08.

Prawo zmiany szerokości łopaty i względnej grubości można ustawić w postaci wzoru, tabeli lub rysunku śmigła (rys. 6. 1).

Rysunek 6.1 Śmigło o stałym skoku

Wartości kątów natarcia wybranych odcinków ustala konstruktor z uwzględnieniem odwrotności jakość aerodynamiczna. Wartości współczynników Su i K=1/ zaczerpnięto z wykresów na ryc. 6.4 i 6.5 z uwzględnieniem wybranego profilu oraz wartości i .

Rys. 6.4 Zależność współczynnika siły nośnej i odwrotnego stosunku siły nośnej do oporu od kąta natarcia i względnej grubości profilu VS-2

Rysunek 6.5 Zależność współczynnika siły nośnej i odwrotnego stosunku siły nośnej do oporu od kąta natarcia i względnej grubości profilu RAF-6

Pierwszym krokiem drugiego etapu obliczeń jest wyznaczenie prędkości przepływu V w płaszczyźnie śmigła. Ta prędkość jest określona wzorem

Uzyskane ze wspólnego rozwiązania równań ciągu i przepływu powietrza przechodzącego przez obszar omiatany przez śmigło.

Szacunkowe wartości ciągu P, promienia R i powierzchni S ohm są pobierane z pierwszego etapu obliczeń.

Jeżeli w wyniku obliczeń okaże się, że moc pobierana przez śrubę różni się od mocy dostępnej o nie więcej niż 5…10%, to drugi etap obliczeń można uznać za zakończony.

Jeżeli moc pobierana przez śmigło różni się od mocy dostępnej o 10...20%, to konieczne jest zwiększenie lub zmniejszenie szerokości łopaty, biorąc pod uwagę, że pobór mocy i ciąg śmigła zmieniają się w przybliżeniu proporcjonalnie do akord ostrza. Średnica, względne grubości i kąty montażu kształtowników pozostają bez zmian.

W niektórych przypadkach może się okazać, że moc pobierana przez śmigło i jego ciąg różnią się o ponad 20% od oczekiwanych z wyników pierwszego etapu obliczeń. W tym przypadku według stosunku pojemności zużytych do dostępnych

Za pomocą wykresu (ryc. 6. 10) określa się wartości współczynników k R i k P. Współczynniki te pokazują, ile razy konieczna jest zmiana szacowanego promienia i ciągu śruby, które są wartościami początkowymi dla drugiego etapu obliczeń. Następnie powtarza się drugi etap obliczeń.

Rysunek 6.10 Zależność współczynników korekcyjnych od stosunku mocy zużywanych do mocy dyspozycyjnych

Pod koniec drugiego etapu obliczeń wymiary geometryczne śruby wymagane do produkcji (R, r, b, c i ) w jednostkach dogodnych do jej produkcji są podsumowane w tabeli.

Trzeci etap obliczeń śmigła

Aby określić obciążenia, łopatę dzieli się na oddzielne elementy, tak jak w drugim etapie obliczeń, zaczynając od przekroju =0,3 z krokiem od 0,1 do =1.

Na każdy wybrany element łopaty o masie m przy promieniu r (rys. 6.11) działa siła bezwładności

Rysunek 6.11 Wpływ sił sił aerodynamicznych na element łopaty śmigła

I elementarna siła aerodynamiczna F. Pod wpływem tych sił, ze wszystkich elementarnych sekcji, ostrze rozciąga się i ugina. W rezultacie w materiale łopatki powstają naprężenia rozciągająco-ściskające. Najbardziej obciążony (ryc. 6. 12)

Rysunek 6.12 Rozkład naprężeń w przekroju łopaty śruby napędowej

Włókna tylnej strony łopaty okazują się być, ponieważ w tych włóknach sumują się naprężenia od sił bezwładności i momentu zginającego. Aby zapewnić daną wytrzymałość, konieczne jest, aby rzeczywiste naprężenia w tych obszarach, które są najbardziej oddalone od osi przekroju łopatkowego, były mniejsze niż dopuszczalne dla wybranego materiału.

Wymagane do obliczeń wartości promieni r, na których znajdują się odcinki rozpatrywanej łopaty, cięciwy b, względne grubości i siły F, są pobierane z tabel drugiego etapu obliczeń. Następnie dla każdej sekcji są kolejno określane:

Współczynnik wypełnienia k 3 zależy od profilu użytego do wkrętu. Dla najpopularniejszych profili śrubowych jest to: Clark-Y-k 3 =0,73; BC-2-k 3 = 0,7 i RAF-6-k 3 = 0,74.

Po obliczeniu wartości P w poszczególnych sekcjach sumuje się je od wolnego końca ostrza do rozpatrywanej sekcji. Dzieląc całkowitą siłę działającą w każdym rozpatrywanym przekroju przez powierzchnię tego przekroju można uzyskać naprężenia rozciągające od sił bezwładności.

Naprężenia zginające łopaty pod wpływem sił aerodynamicznych F wyznaczane są jak dla belki wspornikowej z nierównomiernie rozłożonym obciążeniem.

Jak zauważono wcześniej, maksymalne naprężenia będą występować we włóknach tylnych łopaty i są zdefiniowane jako suma naprężeń wywołanych siłami bezwładności i aerodynamicznymi. Wielkość tych naprężeń nie powinna przekraczać 60 ... 70% wytrzymałości na rozciąganie materiału ostrza.

Jeśli zapewniona jest wytrzymałość łopaty, obliczenia śmigła można uznać za kompletne.

Jeśli wytrzymałość ostrza nie jest zapewniona, należy albo wybrać inny, trwalszy materiał, albo, zwiększając względną szerokość ostrza, powtórzyć wszystkie trzy etapy obliczeń.

Jeśli względna szerokość łopaty przekracza 0,075 dla śmigieł wykonanych z twardego drewna i 0,09 dla śmigieł wykonanych z miękkiego drewna, nie ma potrzeby wykonywania trzeciego etapu obliczeń, ponieważ z pewnością zapewniona zostanie niezbędna wytrzymałość.

na podstawie materiałów: PI Chumak, VF Krivokrysenko „Obliczanie i projektowanie ALS”

Helikopter to maszyna z obrotowym skrzydłem, w której śmigło tworzy siłę nośną i ciąg. Główny wirnik służy do utrzymania i przemieszczania helikoptera w powietrzu. Obracając się w płaszczyźnie poziomej, główny wirnik wytwarza ciąg (T) skierowany do góry, działając jako siła nośna (Y). Gdy ciąg głównego wirnika jest większy niż masa śmigłowca (G), śmigłowiec wzniesie się na ziemię bez rozbiegu i rozpocznie pionowe wznoszenie. Jeśli masa śmigłowca i ciąg wirnika głównego są równe, śmigłowiec zawiśnie nieruchomo w powietrzu. Do zniżania pionowego wystarczy, aby ciąg wirnika głównego był nieco mniejszy niż masa śmigłowca. Ruch postępowy śmigłowca (P) zapewnia nachylenie płaszczyzny obrotu wirnika głównego za pomocą układu sterowania wirnikiem. Nachylenie płaszczyzny obrotu śmigła powoduje odpowiednie nachylenie całkowitej siły aerodynamicznej, podczas gdy jej składowa pionowa utrzyma śmigłowiec w powietrzu, a składowa pozioma spowoduje przemieszczenie śmigłowca w odpowiednim kierunku.

Rys 1. Schemat rozkładu sił

Projekt helikoptera

Kadłub jest główną częścią konstrukcji śmigłowca, która służy do połączenia wszystkich jego części w jedną całość, a także do pomieszczenia załogi, pasażerów, ładunku i wyposażenia. Posiada belki ogonowe i końcowe do umieszczenia śmigła ogonowego poza strefą obrotu śmigła głównego oraz skrzydła (w niektórych śmigłowcach skrzydło montuje się w celu zwiększenia maksymalnej prędkości lotu z powodu częściowego odciążenia śmigła głównego (MI -24)). Elektrownia (silniki)jest źródłem energii mechanicznej do wprawiania w ruch obrotowy śmigieł głównych i ogonowych. Obejmuje silniki i systemy zapewniające ich działanie (paliwo, olej, układ chłodzenia, układ rozruchu silnika itp.). Główny wirnik (HB) służy do utrzymania i przemieszczania helikoptera w powietrzu i składa się z łopat oraz piasty głównego wirnika. Śmigło ogonowe służy do równoważenia momentu reaktywnego występującego podczas obrotu wirnika głównego oraz do kierunkowego sterowania śmigłowcem. Siła ciągu śmigła ogonowego wytwarza moment względem środka ciężkości śmigłowca, równoważąc moment reakcji wirnika głównego. Aby skręcić śmigłowcem wystarczy zmienić wartość ciągu śmigła ogonowego. Wirnik ogonowy również składa się z łopatek i tulei. Główny wirnik sterowany jest przez specjalne urządzenie zwane tarczą skośną. Wirnik ogonowy jest sterowany za pomocą pedałów. Urządzenia do startu i lądowania służą jako wsparcie dla śmigłowca podczas postoju i zapewniają ruch śmigłowca na ziemi, start i lądowanie. Aby złagodzić wstrząsy i wstrząsy, są wyposażone w amortyzatory. Urządzenia do startu i lądowania mogą być wykonane w postaci podwozia kołowego, pływaków i nart

Rys.2 Główne części śmigłowca:

1 - kadłub; 2 - silniki lotnicze; 3 — wirnik (układ nośny); 4 - transmisja; 5 — śmigło ogonowe; 6 - belka końcowa; 7 - stabilizator; 8 — ogon bomu; 9 - podwozie

Zasada tworzenia siła podnoszeniaśmigło i system sterowania śmigłem

W locie pionowymCałkowita siła aerodynamiczna wirnika głównego wyrażona jest jako iloczyn masy powietrza przepływającego przez powierzchnię wymiataną przez wirnik główny w ciągu jednej sekundy i prędkości wylatującego strumienia:

gdzie πD 2/4 - powierzchnia omiatana przez główny wirnik;V—prędkość lotu w SM; ρ - gęstość powietrza;ty-prędkość strumienia wychodzącego m/sek.

W rzeczywistości siła nacisku śruby jest równa sile reakcji, gdy przepływ powietrza jest przyspieszany

Aby śmigłowiec posuwał się do przodu, potrzebne jest pochylenie płaszczyzny obrotu wirnika, a zmianę płaszczyzny obrotu uzyskuje się nie poprzez przechylanie piasty wirnika głównego (choć efekt wizualny może być właśnie taki), ale zmieniając położenie ostrza w różnych częściach ćwiartek opisanego koła.

Łopatki wirnika głównego, tworzące pełny okrąg wokół osi podczas jego obrotu, są opływane przez nadchodzący strumień powietrza w różny sposób. Pełne koło to 360º. Następnie przyjmujemy tylną pozycję ostrza jako 0º, a następnie co 90º pełny obrót. Tak więc ostrze w zakresie od 0º do 180º jest ostrzem wysuwanym, a od 180º do 360º jest cofnięte. Myślę, że zasada takiej nazwy jest jasna. Posuwająca się łopatka porusza się w kierunku napływającego strumienia powietrza, a całkowita prędkość jego ruchu względem tego strumienia wzrasta, ponieważ sam strumień z kolei porusza się w jego kierunku. W końcu helikopter leci do przodu. W związku z tym wzrasta również siła podnoszenia.

Rys. 3 Zmiana prędkości strumienia swobodnego podczas obrotu śmigła dla śmigłowca MI-1 (średnie prędkości lotu).

Cofające się ostrze ma przeciwny obraz. Prędkość, z jaką to ostrze niejako „ucieka” od niego, jest odejmowana od prędkości nadchodzącego strumienia. W rezultacie mamy mniejszą siłę podnoszenia. Okazuje się poważna różnica sił po prawej i lewej stronie śruby, a co za tym idzie oczywistość moment przewrócenia. W tym stanie rzeczy śmigłowiec, próbując ruszyć do przodu, będzie miał tendencję do przewracania się. Takie rzeczy miały miejsce podczas pierwszych doświadczeń tworzenia wiropłatów.

Aby temu zapobiec, projektant zastosował jedną sztuczkę. Faktem jest, że łopatki wirnika głównego są przymocowane do tulei (jest to taki masywny zespół montowany na wale wyjściowym), ale nie na sztywno. Są z nim połączone za pomocą specjalnych zawiasów (lub podobnych do nich urządzeń). Zawiasy są trzech rodzajów: poziome, pionowe i osiowe.

Zobaczmy teraz, co stanie się z ostrzem, które jest odchylone do osi obrotu. Tak więc nasze ostrze obraca się ze stałą prędkością bez żadnej zewnętrznej kontroli..

Ryż. 4 Siły działające na łopatę zawieszoną na zawiasowej piaście śruby napędowej.

Od Od 0º do 90º zwiększa się prędkość przepływu wokół łopaty, co oznacza, że ​​wzrasta również siła podnoszenia. Ale! Teraz ostrze jest zawieszone na poziomym zawiasie. W wyniku nadmiernego unoszenia, obracając się w poziomym zawiasie, zaczyna unosić się w górę (eksperci mówią „faluje”). Jednocześnie, ze względu na wzrost oporu (w końcu wzrosła prędkość przepływu), łopatka odchyla się do tyłu, pozostając w tyle za obrotem osi śmigła. Równie dobrze służy do tego pionowa kula-nir.

Jednak podczas kołysania okazuje się, że powietrze względem łopaty również porusza się w dół, a tym samym zmniejsza się kąt natarcia względem nadjeżdżającego strumienia. Oznacza to, że wzrost nadmiaru windy spowalnia. Na to spowolnienie dodatkowo wpływa brak działania kontrolnego. Oznacza to, że łącznik tarczy sterującej przymocowany do łopatki utrzymuje niezmienioną pozycję, a łopatka, wahliwa, jest zmuszona do obracania się w swoim osiowym zawiasie, trzymanym przez łącznik, zmniejszając w ten sposób kąt montażu lub kąt natarcia w stosunku do nadjeżdżającego pływ. (Obraz tego, co się dzieje na rysunku. Tutaj Y to siła nośna, X to siła oporu, Vy to pionowy ruch powietrza, α to kąt natarcia.)

Rys.5 Obraz zmiany prędkości i kąta natarcia napływającego strumienia podczas obrotu łopaty wirnika głównego.

Do momentu Nadmiar podniesienia o 90º będzie nadal rósł, ale z coraz większym spowolnieniem wynikającym z powyższego. Po 90º siła ta zmniejszy się, ale ze względu na jej obecność ostrze będzie nadal poruszać się w górę, choć wolniej. Swoją maksymalną wysokość zamachu osiągnie już kilkakrotnie ponad punktem 180º. Dzieje się tak, ponieważ ostrze ma pewną wagę i działają na nią również siły bezwładności.

Wraz z dalszym obrotem ostrze cofa się i działają na niego wszystkie te same procesy, ale w przeciwnym kierunku. Siła nośna spada, a siła odśrodkowa wraz z siłą ciężaru zaczynają go obniżać. Jednak jednocześnie wzrastają kąty natarcia dla nadchodzącego przepływu (teraz powietrze porusza się już w górę w stosunku do łopaty), a kąt montażu łopatki wzrasta z powodu bezruchu prętów. tarcza skośna helikoptera . Wszystko, co się dzieje, utrzymuje uniesienie wycofującego się ostrza na wymaganym poziomie. Ostrze kontynuuje opadanie i osiąga minimalną wysokość skoku gdzieś po punkcie 0º, ponownie z powodu sił bezwładności.

Tak więc łopaty helikoptera, gdy obraca się główny wirnik, wydają się „machać”, a nawet mówić „trzepotać”. Jednak raczej nie zauważysz tego trzepotania, że ​​tak powiem, gołym okiem. Uniesienie ostrzy do góry (jak również ich odchylenie do tyłu w zawiasie pionowym) jest bardzo małe. Faktem jest, że siła odśrodkowa ma bardzo silny wpływ stabilizujący na ostrza. Na przykład siła podnoszenia jest 10 razy większa niż ciężar ostrza, a siła odśrodkowa jest 100 razy większa. To właśnie siła odśrodkowa zamienia na pierwszy rzut oka „miękką” łopatkę zginającą się w pozycji stacjonarnej w sztywny, wytrzymały i doskonale pracujący element wirnika głównego śmigłowca.

Jednak mimo swojej nieistotności występuje pionowe odchylenie łopatek, a wirnik główny podczas obrotu, choć jest bardzo delikatny, kreśli stożek. Podstawą tego stożka jest płaszczyzna obrotu śruby(Patrz zdjęcie 1.)

Aby nadać śmigłowcowi ruch postępowy, należy przechylić tę płaszczyznę tak, aby pojawiła się pozioma składowa całkowitej siły aerodynamicznej, czyli pozioma siła ciągu śmigła. Innymi słowy, musisz przechylić cały wyimaginowany stożek obrotu śruby. Jeśli śmigłowiec musi ruszyć do przodu, stożek musi być przechylony do przodu.

Opierając się na opisie ruchu łopatki podczas obrotu śmigła oznacza to, że łopatka w pozycji 180º powinna opadać, a w pozycji 0º (360º) powinna wznosić się. Oznacza to, że w punkcie 180º siła podnoszenia powinna się zmniejszyć, aw punkcie 0º (360º) powinna wzrosnąć. A to z kolei można zrobić zmniejszając kąt montażu pióra w punkcie 180º i zwiększając go w punkcie 0º (360º). Podobnie powinno dziać się, gdy helikopter porusza się w innych kierunkach. Tylko w tym przypadku oczywiście podobne zmiany położenia ostrzy wystąpią w innych punktach narożnych.

Oczywiste jest, że przy pośrednich kątach obrotu śmigła pomiędzy wskazanymi punktami kąty montażu łopaty powinny zajmować położenia pośrednie, to znaczy kąt montażu łopaty zmienia się w miarę jej ruchu po okręgu stopniowo, cyklicznie. zwany cyklicznym kątem montażu łopaty ( cykliczny skok). Podkreślam tę nazwę, ponieważ istnieje również wspólny skok śmigła (całkowity kąt skoku). Zmienia się jednocześnie na wszystkich ostrzach o tę samą ilość. Zwykle robi się to w celu zwiększenia ogólnego udźwigu głównego wirnika.

Takie działania są wykonywane tarcza wahadłowa helikoptera . Zmienia kąt ustawienia łopat wirnika głównego (skok śmigła), obracając je w zawiasach osiowych za pomocą przymocowanych do nich prętów. Zwykle są zawsze dwa kanały sterujące: skok i przechylenie, a także kanał do zmiany całkowitego skoku głównego wirnika.

Poziom oznacza położenie kątowe statku powietrznego w stosunku do jego osi poprzecznej (nos w górę i w dół), odpowiednio akren, w stosunku do jego osi podłużnej (pochylenie lewo-prawo).

Formalnie tarcza wahadłowa helikoptera dość trudne, ale całkiem możliwe jest wyjaśnienie jego budowy na przykładzie podobnej jednostki modelu śmigłowca. Modelowa maszyna jest oczywiście prostsza niż jej starszy brat, ale zasada jest taka sama.

Ryż. 6 tarcza wahadłowa modelu helikoptera

To jest helikopter z dwoma łopatami. Pozycja kątowa każdego ostrza jest kontrolowana za pomocą prętów6. Pręty te są połączone z tzw. płytą wewnętrzną2 (wykonaną z białego metalu). Obraca się razem ze ślimakiem iw stanie ustalonym jest równoległy do ​​płaszczyzny obrotu ślimaka. Może jednak zmieniać swoje położenie kątowe (nachylenie), ponieważ jest zamocowane na osi śruby poprzez łożysko kulkowe3. Zmieniając jego nachylenie (położenie kątowe), oddziałuje na pręty6, które z kolei oddziałują na łopaty, obracając je w zawiasach osiowych i tym samym zmieniając cykliczny skok śmigła.

Płyta wewnętrzna jednocześnie jest to bieżnia wewnętrzna łożyska, której bieżnia zewnętrzna jest płytką zewnętrzną śruby1. Nie obraca się, ale może zmieniać swoje nachylenie (położenie kątowe) pod wpływem sterowania przez kanał pochylenia4 i przez kanał toczenia5. Zmieniając swoje nachylenie pod wpływem sterowania, czasza zewnętrzna zmienia nachylenie czaszy wewnętrznej iw efekcie nachylenie płaszczyzny obrotu wirnika głównego. Dzięki temu śmigłowiec leci we właściwym kierunku.

Całkowity skok śruby zmienia się, przesuwając wewnętrzną płytkę2 wzdłuż osi śruby za pomocą mechanizmu7. W takim przypadku kąt montażu zmienia się natychmiast na obu łopatkach.

Dla lepszego zrozumienia umieściłem jeszcze kilka ilustracji piasty śrubowej z tarczą krzywkową.

Ryż. 7 Śruba piasty z tarczą krzywkową (schemat).

Ryż. 8 Obrót łopaty w zawiasie pionowym piasty wirnika głównego.

Ryż. 9 Główna piasta wirnika śmigłowca MI-8

Postanowienia ogólne.

Główny wirnik śmigłowca (HB) jest przeznaczony do wytwarzania siły nośnej, siły napędowej (napędowej) oraz momentów sterujących.

Główny wirnik składa się z piasty, łopatek, które są przymocowane do piasty za pomocą zawiasów lub elementów elastycznych.

Łopaty wirnika głównego, dzięki obecności trzech zawiasów na piaście (poziomej, pionowej i osiowej), wykonują w locie złożony ruch: - obracają się wokół osi HB, poruszają się wraz ze śmigłowcem w przestrzeni, zmieniają swoje położenie kątowe, obracając się w tych zawiasach, więc aerodynamika łopaty wirnika głównego jest bardziej skomplikowana niż aerodynamika skrzydła samolotu.

Charakter przepływu wokół NV zależy od trybów lotu.

Główne parametry geometryczne wirnika głównego (NV).

Główne parametry HB to średnica, powierzchnia zamiatania, liczba ostrzy, współczynnik wypełnienia, rozstaw zawiasów poziomych i pionowych oraz specyficzne obciążenie na powierzchni zamiatania.

Średnica D jest średnicą okręgu, wzdłuż której poruszają się końce ostrzy, gdy HV jest na miejscu. Nowoczesne śmigłowce mają średnicę 14-35 m.

Teren zamieciony Fom to obszar koła, który opisuje końce łopatek HB, gdy pracuje na miejscu.

Współczynnik wypełnieniaσ jest równa:

σ \u003d (Z l F l) / F ohm (12,1);

gdzie Z l jest liczbą ostrzy;

F l - obszar ostrza;

F ohm - obszar przemiatania HB.

Charakteryzuje stopień wypełnienia omiatanej powierzchni łopatkami, waha się w granicach s=0,04¸0,12.

Wraz ze wzrostem współczynnika wypełnienia nacisk HB wzrasta do określonej wartości ze względu na wzrost rzeczywistej powierzchni powierzchni nośnych, a następnie spada. Spadek ciągu spowodowany jest wpływem skosu przepływu i wirowania z wiodącej łopaty. Wraz ze wzrostem s konieczne jest zwiększenie mocy dostarczanej do NV ze względu na wzrost oporu ostrzy. Wraz ze wzrostem s zmniejsza się krok wymagany do uzyskania danego ciągu, co oddala NV od trybów przeciągnięcia. Poniżej zostaną omówione charakterystyki trybów przeciągnięcia i przyczyny ich występowania.

Rozstaw poziomego lg i pionowego lw zawiasach to odległość od osi zawiasu do osi obrotu HB. Można rozpatrywać w kategoriach względnych (12.2.)

Znajduje się w . Obecność rozstawu zawiasów poprawia skuteczność sterowania wzdłużno-poprzecznego.

(12.3.)

Podstawowe parametry kinematyczne NV.

Główne parametry kinematyczne NV to częstotliwość lub prędkość kątowa obrotu, kąt natarcia NV, kąty skoku ogólnego lub cyklicznego.

Częstotliwość obrotów n s - liczba obrotów HB na sekundę; prędkość kątowa obrotu HB - określa jego prędkość obwodową w R .

Wartość wR na nowoczesnych śmigłowcach wynosi 180¸220 m/s.

Kąt natarcia HB (A) jest mierzony między wektorem prędkości strumienia swobodnego a c
Ryż. 12.1 Kąty natarcia wirnika głównego i tryby jego pracy.

płaszczyzna obrotu NV (ryc. 12.1). Kąt A jest uważany za dodatni, jeśli przepływ powietrza wpada do HB od dołu. W trybach lotu poziomego i wznoszenia A jest ujemne, podczas opadania A jest dodatnie 900.

Łączny kąt pochylenia to kąt montażu wszystkich łopatek HB w przekroju przy promieniu 0,7R.

Kąt skoku cyklicznego HB zależy od trybu pracy HB, kwestia ta jest szczegółowo rozważana przy analizie nadmuchu ukośnego HB.

Główne parametry ostrza HB.

Główne parametry geometryczne łopaty to promień, cięciwa, kąt montażu, kształt przekroju, skręt geometryczny oraz kształt łopaty w rzucie.

Aktualny promień przekroju łopatki r określa jej odległość od osi obrotu HB. Określa się względny promień

(12.4);

Profil akord- linia prosta łącząca najdalsze punkty profilu przekroju, oznaczona b (ryc. 12.2).

Ryż. 12.2. Parametry profilu łopaty. Kąt ostrza j jest kątem między cięciwą sekcji łopaty a płaszczyzną obrotu HB.

Kąt montażu j przez `r=0,7 przy neutralnym położeniu elementów sterujących i braku ruchu trzepotania uważa się za kąt montażu całej łopaty i całkowity skok HB.

Profil przekroju ostrza to kształt przekroju z płaszczyzną prostopadłą do osi podłużnej ostrza, charakteryzujący się maksymalną grubością przy maksymalnej grubości względnej wklęsłość f i krzywizna . Na wirnikach z reguły stosuje się dwuwypukłe, asymetryczne profile o niewielkiej krzywiźnie.

Skręcenie geometryczne powstaje poprzez zmniejszenie kątów montażu odcinków od końca do końca łopaty i służy poprawie właściwości aerodynamicznych łopaty.Łopaty śmigłowca mają w rzucie prostokątny kształt, co nie jest optymalne w sensie aerodynamicznym, ale prostsze pod względem technologicznym.

Parametry kinematyczne ostrza określane są przez kąty położenia azymutalnego, skoku, wychylenia i kąta natarcia.

Kąt pozycji azymutu y jest określone przez kierunek obrotu HB pomiędzy osią wzdłużną łopatki w danym czasie a osią wzdłużną położenia zerowego łopatki. Linia położenia zerowego w locie poziomym praktycznie pokrywa się z osią wzdłużną wysięgnika ogonowego śmigłowca.

Kąt rzutu b określa kątowe przemieszczenie pióra w zawiasie poziomym względem płaszczyzny obrotu. Jest uważany za pozytywny, gdy ostrze odchyla się w górę.

Kąt wychylenia x charakteryzuje przemieszczenie kątowe łopatki w zawiasie pionowym w płaszczyźnie obrotu (rys. 12.). Za pozytywny uznaje się, gdy ostrze odchyla się w kierunku przeciwnym do kierunku obrotu.

Kąt natarcia elementu łopatki a jest określony przez kąt pomiędzy cięciwą elementu a nadchodzącym przepływem.

Przeciąganie ostrza.

Opór łopaty to siła aerodynamiczna działająca w płaszczyźnie obrotu piasty i skierowana przeciw obrotowi HB.

Na opór czołowy ostrza składa się opór profilowy, indukcyjny i falowy.

Opór profilu wynika z dwóch powodów: różnicy ciśnień przed łopatką i za nią (opór ciśnienia) oraz tarcia cząstek w warstwie przyściennej (opór tarcia).

Odporność na nacisk zależy od kształtu profilu łopatki, tj. na względnej grubości () i względnej krzywiźnie () profilu. Coraz większy opór. Odporność na ciśnienie nie zależy od kąta natarcia w warunkach pracy, ale wzrasta w krytycznym a.

Opór tarcia zależy od prędkości obrotowej HB i stanu powierzchni łopatek. Opór indukcyjny to opór powodowany przez nachylenie rzeczywistej siły nośnej spowodowane skosem przepływu. Opór indukcyjny ostrza zależy od kąta natarcia α i wzrasta wraz z jego wzrostem. Opór falowy pojawia się na wysuwającej się łopacie, gdy prędkość lotu przekracza obliczoną i na łopacie pojawiają się wstrząsy.

Opór, podobnie jak ciąg, zależy od gęstości powietrza.

Impulsowa teoria generowania ciągu wirnika głównego.

Fizyczna istota teorii impulsów jest następująca. Działające idealne śmigło odrzuca powietrze, nadając pewną prędkość jego cząsteczkom. Strefa ssania jest utworzona przed śmigłem, strefa zrzutu jest utworzona za śmigłem i przepływ powietrza przez śmigło. Główne parametry tego przepływu powietrza: prędkość indukcyjna i wzrost ciśnienia powietrza w płaszczyźnie obrotu śmigła.

W trybie przepływu osiowego powietrze zbliża się do NV ze wszystkich stron, a za śmigłem powstaje zwężający się strumień powietrza. Na ryc. 12.4. pokazana jest odpowiednio duża kula wyśrodkowana na tulei HB z trzema charakterystycznymi przekrojami: odcinek 0, położony daleko przed ślimakiem, w płaszczyźnie obrotu ślimaka, odcinek 1 o prędkości przepływu V 1 (prędkość ssania) oraz odcinek 2 o prędkości przepływu V 2 (prędkość odrzutu).

Strumień powietrza jest wyrzucany przez HB z siłą T, ale powietrze z taką samą siłą naciska również na śmigło. Ta siła będzie siłą ciągu głównego wirnika. Siła jest równa iloczynowi masy ciała i
Ryż. 12.3. Do wyjaśnienia impulsowej teorii tworzenia ciągu.

przyspieszenie, które ciało otrzymało pod działaniem tej siły. Dlatego siła ciągu HB będzie równa

(12.5.)

gdzie m s jest drugą masą powietrza przechodzącego przez obszar HB równą

(12.6.)

gdzie jest gęstość powietrza;

F to obszar zmieciony przez śrubę;

V 1 - indukcyjne natężenie przepływu (szybkość ssania);

a jest przyspieszeniem przepływu.

Formuła (12.5.) może być przedstawiona w innej formie

(12.7.)

ponieważ zgodnie z teorią idealnej śruby prędkość wyrzucania powietrza V przez śrubę jest dwukrotnością prędkości ssania V 1 w płaszczyźnie obrotu HB.

(12.8.)

W odległości równej promieniowi HB następuje prawie podwojenie prędkości indukcyjnej. Prędkość ssania V 1 dla śmigłowców Mi-8 wynosi 12m/s, dla Mi-2 - 10m/s.

Wniosek: Siła ciągu wirnika głównego jest proporcjonalna do gęstości powietrza, obszaru przemiatania HB i prędkości indukcyjnej (prędkości HB).

Spadek ciśnienia na odcinku 1-2 w stosunku do ciśnienia atmosferycznego w niezakłóconym ośrodku powietrznym jest równy trzem głowicom ciśnieniowym prędkości indukcyjnej

(12.9.)

co powoduje wzrost wytrzymałości elementów konstrukcyjnych śmigłowca znajdujących się za HB.

Teoria elementu ostrza.

Istota teorii elementu ostrza jest następująca. Rozważany jest przepływ wokół każdego małego odcinka elementu łopaty i wyznaczane są elementarne siły aerodynamiczne dу e i dx e działające na łopatę. Siła nośna łopatki U l oraz opór łopatki X l są wyznaczane w wyniku dodania takich elementarnych sił działających na całej długości łopatki od jej dolnego odcinka (r do) do końca (R) :

Siły aerodynamiczne działające na wirnik główny są definiowane jako suma sił działających na wszystkie łopaty.

Do określenia ciągu wirnika głównego stosuje się wzór podobny do wzoru wznoszenia skrzydeł.

(12.10.)

Zgodnie z teorią elementu łopaty siła ciągu wytworzona przez wirnik główny jest proporcjonalna do współczynnika ciągu, obszaru przemiatania HB, gęstości powietrza i kwadratu prędkości obwodowej końca łopat .

Wnioski wyciągnięte na temat teorii impulsu i teorii elementu ostrza wzajemnie się uzupełniają.

Z tych wniosków wynika, że ​​siła nacisku HB w trybie przepływu osiowego zależy od gęstości powietrza (temperatury), kąta ustawienia łopatek (skok HB) oraz prędkości obrotowej wirnika głównego.

Tryby pracy HB.

Tryb pracy wirnika głównego określa położenie HB w strumieniu powietrza (rys. 12.1) W zależności od tego wyznaczane są dwa główne tryby pracy: osiowy i ukośny. Tryb przepływu osiowego charakteryzuje się tym, że nadchodzący niezakłócony przepływ porusza się równolegle do osi tulei HB (prostopadle do płaszczyzny obrotu tulei HB). W tym trybie wirnik główny pracuje w trybach lotu pionowego: zawis, pionowe wznoszenie i zniżanie helikoptera. Główną cechą tego trybu jest to, że położenie łopatki względem przepływu padającego na śrubę nie zmienia się, dlatego siły aerodynamiczne nie zmieniają się, gdy łopatka porusza się w azymucie. Tryb przepływu ukośnego charakteryzuje się tym, że strumień powietrza biegnie na NV pod kątem do jego osi (rys. 12.4). Powietrze zbliża się do śmigła z prędkością V i jest odchylane w dół dzięki indukcyjnej prędkości ssania Vi. Wynikowa prędkość przepływu przez NV będzie równa sumie wektorowej prędkości przepływu niezakłóconego i prędkości indukowanej

V1 = V + Vi (12.11.)

W efekcie zwiększa się drugi przepływ powietrza przepływającego przez NV, a w konsekwencji ciąg wirnika głównego, który rośnie wraz ze wzrostem prędkości lotu. W praktyce wzrost ciągu NV obserwuje się przy prędkościach powyżej 40 km/h.

Ryż. 12.4. Praca wirnika głównego w trybie nadmuchu skośnego.

Ukośne zaciągnięcie. Efektywna prędkość przepływu wokół elementu łopatki w płaszczyźnie obrotu NV i jego zmiana wzdłuż omiatanej powierzchni NV.

W trybie przepływu osiowego każdy element łopatki znajduje się w przepływie, którego prędkość jest równa prędkości obwodowej elementu , gdzie jest promieniem danego elementu ostrza (rys. 12.6).

W trybie przepływu ukośnego o kącie natarcia HB nie równym zero (A=0), wypadkowa prędkość W, z jaką przepływ opływa element łopaty, zależy od prędkości obwodowej elementu u, prędkości lotu V1 i kąt azymutu .

W = u + V1 sinψ (12.12.)

tych. przy stałej prędkości lotu i stałej prędkości obrotu HB (ωr = const.) efektywna prędkość opływu łopaty będzie się zmieniać w zależności od kąta azymutu.

Rys.12.5. Zmiana prędkości opływu łopatki w płaszczyźnie obrotu materiału miotającego.

Zmiana efektywnej prędkości przepływu wokół omiatanej powierzchni NV.

Na ryc. 12.6. przedstawia wektory prędkości przepływu, który wpada na element łopaty w wyniku dodania prędkości obwodowej i prędkości lotu. Z wykresu wynika, że ​​efektywna prędkość przepływu zmienia się zarówno wzdłuż łopaty, jak i w azymucie. Prędkość obwodowa wzrasta od zera na osi piasty śruby do maksimum na końcach łopat. W azymucie 90 o prędkości elementów ostrza wynosi , przy azymucie 270 o wypadkowa prędkość wynosi , na czubku łopatki w strefie o średnicy d, przepływ przebiega od strony płetwy, tj. powstaje strefa odwróconego przepływu, strefa, która nie uczestniczy w tworzeniu ciągu.

Średnica strefy przepływu wstecznego jest tym większa, im większy promień NV i większa prędkość lotu przy stałej częstotliwości obrotu NV.

Przy azymutach y=0 i y=180 0 wypadkowa prędkość elementów łopaty wynosi .

Rys.12.6. Zmiana efektywnej prędkości przepływu wokół omiatanej powierzchni materiałów wybuchowych.

Ukośne zaciągnięcie. Siły aerodynamiczne elementu łopaty.

Gdy element łopatki znajduje się w przepływie, powstaje całkowita siła aerodynamiczna elementu łopatki, która może być rozłożona w układzie współrzędnych prędkości na siłę podnoszenia i oporu.

Wartość elementarnej siły aerodynamicznej określa wzór:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

Sumując elementarne siły nacisku i siły oporu obrotu można określić wielkość siły ciągu i oporu obrotu całej łopaty.

Punktem przyłożenia sił aerodynamicznych łopaty jest środek nacisku, który znajduje się na przecięciu całkowitej siły aerodynamicznej z cięciwą łopaty.

Wielkość siły aerodynamicznej jest określona przez kąt natarcia elementu łopaty, który jest kątem między cięciwą elementu łopaty a nadchodzącym przepływem (rys. 12.7).

Kąt montażu elementu łopaty φ to kąt pomiędzy płaszczyzną konstrukcyjną wirnika głównego (CPV) a cięciwą elementu łopaty.

Kąt dopływu to kąt pomiędzy prędkościami i .(rys. 12.7)

Rys. 12.7 Siły aerodynamiczne elementu łopatkowego przy ukośnym wymuszeniu.

Występowanie momentu wywracającego przy sztywnym zamocowaniu łopatek. Siły ciągu są tworzone przez wszystkie elementy łopaty, ale elementy znajdujące się w ¾ promienia łopaty będą miały największe siły elementarne T l, wartość wypadkowej T l w trybie ukośnego przepływu wokół ciągu ostrze zależy od azymutu. Przy ψ = 90 jest to maksimum, przy ψ = 270 jest to minimum. Taki rozkład elementarnych sił nacisku i położenie siły wypadkowej prowadzi do powstania dużego zmiennego momentu zginającego u podstawy łopatki M izg.

Ten moment tworzy duże obciążenie w miejscu mocowania ostrza, co może doprowadzić do jego zniszczenia. W wyniku nierówności prętów T l1 i T l2 powstaje moment wychylający śmigłowca,

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

która wzrasta wraz z prędkością helikoptera.

Śmigło ze sztywnymi łopatami ma następujące wady (rysunek 12.8):

Obecność momentu wywracającego w trybie przepływu ukośnego;

Obecność dużego momentu zginającego w punkcie mocowania ostrza;

Zmiana ciągu ostrza w azymucie.

Te niedociągnięcia są eliminowane poprzez mocowanie ostrza do piasty za pomocą poziomych zawiasów.

Rys. 12.8 Występowanie momentu wywracającego przy sztywnym zamocowaniu łopatek.

Wyrównanie momentu siły ciągu w różnych położeniach azymutalnych łopaty.

W obecności zawiasu poziomego, nacisk ostrza tworzy moment w stosunku do tego zawiasu, który obraca ostrze (ryc. 12. 9). Moment oporowy T l1 (T l2) powoduje obrót łopatki względem tego zawiasu

lub (12.15.)

dlatego moment nie jest przekazywany do tulei, tj. moment wywracający helikoptera jest wyeliminowany. Moment zginający Muzg. przy nasadzie ostrza staje się równy zero, jego część nasadowa jest odciążona, zginanie ostrza zmniejsza się, z tego powodu zmniejszają się naprężenia zmęczeniowe. Wibracje spowodowane zmianami ciągu w azymucie są zredukowane. W ten sposób zawias poziomy (HH) spełnia następujące funkcje:

Eliminuje moment wywracający w trybie nadmuchu ukośnego;

Odciąża nasadę ostrza z M na zewnątrz;

Uprość sterowanie głównym wirnikiem;

Poprawić stabilność statyczną śmigłowca;

Zmniejsz wielkość zmiany ciągu ostrza w azymucie.

Zmniejsza naprężenia zmęczeniowe w ostrzu i redukuje jego wibracje, dzięki zmianom siły ciągu w azymucie;

Zmiana kątów natarcia elementu ostrza w wyniku uderzenia.

Gdy łopata porusza się w trybie nadmuchu ukośnego w azymucie ψ od 0 do 90 °, prędkość opływu łopaty stale wzrasta ze względu na składową poziomą prędkości lotu (przy małych kątach natarcia HB ) (Rys. 12. 10.)

tych. . (12.16.)

W związku z tym wzrasta siła nacisku łopatki, która jest proporcjonalna do kwadratu prędkości swobodnego przepływu i momentu nacisku tej łopatki względem zawiasu poziomego. Ostrze unosi się w górę
Rysunek 12.9 Wyrównanie momentu siły ciągu w różnych położeniach azymutalnych łopaty.

odcinek łopaty jest dodatkowo nadmuchiwany od góry (rys. 12.10), co powoduje zmniejszenie rzeczywistych kątów natarcia i zmniejszenie wzniosu łopaty, co prowadzi do kompensacji aerodynamicznej klapy. Przy przejściu od ψ 90 do ψ 180 prędkość opływu łopatek maleje, wzrastają kąty natarcia. Przy azymucie ψ = 180 o i przy ψ = 0 o prędkość przepływu łopatek jest taka sama i równa ωr.

Do azymutu ψ = 270 o łopatka zaczyna opadać na skutek spadku prędkości przepływu i spadku T l, natomiast łopatki są dodatkowo wdmuchiwane od dołu, co powoduje wzrost kątów natarcia elementu łopatki, i stąd pewien wzrost siły nośnej.

Przy ψ = 270 prędkość przepływu wokół łopatki jest minimalna, wychylenie łopatki w dół Vy jest maksymalne, a kąty natarcia na końcach łopatek są bliskie krytycznym. Ze względu na różnicę prędkości przepływu wokół łopaty przy różnych azymutach, kąty natarcia przy ψ = 270 o wzrastają kilkakrotnie bardziej niż maleją przy ψ = 90 o. Dlatego wraz ze wzrostem prędkości lotu śmigłowca, w rejonie azymutu ψ = 270°, kąty natarcia mogą przekroczyć wartości krytyczne, co powoduje oderwanie się strumienia od elementów łopaty.

Ukośny przepływ prowadzi do tego, że kąty klapek w przedniej części dysku HB w rejonie azymutu 180° są znacznie większe niż w tylnej części dysku w rejonie azymutu 0°. To nachylenie dysku nazywa się niedrożnością stożka HB. Zmiana kątów skoku łopatki w azymucie na wolnym HB, gdy nie ma regulatora skoku, zmienia się w następujący sposób:

azymut od 0 do 90 0:

Wynikająca z tego prędkość przepływu wokół łopaty wzrasta, wzrasta siła nośna i jej moment;

Kąt skoku b i prędkość pionowa V y rosną;

azymut 90 0:

Prędkość w górę V y maksymalna;

azymut 90 0 – 180 0:

Siła nośna ostrza jest zmniejszona poprzez zmniejszenie prędkości przepływu;

Prędkość skoku w górę Vy maleje, ale kąt skoku ostrza nadal rośnie.

azymut 200 0 – 210 0:

Pionowa prędkość wychylenia jest równa zeru V y \u003d 0, kąt wychylenia ostrza b jest maksymalny, ostrze w wyniku zmniejszenia siły nośnej opada;

azymut 270 0:

Prędkość przepływu wokół łopaty jest minimalna, siła podnoszenia i jej moment są zmniejszone;

Prędkość opadania V y - maksymalna;

Kąt skoku b maleje.

azymut 20 0 – 30 0:

Szybkość przepływu wokół ostrza zaczyna rosnąć;

V y \u003d 0, kąt wychylenia w dół jest maksymalny.

Tak więc, dla swobodnego obrotu w prawo NV z dmuchaniem ukośnym, stożek zapada się z powrotem w lewo. Wraz ze wzrostem prędkości lotu zwiększa się przeszkoda stożka.

Rys. 12.10 Zmiana kątów natarcia elementu ostrza w wyniku uderzenia.

Regulator skoku (RV). Ruch lotny prowadzi do wzrostu obciążeń dynamicznych konstrukcji łopat i niekorzystnej zmiany kątów natarcia łopatek wzdłuż tarczy wirnika. Zmniejszenie amplitudy kołysania i zmianę naturalnego nachylenia stożka HB z lewej na prawą realizuje regulator kołysania. Regulator wychylenia (ryc. 12.11.) to kinematyczne połączenie między zawiasem osiowym a obrotowym pierścieniem tarczy sterującej, które zapewnia zmniejszenie kątów łopatek j przy zmniejszeniu kąta wychylenia b i odwrotnie, wzrost w kącie ostrzy wraz ze wzrostem kąta wychylenia. Połączenie to polega na przesunięciu punktu zaczepienia naporu z tarczy sterującej na linkę osiową zawiasu (punkt A) (rys. 12.12) z osi zawiasu poziomego. W śmigłowcach typu Mi sterowanie skokiem obraca stożek HB do tyłu i na prawo. W tym przypadku składowa boczna wzdłuż osi Z powstałej siły HB skierowana jest w prawo w kierunku przeciwnym do kierunku ciągu śmigła ogonowego, co poprawia warunki bocznego wyważania śmigłowca.

Rys.12.11 Sterownik przemiatania, schemat kinematyczny. . . Równowaga ostrza względem zawiasu poziomego.

Podczas ruchu klapy łopatki (ryc. 12.12.) w płaszczyźnie siły nacisku działają na nią następujące siły i momenty:

Nacisk T l, przyłożony do ¾ długości ostrza, tworzy moment M t \u003d T a, obracając ostrze w celu zwiększenia skoku;

Siła odśrodkowa Fcb działająca prostopadle do konstrukcyjnej osi obrotu HB na zewnątrz. Siła bezwładności od uderzenia łopatki, skierowana prostopadle do osi łopatki i przeciwnie do przyspieszenia uderzenia;

Siła ciężkości G l jest przyłożona do środka ciężkości ostrza i tworzy moment M G = G· podczas obracania ostrza w celu zmniejszenia skoku.

Ostrze zajmuje pozycję w przestrzeni wzdłuż powstałej siły Rl. Warunki równowagi ostrza względem zawiasu poziomego określa wyrażenie

(12.17.)

Rys.12.12. Siły i momenty działające na ostrze w płaszczyźnie uderzenia.

Łopaty HB poruszają się wzdłuż tworzącej stożka, którego wierzchołek znajduje się w środku piasty, a oś jest prostopadła do płaszczyzny końców ostrzy.

Każda łopatka zajmuje w pewnym azymucie Ψ te same położenia kątowe β l względem płaszczyzny obrotu HB.

Ruch koła zamachowego łopatek jest cykliczny, ściśle powtarzalny z okresem równym czasowi jednego obrotu HB.

Moment zawiasów poziomych tulei HB (Mgsz).

W trybie osiowego przepływu wokół NV wypadkowa sił ostrzy Rn jest skierowana wzdłuż osi NV i przyłożona w środku tulei. W trybie nadmuchu ukośnego siła Rn odchyla się w kierunku zablokowania stożka. Ze względu na rozstaw zawiasów poziomych siła aerodynamiczna Rn nie przechodzi przez środek tulei, a pomiędzy wektorem siły Rn a środkiem tulei powstaje ramię. Istnieje moment Mgsh, zwany momentem bezwładności zawiasów poziomych tulei HB. Zależy to od rozstawu lr zawiasów poziomych. Moment zawiasów poziomych tulei HB Mgsh rośnie wraz ze wzrostem odległości l r i jest skierowany w stronę zablokowania stożka HB.

Obecność separacji zawiasów poziomych poprawia właściwości tłumiące HB, tj. poprawia stabilność dynamiczną śmigłowca.

Równowaga ostrza względem zawiasu pionowego (VSH).

Podczas obrotu HB ostrze odchyla się o kąt x. Kąt wychylenia x jest mierzony między linią promieniową a osią podłużną łopatki w płaszczyźnie obrotu HB i będzie dodatni, jeśli łopatka odwróci się względem linii promieniowej (zostanie w tyle) (rys. 12.13.).

Średnio kąt wychylenia wynosi 5-10o, a w trybie samoobrotu jest ujemny i równy 8-12o w płaszczyźnie obrotu HB. Na ostrze działają następujące siły:

Siła oporu X l, przyłożona w środku nacisku;

Siła odśrodkowa skierowana wzdłuż linii prostej łączącej środek masy łopatki i oś obrotu HB;

Siła bezwładności F in, skierowana prostopadle do osi łopaty i przeciwnie do przyspieszenia, jest przyłożona do środka masy łopaty;

Naprzemienne siły Coriolisa Fk przyłożone w środku masy łopaty.

Pojawienie się siły Coriolisa tłumaczy się prawem zachowania energii.

Energia obrotu zależy od promienia, jeżeli promień się zmniejszył, to część energii jest wykorzystywana na zwiększenie prędkości kątowej obrotu.

Dlatego też, gdy łopatka wychyla się w górę, promień r ц2 środka masy łopatki i prędkość obwodowa maleją, pojawia się przyspieszenie Coriolisa, zmierzające do przyspieszenia obrotu, a co za tym idzie siła - siła Coriolisa, która obraca łopatę do przodu względem do zawiasu pionowego. Wraz ze spadkiem kąta skoku, przyspieszenie Coriolisa, a tym samym siła, będą skierowane przeciw obrocie. Siła Coriolisa jest wprost proporcjonalna do ciężaru ostrza, prędkości obrotowej HB, prędkości kątowej suwu i kąta suwu.

Powyższe siły tworzą momenty, które muszą być zrównoważone na każdym azymucie ruchu ostrza.

. (12.15.)

Rys.12.13.. Równowaga ostrza względem zawiasu pionowego (VSH).

Występowanie momentów na NV.

Podczas działania NV powstają następujące punkty:

Moment obrotowy Mk, wytworzony przez siły oporu aerodynamicznego łopat, jest określony przez parametry HB;

Moment reakcji M p jest przykładany do głównej skrzyni biegów i przez ramę skrzyni biegów na kadłubie.;

Moment obrotowy silników przenoszony przez główną skrzynię biegów na wał HB jest określony przez moment obrotowy silników.

Moment obrotowy silników jest skierowany wzdłuż obrotu HB, a bierny i moment obrotowy HB jest skierowany przeciw obrotowi. Moment obrotowy silnika zależy od zużycia paliwa, programu automatycznego sterowania, zewnętrznych warunków atmosferycznych.

W ustalonych trybach lotu M to = M p = - M dv.

Moment obrotowy HB bywa utożsamiany z momentem reaktywnym HB lub momentem obrotowym silnika, ale jak widać z powyższego, fizyczna istota tych momentów jest inna.

Krytyczne strefy przepływu wokół NV.

Przy ukośnym nadmuchu na NV powstają następujące strefy krytyczne (ryc. 12.14.):

Strefa przepływu wstecznego;

Strefa straganu;

Strefa Kryzysu Fal;

Strefa przewijania. W rejonie azymutu 270° w locie poziomym tworzy się strefa, w której doczołowe sekcje łopat nie są spływają z przodu, lecz z krawędzi spływu łopaty. Sekcja łopaty znajdująca się w tej strefie nie uczestniczy w tworzeniu siły nośnej łopaty. Strefa ta zależy od prędkości lotu, im wyższa prędkość lotu, tym większa strefa przepływu wstecznego.

Strefa straganu. W locie na azymucie 270 0 - 300 0 na końcach łopat, z powodu wychylenia łopaty w dół, wzrastają kąty natarcia sekcji łopaty. Efekt ten potęguje wzrost prędkości lotu śmigłowca, ponieważ. jednocześnie wzrasta prędkość i amplituda ruchu trzepotania ostrzy. Przy znacznym wzroście skoku HB lub wzroście prędkości lotu w tej strefie występuje przeciągnięcie przepływu (rys. 12.14.) Ze względu na osiąganie przez łopaty nadkrytycznych kątów natarcia, co prowadzi do zmniejszenia siły nośnej i wzrostu oporu ostrza znajdujące się w tej strefie. Ciąg wirnika głównego w tym sektorze spada i przy dużym przekroczeniu prędkości lotu na HB pojawia się znaczny moment przechylający.

Fala Strefa Kryzysu. Opór falowy na łopacie występuje w obszarze azymutu 90 0 przy dużej prędkości lotu, gdy prędkość opływu łopaty osiąga lokalną prędkość dźwięku i powstają lokalne fale uderzeniowe, co powoduje gwałtowny wzrost współczynnika Сho ze względu na występowanie oporu falowego

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

Opór falowy może być kilkakrotnie większy niż opór tarcia, a ponieważ fale uderzeniowe na każdej łopatce pojawiają się cyklicznie i przez krótki okres czasu, co powoduje drgania łopatki, które nasilają się wraz ze wzrostem prędkości lotu. Krytyczne strefy przepływu wokół wirnika głównego zmniejszają efektywną powierzchnię wirnika głównego, a co za tym idzie ciąg HB, pogarszają właściwości aerodynamiczne i eksploatacyjne śmigłowca jako całości, a co za tym idzie ograniczenia lotów śmigłowców w zakresie prędkości są związane z rozważanymi zjawiskami.

Pierścień wirowy.

Tryb pierścienia wirowego występuje przy niskiej prędkości poziomej i wysokiej prędkości pionowej opadania śmigłowca, gdy pracują silniki śmigłowca.

Gdy helikopter zniża się w tym trybie, w pewnej odległości pod HB, a powierzchnia a-a, gdzie szybkość opadania indukcyjnego staje się równa szybkości opadania V y (rys. 12.15). Dochodząc do tej powierzchni, przepływ indukcyjny skręca w kierunku HB, jest przez nią częściowo wychwytywany i ponownie wyrzucany w dół. Wraz ze wzrostem Vy powierzchnia a-a zbliża się do HB i przy pewnej krytycznej szybkości opadania prawie całe wyrzucane powietrze jest ponownie zasysane przez wirnik główny, tworząc wokół śruby torus wirowy. Następuje reżim pierścieni wirowych.

Rys 12.14. Krytyczne strefy przepływu wokół NV.

W tym przypadku całkowity ciąg HB maleje, rośnie pionowa prędkość spadku V y. Interfejs a-a okresowo pęka, wiry torusa gwałtownie zmieniają rozkład obciążenia aerodynamicznego i charakter ruchu trzepotania łopat. W rezultacie ciąg HB zaczyna pulsować, śmigłowiec się trzęsie i kołysze, spada skuteczność sterowania, a wskaźnik prędkości i wariometr dają niestabilne odczyty.

Im mniejszy kąt montażu łopatek i prędkość lotu poziomego, tym większa prędkość opadania w pionie, tym intensywniejszy jest tryb pierścienia wirowego. zniżanie przy prędkości lotu 40 km/h lub mniejszej.

Aby zapobiec wejściu śmigłowca w tryb „pierścień wirowych”, konieczne jest spełnienie wymagań Instrukcji Użytkowania w Locie dla ograniczenia prędkości pionowej

WPROWADZENIE

Projektowanie śmigłowców to złożony proces, który rozwija się w czasie, podzielony na powiązane ze sobą etapy i etapy projektowania. Stworzony statek powietrzny musi spełniać wymagania techniczne oraz odpowiadać charakterystyce techniczno-ekonomicznej określonej w specyfikacji projektowej. SIWZ zawiera wstępny opis śmigłowca i jego charakterystyk użytkowych, które zapewniają wysoką efektywność ekonomiczną i konkurencyjność projektowanej maszyny, a mianowicie: nośność, prędkość lotu, zasięg, pułap statyczny i dynamiczny, zasoby, trwałość i koszt.

Zakres zadań określany jest na etapie badań przedprojektowych, podczas których prowadzone są poszukiwania patentowe, analiza istniejących rozwiązań technicznych, prace badawczo-rozwojowe. Głównym zadaniem badań przedprojektowych jest poszukiwanie i eksperymentalna weryfikacja nowych zasad funkcjonowania projektowanego obiektu i jego elementów.

Na etapie wstępnego projektu dobierany jest schemat aerodynamiczny, kształtowany jest wygląd śmigłowca i wykonywane są obliczenia głównych parametrów, aby zapewnić osiągnięcie określonych osiągów lotu. Do parametrów tych należą: masa śmigłowca, moc układu napędowego, wymiary wirnika głównego i ogonowego, masa paliwa, masa oprzyrządowania i wyposażenia specjalnego. Wyniki obliczeń są wykorzystywane przy opracowaniu schematu rozmieszczenia śmigłowca oraz sporządzeniu bilansu do określenia położenia środka masy.

Projektowanie poszczególnych zespołów i podzespołów śmigłowca z uwzględnieniem wybranych rozwiązań technicznych odbywa się na etapie opracowywania projektu technicznego. Jednocześnie parametry projektowanych jednostek muszą odpowiadać wartościom odpowiadającym projektowi projektowemu. Niektóre parametry można dopracować w celu optymalizacji projektu. Podczas projektowania technicznego wykonywane są obliczenia aerodynamiczne wytrzymałościowe i kinematyczne zespołów, a także dobór materiałów konstrukcyjnych i schematów konstrukcyjnych.

Na etapie projektu wykonawczego rysunki wykonawcze i montażowe śmigłowca, specyfikacje, listy przewozowe oraz inna dokumentacja techniczna są przygotowywane zgodnie z przyjętymi normami

W artykule przedstawiono metodykę obliczania parametrów śmigłowca na etapie projektowania wstępnego, która służy do realizacji projektu kursu w dyscyplinie „Projektowanie śmigłowca”.

1. Obliczenie masy startowej śmigłowca pierwszego przybliżenia

gdzie jest masa ładunku, kg;

Waga załogi, kg.

Zasięg lotu

2. Obliczanie parametrów wirnika głównego śmigłowca

2.1 Promień R, m, wirnik główny śmigłowca jednowirnikowego obliczona według wzoru:

gdzie jest masa startowa śmigłowca, kg;

g - przyspieszenie swobodnego spadania równe 9,81 m/s 2;

p - obciążenie właściwe na obszar omiatany przez wirnik główny,

=3,14.

Określona wartość obciążenia p dla obszaru omiatanego przez ślimak dobiera się zgodnie z zaleceniami przedstawionymi w pracy /1/: gdzie p= 280

Przyjmujemy promień głównego wirnika równy R= 7.9

Prędkość kątowa s -1, obroty wirnika głównego są ograniczone przez prędkość obwodową R końce łopat, które zależą od masy startowej śmigłowca i wyniosły R= 232 m/s.

C -1.

RPM

2.2 Względne gęstości powietrza na sufitach statycznych i dynamicznych

2.3 Obliczanie prędkości ekonomicznej przy ziemi i na suficie dynamicznym

Określa się względny obszar równoważnej szkodliwej płytki:

Gdzie S uh= 2.5

Oblicza się wartość prędkości ekonomicznej przy ziemi V h, km/h:

gdzie I = 1,09…1,10 - współczynnik indukcji.

km/h.

Obliczana jest wartość prędkości ekonomicznej na suficie dynamicznym V hałas, km/h:

gdzie I = 1,09…1,10 - współczynnik indukcji.

km/h.

2.4 Obliczane są względne wartości maksymalnej i ekonomicznej na suficie dynamicznym prędkości lotu poziomego:

gdzie V maks=250 km/h i V hałas\u003d 182,298 km / h - prędkość lotu;

R=232 m/s - prędkość obwodowa łopat.

2.5 Obliczenie dopuszczalnych stosunków współczynnika ciągu do wypełnienia wirnika głównego dla prędkości maksymalnej przy ziemi i prędkości ekonomicznej na stropie dynamicznym:

w

2.6 Współczynniki ciągu głównego wirnika przy ziemi i przy suficie dynamicznym:

2.7 Obliczanie wypełnienia wirnika głównego:

Napełnianie wirnika obliczone dla przypadków lotu przy prędkościach maksymalnych i ekonomicznych:

Jako szacunkowa wartość wypełnienia wirnik, największa wartość jest brana z Vmaks oraz V hałas:

Zaakceptować

długość akordu b i wydłużenie łopaty wirnika będą równe:

gdzie zł to liczba łopat wirnika (zł = 3)

2.8 Względny wzrost ciągu głównego wirnika w celu skompensowania oporu aerodynamicznego kadłuba i usterzenia poziomego:

gdzie Sf jest obszarem rzutu poziomego kadłuba;

S th - powierzchnia ogona poziomego.

S f \u003d 10 m 2;

S idź \u003d 1,5 m 2.

3. Obliczanie mocy układu napędowego śmigłowca.

3.1 Obliczanie mocy podczas zawisu na suficie statycznym:

Specyficzna moc potrzebna do napędzania głównego wirnika w trybie zawisu na suficie statystycznym jest obliczana ze wzoru:

gdzie N H st- wymagana moc, W;

m 0 - masa startowa, kg;

g - przyspieszenie swobodnego spadania, m/s 2;

p - obciążenie właściwe na obszar omiatany przez główny wirnik, N / m 2;

st - względna gęstość powietrza na wysokości stropu statycznego;

0 - względna sprawność wirnik główny w trybie zawisu ( 0 =0.75);

Względny wzrost ciągu głównego wirnika w celu zrównoważenia oporu aerodynamicznego kadłuba i usterzenia poziomego:

3.2 Obliczanie mocy właściwej w locie poziomym przy maksymalnej prędkości

Moc właściwą potrzebną do napędzania wirnika głównego w locie poziomym z maksymalną prędkością oblicza się ze wzoru:

gdzie jest prędkość obwodowa końców ostrzy;

Względny równoważny szkodliwy talerz;

I uh- współczynnik indukcji, wyznaczany w zależności od prędkości lotu według następujących wzorów:

przy km/h,

Przy km/h

3.3 Obliczanie mocy właściwej w locie przy pułapie dynamicznym z prędkością ekonomiczną

Moc właściwa do napędzania głównego wirnika na suficie dynamicznym to:

gdzie hałas- względna gęstość powietrza na suficie dynamicznym,

V hałas- ekonomiczna prędkość śmigłowca na suficie dynamicznym,

3.4 Obliczanie mocy właściwej w locie przy ziemi przy prędkości ekonomicznej w przypadku awarii jednego silnika podczas startu

Moc jednostkową potrzebną do kontynuowania startu z prędkością ekonomiczną w przypadku awarii jednego silnika oblicza się ze wzoru:

gdzie jest prędkość ekonomiczna przy ziemi,

3.5 Obliczanie określonych zredukowanych mocy dla różnych przypadków lotu

3.5.1 Specyficzna zmniejszona moc podczas zawisu na suficie statycznym wynosi:

gdzie jest specyficzna charakterystyka przepustnicy, która zależy od wysokości sufitu statycznego? H st i jest obliczany według wzoru:

0 - współczynnik wykorzystania mocy układu napędowego w zawisie, którego wartość zależy od masy startowej śmigłowca m 0 :

Na m 0 < 10 тонн

Przy 10 25 ton

Na m 0 > 25 ton

3.5.2 Specyficzna zmniejszona moc w locie poziomym przy maksymalnej prędkości wynosi:

gdzie jest współczynnik wykorzystania mocy przy maksymalnej prędkości lotu,

Charakterystyka przepustnicy silników w zależności od prędkości lotu V maks :

3.5.3 Specyficzna zmniejszona moc w locie przy pułapie dynamicznym przy ekonomicznej prędkości V hałas jest równe:

gdzie jest współczynnik wykorzystania mocy przy ekonomicznej prędkości lotu,

oraz - poziomy dławienia silnika w zależności od wysokości sufitu dynamicznego H i prędkość lotu V hałas zgodnie z następującą charakterystyką przepustnicy:

3.5.4 Specyficzna zmniejszona moc w locie nad ziemią z prędkością ekonomiczną w przypadku awarii jednego silnika podczas startu wynosi:

gdzie jest współczynnik wykorzystania mocy przy ekonomicznej prędkości lotu,

Stopień dławienia silnika w trybie awaryjnym,

n =2 - liczba silników śmigłowców.

3.5.5 Obliczanie wymaganej mocy układu napędowego

Aby obliczyć wymaganą moc układu napędowego, wybierana jest maksymalna wartość określonej zredukowanej mocy:

Wymagana moc N układ napędowy śmigłowca będzie równy:

gdzie m 0 1 - masa startowa śmigłowca,

g = 9,81 m 2 / s - przyspieszenie swobodnego spadania.

W,

3.6 Wybór silników

Przyjmujemy dwa silniki turbowałowe VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) o łącznej mocy każdego N\u003d 1,405 10 6 W

Silnik VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) przeznaczony jest do montażu na śmigłowcach nowej generacji, a także do wymiany silników w istniejących śmigłowcach w celu poprawy ich osiągów w locie. Został stworzony na podstawie seryjnego certyfikowanego silnika TV3-117VMA i jest produkowany w Federalnym Państwowym Przedsiębiorstwie Jednostkowym „Zakład im. V.Ya. Klimow”.

4. Obliczanie masy paliwa

Aby obliczyć masę paliwa, która zapewnia dany zasięg lotu, konieczne jest określenie prędkości przelotowej V kr. Obliczenie prędkości przelotowej wykonuje się metodą kolejnych przybliżeń w następującej kolejności:

a) przyjmuje się wartość prędkości przelotowej pierwszego przybliżenia:

km/h;

b) obliczany jest współczynnik indukcji I uh:

Przy km/h

Przy km/h

c) określona moc wymagana do napędzania wirnika głównego w locie w trybie przelotowym jest określona:

gdzie jest maksymalna wartość określonej zmniejszonej mocy układu napędowego,

Współczynnik zmiany mocy w zależności od prędkości lotu V kr 1 , liczony według wzoru:

d) Prędkość przelotową drugiego przybliżenia oblicza się:

e) Wyznacza się względne odchylenie prędkości pierwszego i drugiego przybliżenia:

Kiedy prędkość przelotowa pierwszego przybliżenia jest dopracowana V kr 1 , przyjmuje się ją jako równą obliczonej prędkości drugiego przybliżenia . Następnie obliczenie jest powtarzane od punktu b) i kończy się pod warunkiem .

Jednostkowe zużycie paliwa oblicza się według wzoru:

gdzie jest współczynnik zmiany jednostkowego zużycia paliwa w zależności od trybu pracy silników,

Współczynnik zmiany jednostkowego zużycia paliwa w zależności od prędkości lotu,

Jednostkowe zużycie paliwa w trybie startu.

W przypadku lotu w trybie rejsowym akceptowane są:

przy kW;

Przy kW.

kg/Wh,

Masa paliwa zużytego podczas lotu m t będzie równa:

gdzie jest konkretna moc pobierana przy prędkości przelotowej,

prędkość przelotowa,

L - zasięg lotu.

5. Wyznaczanie masy elementów i zespołów śmigłowca.

5.1 Masę łopatek wirnika głównego określa wzór:

gdzie R - promień wirnika,

- wypełnienie głównego wirnika,

kg,

5.2 Masę piasty wirnika głównego oblicza się ze wzoru:

gdzie k Wt- współczynnik wagowy tulei nowoczesnych konstrukcji,

k ja- współczynnik wpływu liczby ostrzy na masę tulei.

Możesz wziąć pod uwagę:

kg/kN,

dlatego w wyniku przekształceń otrzymujemy:

Aby określić masę piasty wirnika głównego należy obliczyć siłę odśrodkową działającą na łopatki N CB(w kN):

KN,

kg.

5.3 Masa układu sterowania doładowaniem, który obejmuje tarczę skośną, hydrauliczne wspomagacze, układ sterowania hydraulicznego wirnika głównego jest obliczany według wzoru:

gdzie b- cięciwa ostrza,

k gwizd- współczynnik wagowy układu sterowania boosterem, który można przyjąć równy 13,2 kg/m3.

Kg.

5.4 Waga ręcznego systemu sterowania:

gdzie k RU- współczynnik wagowy ręcznego układu sterowania, przyjęty dla śmigłowców jednowirnikowych równy 25 kg/m.

Kg.

5.5 Masa przekładni głównej zależy od momentu obrotowego na wale wirnika głównego i obliczana jest ze wzoru:

gdzie k Ed- współczynnik wagowy, którego średnia wartość wynosi 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Maksymalny moment obrotowy na wale głównego wirnika jest określany poprzez zmniejszoną moc układu napędowego N i prędkość śruby :

gdzie 0 - współczynnik wykorzystania mocy układu napędowego, którego wartość jest przyjmowana w zależności od masy startowej śmigłowca m 0 :

Na m 0 < 10 тонн

Przy 10 25 ton

Na m 0 > 25 ton

Nm

Masa przekładni głównej:

Kg.

5.6 Aby określić masę jednostek napędowych śmigła ogonowego, oblicza się jego ciąg T rv :

gdzie M nv- moment obrotowy na wale wirnika,

L rv- odległość między osiami śruby głównej i tylnej.

Odległość między osiami śruby głównej i tylnej jest równa sumie ich promieni i luzu między końcami ich ostrzy:

gdzie - pobrana szczelina równa 0,15...0,2 m,

Promień śmigła ogonowego, który w zależności od masy startowej śmigłowca wynosi:

W t,

W t,

O godz.

Moc N rv, wydatkowana na obrót śmigła ogonowego, obliczana jest według wzoru:

gdzie 0 - względna sprawność śmigła ogonowego, którą można przyjąć równą 0,6 ... 0,65.

W,

Moment obrotowy M rv przenoszona przez wał kierownicy jest równa:

Nm

gdzie jest częstotliwość obrotu wału kierownicy,

z -1,

Moment obrotowy przenoszony przez wał napędowy, Nm, przy prędkości obrotowej n w= 3000 obr/min równa się:

Nm

Waga m w wał napędowy:

gdziek w- współczynnik wagowy wału napędowego równy 0,0318 kg/(Nm) 0,67.

Waga m itp koło pośrednie jest równe:

gdzie k itp- współczynnik wagowy przekładni pośredniej równy 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Masa koła ogonowego, który obraca śmigłem ogonowym:

gdzie k xp- współczynnik wagowy dla ogona, którego wartość wynosi 0,105 kg/(Nm) 0,8

kg.

5.7 Masa i główne wymiary śmigła ogonowego są obliczane w zależności od jego ciągu T rv .

Współczynnik naporu C rvśmigło ogonowe jest równe:

Wypełnienie łopat wirnika ogonowego rv obliczone analogicznie jak dla wirnika głównego:

gdzie jest dopuszczalną wartością stosunku współczynnika ciągu do wypełnienia śmigła ogonowego.

długość akordu b rv i wydłużenie rvłopaty śmigła ogonowego oblicza się według wzorów:

gdzie z rv- ilość łopat śmigła ogonowego.

Waga łopat wirnika ogonowego m LR obliczone według wzoru empirycznego:

Wartość siły odśrodkowej N cbr działając na łopatki śmigła ogonowego i odbierany przez zawiasy piasty,

Masa piasty wirnika ogonowego m wtorek obliczone według tego samego wzoru jak dla wirnika głównego:

gdzie N CB- siła odśrodkowa działająca na ostrze,

k Wt- współczynnik wagowy tulei, przyjęty równy 0,0527 kg/kN 1,35

k z- współczynnik wagowy zależny od liczby łopatek i obliczany według wzoru:

5.8 Obliczanie masy układu napędowego śmigłowca

Ciężar właściwy układu napędowego śmigłowca dv obliczone według wzoru empirycznego:

gdzie N- moc układu napędowego.

Masa układu napędowego będzie równa:

kg.

5.9 Obliczanie masy kadłuba i wyposażenia śmigłowca

Masę kadłuba śmigłowca oblicza się ze wzoru:

gdzie S om- powierzchnia mytej powierzchni kadłuba, którą określa wzór:

M 2,

m 0 - masa startowa pierwszego przybliżenia,

k f- współczynnik równy 1,7.

kg,

Waga system paliwowy:

gdzie m t- masa paliwa zużytego w locie,

k ts- współczynnik wagowy przyjęty dla układu paliwowego równy 0,09.

kg,

Masa podwozia śmigłowca wynosi:

gdzie k w- współczynnik wagowy w zależności od konstrukcji podwozia:

W przypadku podwozia niechowanego,

Do chowanego podwozia.

kg,

Masę wyposażenia elektrycznego śmigłowca oblicza się ze wzoru:

gdzie L rv- odległość między osiami śruby głównej i tylnej,

z ja- ilość łopat wirnika,

R - promień wirnika,

ja- wydłużenie względne łopatek wirnika głównego,

k itp oraz k e-mail- współczynniki wagowe przewodów elektrycznych i innych urządzeń elektrycznych, których wartości wynoszą:

kg,

Masa innego wyposażenia śmigłowca:

gdzie k itp- współczynnik wagowy, którego wartość wynosi 2.

kg.

5.10 Obliczanie drugiej przybliżonej masy startowej śmigłowca

Masa pustego helikoptera jest równa sumie mas jednostek głównych:

Masa startowa śmigłowca drugiego przybliżenia m 02 będzie równa sumie:

gdzie m t - masa paliwa,

m gr- masa ładowności,

m równ- masa załogi.

kg,

6. Opis układu śmigłowca

Zaprojektowany śmigłowiec wykonany jest w schemacie jednowirnikowym z śmigłem ogonowym, dwoma silnikami turbinowymi i dwułożyskowymi płozami. Kadłub śmigłowca o konstrukcji ramowej składa się z części dziobowej i środkowej, belki ogonowej i końcowej. Na dziobie znajduje się dwumiejscowa kabina załogi, składająca się z dwóch pilotów. Przeszklenie kabiny zapewnia dobrą widoczność, blistry przesuwne prawe i lewe wyposażone są w mechanizmy awaryjnego zwalniania. W centralnej części znajduje się kabina o wymiarach 6,8 x 2,05 x 1,7m oraz środkowe drzwi przesuwne o wymiarach 0,62 x 1,4m z mechanizmem awaryjnego opuszczania. Kabina ładunkowa przeznaczona jest do przewozu towarów o masie do 2 ton i wyposażona jest w składane siedzenia dla 12 pasażerów oraz węzły do ​​mocowania 5 noszy. W wersji pasażerskiej w kabinie znajduje się 12 miejsc siedzących, zainstalowanych ze stopniem 0,5m i przejściem 0,25m; a z tyłu znajduje się otwór na tylne drzwi wejściowe, składający się z dwóch skrzydeł.

Bom ogonowy o konstrukcji nitowanej typu belka-wzdłużnica ze skórą roboczą jest wyposażony w węzły do ​​mocowania sterowanego stabilizatora oraz wspornika ogona.

Stabilizator o wielkości 2,2m i powierzchni 1,5m2 z profilem NACA 0012 o konstrukcji jednodźwigarowej, z kompletem żeber oraz poszyciem duraluminium i tkaniny.

Podwójna podpora, narty, podpora przednia samoorientująca, wymiary 500 x 185mm, podpora główna kształtowa z amortyzatorami dwukomorowymi cieczowo-gazowymi, wymiary 865 x 280mm. Wsparcie ogona składa się z dwóch rozpórek, amortyzatora i pięty wspierającej; trasa narciarska 2m, baza narciarska 3,5m.

Wirnik główny z łopatami na zawiasach, amortyzatorami hydraulicznymi i wahadłowymi amortyzatorami drgań, zamontowany z nachyleniem do przodu 4° 30". Łopaty są w planie prostokątnym z cięciwą 0,67 mi profilami NACA 230 i skręceniem geometrycznym 5%, czubek prędkość ostrzy 200 m/s, lemiesze wyposażone są w wizualny system sygnalizacji uszkodzenia dźwigara oraz elektrotermiczne urządzenie przeciwoblodzeniowe.

Śmigło ogonowe o średnicy 1,44m jest trójłopatowe, popychające, z tuleją typu kardana i całkowicie metalowymi łopatami w kształcie prostokąta w planie, o cięciwie 0,51m i profilu NACA 230M.

Elektrownia składa się z dwóch silników turbowałowych z turbiną gazową z wolną turbiną VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) św. V.Ya.Klimov o łącznej mocy każdego N = 1405 W, zainstalowany na górze kadłuba i zamknięty wspólnym kapturem z otwieranymi drzwiami. Silnik posiada dziewięciostopniową sprężarkę osiową, pierścieniową komorę spalania oraz dwustopniową turbinę.Silniki wyposażone są w urządzenia przeciwpyłowe.

Skrzynia biegów składa się z przekładni głównej, pośredniej i tylnej, wałków hamulcowych, wirnika głównego. Przekładnia główna VR-8A jest trójstopniowa, zapewnia przeniesienie mocy z silników na wirnik główny, śmigło ogonowe i wentylator do chłodzenia, chłodnice oleju silnikowego i przekładnię główną; całkowita ładowność układu olejowego to 60kg.

Sterowanie jest zdublowane za pomocą sztywnego i kablowego okablowania oraz hydraulicznych wzmacniaczy napędzanych z głównego i zapasowego układu hydraulicznego. Czterokanałowy autopilot AP-34B zapewnia stabilizację śmigłowca w locie w zakresie przechyłu, kursu, pochylenia i wysokości. Główny układ hydrauliczny dostarcza zasilanie do wszystkich jednostek hydraulicznych, a zapasowy - tylko hydrauliczne wspomagacze.

System ogrzewania i wentylacji zapewnia doprowadzenie ogrzanego lub zimnego powietrza do kabiny załogi i pasażera, system przeciwoblodzeniowy zabezpiecza przed oblodzeniem łopaty wirnika głównego i ogonowego, przednie szyby kabiny załogi oraz wloty powietrza do silnika.

Wyposażenie do lotów według wskazań przyrządów w trudnych warunkach meteorologicznych w dzień iw nocy obejmuje dwa sztuczne horyzonty, dwa prędkościomierze NV, kombinowany system kursu GMK-1A, automatyczny radiokompas, radiowysokościomierz RV-3.

Wyposażenie łączności obejmuje radiostacje dowodzenia VHF R-860 i R-828, radiostacje łączności HF R-842 i Karat, interkom lotniczy SPU-7.

7. Obliczanie salda śmigłowca

Tabela 1. Bilans pustego śmigłowca

Obliczane są momenty statyczne M cx i oraz M su i względem osi współrzędnych:

Współrzędne środka masy całego śmigłowca obliczane są ze wzorów :

Tabela 2. Listwa centrująca z maksymalnym obciążeniem

Tabela 3. Lista centrująca z 5% pozostałym paliwem i pełnym obciążeniem handlowym

Współrzędne środka masy pusty helikopter: x0 = -0.003; y0 = -1,4524;

Współrzędne środka masy przy maksymalnym obciążeniu: x0 = 0,0293; y0 = -2,0135;

Współrzędne środka masy z 5% pozostałym paliwem i pełną ładownością wąski: x 0 \u003d -0,0678; r 0 = -1,7709.

Wniosek

W tym projekcie kursu wykonano obliczenia masy startowej śmigłowca, masy jego elementów i zespołów oraz rozplanowania śmigłowca. W trakcie rozmieszczania doprecyzowano wyważenie śmigłowca, którego wyliczenie poprzedza sporządzenie raportu wagowego na podstawie obliczeń masy jednostek i elektrowni, wykazów wyposażenia, wyposażenia, ładunku itp. Celem projektu jest określenie optymalnej kombinacji głównych parametrów śmigłowca i jego układów zapewniających spełnienie określonych wymagań.