Характеристики на формулата за повдигане на хеликоптер. Основи на аеродинамиката на ротора

ВЪВЕДЕНИЕ

Проектирането на хеликоптери е сложен процес, който се развива с течение на времето, разделен на взаимосвързани етапи и фази на проектиране. Създаваният самолет трябва да отговаря на техническите изисквания и да отговаря на технико-икономическите характеристики, посочени в проектните спецификации. Техническото задание съдържа първоначалното описание на вертолета и неговите летателно-технически характеристики, осигуряващи висока икономическа ефективност и конкурентоспособност на проектираната машина, а именно: товароподемност, скорост на полета, обсег, статичен и динамичен таван, ресурс, издръжливост и цена.

Техническото задание се изяснява на етапа на предпроектното проучване, по време на което се извършва патентно търсене, анализ на съществуващи технически решения, научноизследователска и развойна работа. Основната задача на предпроектните изследвания е търсенето и експерименталната проверка на нови принципи за функциониране на проектирания обект и неговите елементи.

На етапа на предварителния проект се избира аеродинамичен дизайн, оформя се външният вид на хеликоптера и се изчисляват основните параметри, за да се осигури постигането на зададените характеристики на полет. Тези параметри включват: теглото на хеликоптера, мощността на задвижващата система, размерите на главния и опашния ротор, теглото на горивото, теглото на инструментите и специалното оборудване. Резултатите от изчисленията се използват при разработването на схемата на хеликоптера и изготвянето на центриращ лист за определяне на позицията на центъра на масата.

Проектирането на отделни вертолетни единици и компоненти, като се вземат предвид избраните технически решения, се извършва на етапа на разработване на техническия проект. В този случай параметрите на проектираните възли трябва да отговарят на стойностите, съответстващи на предварителния проект. Някои параметри могат да бъдат прецизирани с цел оптимизиране на дизайна. По време на техническия проект се извършват аеродинамични якостни и кинематични изчисления на компонентите, избор на конструктивни материали и конструктивни схеми.

На етапа на подробен проект се изготвят работни и монтажни чертежи на хеликоптера, спецификации, списъци за избор и друга техническа документация в съответствие с приетите стандарти

Тази статия представя методология за изчисляване на параметрите на хеликоптер на етапа на предварителния проект, която се използва за изпълнение на курсов проект по дисциплината "Проектиране на хеликоптер".

1. Първо приближение за изчисляване на излетното тегло на хеликоптера

където е масата на полезния товар, kg;

Тегло на екипажа, кг.

Обхват на полета

2. Изчисляване на параметрите на ротора на хеликоптера

2.1 Радиус Р, m, основен ротор на хеликоптер с един роторизчислено по формулата:

където е излетното тегло на хеликоптера, kg;

ж - ускорение на свободно падане равно на 9,81 m/s 2;

стр - специфично натоварване върху площта, пометена от главния ротор,

=3,14.

Специфична стойност на натоварване стрзоната, обмитана от винта, се избира съгласно препоръките, представени в работа /1/: където стр= 280

Вземаме радиуса на ротора равен на Р= 7.9

Ъглова скорост , s -1, въртенето на главния ротор е ограничено от стойността на периферната скорост Ркраища на лопатките, което зависи от излетното тегло на хеликоптера и възлиза на Р= 232 m/s.

C -1.

RPM

2.2 Относителни плътности на въздуха върху статични и динамични тавани

2.3 Изчисляване на икономична скорост на земята и на динамичен таван

Относителната площ на еквивалентната вредна плоча се определя:

Където С ъъъ= 2.5

Изчислява се стойността на икономическата скорост близо до земята V ч, км/ч:

Където аз = 1,09…1,10 - коефициент на индукция.

Км/час.

Изчислява се стойността на икономическата скорост на динамичния таван V звън, км/ч:

Където аз = 1,09…1,10 - коефициент на индукция.

Км/час.

2.4 Изчисляват се относителните стойности на максималните и икономически на динамичния таван хоризонтални скорости на полета:

Където V макс=250 км/ч и V звън=182,298 км/ч - скорост на полета;

Р=232 m/s - периферна скорост на лопатките.

2.5 Изчисляване на допустимите съотношения на коефициента на тягата към пълненето на ротора за максималната скорост при земята и за икономичната скорост при динамичния таван:

при

2.6 Коефициенти на тягата на главния ротор при земята и при динамичния таван:

2.7 Изчисляване на пълненето на ротора:

Пълнене на главния ротор изчислено за случаи на полет при максимални и икономични скорости:

Като изчислена стойност на запълване главният ротор се приема за най-голямата стойност на Vmax И V звън:

Приемаме

Дължина на акорда b и относително удължение лопатките на ротора ще бъдат равни на:

Където zl е броят на лопатките на главния ротор (zl = 3)

2.8 Относително увеличение на тягата на ротора за компенсиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа и хоризонталната опашка:

където Sф е площта на хоризонталната проекция на фюзелажа;

S th - зоната на хоризонталната опашка.

S f =10 m 2;

С th =1,5 m2.

3. Изчисляване на мощността на задвижващата система на вертолета.

3.1 Изчисляване на мощността при окачване на статичен таван:

Специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор в режим на висене на статистически таван, се изчислява по формулата:

Където н з ул- необходима мощност, W;

м 0 - тегло при излитане, kg;

ж - ускорение на свободно падане, m/s 2;

стр - специфично натоварване върху площта, изметена от главния ротор, N/m 2;

ул - относителна плътност на въздуха на височината на статичния таван;

0 - относителна ефективност основен ротор в режим на задържане ( 0 =0.75);

Относително увеличение на тягата на главния ротор за балансиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа и хоризонталната опашка:

3.2 Изчисляване на плътността на мощността при хоризонтален полет при максимална скорост

Специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор в хоризонтален полет при максимална скорост, се изчислява по формулата:

където е периферната скорост на краищата на лопатките;

Относителна еквивалентна вредна плоча;

аз ъъъ- коефициент на индукция, определен в зависимост от скоростта на полета по следните формули:

При км/ч,

При км/ч.

3.3 Изчисляване на плътността на мощността при полет на динамичен таван при икономична скорост

Специфичната мощност за задвижване на главен ротор върху динамичен таван е:

Където звън- относителна плътност на въздуха върху динамичния таван,

V звън- икономична скорост на хеликоптера на динамичен таван,

3.4 Изчисляване на специфичната мощност при полет близо до земята при икономична скорост в случай на отказ на един двигател по време на излитане

Специфичната мощност, необходима за продължаване на излитането при икономична скорост при отказ на един двигател, се изчислява по формулата:

къде е икономическата скорост на земята,

3.5 Изчисляване на специфични намалени мощности за различни случаи на полет

3.5.1 Специфичната намалена мощност при окачване на статичен таван е равна на:

където е специфичната дроселираща характеристика, която зависи от височината на статичния таван з ули се изчислява по формулата:

0 - коефициент на използване на мощността на задвижващата система в режим на висене, чиято стойност зависи от излетното тегло на хеликоптера м 0 :

При м 0 < 10 тонн

На 10 25 тона

При м 0 > 25 тона

3.5.2 Специфичната намалена мощност при хоризонтален полет при максимална скорост е равна на:

където е коефициентът на използване на мощността при максимална скорост на полета,

Дроселни характеристики на двигателите в зависимост от скоростта на полета V макс :

3.5.3 Специфична намалена мощност при полет на динамичен таван при икономична скорост V звън е равно на:

където е коефициентът на използване на мощността при икономична скорост на полета,

и - степени на дроселиране на двигателя в зависимост от височината на динамичния таван зи скоростта на полета V звънв съответствие със следните характеристики на дросела:

3.5.4 Специфичната намалена мощност при полет близо до земята при икономична скорост с отказ на един двигател при излитане е равна на:

където е коефициентът на използване на мощността при икономична скорост на полета,

Степента на дроселиране на двигателя в авариен режим,

н =2 - брой хеликоптерни двигатели.

3.5.5 Изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система

За изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система се избира максималната стойност на специфичната намалена мощност:

Необходима мощност н задвижващата система на хеликоптера ще бъде равна на:

Където м 0 1 - излетно тегло на хеликоптера,

ж = 9,81 m 2/s - ускорение на свободното падане.

3.6 Избор на двигатели

Приемаме два турбовални двигателя VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) обща мощност на всеки н=1,405 10 6 W

Двигателят VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) е предназначен за инсталиране на хеликоптери от ново поколение, както и за подмяна на двигатели на съществуващи хеликоптери за подобряване на техните летателни характеристики. Създаден е на базата на серийно сертифицирания двигател TV3-117VMA и се произвежда във Федералното държавно унитарно предприятие „Завод на името на V.Ya. Климов“.

4. Изчисляване на масата на горивото

За да се изчисли масата на горивото, което осигурява даден обхват на полета, е необходимо да се определи крейсерската скорост V кр. Крейсерската скорост се изчислява по метода на последователните приближения в следната последователност:

а) стойността на крейсерската скорост при първи заход се взема:

км/час;

б) изчислява се коефициентът на индукция аз ъъъ:

При км/ч

в) определя се специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор по време на полет в крейсерски режим:

където е максималната стойност на специфичната намалена мощност на системата за задвижване,

Коефициент на промяна на мощността в зависимост от скоростта на полета V кр 1, изчислено по формулата:

г) Изчислява се крейсерската скорост при втори подход:

д) Определя се относителното отклонение на скоростите на първото и второто приближение:

Когато се изясни крейсерската скорост на първо приближение V кр 1 се приема, че е равна на изчислената скорост от второто приближение. След това изчислението се повтаря от точка б) и завършва с условието .

Специфичният разход на гориво се изчислява по формулата:

където е коефициентът на изменение на специфичния разход на гориво в зависимост от режима на работа на двигателите,

Коефициент на изменение на специфичния разход на гориво в зависимост от скоростта на полета,

Специфичен разход на гориво при излитане.

В случай на полет в крейсерски режим се приема следното:

При kW;

При kW.

Kg/W час,

Масата на изразходваното гориво за полет м Tще бъде равно на:

където е специфичната мощност, консумирана при крейсерска скорост,

Крейсерска скорост,

Л - обхват на полета.

5. Определяне на масата на хеликоптерни компоненти и възли.

5.1 Масата на лопатките на главния ротор се определя по формулата:

Където Р - радиус на ротора,

- пълнене на главния ротор,

Килограма,

5.2 Масата на главината на главния ротор се изчислява по формулата:

Където к вт- коефициент на тегло на втулките на модерни дизайни,

к л- коефициент на влияние на броя на лопатките върху масата на главината.

При изчислението можете да вземете:

Kg/kN,

следователно в резултат на трансформациите получаваме:

За да се определи масата на главината на главния ротор, е необходимо да се изчисли центробежната сила, действаща върху лопатките н Централна банка(в kN):

KN,

килограма.

5.3 Тегло на бустерната система за управление, който включва люлеещата се плоча, хидравличните усилватели и хидравличната система за управление на главния ротор, се изчислява по формулата:

Където b- хорда на острието,

к буу- коефициентът на тегло на системата за управление на бустера, който може да се приеме равен на 13,2 kg/m3.

Килограма.

5.4 Тегло на системата за ръчно управление:

Където к RU- тегловният коефициент на системата за ръчно управление, приет за еднороторни хеликоптери, равен на 25 kg/m.

Килограма.

5.5 Масата на главната скоростна кутия зависи от въртящия момент на вала на главния ротор и се изчислява по формулата:

Където к редактиране- коефициент на тежест, чиято средна стойност е 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Максималният въртящ момент на вала на главния ротор се определя чрез намалената мощност на задвижващата система ни скорост на витлото :

Където 0 - коефициент на използване на мощността на задвижващата система, чиято стойност се взема в зависимост от излетното тегло на хеликоптера м 0 :

При м 0 < 10 тонн

На 10 25 тона

При м 0 > 25 тона

N m,

Тегло на основната скоростна кутия:

Килограма.

5.6 За да се определи масата на задвижващите агрегати на опашния ротор, се изчислява неговата тяга T ров :

Където М nv- въртящ момент на вала на главния ротор,

Л ров- разстоянието между осите на главния и опашния ротор.

Разстоянието между осите на главния и опашния ротор е равно на сумата от техните радиуси и хлабина между краищата на техните остриета:

Където - празнина, взета равна на 0,15...0,2 m,

Радиусът на опашния ротор, който в зависимост от излетното тегло на хеликоптера е:

Когато t,

При t.

Мощност н ров, изразходван за въртене на опашния ротор, се изчислява по формулата:

Където 0 - относителна ефективност на опашния ротор, която може да се приеме равна на 0,6...0,65.

Въртящ момент М ровпредавана от кормилния вал е равна на:

N m,

къде е скоростта на кормилния вал,

s -1,

Въртящ момент, предаван от трансмисионния вал, N m, при скорост на въртене н V= 3000 оборота в минута равна на:

N m,

Тегло м Vпредавателен вал:

Къдеток V- коефициент на тегло за трансмисионния вал, който е равен на 0,0318 kg/(Nm) 0,67.

Тегло м и т.нмеждинна скоростна кутия е равна на:

Където к и т.н- коефициент на тегло за междинната скоростна кутия, равен на 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Маса на опашната скоростна кутия, въртяща опашния ротор:

Където к xp- коефициент на тегло за опашния редуктор, чиято стойност е 0,105 kg/(Nm) 0,8

килограма.

5.7 Масата и основните размери на опашния ротор се изчисляват в зависимост от неговата тяга T ров .

Коефициент на тяга ° С ровопашен ротор е равен на:

Пълнене на лопатките на опашния ротор ровсе изчислява по същия начин, както за главния ротор:

където е допустимата стойност на отношението на коефициента на тягата към пълненето на опашния ротор.

Дължина на акорда b рови относително удължение ровлопатките на опашния ротор се изчисляват по формулите:

Където z ров- брой лопатки на опашния ротор.

Тегло на лопатката на опашния ротор м lrизчислено по емпиричната формула:

Стойност на центробежната сила н cbd, действащи върху лопатките на опашния ротор и възприемани от пантите на главината,

Тегло на главината на опашния ротор м втсе изчислява по същата формула като за главния ротор:

Където н Централна банка- центробежна сила, действаща върху острието,

к вт- коефициент на тегло за втулката, приет равен на 0,0527 kg/kN 1,35

к z- коефициент на тегло в зависимост от броя на ножовете и се изчислява по формулата:

5.8 Изчисляване на масата на системата за задвижване на хеликоптера

Относително тегло на системата за задвижване на хеликоптера двизчислено по емпиричната формула:

Където н- мощност на задвижващата система.

Масата на задвижващата система ще бъде равна на:

килограма.

5.9 Изчисляване на теглото на фюзелажа и хеликоптерното оборудване

Масата на фюзелажа на хеликоптера се изчислява по формулата:

Където С ом- площ на измитата повърхност на фюзелажа, която се определя по формулата:

М 2,

м 0 - тегло при излитане при първи подход,

к f- коефициент равен на 1,7.

килограма,

Тегло на горивната система:

Където м T- маса на изразходваното гориво за полет,

к ц- коефициентът на тегло, приет за горивната система, е 0,09.

Килограма,

Теглото на колесника на хеликоптера е:

Където к w- коефициент на тегло в зависимост от конструкцията на шасито:

За неприбиращ се колесник,

За прибиращ се колесник.

килограма,

Масата на електрическото оборудване на хеликоптера се изчислява по формулата:

Където Л ров- разстоянието между осите на главния и опашния ротор,

z л- брой лопатки на главния ротор,

Р - радиус на ротора,

л- относително удължение на лопатките на главния ротор,

к и т.нИ к ел- тегловни коефициенти за електрически проводници и друго електрическо оборудване, чиито стойности са равни на:

килограма,

Тегло на друго хеликоптерно оборудване:

Където к и т.н- коефициент на тежест, чиято стойност е 2.

килограма.

5.10 Изчисляване на излетното тегло на хеликоптера на второ приближение

Масата на празен хеликоптер е равна на сумата от масите на основните единици:

Излетно тегло на хеликоптер за втори подход м 02 ще бъде равно на сумата:

Където м T - маса на горивото,

м гр- маса на полезен товар,

м ек- тегло на екипажа.

килограма,

6. Описание на схемата на хеликоптера

Проектираният хеликоптер е направен по едновинтова конструкция с опашен ротор, два газотурбинни двигателя и двукраки ски. Фюзелажът на хеликоптера има рамкова конструкция и се състои от носова и централна части, опашка и крайни греди. В носовата част има двуместна кабина за екипаж, състояща се от двама пилоти. Остъкляването на кабината осигурява добра видимост, десният и левият плъзгащи се блистери са оборудвани с механизми за аварийно освобождаване. В централната част има кабина с размери 6,8 х 2,05 х 1,7 м, и централна плъзгаща се врата с размери 0,62 х 1,4 м с механизъм за аварийно освобождаване. Товарното отделение е предназначено за транспортиране на товари с тегло до 2 тона и е оборудвано със сгъваеми седалки за 12 пътника, както и точки за закрепване за 5 носилки. В пътническата версия кабината съдържа 12 седалки, монтирани с стъпка от 0,5 m и проход от 0,25 m; а в задната част има отвор за входна задна врата, състоящ се от две врати.

Опашната стрела е занитена конструкция тип греда-стрингер с работна обшивка, оборудвана с възли за закрепване на контролиран стабилизатор и опора на опашката.

Стабилизатор с размер 2,2 m и площ 1,5 m 2 с профил NACA 0012 с единична конструкция, с набор от ребра и дуралуминиево и тъканно покритие.

Двуопорни ски, самоориентираща се предна опора, размери 500 х 185 мм, профилирани основни опори с течно-газови двукамерни амортисьори, размери 865 х 280 мм. Опората на опашката се състои от две подпори, амортисьор и опорна пета; ски писта 2м, ски база 3.5м.

Основен ротор с шарнирни лопатки, хидравлични амортисьори и махаловидни гасители на вибрации, монтирани с наклон напред от 4° 30". Изцяло металните лопатки се състоят от пресована греда, изработена от алуминиева сплав AVT-1, закалена чрез закаляване със стоманени панти на вибрационна стойка, опашка, стоманен връх и връх Остриетата имат правоъгълна форма в план с хорда от 0,67 m и профили NACA 230 и геометрично усукване от 5%, периферната скорост на върховете на острието е 200 m/s, остриетата са оборудвани с визуална алармена система за повреда на лонжерона и електротермично устройство против обледяване.

Опашният ротор с диаметър 1,44 m е трилопатен, бутащ, с карданна главина и изцяло метални лопатки с правоъгълна форма в план, с хорда 0,51 m и профил NACA 230M.

Електроцентралата се състои от два турбовални газотурбинни двигателя със свободна турбина VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) на името на NPO в Санкт Петербург. V.Ya.Klimov обща мощност на всеки N=1405 W, монтиран отгоре на фюзелажа и затворен от общ капак с отварящи се клапи. Двигателят е с деветстепенен аксиален компресор, пръстеновидна горивна камера и двустепенна турбина.Двигателите са оборудвани с прахозащитни устройства.

Трансмисията се състои от главна, междинна и задна скоростна кутия, спирачни валове и главен ротор. Тристепенната главна скоростна кутия VR-8A осигурява предаване на мощност от двигателите към главния ротор, опашния ротор и вентилатора за охлаждане, охладителите на двигателното масло и главната скоростна кутия; Общият капацитет на маслената система е 60 кг.

Управлението е дублирано, с твърдо и кабелно окабеляване и хидравлични усилватели, задвижвани от основната и резервната хидравлични системи. Четириканалният автопилот AP-34B осигурява стабилизиране на хеликоптера по време на полет по крен, курс, тангаж и височина. Основната хидравлична система осигурява захранване на всички хидравлични агрегати, а резервната система осигурява захранване само на хидравличните усилватели.

Системата за отопление и вентилация доставя топъл или студен въздух в кабините на екипажа и пътниците; системата против обледеняване предпазва лопатките на главния и опашния ротор, предните прозорци на пилотската кабина и въздухозаборниците на двигателя от обледеняване.

Оборудването за полети по прибори в сложни метеорологични условия денем и нощем включва два индикатора за ориентация, два индикатора за скорост NV, комбинирана курсова система GMK-1A, автоматичен радиокомпас и радиовисотомер RV-3.

Комуникационното оборудване включва командни УКВ радиостанции Р-860 и Р-828, комуникационни КВ радиостанции Р-842 и Карат и самолетен интерком СПУ-7.

7. Изчисляване на центровката на хеликоптера

Таблица 1. Празен лист за центровка на хеликоптер

Име на единица	Единично тегло, м аз, килограма	Координирайте х i център на масата на единицата, m	Единичен статичен момент М xi	Координирайте г азцентър на масата на единицата, m	Единичен статичен момент М yi
1 основен ротор
1.1 Остриета
1.2 Втулка
2 Система за управление
2.1 Система за управление на усилвателя
2.2 Система за ръчно управление
3 Трансмисия
3.1 Главна скоростна кутия
3.2 Междинна скоростна кутия
3.3 Задна скоростна кутия
3.4 Трансмисионен вал
4 Опашен ротор
4.1 Остриета
4.2 Втулка
5 Задвижваща система
6 Горивна система
7 Фюзелаж
7.1 Лък (15%)
7.2 Средна част (50%)
7.3 Опашна част (20%)
7.4 Закрепване на скоростната кутия (4%)
7.5 Качулки (11%)

8.1 Основен (82%)
8.2 Преден (16%)
8.3 Поддръжка на опашката (2%)
9 Електрическо оборудване
10 Оборудване
10.1 Инструменти в пилотската кабина (25%)
10.2 Радио оборудване (27%)
10.3 Хидравлично оборудване (20%)
10.4 Пневматично оборудване (6%)

Изчисляват се статичните моменти М cx азИ М су азспрямо координатните оси:

Координатите на центъра на масата на целия хеликоптер се изчисляват с помощта на формулите :

Таблица 2. Лист за подравняване с максимално натоварване

Таблица 3. Лист за подравняване с 5% оставащо гориво и пълен търговски товар

Координати на центъра на масатапразен хеликоптер: x0 =-0,003; y0 =-1,4524;

Координати на центъра на масата с максимално натоварване: x0 =0,0293; y0 =-2,0135;

Координати на центъра на масата с 5% оставащо гориво и пълен търговски товарвискозен: x 0 = -0,0678; y 0 = -1,7709.

Заключение

В този курсов проект бяха направени изчисления на теглото при излитане на хеликоптера, масата на неговите компоненти и възли, както и на разположението на хеликоптера. По време на процеса на сглобяване беше изяснена центровката на хеликоптера, чието изчисление се предшества от изготвянето на отчет за теглото въз основа на изчисленията на теглото на агрегатите и силовата установка, списъци на оборудване, оборудване, товари и др. Целта на проектирането е да се определи оптималната комбинация от основните параметри на хеликоптера и неговите системи, които осигуряват изпълнението на зададените изисквания.

Курсова работа по дизайн

Лек хеликоптер

1 Разработване на тактико-технически изисквания. 2

2 Изчисляване на параметрите на хеликоптера. 6

2.1 Изчисляване на масата на полезния товар. 6

2.2 Изчисляване на параметрите на ротора на хеликоптера. 6

2.3 Относителна плътност на въздуха върху статични и динамични тавани 8

2.4 Изчисляване на икономичната скорост на земята и на динамичния таван. 8

2.5 Изчисляване на относителните стойности на максималните и икономически скорости на хоризонтален полет на динамичен таван. 10

2.6 Изчисляване на допустимите съотношения на коефициента на тягата към пълненето на ротора за максималната скорост при земята и за икономическата скорост при динамичния таван. 10

2.7 Изчисляване на коефициентите на тягата на ротора на земята и на динамичния таван 11

2.8 Изчисляване на запълването на ротора. 12

2.9 Определяне на относителното увеличение на тягата на главния ротор за компенсиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа и хоризонталната опашка. 13

3 Изчисляване на мощността на задвижващата система на вертолета. 13

3.1 Изчисляване на мощността при окачване на статичен таван. 13

3.2 Изчисляване на плътността на мощността при хоризонтален полет при максимална скорост. 14

3.3 Изчисляване на специфичната мощност при полет на динамичен таван при икономична скорост. 15

3.4 Изчисляване на специфичната мощност при полет близо до земята при икономична скорост в случай на повреда на един двигател по време на излитане. 15

3.5 Изчисляване на специфични намалени мощности за различни случаи на полет 16

3.5.1 Изчисляване на специфичната намалена мощност при окачване на статичен таван 16

3.5.2 Изчисляване на специфичната намалена мощност при хоризонтален полет при максимална скорост. 16

3.5.3 Изчисляване на специфичната намалена мощност при полет на динамичен таван при икономична скорост... 17

3.5.4 Изчисляване на специфичната намалена мощност при полет близо до земята при икономична скорост в случай на повреда на един двигател. 18

3.5.5 Изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система. 19

3.6 Избор на двигатели. 19

4 Изчисляване на масата на горивото. 20

4.1 Изчисляване на крейсерската скорост на второ приближение. 20

4.2 Изчисляване на специфичния разход на гориво. 22

4.3 Изчисляване на масата на горивото. 23

5 Определяне на масата на хеликоптерни компоненти и възли. 24

5.1 Изчисляване на масата на лопатките на главния ротор. 24

5.2 Изчисляване на масата на главината на главния ротор. 24

5.3 Изчисляване на масата на системата за управление на бустера. 25

5.4 Изчисляване на масата на системата за ръчно управление. 25

5.5 Изчисляване на масата на главната скоростна кутия. 26

5.6 Изчисляване на масата на задвижващите агрегати на опашния ротор. 27

5.7 Изчисляване на масата и основните размери на опашния ротор. тридесет

5.8 Изчисляване на масата на системата за задвижване на хеликоптера. 32

5.9 Изчисляване на масата на фюзелажа и хеликоптерното оборудване. 32

5.10 Изчисляване на излетното тегло на хеликоптера на второ приближение. 35

6 Описание на разположението на хеликоптера. 36

Използвана литература.. 39

1 Разработване на тактико-технически изисквания

Проектираният обект е лек еднороторен хеликоптер с максимално излетно тегло 3500 кг. Избираме 3 прототипа, така че максималното им излетно тегло да е в диапазона 2800-4375 кг. Прототипите са леки хеликоптери: Ми-2, Eurocopter EC 145, Ansat.

Таблица 1.1 показва техните тактико-технически характеристики, необходими за изчислението.

Таблица 1.1 - Експлоатационни характеристики на прототипи

Хеликоптер

Диаметър на главния ротор, m

Дължина на фюзелажа, m
Празно тегло, кг
Обхват на полета, км
Статичен таван, м
Динамичен таван, м
Максимална скорост, км/ч
Крейсерска скорост, км/ч
Тегло на горивото, кг
Power point	2 ГТД Климов ГТД-350	2 HP Turbomeca	Whitney РW-207K
Мощност на двигателя, kW

Фигури 1.1, 1.2 и 1.3 показват схеми на прототипите.

Фигура 1.1 - Схема на хеликоптер Ми-2

Фигура 1.2 - Схема на хеликоптер Eurocopter EC 145

Фигура 1.3 - Диаграма на хеликоптер Ansat

От тактико-техническите характеристики и схемите на прототипите определяме средните стойности на количествата и получаваме изходните данни за проектиране на хеликоптера.

Таблица 1.2 - Изходни данни за проектиране на хеликоптер

Максимално тегло при излитане, кг
Празно тегло, кг
Максимална скорост, км/ч
Обхват на полета, км
Статичен таван, м
Динамичен таван, м

Крейсерска скорост, км/ч
Брой лопатки на ротора
Брой лопатки на опашния ротор
Дължина на фюзелажа, m
Натоварване върху площта, пометена от главния ротор, N/m 2

2 Изчисляване на параметрите на хеликоптера

2.1 Изчисляване на масата на полезния товар

Формула (2.1.1) за определяне на масата на полезния товар:

Където м mg - маса на полезния товар, kg; м ek - масата на екипажа, kg; Л- обхват на полета, km; м 01 - максимално излетно тегло на хеликоптера, кг.

Тегло на полезен товар:

2.2 Изчисляване на параметрите на ротора на хеликоптера

Радиус Р, m, на главния ротор на еднороторен хеликоптер се изчислява по формула (2.2.1):

, (2.2.1)

Където м 01 - излетно тегло на хеликоптера, kg; ж- ускорение на свободно падане равно на 9,81 m/s 2 ; стр- специфично натоварване върху площта, изметена от главния ротор, p = 3,14.

Вземаме радиуса на ротора равен на Р= 7,2 м.

Определете стойността на периферната скорост wРкраищата на лопатките от диаграмата, показана на фигура 3:

Фигура 3 - Диаграма на зависимостта на скоростта на върха на перката от скоростта на полета за постоянни стойности М 90 и μ

При Vmax= 258 км/ч wР = 220 m/s.

Определяне на ъгловата скорост w, s -1 и честотата на въртене на ротора по формули (2.2.2) и (2.2.3):

2.3 Относителни плътности на въздуха върху статични и динамични тавани

Относителните плътности на въздуха върху статични и динамични тавани се определят съответно по формули (2.3.1) и (2.3.2):

2.4 Изчисляване на икономична скорост на земята и на динамичен таван

Определя се относителната площ С e еквивалентна вредна табела съгласно формула (2.4.1):

Където С E се определя съгласно фигура 4.

Фигура 4 - Промяна в площта на еквивалентната вредна плоча на различни транспортни хеликоптери

Приемаме СЕ = 1,5

Изчислява се стойността на икономическата скорост близо до земята Vч, км/ч:

Където аз- коефициент на индукция:

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

Изчислява се стойността на икономическата скорост на динамичния таван V din, км/ч:

2.5 Изчисляване на относителните стойности на максималните и икономически скорости на хоризонтален полет на динамичен таван

Изчисляването на относителните стойности на максималните и икономически скорости на хоризонтален полет на динамичен таван се извършва по формули (2.5.1) и (2.5.2), съответно:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Изчисляване на допустимите съотношения на коефициента на тягата към пълненето на ротора за максимална скорост при земята и за икономична скорост при динамичния таван

Тъй като формула (2.6.1) за отношението на допустимия коефициент на тяга към пълненето на ротора за максимална скорост на движение има формата:

Формула (2.6.2) за отношението на допустимия коефициент на тяга към пълненето на ротора за икономична скорост на динамичен таван:

2.7 Изчисляване на коефициентите на тягата на ротора при земята и при динамичния таван

Изчисляването на коефициентите на тягата на ротора на земята и на динамичния таван се извършва по формули (2.7.1) и (2.7.2), съответно:

2.8 Изчисляване на запълването на ротора

Пълнене на главния ротор сизчислено за случаи на полет при максимални и икономични скорости:

Като изчислена стойност на запълване сглавен ротор се взема стойността от условие (2.8.3):

приемаме.

Дължина на акорда bи относително удължение ллопатките на ротора ще бъдат равни на:

2.9 Определяне на относителното увеличение на тягата на главния ротор за компенсиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа и хоризонталната опашка

Приемаме относително увеличение на тягата на главния ротор, за да компенсираме аеродинамичното съпротивление на фюзелажа и хоризонталната опашка.

3 Изчисляване на мощността на задвижващата система на хеликоптер

3.1 Изчисляване на мощността при окачване на статичен таван

Специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор в режим на висене на статистически таван, се изчислява по формула (3.1.1)

Където NH st - необходимата мощност, W;

Характеристика на дросела, която зависи от височината на статичния таван и се изчислява по формула (3.1.2)

м 0 - тегло при излитане, kg;

ж- ускорение на свободно падане, m/s 2 ;

стр- специфично натоварване върху площта, изметена от главния ротор, N/m 2 ;

D st - относителна плътност на въздуха на височината на статичния таван;

ч 0 - относителна ефективност основен ротор в режим на задържане ( ч 0 =0.75);

Относително увеличение на тягата на главния ротор за балансиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа:

3.2 Изчисляване на плътността на мощността при хоризонтален полет при максимална скорост

Специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор в хоризонтален полет при максимална скорост, се изчислява по формула (3.2.1)

където е периферната скорост на краищата на лопатките;

Относителна еквивалентна вредна плоча;

Коефициент на индукция, определен по формула (3.2.2)

3.3 Изчисляване на плътността на мощността при полет на динамичен таван при икономична скорост

Специфичната мощност за задвижване на главен ротор върху динамичен таван е:

където е относителната плътност на въздуха върху динамичния таван;

Икономична скорост на хеликоптер на динамичен таван;

3.4 Изчисляване на специфичната мощност при полет близо до земята при икономична скорост в случай на отказ на един двигател по време на излитане

Специфичната мощност, необходима за продължаване на излитането при икономична скорост в случай на отказ на един двигател, се изчислява по формула (3.4.1)

къде е икономическата скорост на земята;

3.5 Изчисляване на специфични намалени мощности за различни случаи на полет

3.5.1 Изчисляване на специфичната намалена мощност при окачване на статичен таван

Изчисляването на специфичната намалена мощност при окачване на статичен таван се извършва по формула (3.5.1.1)

където е специфичната характеристика на дросела:

х 0 - коефициент на използване на мощността на задвижващата система в режим на висене. Тъй като теглото на проектирания хеликоптер е 3,5 тона, ;

3.5.2 Изчисляване на специфичната намалена мощност при хоризонтален полет при максимална скорост

Изчисляването на специфичната намалена мощност при хоризонтален полет при максимална скорост се извършва по формула (3.5.2.1)

където е коефициентът на използване на мощността при максимална скорост на полета,

Характеристики на дросела на двигателя в зависимост от скоростта на полета:

3.5.3 Изчисляване на специфичната намалена мощност при полет на динамичен таван при икономична скорост

Изчисляването на специфичната намалена мощност при полет на динамичен таван при икономична скорост се извършва съгласно формула (3.5.3.1)

където е коефициентът на използване на мощността при икономична скорост на полета,

и - степени на дроселиране на двигателя в зависимост от височината на динамичния таван зи скоростта на полета V din в съответствие със следните характеристики на дросела:

3.5.4 Изчисляване на специфичната намалена мощност по време на полет близо до земята при икономична скорост, когато един двигател се повреди

Изчисляването на специфичната намалена мощност при полет близо до земята при икономична скорост в случай на повреда на един двигател се извършва по формулата (3.5.4.1)

където е коефициентът на използване на мощността при икономична скорост на полета;

Степента на дроселиране на двигателя в авариен режим;

Брой хеликоптерни двигатели;

Степента на дроселиране на двигателя при полет близо до земята с икономична скорост:

3.5.5 Изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система

За да се изчисли необходимата мощност на системата за задвижване, стойността на специфичната намалена мощност се избира от условие (3.5.5.1)

Необходима мощност нзадвижващата система на хеликоптера ще бъде равна на:

къде е излетното тегло на хеликоптера;

ж= 9,81 m 2 /s - ускорение на свободно падане;

3.6 Избор на двигатели

Приемаме два газотурбинни двигателя GTD-1000T с обща мощност 2×735,51 kW. Условието е изпълнено.

4 Изчисляване на масата на горивото

4.1 Изчисляване на крейсерската скорост с второ приближение

Приемаме стойността на крейсерската скорост при първи подход.

Тъй като изчисляваме коефициента на индукция по формула (4.1.1):

Ние определяме специфичната мощност, необходима за задвижване на главния ротор по време на полет в крейсерски режим, като използваме формула (4.1.2):

където е максималната стойност на специфичната намалена мощност на системата за задвижване,

Коефициент на промяна на мощността в зависимост от скоростта на полета, изчислен по формулата:

Изчисляваме крейсерската скорост на втория подход:

Определяме относителното отклонение на крейсерските скорости на първото и второто приближение:

Тъй като прецизираме крейсерската скорост от първото приближение, тя се приема за равна на изчислената скорост от второто приближение. След това повтаряме изчислението с помощта на формули (4.1.1) - (4.1.5):

Приемаме.

4.2 Изчисляване на специфичния разход на гориво

Специфичният разход на гориво се изчислява по формула (4.2.1):

Коефициентът на изменение на специфичния разход на гориво в зависимост от скоростта на полета, който се определя по формула (4.2.2):

Специфичен разход на гориво при излитане, ;

Коефициент на промяна на специфичния разход на гориво в зависимост от температурата,

Коефициент на изменение на специфичния разход на гориво в зависимост от височината на полета, ;

4.3 Изчисляване на масата на горивото

Масата на изразходваното гориво за полета ще бъде равна на:

, (4.3.1)

където е специфичната консумирана мощност при крейсерска скорост;

Крейсерска скорост;

Специфичен разход на гориво;

Л- обхват на полета;

5 Определяне на масата на хеликоптерни компоненти и възли

5.1 Изчисляване на масата на лопатките на главния ротор

Масата на лопатките на главния ротор се определя по формула (5.1.1):

Където Р- радиус на главния ротор;

с- пълнене на главния ротор;

5.2 Изчисляване на масата на роторната главина

Масата на главината на главния ротор се изчислява по формула (5.2.1):

където е коефициентът на тегло на втулките на съвременните конструкции, ;

Коефициентът на влияние на броя на лопатките върху масата на главината, който се изчислява по формула (5.2.2):

Центробежна сила, действаща върху лопатките, която се изчислява по формула (5.2.3):

5.3 Изчисляване на масата на системата за управление на бустера

Системата за управление на усилвателя включва наклонена плоча, хидравлични усилватели и хидравлична система за управление на главния ротор. Масата на системата за управление на бустера се изчислява по формула (5.3.1):

Където b- акорд на острието;

Коефициентът на тегло на системата за управление на бустера, който може да се приеме равен на 13,2 kg/m 3 ;

5.4 Изчисляване на масата на системата за ръчно управление

Изчисляването на масата на системата за ръчно управление се извършва по формула (5.4.1):

където е тегловният коефициент на системата за ръчно управление, приет за еднороторни хеликоптери равен на 25 kg/m;

5.5 Изчисляване на масата на главната скоростна кутия

Масата на главната скоростна кутия зависи от въртящия момент на вала на главния ротор и се изчислява по формула (5.5.1):

където е тегловният коефициент, чиято средна стойност е 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Максималният въртящ момент на вала на главния ротор се определя чрез намалената мощност на задвижващата система ни скорост на витлото w:

където е коефициентът на използване на мощността на задвижващата система, чиято стойност се взема в зависимост от излетното тегло на хеликоптера. От тогава;

5.6 Изчисляване на масата на задвижващите агрегати на опашния ротор

Тягата на опашния ротор се изчислява:

където е въртящият момент на вала на главния ротор;

Разстоянието между осите на главния и опашния ротор.

Разстояние Лмежду осите на главния и опашния ротор е равна на сумата от техните радиуси и хлабина дмежду краищата на техните остриета:

където е празнината, взета равна на 0,15...0,2 m;

Радиус на опашния ротор. От тогава

Консумираната мощност за въртене на опашния ротор се изчислява по формула (5.6.3):

където е относителната ефективност на опашния ротор, която може да се приеме равна на 0,6...0,65.

Въртящият момент, предаван от кормилния вал, е равен на:

където е скоростта на въртене на кормилния вал, която се намира по формула (5.6.5):

Въртящият момент, предаван от трансмисионния вал при обороти в минута, е равен на:

Тегло мв трансмисионния вал:

където е коефициентът на тегло за трансмисионния вал, който е равен на 0,0318 kg/(Nm) 0,67;

Масата на междинната скоростна кутия се определя по формула (5.6.9):

където е коефициентът на тегло за междинната скоростна кутия, равен на 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Маса на опашната скоростна кутия, въртяща опашния ротор:

където е коефициентът на тегло за опашната скоростна кутия, чиято стойност е 0,105 kg/(Nm) 0,8;

5.7 Изчисляване на масата и основните размери на опашния ротор

Масата и основните размери на опашния ротор се изчисляват в зависимост от неговата тяга.

Коефициентът на тягата на опашния ротор е:

Пълненето на лопатките на опашния ротор се изчислява по същия начин, както за главния ротор:

където е допустимата стойност на съотношението на коефициента на тягата към пълненето на опашния ротор,

Дължината на хордата и относителното удължение на лопатките на опашния ротор се изчисляват с помощта на формули (5.7.3) и (5.7.4):

където е броят на лопатките на главния ротор,

Масата на лопатките на опашния ротор се изчислява по емпиричната формула (5.7.5):

Стойността на центробежната сила, действаща върху лопатките на опашния ротор и възприемана от пантите на главината, се изчислява по формулата (5.7.6):

Масата на главината на опашния ротор се изчислява по същата формула като за главния ротор:

където е центробежната сила, действаща върху лопатката на опашния ротор;

Коефициентът на тегло за втулката, който е равен на 0,0527 kg/kN 1,35;

Коефициент на тегло в зависимост от броя на ножовете и изчислен по формула (5.7.8):

5.8 Изчисляване на масата на системата за задвижване на хеликоптера

Специфичната маса на системата за задвижване на хеликоптер се изчислява с помощта на емпиричната формула (5.8.1):

, (5.8.1)

Където н- мощност на задвижващата система;

Масата на задвижващата система ще бъде равна на:

5.9 Изчисляване на теглото на фюзелажа и хеликоптерното оборудване

Масата на фюзелажа на хеликоптера се изчислява по формула (5.9.1):

където е площта на измитата повърхност на фюзелажа:

Таблица 5.8.1

Тегло при излитане при първо приближение;

Коефициент равен на 1,1;

Тегло на горивната система:

къде е масата на изразходваното гориво за полета;

Приетият коефициент на тегло за горивната система е 0,09;

Теглото на колесника на хеликоптера е:

където е коефициентът на тегло в зависимост от конструкцията на шасито. Тъй като проектираният хеликоптер има прибиращ се колесник, тогава

Масата на електрическото оборудване на хеликоптера се изчислява по формула (5.9.5):

където е разстоянието между осите на главния и опашния ротор;

Брой лопатки на главния ротор;

Р- радиус на главния ротор;

Относително удължение на лопатките на главния ротор;

и - тегловни коефициенти за електрически проводници и друго електрическо оборудване,

Тегло на друго хеликоптерно оборудване:

където е тегловен коефициент, чиято стойност е 1.

5.10 Изчисляване на излетното тегло на хеликоптера на второ приближение

Масата на празен хеликоптер е равна на сумата от масите на основните единици:

Тегло при излитане на хеликоптер за втори подход:

Определяме относителното отклонение на масите на първото и второто приближение:

Относителното отклонение на масите от първото и второто приближение удовлетворява условието. Това означава, че изчислението на параметрите на хеликоптера е извършено правилно.

6 Описание на разположението на хеликоптера

Проектираният хеликоптер е направен по едновинтова конструкция с опашен ротор, два газотурбинни двигателя и плъзгащ се колесник.

Фюзелажът е полумонокок. Носещите силови елементи на фюзелажа са изработени от алуминиеви сплави и имат антикорозионно покритие. Предната част на фюзелажа с капака на пилотската кабина и капаците на гондолите на двигателя са изработени от композитен материал на основата на фибростъкло. Кабината на пилота е с две врати, стъклата са оборудвани със система против заледяване и чистачки. Лявата и дясната врата на товарно-пътническата кабина и допълнителен люк в задната част на фюзелажа осигуряват удобството при товарене на болни и ранени хора на носилки, както и на едрогабаритни товари. Шасито на плъзгача е изработено от твърди огънати метални тръби. Пружините са покрити с обтекатели. Опората на опашката не позволява на опашния ротор да докосне площадката за кацане. Лопатките на основния и опашния ротор са изработени от композитни материали на базата на фибростъкло и могат да бъдат оборудвани със система против обледеняване. Главината на главния ротор с четири лопатки е без шарнири, изработена от две пресичащи се греди от фибростъкло, към всяка от които са прикрепени по две лопатки. Главина на опашния ротор с две лопатки и обща хоризонтална връзка. В пода на фюзелажа са разположени резервоари за гориво с общ капацитет 850 литра. Системата за управление на хеликоптера е по проводник без механично окабеляване, има четири пъти цифрово резервиране и два пъти резервирано независимо електрическо захранване. Съвременното летателно и навигационно оборудване осигурява полети при прости и неблагоприятни метеорологични условия, както и полети по правилата за визуални полети и полети по прибори. Контролът на параметрите на хеликоптерните системи се извършва с помощта на бордовата система за информационно наблюдение BISK-A. Хеликоптерът е оборудван със система за предупреждение и аварийна сигнализация.

Хеликоптерът може да бъде оборудван със система за водно кацане, както и системи за пожарогасене и разпръскване на химикали.

Електрическата централа е два газотурбинни двигателя GTD-1000T с обща мощност 2×735,51 kW. Двигателите са монтирани на фюзелажа в отделни гондоли. Въздухозаборниците са странични, оборудвани с прахозащитни устройства. Страничните панели на гондолите се окачват на панти, за да образуват сервизни платформи. Валовете на двигателя се простират под ъгъл към централната скоростна кутия и отделението за аксесоари. Изпускателните дюзи на двигателите са отклонени навън под ъгъл 24". За защита от пясък са монтирани филтри, които предотвратяват 90% от проникването на частици с диаметър над 20 микрона в двигателя.

Трансмисията се състои от скоростни кутии на двигателя, междинни скоростни кутии, ъглови скоростни кутии, основна скоростна кутия, вал на спомагателния силов агрегат и скоростна кутия, вал на волана и ъглова скоростна кутия. Трансмисионната система използва титанови сплави.

Електрическата система се състои от две изолирани вериги, едната от които се захранва от генератор за променлив ток с напрежение 115-120V, а втората верига се захранва от генератор за постоянен ток с напрежение 28V. Генераторите се задвижват от скоростната кутия на главния ротор.

Комуникационното оборудване включва команден КВ-диапазон - "Юрок", домофонно устройство СПУ-34.

Библиография

Дизайн на хеликоптер / V.S. Кривцов, Л.И. Лосев, Я.С. Карпов. – Учебник. - Харков: Нац. космическото пространство Университет "Харк" авиация институт", 2003. - 344 с.
www.wikipedia.ru
www.airwar.ru
narod.ru
http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

Изтегли: Нямате достъп за изтегляне на файлове от нашия сървър.

ФИЗИКА НА РОТОРА

Великолепна машина - хеликоптер! Неговите забележителни качества го правят незаменим в хиляди случаи. Само хеликоптер може да излита и каца вертикално, да виси неподвижно във въздуха, да се движи настрани и дори с опашка напред.

Откъде идват такива прекрасни възможности? Каква е физиката на неговия полет7 Нека се опитаме да отговорим накратко на тези въпроси.

Ротор на хеликоптер създава повдигане. Лопатките на витлото са същите витла. Монтирани под определен ъгъл спрямо хоризонта, те се държат като крило в потока на входящия въздух: под долната равнина на лопатките възниква налягане, а над него възниква вакуум. Колкото по-голяма е тази разлика, толкова по-голямо е повдигането. Когато подемната сила надвиши теглото на хеликоптера, той излита, но ако се случи обратното, хеликоптерът се спуска.

Ако на крилото на самолет повдигащата сила се появява само когато самолетът се движи, тогава на „крилото“ на хеликоптера тя се появява дори когато хеликоптерът стои неподвижен: „крилото“ се движи. Това е основното.

Но хеликоптерът набра височина. Сега той трябва да лети напред. Как да го направим? Винтът създава само тяга нагоре! Нека погледнем в пилотската кабина в този момент. Той обърна контролния лост от себе си. Хеликоптерът леко се наклони на носа си и полетя напред. Защо?

Копчето за управление е свързано с гениално устройство - трансферна машина. Този механизъм, изключително удобен за управление на хеликоптер, е изобретен през студентските си години от академик Б. Н. Юриев. Конструкцията му е доста сложна, но целта му е да позволи на пилота да променя ъгъла на лопатките спрямо хоризонта по желание.

Не е трудно да се разбере, че по време на хоризонтален полет на хеликоптер налягането от неговите перки се движи спрямо околния въздух с различни скорости. Острието, което върви напред, се движи към въздушния поток, а острието, което се върти назад, се движи покрай потока. Следователно скоростта на острието, а с нея и повдигащата сила, ще бъдат по-високи, когато острието се движи напред. Витлото ще се стреми да обърне хеликоптера настрани.

За да не се случи това, неструните свързват лопатките към оста подвижно, на панти. След това предното острие започна да се извисява и да пляска с по-голяма повдигаща сила. Но това движение вече не се предаваше на хеликоптера, той летеше спокойно. Благодарение на махащото движение на острието, повдигащата му сила остава постоянна по време на въртенето.

Това обаче не реши проблема с придвижването напред. В крайна сметка трябва да промените посоката на тягата на витлото и да принудите хеликоптера да се движи хоризонтално. Това стана възможно благодарение на наклонената плоча. Той непрекъснато променя ъгъла на всяка перка на витлото, така че най-голямото повдигане се получава приблизително в задния сектор на неговото въртене. Получената сила на тягата на главния ротор се накланя и хеликоптерът, също накланящ се, започва да се движи напред.

Отне много време, за да бъде създадено такова надеждно и удобно устройство за управление на хеликоптер. Устройство за контрол на посоката на полета не се появи веднага.

Вие, разбира се, знаете, че хеликоптерът няма рул. Да, не е необходим на роторкрафт. Той е заменен от малко витло, монтирано на опашката. Ако пилотът се опиташе да го изключи, хеликоптерът се обърна сам. Да, обърна се така, че да започне да се върти все по-бързо в посока, обратна на въртенето на главния ротор. Това е следствие от реактивния въртящ момент, който възниква при въртене на главния ротор. Опашният ротор предотвратява завъртането на опашката на хеликоптера под въздействието на реакционния момент и го балансира. И ако е необходимо, пилотът ще увеличи или намали тягата на опашния ротор. Тогава хеликоптерът ще се обърне в правилната посока.

Понякога те се справят напълно без опашен ротор, инсталирайки два главни ротора на хеликоптери, въртящи се един към друг. Реактивните моменти в този случай, разбира се, се унищожават.

Така лети „въздушният всъдеход“ и неуморният труженик – хеликоптерът.

Радиус R, m, на главния ротор на еднороторен хеликоптер изчислено по формулата:

където е излетното тегло на хеликоптера, kg;

g - ускорение на свободно падане равно на 9,81 m/s2;

p - специфично натоварване върху площта, пометена от главния ротор,

Стойността на специфичното натоварване p върху площта, обхваната от витлото, се избира съгласно препоръките, представени в работа /1/: където p=280

м.

Приемаме радиуса на главния ротор равен на R=7,9

Ъгловата скорост w, s-1, на въртене на главния ротор е ограничена от стойността на периферната скорост wR на краищата на лопатките, която зависи от излетното тегло на хеликоптера и възлиза на wR=232 m /с.

s-1.

об/мин

Монтаж на предни електрически стъкла
Колата е с ръчни стъкла на предните врати. С цел подобряване на потребителските качества ще инсталираме електрически прозорци. Въз основа на следните изчисления: Цената на един механизъм за електрически стъкла е 2000 рубли. Цената на един ръчен механизъм за повдигане на прозорци е 1000 рубли. C = 2 * 1000 = 2000 rub. C =2*2000=4000 рубли...

Изчисляване на площта на отдела
Fotd = Sfob × Ko, m2 (2.26) където Sfob – обща площ, заета от оборудването, m2; Ko - коефициент, отчитащ работни зони, проходи, алеи; Fch = 18,721 × 3 = 56 m 2.6 Изчисляване на осветлението В производствените помещения се предвижда естествено и изкуствено осветление. ...

Състояние на котвената верига при разкотвяне на плавателния съд
Когато корабът се изтегли до мястото, където е положена котвата, състоянието на котвената верига се променя, което води до промяна в натоварването на електрическото задвижване. За да се улесни анализът на работата на анкерния механизъм и оценката на силите върху лоста, разглежданият процес е условно разделен на четири етапа. Етап I – избор на верига, легнала на земята. С включването на анкерния механизъм...

§ 1. Предназначение и видове витла
Целта на витлото е да преобразува въртящия момент, предаван от двигателя, в аеродинамична сила. Образуването на аеродинамична сила се обяснява с третия закон на механиката. Докато перката се върти, тя улавя и изхвърля определена маса въздух. Тази маса, съпротивляваща се на изхвърлянето, избутва витлото заедно с самолета в посока, обратна на посоката на изхвърляне.
Причината за създаването на аеродинамичната сила на витлото е реакцията на масата въздух, изхвърлена от витлото.
Самолетните витла се използват за създаване на тягата, необходима за задвижване на самолета напред.
Основният ротор на хеликоптера служи за създаване на повдигане, необходимо за поддържане на хеликоптера във въздуха, и необходимата тяга за задвижване на хеликоптера напред. Както беше посочено, едно от предимствата на хеликоптера е способността му да се движи във всяка посока. Посоката на движение на хеликоптера зависи от това къде е наклонена силата на тягата на главния ротор - напред, назад или настрани (фиг. 1.32).
Основният ротор осигурява управляемост и стабилност на хеликоптера във всички режими. По този начин основният ротор едновременно служи като крило, ротор на трактора и основни органи за управление.
Опашните ротори на хеликоптера служат за балансиране на въртящия момент на реакцията и управление на посоката на хеликоптера.

§ 2. Основни параметри, характеризиращи главния ротор
Основните параметри, характеризиращи главния ротор на хеликоптер, включват:
Брой остриета. Съвременните хеликоптери използват три-, четири- и петлопатни витла. Увеличаването на броя на лопатките влошава работата на ротора поради вредното взаимно влияние на лопатките. Намаляването на броя на лопатките (по-малко от три) води до пулсиращ характер на тягата, създавана от ротора, и повишени вибрации на хеликоптера по време на полет. Диаметърът на главния ротор D е диаметърът на кръга, описан от краищата на лопатките по време на въртене. Радиусът на тази окръжност се обозначава с буквата R и се нарича радиус на главния ротор. Разстоянието от оста на въртене на главния ротор до разглеждания участък се обозначава с буквата g (фиг. 1.33).

Изчисленията показват, че при една и съща мощност, подадена на витлото, тягата му нараства с увеличаване на диаметъра. Така например удвояването на диаметъра увеличава тягата с 1,59 пъти, увеличаването на диаметъра пет пъти увеличава тягата с 2,92 пъти.
Въпреки това, увеличаването на диаметъра е свързано с увеличаване на теглото на витлото, с голямата трудност за осигуряване на здравина на лопатките, с усложняването на технологията на производство на лопатките, с увеличаване на дължината на опашката бум и др.
Следователно при разработването на хеликоптер се избира определен оптимален диаметър.

Площта, пометена от главния ротор F0M, е площта на кръга, описан от краищата на лопатките на главния ротор по време на въртене.
Въвежда се понятието пометена площ, тъй като тази зона може да се разглежда като определена носеща повърхност, подобна на крило на самолет поради вискозитета и инерцията на въздуха, който образува една обща струя, когато преминава през зоната, пометена от витло. Съвременните хеликоптери имат F0M= 100-:-1000 m2.
Натоварването върху пометената площ p е съотношението на теглото на хеликоптера G към площта, пометена от витлото по време на неговото въртене:
FomP=G/Fom(kg/m2).
Увеличаването на p води до намаляване на максималната височина на полета и увеличаване на скоростта на снижаване в режим на самовъртене на главния ротор.
За модерни хеликоптери P=12-:-45kg/m2, или 118-:-440n/m2

Коефициентът на запълване Q е стойност, показваща каква част от пометената площ е площта на всички лопатки на витлото.

Форма на острието в план(фиг. 1.34). Лопатката на главния ротор може да има правоъгълна, трапецовидна или смесена форма. Стеснението на трапецовидното острие е не повече от 2-3.
Конусността на острието е съотношението на хордата при дупето към хордата на върха.
Профилът на острието е формата на напречното му сечение. За лопатките на ротора се използват профили, подобни на тези на крилата на самолета. Обикновено това са асиметрични профили с относителна дебелина c =
7-=-14%’. Формата на профила по дължината му може да бъде променлива (аеродинамично усукване на острието). При избора си профилните форми се стремят да гарантират най-доброто аеродинамично качество

Ъгъл на атака на сечението на лопатката a е ъгълът между хордата на профила и посоката на насрещния въздушен поток в дадено сечение. Големината на ъгъла на атака определя стойностите на коефициентите на аеродинамичната сила.

Монтажен ъгъл Фнаречен ъгъл между хордата на профила и равнината на въртене на главния ротор. Ъгълът на монтаж на витлата на хеликоптера се измерва на разстояние 0,7 от радиуса на ротора.Тази конвенция е въведена поради наличието на геометрично усукване на лопатките, поради което всички секции на лопатките имат различен (намаляващ към края) монтаж ъгли. Необходимостта от геометрично усукване се обяснява по следния начин. Първо, поради нарастващата периферна скорост към края на лопатката, има неравномерно разпределение на предизвиканите скорости и, следователно, аеродинамичните сили по дължината на лопатката. За да се осигури по-равномерно разпределение на натоварването, ъгълът на монтаж към края на острието е намален. Второ, при полет напред, поради увеличаване на ъгъла на атака при определено положение на лопатките, възниква спиране на потока в краищата на лопатките; наличието на геометрично усукване избутва крайното сриване към по-високи скорости на полета. Този въпрос ще бъде разгледан по-подробно по-долу.
Стъпката на лопатката на главния ротор се променя, когато се върти в аксиалния шарнир, т.е. около надлъжната ос.
Конструктивно основният ротор е проектиран по такъв начин, че всичките му лопатки в аксиалния шарнир могат едновременно да се въртят на един и същи ъгъл или на различни ъгли.
Ъгъл на атака на ротора. По-горе беше казано, че площта, пометена от главния ротор, може да се счита за опорна повърхност, на единица площ от която пада определен товар.
Нека въведем понятието - ъгъл на атака на главния ротор А, под което разбираме ъгъла между равнината на въртене на главния ротор и посоката на насрещния въздушен поток (посока на полета). Ако потокът се доближава до равнината на въртене на главния ротор отдолу (фиг. 1.36), ъгълът на атака се счита за положителен, ако отгоре - отрицателен.
Тъй като хеликоптерът се движи във въздуха във всяка посока, ъгълът на атака на главния ротор може да варира в рамките на ±180°. С вертикално спускане A = +90°, с вертикално изкачване A = -90°.

Ъгъл на азимутално положение на острието. Когато хеликоптерът лети, въртеливото движение на лопатките на главния ротор се комбинира с движението напред на целия хеликоптер като цяло. Поради тази причина условията на работа на лопатките до голяма степен зависят от тяхното положение спрямо посоката на полета. За да се оценят характеристиките на работата на лопатките в зависимост от тяхното положение, се въвежда понятието азимутално положение на лопатката.
Ъгълът на азимуталното положение на лопатката е ъгълът между посоката на полета и надлъжната ос на лопатката (фиг. 1.37).

Общоприето е, че φ = 0, ако надлъжната ос на лопатката съвпада с посоката на настъпващия въздушен поток. Трябва да се отбележи (тъй като хеликоптерът може да се движи напред, назад или настрани), че във всички случаи ъгълът на азимутално положение трябва да се измерва от посоката на перката, която съвпада с посоката на насрещния въздушен поток. Броенето обикновено се извършва в посоката на въртене на главния ротор. Очевидно е, че ъгълът на азимуталното положение на лопатката се променя от 0 до 360° (от 0 до 2l) на оборот.
Броят на оборотите на главния ротор. Поради факта, че хеликоптерните ротори са ротори с голям диаметър, скоростта им е ниска - 100-600 об / мин.
Както показват изчисленията, за да има витло с възможно най-голяма тяга (за дадена мощност), е необходимо да се увеличи диаметърът му и да се намали скоростта. Така например, за да се увеличи тягата три пъти, скоростта трябва да се намали петнадесет пъти (в този случай диаметърът на витлото ще се увеличи около пет пъти).
За конкретно витло тягата се увеличава с увеличаване на скоростта, но това изисква увеличаване на входната мощност.
Броят на завъртанията на главния ротор е ограничен от вълновата криза, която възниква предимно в краищата на лопатките, движещи се към насрещния поток (близо до азимута r = 90 °).
За да се избегнат големи загуби поради преодоляване на вълновото съпротивление, броят на оборотите на главните ротори на съвременните хеликоптери е избран така, че краищата на лопатките да имат дозвукови скорости на потока. При съвременните хеликоптери периферните скорости на върховете на лопатките достигат 200-250 м/сек.
§ 3. Сила на натиск на идеален ротор по време на аксиален поток
Идеален винт е винт, чиято работа не отчита загубите от триене и усукването на струята зад винта. Аксиалният режим на потока е режим, при който въздушният поток е насочен по оста на въртене на перката. В този случай ъгълът на атака на главния ротор е 90°. В режим на аксиален поток главният ротор работи по време на висене, вертикално изкачване и вертикално спускане на хеликоптера.
Основният ротор засмуква въздух със скорост U1 и го изхвърля със скорост U2. Скоростите U1 и U2 се наричат индуктивни скорости (фиг. 1.38).

Ако скоростта на потока около витлото е равна на V, то пред витлото тя става равна на V + U1, а зад витлото V+U2.
Въздушната маса, преминала пометената зона, получава ускорение j под действието на силата F, създавана от витлото. Въз основа на третия закон на механиката въздухът действа върху ротора със същата величина, но противоположно насочена сила T. Силата T е тягата на витлото. Въз основа на втория закон на механиката, T = mj. Масата на въздуха, преминаващ през обходната площ, може да се определи чрез умножаване на обема по плътността на масата. Н. Е. Жуковски теоретично доказа и експериментално потвърди, че индуктивната скорост на отхвърляне е два пъти по-голяма от индуктивната скорост на засмукване. С други думи, предизвиканата скорост на диска на витлото е равна на половината от общото увеличение на скоростта, получено от въздуха, преминаващ през витлото.

Индуктивната скорост на засмукване се определя експериментално и е равна на 8-15 m/s.
От получената формула за тягата следва, че силата на тягата на главния ротор зависи от масовата плътност на въздуха, изметената площ и индуктивната скорост на засмукване.
С увеличаване на височината на полета или повишаване на температурата на околната среда плътността на масата P и следователно силата на тягата намалява. С увеличаване на скоростта и стъпката на витлото се увеличава индуктивната скорост U1 (тягата на витлото).
Площта, обхваната от главния ротор Fоv, е проектен параметър и е постоянна за конкретен ротор.
Тягата на ротора може да се получи и по друг начин - като сума от аеродинамичните сили, създавани от отделните лопатки, тъй като обтичането около лопатките е подобно на обтичането около крилото. Разликата обаче е, че острието не извършва постъпателно, а въртеливо движение и затова всичките му секции (елементи) се движат с различна скорост. Следователно аеродинамичната сила, създадена от перката, трябва да се изчисли като сбор от аеродинамичните сили, действащи
върху елемента на острието (фиг. 1.39).

Повдигащата сила на елемента на лопатката ΔY и съпротивлението на елемента ΔX, съответно, се различават по големина от силата на натиск на елемента ΔT и силата на съпротивление при въртене на елемента ΔQ.
Това се обяснява с факта, че повдигащата сила е насочена перпендикулярно на потока, падащ върху сечението, силата на съпротивление е насочена по протежение на потока, теглителната сила е перпендикулярна на равнината на въртене на елемента, а силата на съпротивление към въртене се намира в равнината на въртене.
§ 4. Сила на тягата на ротора при наклонен поток
Под режим на наклонен поток се разбира режим, при който въздушният поток е насочен под определен произволен ъгъл на атака спрямо равнината на въртене на главния ротор (не равен на 90°). Този режим се осъществява при хоризонтален полет на хеликоптера, както и при издигане и спускане по наклонена траектория.

За да опростим разглеждания въпрос, първо ще разгледаме случая на страничен поток около главния ротор, т.е. случай, при който потокът е насочен успоредно на равнината на въртене на главния ротор и ъгълът на атака на ротора е нула. В този случай скоростта на настъпващия поток V се добавя към скоростта на засмукване u и дава получената скорост V1 (фиг. 1.41). Очевидно е, че V>u1.

От формулата става ясно, че при една и съща скорост на изтласкване U2 тягата на витлото при страничен поток е по-голяма, отколкото при аксиален поток. Физически това се обяснява с увеличаването на втората маса на въздуха, преминаващ през зоната, пометена от витлото.
При разглеждане на по-общия случай на наклонен поток, когато въздухът се приближава към равнината, носена от витлото, под някакъв произволен ъгъл на атака на главния ротор А, получаваме подобна картина. Необходимо е само да се има предвид, че във всеки конкретен случай резултантната скорост на въздуха, който тече към равнината на ротора, трябва да бъде равна на геометричната сума на скоростта на насрещния поток и скоростта на засмукване.
§ 5. Промяна на силата на тягата на главния ротор
с наклонен поток, в зависимост от азимуталното положение на лопатките
При наклонен поток около ротора скоростта на потока около лопатките е сумата от скоростта на въртеливо движение и транслационната скорост на насрещния въздушен поток. За по-лесно разсъждение нека разгледаме потока около крайната част на перката. Имайте предвид, че компонентът на скоростта на насрещния поток, насочен по протежение на лопатката, не участва в създаването на повдигане. Периферната скорост на крайния участък е wR. Нека скоростта на настъпващия поток е равна на V. Нека разложим тази скорост на посока по протежение на лопатката и перпендикулярна на нея (фиг. 1.42).

При азимут 90° става равен на + V, а при азимут 270° равен на -V. Така при един оборот на лопатката скоростта на потока около нея достига максимум при азимут 90° и минимум при азимут 270°.
От формулата виждаме, че силата на тягата на перката е променлива величина и зависи от азимута. Тя придобива максималната си стойност при азимут 90°, когато стойността на периферната скорост се добави към скоростта на полета, минималната стойност е при азимут 270°, когато скоростта на полета се извади от периферната скорост.
Големината на силата на тягата на витлото с две лопатки зависи от азимута и е променлива стойност. Променливият компонент на силата на тягата на ротор с две лопатки причинява повишена вибрация на хеликоптера и следователно използването на ротори с две лопатки е ограничено. За да се изчисли силата на тягата на трилопатен винт, е необходимо да се сумира тягата на три лопатки, разположени на 120° една от друга по азимут. Елементарни математически изчисления показват, че при витла с три или повече лопатки променливата съставка изчезва и общата тяга става постоянна величина, независима от азимута.
Много е важно да се отбележи, че общата сила на тягата на ротор с лопатки, неподвижно закрепени към главината, по време на наклонено издухване не съвпада с оста на въртене, а се измества към лопатките, движещи се към въздушния поток. Това се обяснява с факта, че повдигащата сила на лопатките, движещи се към потока, е по-голяма от тази на лопатките, движещи се по посока на потока, и в резултат на геометрично добавяне резултантната на повдигащите сили се измества към лопатки, движещи се към потока. Изместената сила на тягата на главния ротор създава момент на преобръщане (търкаляне) спрямо центъра на тежестта на хеликоптера (фиг. 1.43). Главен ротор с неподвижно фиксирани лопатки неизбежно би преобърнал хеликоптера, ако се опита да създаде значителна скорост напред.
В допълнение към момента на накланяне, който има тенденция да преобърне хеликоптера спрямо надлъжната ос, при наклонено издухване на главния ротор възниква и надлъжен момент, който завърта равнината на въртене на главния ротор спрямо напречната ос, за да увеличи ъгъл на атака. Появата на този момент се обяснява с факта, че условията на потока около лопатките близо до азимута 180° са по-добри, отколкото при азимута 360°. В резултат на това точката на приложение на силата на тягата на витлото се измества напред от оста на въртене, което води до образуването на съдействащ момент. Големината на надлъжния момент на еластичната лопатка допълнително се увеличава поради огъването нагоре на лопатките под действието на повдигащи сили поради факта, че насрещният поток действа върху лопатката, разположена в азимуталната област от 180 ° отдолу, докато на фиг. 1.43.

Появата на момент на преобръщане в витло с твърдо фиксирани лопатки
острието, разположено в областта на азимута 0 °, е отгоре (фиг. 1.44). Елиминирането на вредното влияние на преобръщането и надлъжните моменти се осъществява чрез шарнирно окачване

остриета.
§ 6. Съпротивление на ротора при наклонен поток
Равнината, пометена от ротора, се счита за носеща повърхност. Тази повърхност създава повдигане и съпротивление поради насрещния въздушен поток. Съпротивлението на главния ротор, по аналогия с крилото, се състои от профил и индуктивност.
При аксиален поток профилното съпротивление на лопатките във всички азимути е еднакво и тяхната резултатна е нула.

Физическият смисъл на появата на профилно съпротивление при наклон
потокът може да бъде представен по следния начин.
По време на един оборот съпротивлението на острието се променя периодично,
достигайки своя максимум при азимут 90° и минимум при азимут 270°. Разликата в съпротивлението между „напредващите“ и „отстъпващите“ перки дава сила, насочена в посока, обратна на движението на хеликоптера. Тази сила е профилното съпротивление на главния ротор X pr (фиг. 1.45). Индуктивното съпротивление на главния ротор може да се обясни със същото
поради същите причини, както при обтичане около крило, т.е. образуване на вихри, които консумират енергията на потока. Челното съпротивление на главния ротор се състои от профил и индуктивност X nv = X pr + X in
Големината на съпротивлението на главния ротор зависи от формата на профила на лопатките, ъгъла на тяхното монтиране, броя на оборотите, скоростта на полета и ъгъла на атака на главния ротор.
Съпротивлението на главния ротор трябва да се вземе предвид при полет в режим на въртене.

§ 7. Зона на обратен поток
Когато острието се движи по азимути Ф = 180-:-360°, участъците на острието, разположени в близост до приклада, обтичат не от ръба на атаката, а от ръба на потока. Наистина по азимут

270° такъв поток ще бъде около всички секции на лопатката, разположени от оста на въртене до точката на лопатката, в която v = wr, т.е. до точката, където периферната скорост е равна на скоростта на полета (фиг. 1.46) . Поради противоположната посока на тези скорости, общата скорост
потокът около тази точка е нула (Wr = 0).
Като се имат предвид различни стойности на φ, е лесно да се получи от последното
изрази за зоната на обратния поток. Лесно се проверява, че тази зона представлява окръжност с диаметър d = V/w, разположена върху диск, движен от главния ротор (фиг. 1.46).
Наличието на зона на обратен поток е негативно явление. Частта от лопатката, преминаваща през тази зона, създава сила надолу, която намалява тягата на ротора и води до увеличаване на

вибрации на лопатките и целия хеликоптер. С увеличаване на скоростта на полета зоната на обратния поток се увеличава.
Размерът на зоната на обратния поток може да се оцени чрез коефициента на характеристиките на режима на работа на главния ротор m.
Коефициентът на характеристиките на режима на работа на главния ротор се разбира като съотношение на транслационната скорост към периферната скорост
скорост на крайната част на острието.
Коефициентът показва в коя част на острието се намира
азимут 270°, разположен в зоната на обратното течение. Например,
ако m = 0,25, тогава d = 0,25 R. Това означава, че четвъртата част на острието работи в обратни условия
поток наоколо, а диаметърът на зоната на обратния поток е 25% от радиуса на ротора.
§ 8 Загуби на енергия от главния ротор. Относителна ефективност на витлото
Когато извеждаме формулата за тягата на идеално витло (§ 3 от тази глава), ние пренебрегнахме всички видове загуби. Когато едно истинско витло работи при работни условия, около 30% от мощността, необходима за въртенето му, се изразходва за преодоляване на профилното съпротивление на лопатките. Големината на загубите в профила зависи от формата на профила и състоянието на повърхността.
Анализирайки работата на идеален винт, ние приехме, че индуктивната скорост във всички точки на пометената площ е една и съща. Но това не е вярно. Близо до лопатката индуцираната скорост е по-голяма, отколкото в пространствата между лопатките. В допълнение, индуцираната скорост се променя по дължината на острието, увеличавайки се с увеличаване на радиуса на сечението, поради увеличаване на периферната скорост на сечението (фиг. 1.47). По този начин полето на индуцирани скорости, създадено от ротора, е неравномерно.

Съседните потоци въздух се движат с различни скорости, поради което поради влиянието на вискозитета на въздуха възникват загуби поради неравномерност на потока или индуктивни загуби, възлизащи на около 6% от необходимата мощност. Един от начините за намаляване на тези загуби е геометричното завъртане на лопатките.
Основният ротор не само изхвърля маса въздух, като по този начин създава тяга, но и върти струята. Загубите от завихряне на струята са около 0,2% от мощността, подадена към витлото.
Поради разликата в налягането под и над равнината на въртене на ротора, въздухът тече отдолу нагоре по обиколката на роторния диск. Поради тази причина определен тесен пръстен, разположен около обиколката на равнината, обхваната от главния ротор, не участва в създаването на тяга (фиг. 1.48). Задните части на лопатките, където са разположени точките на закрепване, също не участват в създаването на теглителна сила. Общо крайните и задните загуби възлизат на около 3% от необходимата мощност.
Поради наличието на изброените загуби мощността, необходима за въртене на истинско витло, създаващо тяга, равна на тягата на идеално витло, е по-голяма.
Доколко това или онова истинско витло е успешно от гледна точка на осигуряване на минимални загуби, може да се прецени

според относителната ефективност на главния ротор g| 0, което е съотношението на мощността, необходима за отхвърляне на въздуха и създаване на дадена тяга, към мощността, действително изразходвана за въртене на истинско витло, създаващо същата тяга.

§ 9. Шарнирно окачване на лопатките на ротора
В § 2 на тази глава беше посочено, че роторите имат аксиални шарнири, които служат за промяна на стъпката на витлото по време на полет. Промяната в стъпката се постига чрез завъртане на лопатките около аксиалните панти вътре? = 0-15 °.В допълнение към аксиалните панти, винтовете имат хоризонтални и вертикални панти.
Хоризонталната панта (HS) позволява на острието да се отклони във вертикалната равнина. Благодарение на
Тази панта позволява на острието да се люлее нагоре, когато се движи срещу потока, и надолу, когато се движи по посока на потока. По този начин хоризонталната панта позволява на остриетата да правят размахващи се движения.
Ъгълът между оста на лопатката и равнината на главината на витлото се нарича ъгъл на махане?. кон-
структурно, отклонението на острието спрямо хоризонталната панта е ограничено от ограничители (до
25-30°, надолу 4-8°). Въпреки наличието на махащи движения по време на полет, острието не докосва стоповете, тъй като обхватът на ъглите на махане е по-малък от ъгъла между стоповете. Острието докосва ограничителите само когато има силен спад на скоростта и съответно, когато има неприемливо намаляване на центробежната сила на острието.
Когато хеликоптерът е паркиран, когато главният ротор не се върти или се върти с ниска скорост, краищата на лопатките се огъват надолу поради тежестта си и ако лопатката опре в долния ограничител, има удар в опашната стрела или фюзелажа възможен. Ето защо, в допълнение към долния ограничител, има и специален ограничител на надвеса, който при ниски скорости не позволява на перката да се спусне прекомерно и да удари хеликоптера.
С увеличаването на скоростта, когато аеродинамичните сили огъват краищата на лопатките нагоре, ограничителят на надвеса се изключва, след което острието може да прави махащи движения по целия път до долния ограничител.
Вертикалната панта (VH) осигурява отклонение на острието спрямо втулката в равнината
въртене на винта. По-долу ще бъде показано, че когато главният ротор се върти, лопатката може да се движи от неутрално (радиално) положение назад или напред под определен ъгъл. Този ъгъл се нарича ъгъл на изоставане (изпреварване) и се обозначава с буквата ?. Големината на този ъгъл е ограничена от ограничители. Острието може ли да се завърти обратно с? = 10-:-18° и напред с? = 6-:-8°*.
Наличието на хоризонтални и вертикални панти внася значителна промяна в работата на носещите елементи
винт

* В техническите описания стойността на ъгъла на изоставане (напред) се дава не спрямо радиалното положение на острието, а спрямо перпендикуляра на хоризонталната панта.
25
Първо, трябва да се отбележи образуването на така наречения конус (лале) поради факта, че под действието на повдигащи сили лопатките се отклоняват спрямо хоризонталните панти и се издигат над равнината на въртене на главината. Второ, поради махащите движения, повдигащите сили на лопатките в различни азимути се изравняват, което позволява да се елиминира преобръщането и накланянето на хеликоптера по време на полет напред. И накрая, челните секции на лопатките са разтоварени от големи моменти на огъване, които възникват, когато лопатките са здраво закрепени.
§ 10. Хоризонтална панта (HS)
Нека разгледаме равновесието на острието спрямо хоризонталната панта, т.е. силите, действащи върху острието
уста в равнина, перпендикулярна на равнината на въртене (фиг. 1.49).

В тази равнина върху острието действат следните сили: (Gl - тегло; Yl - повдигаща сила; Fc. b -
центробежна сила.
Повдигащата сила е 10-15 пъти теглото на острието. Най-голяма е центробежната сила, която надвишава теглото на острието 100-150 пъти. В равновесно положение сумата от моментите на всички сили, действащи върху острието спрямо главния вал, трябва да бъде равна на нула. С други думи, резултатната от тези сили трябва да премине през оста на главния вал.
Когато се върти, острието описва повърхност, близка до конус, и следователно ъгълът на пляскане се нарича ъгъл на конус.

С аксиален поток, постоянна стъпка и обороти, стойността на ъгъла
Конусът е доста категоричен. Ако например увеличите

стъпка на лопатката, тогава под въздействието на увеличения момент от повдигащата сила лопатката ще започне да се отклонява в посока на увеличаване на ъгъла на махване.
С увеличаването на ъгъла на завъртане моментът едновременно се увеличава
центробежна сила, която не позволява на острието да се отклони и когато равновесието се възстанови, острието ще се върти с голям ъгъл на пляскане.
При наклонено течение в азимути 0-180° лопатката се движи по посока на потока, а в азимути 180-360° - по посока на потока. Лопатката, движеща се към потока, получава увеличение на повдигащата сила и се издига нагоре, тъй като моментът на повдигащата сила се оказва по-голям от момента на центробежната сила (моментът на силата на тежестта се пренебрегва поради малките му стойности).
При лопатка, движеща се по посока на потока, повдигащата сила намалява и под влияние на момента
центробежна сила, тя се клати надолу. Така при едно завъртане острието се завърта нагоре и
люлка надолу.
Скоростта на потока е най-голяма при азимут 90° и следователно увеличението на повдигането е най-голямо тук.
Най-ниската подемна сила ще бъде при азимут 270°, където скоростта на потока е минимална и влиянието на зоната на обратния поток е най-силно изразено. Въпреки това, поради наличието на основния вал и махащите движения на лопатките, увеличаването и намаляването на подемните сили в посочените азимути са относително малки. Това се обяснява с промените в ъглите на атака на размахващите се лопатки. Наистина, когато острието се размахва нагоре, ъгълът на атака намалява, а когато острието се размахва надолу, се увеличава (фиг. 1.50). По тази причина се изравнява големината на подемните сили по азимути, което на практика елиминира кренящите и надлъжните моменти, действащи върху хеликоптера.

В резултат на това трябва да се каже, че целта на хоризонталните панти е да изравнят повдигащите сили на лопатките във всички азимути и да разтоварят челните секции от моменти на огъване. Хоризонталните панти конструктивно са отдалечени от оста на въртене на витлото на определено разстояние Lgsh (фиг. 1.51). При аксиален поток оста на конуса на въртене и оста на втулката съвпадат. Следователно центробежните сили на Fcb лопатките, условно приложени към главния вал, са взаимно балансирани. При наклонен поток оста на конуса и оста на втулката не съвпадат и центробежните сили лежат в различни (успоредни) равнини. Тези сили при определено рамо c създават момент M g.w = FcbS, което подобрява управляемостта на хеликоптера. Освен това, когато хеликоптерът случайно се отклони спрямо надлъжната или напречната ос, този момент има амортизиращ ефект, т.е. той се насочва в посока, обратна на отклонението, което подобрява стабилността на хеликоптера.

§ 11. Свиване на конуса на въртене при наклонено издухване
В предишния параграф беше посочено, че поради наличието на хоризонтални панти, лопатките се люлеят нагоре в азимути 0-180 ° и надолу в азимути 180-360 °. В действителност картината на махащите движения на лопатките изглежда малко по-сложна. Поради факта, че остриетата имат маса, увеличаване на ъгъла

махането по инерция продължава не до азимут 180 °, а малко по-нататък, намаляване - не до 360 °, а също и малко по-нататък Освен това, близо до азимута 180 ° въздухът поток тече към лопатката отдолу, а близо до азимута 360 ° отгоре, което също допълнително допринася за непрекъснато увеличаване на ъгъла на махане близо до азимута 180° и намаляване на ъгъла на махане близо до азимута 360°.
На фигура 1.52а е показана експерименталната крива на зависимостта на ъгъла на замахване от азимута, получена на установката В-1. За тествания модел на основен ротор с твърди лопатки при наклонена скорост на обдухване 20 m/sec максималният ъгъл на махване е в азимут 196°, а минималният е в азимут 22°. Това означава, че оста на конуса на въртене е наклонена назад и наляво. Феноменът на отклонение на оста на конуса на въртене на ротора по време на наклонен поток се нарича запушване на конуса на въртене (фиг. 1.53).

Теоретично конусът на главния ротор се накланя назад и наляво по време на наклонено издухване. Това блокиране се потвърждава от горния експеримент. Посоката на страничното срутване обаче е значително повлияна от деформацията на лопатките и отделянето на хоризонталните панти. Действителната перка на главния ротор няма достатъчна твърдост и се влияе от силите, действащи върху нея.
27

силно деформирани - огъвания и усуквания. Завъртането става в посока на намаляване на ъглите на атака, поради което замахът нагоре спира по-рано (Ф = 160°). Съответно люлеенето надолу също спира по-рано (φ = 340°).
Фигура 1.52, b показва експерименталната крива на зависимостта на ъгъла на люлеене a от азимута, получена на инсталацията V-2. При тестване на модел на витло с гъвкави лопатки, максималният ъгъл на махане е получен при азимут φ = 170°, а минималният при азимут φ = 334°. Така при истинските хеликоптери конусът на въртене се накланя назад и надясно. Стойността на ъгъла на срив зависи от скоростта на полета, стъпката на витлото и оборотите в минута. С увеличаване на стъпката и скоростта на витлото и с намаляване на скоростта, валът на конуса на въртене се увеличава.
Съвременните хеликоптери се управляват чрез накланяне на конуса на въртене в посоката на движение на хеликоптера. Например, за да се движи напред, пилотът отклонява оста на конуса на ротора напред (използвайки люлеещата се шайба). Наклонът на конуса се придружава от наклон на тягата на главния ротор в съответната посока, което осигурява необходимия компонент за движение на хеликоптера (фиг. 1.32). Въпреки това, веднага щом скоростта на полета започне да се увеличава, поради наклонен поток, конусът пада назад и настрани. Ефектът от срутването на конуса се противодейства чрез допълнително движение на лоста за управление на хеликоптера.
§ 12. Вертикална панта (VH)
За да сте сигурни, че е необходимо да монтирате освен хоризонтална и вертикална топка-
nir, помислете за силите, действащи върху острието в равнината на въртене.
Когато витлото се върти, върху неговите лопатки в равнината на въртене действат съпротивителни сили на въртене Q l . В режим на висене тези сили ще бъдат еднакви във всички азимути. Когато има наклонен поток около витлото, съпротивлението на лопатката, движеща се към потока, е по-голямо от това на лопатката, движеща се по посока на потока. Наличието на хоризонтални панти и махащи движения на лопатките помага за намаляване на тази разлика (поради изравняване на ъглите на атака), но не я елиминира напълно. Следователно съпротивителната сила на въртене е променлива сила, която натоварва коренните части на лопатките.
При промяна на скоростта върху лопатките на главния ротор действат инерционни сили, при увеличаване на скоростта те са насочени срещу въртенето, а при намаляване на скоростта са насочени към въртенето на ротора. Инерционни сили могат да възникнат и при постоянни въртения на главината на ротора поради неравномерния поток от въздух, който тече към диска на ротора, което води до промяна на аеродинамичните сили и допълнителна тенденция на лопатките да се движат спрямо главината. По време на полет инерционните сили са относително малки. Въпреки това, на земята в момента носачът започва да се върти нагоре
Инерционните сили на витлото достигат голяма стойност и при рязко включване на трансмисията могат дори да доведат до счупване на лопатките.
В допълнение, наличието на хоризонтални панти, които осигуряват махащи движения на лопатките, води до факта, че центърът на тежестта на лопатката периодично се приближава и отдалечава от оста на въртене на витлото (фиг. 1.54).

Въз основа на закона за запазване на енергията, кинетичната енергия на въртящ се носител
витлото трябва да остане постоянно независимо от махащото движение на лопатката (промените в другите видове енергия се пренебрегват). Кинетичната енергия на въртящо се витло се определя по формулата:

където m е масата на въртящите се лопатки;
т-
ъглова скорост на въртене на острието,
g-разстояние от оста на въртене до центъра на тежестта на острието;

Формулата показва, че при постоянна кинетична енергия приближаването на центъра на тежестта на острието към оста на въртене (завъртане нагоре) трябва да бъде придружено от увеличаване на ъгловата скорост на въртене и отстраняване на центъра на тежестта на острието от оста на въртене (завъртане надолу) трябва да бъде придружено от намаляване на ъгловата скорост на въртене. Това явление е добре известно на танцьорите, които увеличават скоростта на въртене на тялото си, като рязко приближават ръцете си към тялото (фиг. 1.55). Силите, под въздействието на които се увеличава или намалява ъгловата скорост на въртене при промяна на инерционния момент на въртящата се система, се наричат Кориолис.

Когато лопатките се люлеят нагоре, силите на Кориолис са насочени в посоката на въртене на главния ротор, а когато лопатките се люлеят надолу, те са насочени срещу него.
Силите на Кориолис, възникващи по време на махащи движения, достигат значителни стойности и натоварват кореновите части на лопатките с променливи
огъващи моменти, действащи в равнината на въртене на главния ротор.
По този начин, инсталирането на хоризонтални панти, което позволи
елиминира предаването на огъващи моменти към главината на витлото и разтоварва челните части на лопатките в равнината на махане, като в същото време причинява нежелани явления, свързани с възникването на сили на Кориолис, натоварващи кореновите части на лопатките с променлив момент в равнина на въртене. Променливият момент от силите на Кориолис се предава към лагерите на главния вал, главината на главния ротор и вала на двигателя, причинявайки променливи натоварвания, което води до ускорено износване на основните основни лагери и вибрации
хеликоптер.
За разтоварване на кореновите части на лопатките от променливи огъващи моменти, действащи в равнината на въртене, и втулките от променливи натоварвания, причиняващи вибрации на хеликоптера, са монтирани вертикални шарнири, които в равнината на въртене на ротора осигуряват осцилаторни движения на остриета.
В допълнение към разглежданите сили, центробежната сила също действа върху острието в равнината на въртене.
При наличие на вертикален шарнир и равномерно скоростно поле на входящия въздушен поток в режим
висящото острие изостава от радиалната позиция с определен ъгъл?. Фигура 1.56 показва големината на ъгъла на изоставане?, определен от равенството на моментите:

Fts.bLts.b =Ql LQ.
При преминаване към полет с транслационна скорост към аеродинамичните сили се добавят променливи инерционни и кориолисови сили, а самите аеродинамични сили също стават променливи. Под въздействието на тези сили острието извършва сложно движение, състоящо се от въртеливо движение, транслационно (заедно с хеликоптера), маховик спрямо основния вал и осцилаторно движение спрямо основния вал.
Ако има VSC, острието се върти към

Някакъв ъгъл на закъснение? (Фиг. 1.57, а). В този случай острието е разположено така, че резултантната на аеродинамичните и центробежните сили N е насочена по оста му. Като прехвърляме резултантната към оста на главния вал и я разделяме на сили A и B, ние гарантираме, че лагерите на основния вал не са натоварени еднакво. Наистина, при наличието на една сила А, как
предните и задните GSH лагери ще бъдат натоварени със същите радиални натоварвания. Силата обаче
B, разтоварвайки задния лагер, натоварва допълнително предния, причинявайки неравномерно износване на лагерите. В допълнение, силата B, която е аксиална за GS, изисква инсталирането на опорни лагери.
За да се доближат условията на работа на основните лагери до условията на симетрично натоварване, се прилага изместване
Основният вал спрямо втулката е напред във въртене (фиг. 1.57, b). В този случай има ли ъгъл на изоставане?
води до факта, че оста на острието е разположена приблизително перпендикулярно на оста на главния вал.

Тъй като вертикалните панти позволяват на лопатките да извършват осцилаторни движения в равнината на въртене на главния ротор, за да се предотврати възможността за увеличаване на амплитудата на тези вибрации на ротора

Роторите на съвременните хеликоптери са оборудвани със специални гасители - виброгасители. Амортисьорите са фрикционни или хидравлични. Принципът на действие и на двата е да преобразуват вибрационната енергия в топлинна енергия, която след това се разсейва в околното пространство.
На земята, преди стартиране на двигателя и завъртане на главния ротор, лопатките му трябва да бъдат поставени върху предните опори на витлото. Това се прави, за да се намали ъгловото ускорение (силата на инерцията) на лопатките в началния момент на въртене.
Неравномерното въртене на лопатките спрямо витлото води до изместване на центъра на тежестта на главния ротор от оста на въртене. В резултат на това, когато витлото се върти, възниква инерционна сила, причиняваща вибрации (люлеене) на хеликоптера.
Това явление представлява особена опасност, когато главният ротор работи на земята, тъй като естествената честота на хеликоптер върху еластично шаси може да бъде равна или кратна на честотата на движещата сила, което води до вибрации, които обикновено се наричат земни резонанс.
§ 13. Компенсация на суинг
Както е известно, основната причина за срутването на конуса на ротора са махащите движения на лопатките по време на наклонен поток. Колкото по-голям е максималният ъгъл на завъртане нагоре, толкова по-голям е колапсът на конуса на въртене. Наличието на голямо препятствие на конуса е нежелателно, тъй като изисква допълнително отклонение на командните лостове за компенсиране на препятствието при управление на хеликоптера в полет напред. Следователно е необходимо равновесието на моментите спрямо основния вал да се установи при по-малка амплитуда на люлеещите се движения.
За да се гарантира, че амплитудата на люлеещите се движения е в допустимите граници, се използва компенсация на люлеенето. Принципът на компенсиране на махането е, че точката на закрепване на контролното рамо (A) не е монтирана върху оста на хоризонталната панта, а е изместена към острието (фиг. 1.58).

Ако точка А не лежи на оста на хоризонталната панта и е неподвижна, тогава при люлеене нагоре ъгълът на монтаж и следователно ъгълът на атака на острието намалява, а при люлеене надолу се увеличава. Поради промените в ъглите на атака, когато лопатките се разклащат, възникват аеродинамични сили, които предотвратяват увеличаването на амплитудата на махащите движения.
Ефективността на компенсацията до голяма степен зависи от tan ?1 (Фиг. 1.58), наречена характеристика на компенсация на махане. Колкото по-голям е tan ?1, толкова по-голям е ъгълът, под който се променя ъгълът на монтаж на лопатката по време на махане. Следователно, тъй като tan ?1 се увеличава, ефективността на компенсацията на махането се увеличава.
Има ли ъгъл на изоставане? при инсталиране на вертикална панта може да увеличи амплитудата на маховите колела
движения (фиг. 1.59). Когато лопатката е отклонена около витлото под ъгъл? водещият ръб (точка A) ще бъде по-далеч от основното оръдие, отколкото задният ръб (точка B). Следователно при махане пътят на точка А е по-голям от пътя, изминат от точка Б, в резултат на което при махане нагоре се увеличава ъгълът на атака на острието, а при махане надолу - ъгълът на атака на острието намалява.

По този начин ъгълът на закъснение ще допринесе за появата на допълнителни аеродинамични сили върху острието, които имат тенденция да увеличат амплитудата на махащите движения. Ето защо е особено препоръчително да се използва компенсация за пляскане на остриета с вертикална панта.

§ 14. Въртящ момент на ротора
Когато главният ротор се върти, върху неговите лопатки действат сили на въздушно съпротивление, които създават съпротивителен момент на въртене спрямо оста на ротора. За да се преодолее този момент, въртящият момент се подава към вала на главния ротор на хеликоптери с механично задвижване от двигател, монтиран във фюзелажа. Въртящият момент се предава през главната скоростна кутия към вала на главния ротор. В съответствие с третия закон на механиката (законът за равенство на действието и реакцията) възниква реактивен въртящ момент, който се предава през основните точки на закрепване на скоростната кутия към фюзелажа на хеликоптера и се стреми да го завърти в посока, обратна на въртящия момент. Въртящият и реактивният момент, независимо от режима на работа на витлото, винаги са равни по големина и противоположни по посока Mkr = Mr.
Ако двигателите са монтирани на самите лопатки, очевидно е, че няма реакционен момент. Реактивен
също няма въртящ момент в режим на самовъртене на главния ротор, т.е. във всички случаи, когато въртящият момент
въртящият момент не се предава към вала на главния ротор от двигателя, монтиран във фюзелажа.
По-рано беше казано, че балансирането на въртящия момент на реакцията при еднороторни хеликоптери с механично задвижване се извършва от момента, създаден от тягата на опашния ротор спрямо центъра на тежестта на хеликоптера.
При двуроторните хеликоптери компенсирането на реакционните моменти на двата главни ротора се постига чрез въртене на роторите в различни посоки. Освен това, за да се запази еднаквостта на противоположно насочените реактивни моменти на двата винта, винтовете са направени абсолютно еднакви с прецизна синхронизация на техните обороти.

Мощността, предавана на главния ротор, е равна на
От формулата става ясно, че колкото по-ниска е скоростта на ротора, толкова по-голям е въртящият момент и следователно
валиден и реактивен.
Броят на оборотите на главния ротор на хеликоптера е значително по-малък от броя на оборотите на витлото на самолета. Следователно, при една и съща мощност на двигателя, реактивният въртящ момент на ротора на хеликоптер е значително по-голям от този на ротора на самолета.
Въртящият момент и реактивните моменти също варират в зависимост от големината на тягата на главния ротор. Например, за да се увеличи силата на тягата на витлото, е необходимо да се увеличи общата стъпка. Увеличаването на стъпката на витлото е придружено от увеличаване на момента на съпротивление срещу неговото въртене. Следователно, когато стъпката на витлото се увеличава, е необходимо да се увеличи въртящият момент, подаден на витлото. Ако това не бъде направено, тогава броят на завъртанията на главния ротор ще намалее, което ще доведе до намаляване на тягата на главния ротор.
Следователно, за да се увеличи тягата на ротора, е необходимо да се увеличи не само стъпката на витлото, но и въртящият момент. За тази цел в кабината на пилота е монтиран лост тип „стъпка-дросел”, кинематично свързан с двигателя и механизъм, който променя стъпката на витлото. Когато лостът се движи, има пропорционална промяна на въртящия момент и стъпката на винта и в същото време промяна на реактивния въртящ момент. При хеликоптер с един ротор промяната в въртящия момент на реакцията изисква съответна промяна в тягата на опашния ротор, за да се елиминира завъртането.

§ 15. Сила на тягата на опашния ротор
Големината на тягата на опашния ротор (фиг. 1.60) може да се определи от равенството

мощността, консумирана от витлото, ще намалее и следователно необходимата тяга, създадена от опашния ротор, ще се увеличи.
Опашният ротор работи при условия на наклонено издухване, тъй като по време на полет равнината на неговото въртене не е перпендикулярна на посоката на насрещния поток.
При наклонено издухване на твърдо витло се променя скоростта на потока, който се сблъсква с него
остриетата ще предизвикат периодични
промяна в силата на натиск на всяко острие ще доведе до вибрации.
За изравняване на силата на тягата на лопатките във всички азимути и
разтоварване на остриетата от действието
моменти на огъване, лопатките на истински опашен ротор са прикрепени към главината с помощта на хоризонтални панти, които позволяват на лопатките да правят махащи движения.
Наличието на аксиални панти в дизайна на главината на витлото осигурява въртене на лопатките спрямо
надлъжна ос, която е необходима за промяна на височината.
При тежките хеликоптери вертикалните панти могат да се монтират и на опашните ротори.
§ 16. Разполагаема мощност на ротора
Силовите установки на съвременните хеликоптери използват бутални или турбовитлови самолетни двигатели.
Особеност на работата на буталните авиационни двигатели с въздушно охлаждане в хеликоптерите е
необходимостта от принудително издухване на охладените повърхности на двигателя с помощта на специални вентилатори. Принудителното охлаждане на двигателите на хеликоптерите е свързано с недостатъчни възможности за използване на високоскоростното налягане за охлаждане при полет напред и с липсата на налягане в режим на висене. Хеликоптерите с турбовитлови двигатели обикновено имат монтирани вентилатори за охлаждане на главната скоростна кутия, маслени охладители, генератори и други агрегати. За задвижване на вентилаторите се изразходва част от мощността на двигателя Noxl.
Част от мощността на двигателя се изразходва за преодоляване на триенето в трансмисията, свързваща двигателя
винтове Ntr, за въртене на опашния ротор Npв и за задвижване на помпи на хидравличната система и други агрегати
Na.
По този начин мощността, предавана към главния ротор, е по-малка от ефективната мощност
Не се развива на вала на двигателя.
Ако извадим разходите от ефективната мощност, получаваме наличната мощност на ротора Np
Np= Ne.- Noxl.- Nтp – Npв – Na
За различни хеликоптери Np е 75-85% Ne.
С други думи, загубите на мощност за охлаждането, трансмисията, управлението и задвижването възлизат на
15-25% от ефективната мощност на двигателя.
Ефективната мощност на двигателя и наличната мощност на ротора зависят от скоростта и надморската височина
полет обаче, поради ниските скорости на полета на хеликоптера, влиянието на скоростта върху Ne и Np може да бъде пренебрегнато.
Характерът на промяната в наличната мощност от височината на полета зависи от типа на двигателя и се определя
неговите височинни характеристики (фиг. 1.61).

Известно е, че мощността на бутален двигател без компресор, при постоянни обороти с увеличаване на
височината пада поради намаляване на тегловния заряд на въздушно-горивната смес, влизаща в цилиндрите. По същия начин се променя и мощността, предавана към главния ротор (фиг. 1.61/а).
Мощността на бутален двигател, оборудван с едноскоростен компресор, се увеличава с надморска височина до проектната надморска височина поради увеличаване на теглото на сместа въздух-гориво поради намаляване на температурата на околната среда и подобрено продухване на цилиндрите. Чрез постепенно отваряне на въздушния амортисьор на компресора, налягането на усилване се поддържа постоянно до проектната височина. На проектната надморска височина въздушната клапа се отваря напълно и мощността на двигателя достига максимум. Над проектната височина ефективната мощност и следователно наличната мощност на главния ротор намалява по същия начин, както при двигател без компресор (фиг. 1.61, b).

За двигател с двускоростен компресор естеството на промяната в ефективната и наличната мощност като функция от височината на полета е показано на фиг. 1.61, c.
За турбовитлов двигател характерът на зависимостта на наличната мощност на ротора от височината на полета е показан на фиг. 1.61, г. Увеличаването на мощността на турбовитлов двигател до определена надморска височина се обяснява с възприетата система за управление, която осигурява повишаване на температурата на газовете пред турбината до определена надморска височина.

Ние също препоръчваме

Зареждане...

У дома > Екип

Характеристики на формулата за повдигане на хеликоптер. Основи на аеродинамиката на ротора

Курсова работа по дизайн

Лек хеликоптер

2 Изчисляване на параметрите на хеликоптера

2.1 Изчисляване на масата на полезния товар

2.2 Изчисляване на параметрите на ротора на хеликоптера

2.3 Относителни плътности на въздуха върху статични и динамични тавани

2.4 Изчисляване на икономична скорост на земята и на динамичен таван

2.5 Изчисляване на относителните стойности на максималните и икономически скорости на хоризонтален полет на динамичен таван

2.7 Изчисляване на коефициентите на тягата на ротора при земята и при динамичния таван

2.8 Изчисляване на запълването на ротора

2.9 Определяне на относителното увеличение на тягата на главния ротор за компенсиране на аеродинамичното съпротивление на фюзелажа и хоризонталната опашка

3.1 Изчисляване на мощността при окачване на статичен таван

3.2 Изчисляване на плътността на мощността при хоризонтален полет при максимална скорост

3.3 Изчисляване на плътността на мощността при полет на динамичен таван при икономична скорост

3.4 Изчисляване на специфичната мощност при полет близо до земята при икономична скорост в случай на отказ на един двигател по време на излитане

3.5 Изчисляване на специфични намалени мощности за различни случаи на полет

3.5.1 Изчисляване на специфичната намалена мощност при окачване на статичен таван

3.5.2 Изчисляване на специфичната намалена мощност при хоризонтален полет при максимална скорост

3.5.3 Изчисляване на специфичната намалена мощност при полет на динамичен таван при икономична скорост

3.5.4 Изчисляване на специфичната намалена мощност по време на полет близо до земята при икономична скорост, когато един двигател се повреди

3.5.5 Изчисляване на необходимата мощност на задвижващата система

3.6 Избор на двигатели

4 Изчисляване на масата на горивото

4.1 Изчисляване на крейсерската скорост с второ приближение

4.2 Изчисляване на специфичния разход на гориво

4.3 Изчисляване на масата на горивото

5 Определяне на масата на хеликоптерни компоненти и възли

5.1 Изчисляване на масата на лопатките на главния ротор

5.2 Изчисляване на масата на роторната главина

5.3 Изчисляване на масата на системата за управление на бустера

5.4 Изчисляване на масата на системата за ръчно управление

5.5 Изчисляване на масата на главната скоростна кутия

5.6 Изчисляване на масата на задвижващите агрегати на опашния ротор

5.7 Изчисляване на масата и основните размери на опашния ротор

5.8 Изчисляване на масата на системата за задвижване на хеликоптера

5.9 Изчисляване на теглото на фюзелажа и хеликоптерното оборудване

5.10 Изчисляване на излетното тегло на хеликоптера на второ приближение

6 Описание на разположението на хеликоптера

Библиография

Ние също препоръчваме