INTRODUCTION

La conception d’hélicoptères est un processus complexe qui évolue au fil du temps, divisé en étapes et phases de conception interdépendantes. L'avion en cours de création doit répondre aux exigences techniques et répondre aux caractéristiques techniques et économiques précisées dans les spécifications de conception. Les termes de référence contiennent la description initiale de l'hélicoptère et ses caractéristiques de performances de vol, garantissant une efficacité économique élevée et une compétitivité de la machine conçue, à savoir : capacité de charge, vitesse de vol, autonomie, plafond statique et dynamique, durée de vie, durabilité et coût.

Les termes de référence sont précisés au stade des recherches d'avant-conception, au cours desquelles sont réalisés une recherche de brevets, une analyse des solutions techniques existantes, des travaux de recherche et développement. La tâche principale de la recherche avant-conception est la recherche et la vérification expérimentale de nouveaux principes de fonctionnement de l'objet conçu et de ses éléments.

Au stade de la conception préliminaire, une conception aérodynamique est sélectionnée, l'apparence de l'hélicoptère est formée et les principaux paramètres sont calculés pour garantir l'atteinte des caractéristiques de performances de vol spécifiées. Ces paramètres comprennent : le poids de l'hélicoptère, la puissance du système de propulsion, les dimensions des rotors principal et de queue, le poids du carburant, le poids des instruments et équipements spéciaux. Les résultats des calculs sont utilisés pour élaborer le plan de l'hélicoptère et établir une fiche de centrage pour déterminer la position du centre de masse.

La conception des unités et composants individuels de l'hélicoptère, en tenant compte des solutions techniques sélectionnées, est réalisée au stade du développement de la conception technique. Dans ce cas, les paramètres des unités conçues doivent satisfaire aux valeurs correspondant à la conception préliminaire. Certains paramètres peuvent être affinés afin d'optimiser la conception. Lors de la conception technique, des calculs de résistance aérodynamique et cinématique des composants, la sélection des matériaux structurels et des schémas de conception sont effectués.

Au stade de la conception détaillée, les dessins d'exécution et d'assemblage de l'hélicoptère, les spécifications, les listes de sélection et autres documents techniques sont préparés conformément aux normes acceptées.

Cet article présente une méthodologie de calcul des paramètres d'hélicoptère au stade de la conception préliminaire, qui est utilisée pour réaliser un projet de cours dans la discipline « Conception d'hélicoptères ».

1. Calcul de première approximation de la masse au décollage de l'hélicoptère

où est la masse de la charge utile, en kg ;

Poids de l'équipage, kg.

Portée de vol

2. Calcul des paramètres du rotor d'hélicoptère

2.1 Rayon R., m, rotor principal d'hélicoptère monorotor calculé par la formule :

où est la masse au décollage de l'hélicoptère, en kg ;

g - accélération de chute libre égale à 9,81 m/s 2 ;

p - charge spécifique sur la zone balayée par le rotor principal,

=3,14.

Valeur de charge spécifique p la zone balayée par la vis est sélectionnée selon les recommandations présentées dans l'ouvrage /1/ : où p= 280

On prend le rayon du rotor égal à R.= 7.9

Vitesse angulaire , s -1, la rotation du rotor principal est limitée par la valeur de la vitesse périphérique R. extrémités des pales, qui dépend de la masse au décollage de l'hélicoptère et s'élève à R.= 232 m/s.

C-1.

RPM

2.2 Densités relatives de l'air sur les plafonds statiques et dynamiques

2.3 Calcul de la vitesse économique au sol et sur plafond dynamique

La surface relative de la plaque nocive équivalente est déterminée :

Où S euh= 2.5

La valeur de la vitesse économique près du sol est calculée V h, km/h :

Où je = 1,09…1,10 - coefficient d'induction.

Km/heure.

La valeur de la vitesse économique sur le plafond dynamique est calculée V dingue, km/h :

Où je = 1,09…1,10 - coefficient d'induction.

Km/heure.

2.4 Les valeurs relatives du maximum et économique sur le plafond dynamique sont calculées vitesses de vol horizontales :

Où V maximum=250 km/h et V dingue=182,298 km/h - vitesse de vol ;

R.=232 m/s - vitesse périphérique des pales.

2.5 Calcul des rapports admissibles du coefficient de poussée au remplissage du rotor pour la vitesse maximale au sol et pour la vitesse économique au plafond dynamique :

à

2.6 Coefficients de poussée du rotor principal au sol et au plafond dynamique :

2.7 Calcul du remplissage du rotor :

Remplissage du rotor principal calculé pour les cas de vol à vitesses maximales et économiques :

En tant que valeur de remplissage calculée le rotor principal est considéré comme étant la plus grande valeur de Vmax Et V dingue:

Nous acceptons

Longueur de corde b et allongement relatif les pales du rotor seront égales à :

Où zl est le nombre de pales du rotor principal (zl = 3)

2.8 Augmentation relative de la poussée du rotor pour compenser la traînée aérodynamique du fuselage et de l'empennage horizontal :

où Sф est l'aire de la projection horizontale du fuselage ;

S e - zone de la queue horizontale.

S f =10 m 2 ;

S e =1,5 m2.

3. Calcul de la puissance du système de propulsion de l'hélicoptère.

3.1 Calcul de la puissance en cas d'accrochage sur un plafond statique :

La puissance spécifique nécessaire pour entraîner le rotor principal en mode vol stationnaire sur un plafond statistique est calculée par la formule :

Où N H St- puissance requise, W ;

m 0 - masse au décollage, kg ;

g - accélération de chute libre, m/s 2 ;

p - charge spécifique sur la surface balayée par le rotor principal, N/m 2 ;

St - densité relative de l'air à la hauteur du plafond statique ;

0 - efficacité relative rotor principal en mode vol stationnaire ( 0 =0.75);

Augmentation relative de la poussée du rotor principal pour équilibrer la traînée aérodynamique du fuselage et de la queue horizontale :

3.2 Calcul de la densité de puissance en vol en palier à vitesse maximale

La puissance spécifique nécessaire pour entraîner le rotor principal en vol horizontal à vitesse maximale est calculée par la formule :

où est la vitesse périphérique des extrémités des pales ;

Plaque nocive équivalente relative ;

je euh- coefficient d'induction, déterminé en fonction de la vitesse de vol selon les formules suivantes :

À km/h,

À km/h.

3.3 Calcul de la densité de puissance en vol sur plafond dynamique à vitesse économique

La puissance spécifique pour entraîner un rotor principal sur un plafond dynamique est :

Où dingue- densité relative de l'air sur le plafond dynamique,

V dingue- vitesse économique de l'hélicoptère sur plafond dynamique,

3.4 Calcul de la puissance spécifique en vol près du sol à vitesse économique en cas de panne moteur au décollage

La puissance spécifique requise pour poursuivre le décollage à vitesse économique lorsqu'un moteur tombe en panne est calculée par la formule :

où est la vitesse économique sur le terrain,

3.5 Calcul des puissances réduites spécifiques pour différents flight cases

3.5.1 La puissance réduite spécifique en accrochage sur un plafond statique est égale à :

où est la caractéristique d'étranglement spécifique, qui dépend de la hauteur du plafond statique H St et est calculé par la formule :

0 - facteur d'utilisation de la puissance du système de propulsion en mode vol stationnaire, dont la valeur dépend de la masse au décollage de l'hélicoptère m 0 :

À m 0 < 10 тонн

A 10 25 tonnes

À m 0 > 25 tonnes

3.5.2 La puissance spécifique réduite en vol horizontal à vitesse maximale est égale à :

où est le facteur d'utilisation de la puissance à la vitesse de vol maximale,

Caractéristiques des gaz des moteurs en fonction de la vitesse de vol V maximum :

3.5.3 Puissance spécifique réduite en vol sur plafond dynamique à vitesse économique V dingue est égal à:

où est le facteur d'utilisation de la puissance à une vitesse de vol économique,

et - degrés d'étranglement du moteur, en fonction de la hauteur du plafond dynamique H et la vitesse de vol V dingue conformément aux caractéristiques suivantes du papillon :

3.5.4 La puissance spécifique réduite en vol près du sol à vitesse économique avec panne d'un moteur au décollage est égale à :

où est le facteur d'utilisation de la puissance à une vitesse de vol économique,

Le degré d'étranglement du moteur en mode d'urgence,

n =2 - nombre de moteurs d'hélicoptère.

3.5.5 Calcul de la puissance requise du système de propulsion

Pour calculer la puissance requise du système de propulsion, la valeur maximale de la puissance réduite spécifique est sélectionnée :

Puissance requise N Le système de propulsion de l'hélicoptère sera égal à :

Où m 0 1 - masse au décollage de l'hélicoptère,

g = 9,81 m 2/s - accélération de chute libre.

W,

3.6 Sélection des moteurs

Nous acceptons deux turbomoteurs VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) puissance totale de chacun N=1,405 10 6 W

Le moteur VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) est destiné à être installé sur des hélicoptères de nouvelle génération, ainsi qu'à remplacer les moteurs des hélicoptères existants afin d'améliorer leurs performances de vol. Il a été créé sur la base du moteur TV3-117VMA certifié en série et est produit dans l'usine unitaire de l'État fédéral « Usine nommée d'après V.Ya. Klimov."

4. Calcul de la masse de carburant

Pour calculer la masse de carburant permettant une autonomie de vol donnée, il est nécessaire de déterminer la vitesse de croisière V cr. La vitesse de croisière est calculée selon la méthode des approximations successives dans l'ordre suivant :

a) on prend la valeur de la vitesse de croisière en première approche :

km/heure ;

b) le coefficient d'induction est calculé je euh:

À km/h

À km/h

c) la puissance spécifique nécessaire pour entraîner le rotor principal en vol en mode croisière est déterminée :

où est la valeur maximale de la puissance spécifique réduite du système propulsif,

Coefficient de changement de puissance en fonction de la vitesse de vol V cr 1, calculé par la formule :

d) La vitesse de croisière en deuxième approche est calculée :

e) L'écart relatif des vitesses des première et deuxième approximations est déterminé :

Quand la vitesse de croisière de première approximation se précise V cr 1, elle est supposée égale à la vitesse calculée de la deuxième approximation. Ensuite, le calcul est répété à partir du point b) et se termine par la condition .

La consommation spécifique de carburant est calculée à l'aide de la formule :

où est le coefficient d'évolution de la consommation spécifique de carburant en fonction du mode de fonctionnement des moteurs,

Coefficient d'évolution de la consommation spécifique de carburant en fonction de la vitesse de vol,

Consommation spécifique de carburant au décollage.

En cas de vol en mode croisière, sont acceptés :

À kW ;

À kW.

Kg/W heure,

Masse de carburant consommée pour le vol m T sera égal à :

où est la puissance spécifique consommée à vitesse de croisière,

Vitesse de croisière,

L - la portée de vol.

5. Détermination de la masse des composants et assemblages de l'hélicoptère.

5.1 La masse des pales du rotor principal est déterminée par la formule:

Où R. - rayon du rotor,

- remplissage du rotor principal,

Kg,

5.2 La masse du moyeu du rotor principal est calculée à l'aide de la formule:

Où k Mar- coefficient de poids des bagues de conceptions modernes,

k je- coefficient d'influence du nombre de pales sur la masse du moyeu.

Dans le calcul, vous pouvez prendre :

kg/kN,

donc, à la suite des transformations, nous obtenons :

Pour déterminer la masse du moyeu du rotor principal, il faut calculer la force centrifuge agissant sur les pales N Banque centrale(en kN) :

KN,

kg.

5.3 Poids du système de commande du booster, qui comprend le plateau cyclique, les surpresseurs hydrauliques et le système de commande hydraulique du rotor principal, est calculé à l'aide de la formule :

Où b- corde de la lame,

k huer- le coefficient de poids du système de contrôle du surpresseur, qui peut être pris égal à 13,2 kg/m3.

Kg.

5.4 Poids du système de commande manuelle:

Où k RU- le coefficient de masse du système de commande manuelle, retenu pour les hélicoptères monorotor, est égal à 25 kg/m.

Kg.

5.5 La masse de la boîte de vitesses principale dépend du couple sur l'arbre du rotor principal et est calculée par la formule :

Où k modifier- coefficient de poids dont la valeur moyenne est de 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Le couple maximal sur l'arbre du rotor principal est déterminé par la puissance réduite du système de propulsion N et la vitesse de l'hélice :

Où 0 - facteur d'utilisation de la puissance du système de propulsion dont la valeur est prise en fonction de la masse au décollage de l'hélicoptère m 0 :

À m 0 < 10 тонн

A 10 25 tonnes

À m 0 > 25 tonnes

Nm,

Poids de la boîte de vitesses principale :

Kg.

5.6 Pour déterminer la masse des unités d'entraînement du rotor de queue, sa poussée est calculée T fossé :

Où M nv- couple sur l'arbre du rotor principal,

L fossé- la distance entre les axes des rotors principal et arrière.

La distance entre les axes des rotors principal et de queue est égale à la somme de leurs rayons et de leur jeu entre les extrémités de leurs lames :

Où - écart pris égal à 0,15...0,2 m,

Le rayon du rotor de queue, qui, en fonction de la masse au décollage de l'hélicoptère, est :

Quand t,

Quand t,

À t.

Pouvoir N fossé, consacré à la rotation du rotor de queue, est calculé par la formule :

Où 0 - efficacité relative du rotor de queue, qui peut être prise égale à 0,6...0,65.

W,

Couple M fossé transmis par l'arbre de direction est égal à :

Nm,

où est la vitesse de l'arbre de direction,

s-1,

Couple transmis par l'arbre de transmission, N m, à la vitesse de rotation n V= 3000 tr/min égal à:

Nm,

Poids m V arbre de transmission :

Oùk V- coefficient de poids de l'arbre de transmission, qui est égal à 0,0318 kg/(Nm) 0,67.

Poids m etc. boîte de vitesses intermédiaire est égal à :

Où k etc.- coefficient de poids pour la boîte de vitesses intermédiaire, égal à 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Masse du réducteur de queue faisant tourner le rotor de queue :

Où k XP- coefficient de masse du réducteur de queue dont la valeur est de 0,105 kg/(Nm) 0,8

kg.

5.7 La masse et les dimensions principales du rotor de queue sont calculées en fonction de sa poussée T fossé .

Coefficient de poussée C fossé le rotor de queue est égal à :

Remplissage des pales du rotor de queue fossé est calculé de la même manière que pour le rotor principal :

où est la valeur admissible du rapport entre le coefficient de poussée et le remplissage du rotor de queue.

Longueur de corde b fossé et allongement relatif fossé Les pales du rotor de queue sont calculées à l'aide des formules :

Où z fossé- nombre de pales du rotor de queue.

Poids des pales du rotor de queue m g / D calculé à l'aide de la formule empirique :

Valeur de la force centrifuge N CBD, agissant sur les pales du rotor de queue et perçu par les charnières du moyeu,

Poids du moyeu du rotor de queue m Mar est calculé selon la même formule que pour le rotor principal :

Où N Banque centrale- force centrifuge agissant sur la pale,

k Mar- coefficient de poids de la traversée, pris égal à 0,0527 kg/kN 1,35

k z- coefficient de poids dépendant du nombre de pales et calculé par la formule :

5.8 Calcul de la masse du système de propulsion de l'hélicoptère

Densité spécifique du système de propulsion de l'hélicoptère dv calculé à l'aide de la formule empirique :

Où N- la puissance du système de propulsion.

La masse du système propulsif sera égale à :

kg.

5.9 Calcul du poids du fuselage et des équipements de l'hélicoptère

La masse du fuselage de l'hélicoptère est calculée par la formule :

Où S ohm- surface de la surface lavée du fuselage, qui est déterminée par la formule :

M2,

m 0 - masse au décollage de première approche,

k F- coefficient égal à 1,7.

kg,

Poids du système de carburant :

Où m T- masse de carburant dépensée en vol,

k ts- le coefficient de masse supposé pour le système de carburant est de 0,09.

Kg,

Le poids du train d'atterrissage de l'hélicoptère est de :

Où k w- coefficient de poids en fonction de la conception du châssis :

Pour les trains d'atterrissage non rétractables,

Pour train d'atterrissage rétractable.

kg,

La masse des équipements électriques de l'hélicoptère est calculée à l'aide de la formule :

Où L fossé- la distance entre les axes des rotors principal et arrière,

z je- nombre de pales du rotor principal,

R. - rayon du rotor,

je- l'allongement relatif des pales du rotor principal,

k etc. Et k el- des coefficients de pondération des fils électriques et autres équipements électriques dont les valeurs sont égales à :

kg,

Poids des autres équipements de l'hélicoptère :

Où k etc.- coefficient de pondération dont la valeur est 2.

kg.

5.10 Calcul de la masse au décollage de l'hélicoptère de deuxième approximation

La masse d'un hélicoptère vide est égale à la somme des masses des unités principales :

Masse au décollage de l'hélicoptère de deuxième approche m 02 sera égal à la somme :

Où m T - masse de carburant,

m gr- masse de la charge utile,

m ek- poids de l'équipage.

kg,

6. Description de l'aménagement de l'hélicoptère

L'hélicoptère conçu est fabriqué selon une conception monorotor avec un rotor de queue, deux moteurs à turbine à gaz et des skis à deux pattes. Le fuselage de l'hélicoptère a une structure de cadre et se compose du nez et des parties centrales, des poutres de queue et d'extrémité. À l'avant se trouve une cabine d'équipage biplace composée de deux pilotes. Le vitrage de la cabine offre une bonne visibilité, les blisters coulissants droit et gauche sont équipés de mécanismes de déverrouillage d'urgence. Dans la partie centrale se trouvent une cabine de dimensions 6,8 x 2,05 x 1,7 m et une porte coulissante centrale de dimensions 0,62 x 1,4 m avec mécanisme de déverrouillage d'urgence. Le compartiment à bagages est conçu pour transporter des marchandises pesant jusqu'à 2 tonnes et est équipé de sièges rabattables pour 12 passagers, ainsi que de points de fixation pour 5 civières. Dans la version passagers, la cabine contient 12 sièges, installés avec un pas de 0,5 m et un passage de 0,25 m ; et dans la partie arrière il y a une ouverture pour la porte d'entrée arrière, composée de deux portes.

La poutre de queue est une structure de type poutre-stringer rivetée avec peau de travail, équipée d'unités de fixation d'un stabilisateur contrôlé et d'un support de queue.

Stabilisateur d'une taille de 2,2 m et d'une superficie de 1,5 m 2 avec un profil NACA 0012 de conception à longeron unique, avec un jeu de nervures et un revêtement en duralumin et tissu.

Skis double support, support avant auto-orientable, dimensions 500 x 185 mm, supports principaux profilés avec amortisseurs double chambre liquide-gaz, dimensions 865 x 280 mm. Le support de queue se compose de deux entretoises, d'un amortisseur et d'un talon de support ; piste de ski 2m, base de ski 3,5m.

Rotor principal avec pales articulées, amortisseurs hydrauliques et amortisseurs de vibrations pendulaires, installés avec une inclinaison vers l'avant de 4° 30". Les pales entièrement métalliques sont constituées d'un longeron embouti en alliage d'aluminium AVT-1, durci par écrouissage avec des charnières en acier sur le support vibrant, section de queue, pointe et pointe en acier Les pales ont une forme rectangulaire en plan avec une corde de 0,67 m et des profils NACA 230 et une torsion géométrique de 5%, la vitesse périphérique des pointes des pales est de 200 m/s, la Les pales sont équipées d'un système d'alarme visuelle en cas de dommages aux longerons et d'un dispositif d'antigivrage électrothermique.

Le rotor de queue d'un diamètre de 1,44 m est tripale, poussant, avec un moyeu de type cardan et des pales entièrement métalliques de forme rectangulaire en plan, avec une corde de 0,51 m et un profil NACA 230M.

La centrale électrique se compose de deux turbomoteurs à turbine à gaz avec turbine libre VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) de l'OBNL de Saint-Pétersbourg. V.Ya.Klimov puissance totale de chaque N=1405 W, installé sur le dessus du fuselage et fermé par un capot commun avec volets ouvrants. Le moteur est équipé d'un compresseur axial à neuf étages, d'une chambre de combustion annulaire et d'une turbine à deux étages. Les moteurs sont équipés de dispositifs de protection contre la poussière.

La transmission se compose de boîtes de vitesses principale, intermédiaire et arrière, d'arbres de frein et d'un rotor principal. La boîte de vitesses principale à trois étages VR-8A assure la transmission de la puissance des moteurs vers le rotor principal, le rotor de queue et le ventilateur pour le refroidissement, les refroidisseurs d'huile moteur et la boîte de vitesses principale ; La capacité totale du système d'huile est de 60 kg.

La commande est dupliquée, avec un câblage rigide et câblé et des surpresseurs hydrauliques entraînés par les systèmes hydrauliques principal et de secours. Le pilote automatique à quatre canaux AP-34B assure la stabilisation de l'hélicoptère en vol en roulis, cap, tangage et altitude. Le système hydraulique principal alimente toutes les unités hydrauliques et le système de secours alimente uniquement les surpresseurs hydrauliques.

Le système de chauffage et de ventilation fournit de l'air chaud ou froid aux cabines de l'équipage et des passagers ; le système d'antigivrage protège du givrage les pales du rotor principal et de queue, les vitres avant du cockpit et les entrées d'air du moteur.

L'équipement pour les vols aux instruments dans des conditions météorologiques difficiles de jour comme de nuit comprend deux indicateurs d'attitude, deux indicateurs de vitesse de rotation NV, un système de cap combiné GMK-1A, un radiocompas automatique et un radioaltimètre RV-3.

L'équipement de communication comprend les stations radio de commande VHF R-860 et R-828, les stations radio de communication HF R-842 et Karat et un interphone d'avion SPU-7.

7. Calcul de l'alignement de l'hélicoptère

Tableau 1. Feuille d'alignement d'hélicoptère vide

Nom de l'unité	Unité de poids, m je, kg	Coordonner X je centre de masse de l'unité, m	Moment statique unitaire M xi	Coordonner oui je centre de masse de l'unité, m	Moment statique unitaire M ouais
1 rotor principal
1.1 Lames
1.2 Douille
2 Système de contrôle
2.1 Système de contrôle du booster
2.2 Système de contrôle manuel
3Transmission
3.1 Boîte de vitesses principale
3.2 Boîte de vitesses intermédiaire
3.3 Boîte de vitesses arrière
3.4 Arbre de transmission
4 Rotor de queue
4.1 Lames
4.2 Douille
5 Système de propulsion
6 Système de carburant
7Fuselage
7.1 Arc (15%)
7.2 Partie médiane (50%)
7.3 Queue (20%)
7.4 Fixation de la boîte de vitesses (4%)
7,5 hottes (11%)
8.1 Principal (82%)
8.2 Avant (16%)
8.3 Support de queue (2%)
9 Équipement électrique
10 Équipement
10.1 Instruments dans le cockpit (25%)
10.2 Équipements radio (27%)
10.3 Équipements hydrauliques (20%)
10.4 Équipements pneumatiques (6%)

Les moments statiques sont calculés M CX je Et M su je par rapport aux axes de coordonnées :

Les coordonnées du centre de masse de l'ensemble de l'hélicoptère sont calculées à l'aide des formules :

Tableau 2. Feuille d'alignement avec charge maximale

Tableau 3. Feuille d'alignement avec 5 % de carburant restant et une charge commerciale complète

Coordonnées du centre de masse hélicoptère vide : x0 =-0,003 ; y0 =-1,4524 ;

Coordonnées du centre de masse avec charge maximale: x0 =0,0293; y0 =-2,0135 ;

Coordonnées du centre de masse avec 5 % de carburant restant et une charge commerciale complète visqueux : x 0 = -0,0678 ; oui 0 = -1,7709.

Conclusion

Dans ce projet de cours, des calculs ont été effectués sur la masse au décollage de l'hélicoptère, la masse de ses composants et assemblages, ainsi que la disposition de l'hélicoptère. Au cours du processus d'assemblage, l'alignement de l'hélicoptère a été clarifié, dont le calcul est précédé de l'établissement d'un rapport de poids basé sur les calculs de poids des unités et de la centrale électrique, des listes d'équipements, d'équipements, de fret, etc. Le but de la conception est de déterminer la combinaison optimale des principaux paramètres de l'hélicoptère et de ses systèmes garantissant le respect des exigences spécifiées.

0

Cours sur le design

Hélicoptère léger

1 Développement des exigences tactiques et techniques. 2

2 Calcul des paramètres de l'hélicoptère. 6

2.1 Calcul de la masse de la charge utile. 6

2.2 Calcul des paramètres du rotor de l'hélicoptère. 6

2.3 Densités relatives de l'air sur plafonds statiques et dynamiques 8

2.4 Calcul de la vitesse économique au sol et au plafond dynamique. 8

2.5 Calcul des valeurs relatives des vitesses maximales et économiques de vol horizontal sur un plafond dynamique. dix

2.6 Calcul des rapports admissibles du coefficient de poussée au remplissage du rotor pour la vitesse maximale au sol et pour la vitesse économique au plafond dynamique. dix

2.7 Calcul des coefficients de poussée du rotor au sol et au plafond dynamique 11

2.8 Calcul du remplissage du rotor. 12

2.9 Détermination de l'augmentation relative de la poussée du rotor principal pour compenser la traînée aérodynamique du fuselage et de la queue horizontale. 13

3 Calcul de la puissance du système de propulsion de l'hélicoptère. 13

3.1 Calcul de la puissance en cas d'accrochage sur un plafond statique. 13

3.2 Calcul de la densité de puissance en vol en palier à vitesse maximale. 14

3.3 Calcul de la puissance spécifique en vol sur plafond dynamique à vitesse économique.. 15

3.4 Calcul de la puissance spécifique en vol près du sol à vitesse économique en cas de panne d'un moteur au décollage. 15

3.5 Calcul des puissances réduites spécifiques pour différents flight cases 16

3.5.1 Calcul de la puissance réduite spécifique en cas d'accrochage sur un plafond statique 16

3.5.2 Calcul de la puissance spécifique réduite en vol horizontal à vitesse maximale. 16

3.5.3 Calcul de la puissance spécifique réduite en vol sur plafond dynamique à vitesse économique... 17

3.5.4 Calcul de la puissance spécifique réduite en vol près du sol à vitesse économique en cas de panne d'un moteur. 18

3.5.5 Calcul de la puissance requise du système de propulsion. 19

3.6 Sélection des moteurs. 19

4 Calcul de la masse de carburant. 20

4.1 Calcul de la vitesse de croisière de la deuxième approximation. 20

4.2 Calcul de la consommation spécifique de carburant. 22

4.3 Calcul de la masse de carburant. 23

5 Détermination de la masse des composants et ensembles d'hélicoptères. 24

5.1 Calcul de la masse des pales du rotor principal. 24

5.2 Calcul de la masse du moyeu du rotor principal. 24

5.3 Calcul de la masse du système de contrôle du booster. 25

5.4 Calcul de la masse du système de commande manuelle. 25

5.5 Calcul de la masse de la boîte de vitesses principale. 26

5.6 Calcul de la masse des unités d'entraînement du rotor de queue. 27

5.7 Calcul de la masse et des dimensions principales du rotor de queue. trente

5.8 Calcul de la masse du système de propulsion de l'hélicoptère. 32

5.9 Calcul de la masse du fuselage et des équipements de l'hélicoptère. 32

5.10 Calcul de la masse au décollage de l'hélicoptère de deuxième approximation. 35

6 Description de l'aménagement de l'hélicoptère. 36

Références.. 39

1 Élaboration des exigences tactiques et techniques

L'objet projeté est un hélicoptère léger monorotor d'une masse maximale au décollage de 3500 kg. Nous sélectionnons 3 prototypes de manière à ce que leur masse maximale au décollage soit comprise entre 2 800 et 4 375 kg. Les prototypes sont des hélicoptères légers : Mi-2, Eurocopter EC 145, Ansat.

Le tableau 1.1 présente leurs caractéristiques tactiques et techniques nécessaires au calcul.

Tableau 1.1 - Caractéristiques de performances des prototypes

Hélicoptère
Diamètre du rotor principal, m
Longueur du fuselage, m
Poids à vide, kg
Portée de vol, km
Plafond statique, m
Plafond dynamique, m
Vitesse maximale, km/h
Vitesse de croisière, km/h
Masse de carburant, kg
Power Point	2 GTD Klimov GTD-350	Turboméca 2 CV	Whitney РW-207K
Puissance du moteur, kW

Les figures 1.1, 1.2 et 1.3 montrent des schémas des prototypes.

Figure 1.1 - Schéma de l'hélicoptère Mi-2

Figure 1.2 - Schéma de l'hélicoptère Eurocopter EC 145

Figure 1.3 - Schéma de l'hélicoptère Ansat

A partir des caractéristiques tactiques et techniques et des schémas prototypes, nous déterminons les valeurs moyennes des grandeurs et obtenons les premières données pour la conception de l'hélicoptère.

Tableau 1.2 - Données initiales pour la conception des hélicoptères

Masse maximale au décollage, kg
Poids à vide, kg
Vitesse maximale, km/h
Portée de vol, km
Plafond statique, m
Plafond dynamique, m
Vitesse de croisière, km/h
Nombre de pales du rotor
Nombre de pales du rotor de queue
Longueur du fuselage, m
Charge sur la surface balayée par le rotor principal, N/m 2

2 Calcul des paramètres de l'hélicoptère

2.1 Calcul de la masse de la charge utile

Formule (2.1.1) pour déterminer la masse de la charge utile :

Où m mg - masse de la charge utile, kg ; m ek - masse de l'équipage, kg ; L- portée de vol, km ; m 01 - masse maximale au décollage de l'hélicoptère, kg.

Poids de la charge utile :

2.2 Calcul des paramètres du rotor d'hélicoptère

Rayon R., m, du rotor principal d'un hélicoptère monorotor est calculé à l'aide de la formule (2.2.1) :

, (2.2.1)

Où m 01 - masse au décollage de l'hélicoptère, kg ; g- accélération de chute libre égale à 9,81 m/s 2 ; p- charge spécifique sur la surface balayée par le rotor principal, p = 3,14.

On prend le rayon du rotor égal à R.= 7,2 m.

Déterminer la valeur de la vitesse périphérique wR. les extrémités des pales du schéma présenté à la figure 3 :

Figure 3 - Schéma de la dépendance de la vitesse de pointe de la pale sur la vitesse de vol pour des valeurs constantes M 90 et μ

À Vmax= 258km/h wR. = 220 m/s.

Détermination de la vitesse angulaire w, s -1 , et fréquence de rotation du rotor selon les formules (2.2.2) et (2.2.3) :

2.3 Densités relatives de l'air sur les plafonds statiques et dynamiques

Les densités relatives de l'air sur les plafonds statiques et dynamiques sont déterminées respectivement par les formules (2.3.1) et (2.3.2) :

2.4 Calcul de la vitesse économique au sol et sur plafond dynamique

La superficie relative est déterminée S e plaque nocive équivalente selon la formule (2.4.1) :

Où S E est déterminé selon la figure 4.

Figure 4 - Modification de la surface de la plaque nuisible équivalente de divers hélicoptères de transport

Nous acceptons S E = 1,5

La valeur de la vitesse économique près du sol est calculée V h, km/h :

Où je- coefficient d'induction :

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

La valeur de la vitesse économique sur le plafond dynamique est calculée V vacarme, km/h :

2.5 Calcul des valeurs relatives des vitesses maximales et économiques de vol horizontal sur un plafond dynamique

Le calcul des valeurs relatives des vitesses maximales et économiques de vol horizontal sur un plafond dynamique est effectué à l'aide des formules (2.5.1) et (2.5.2), respectivement :

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Calcul des rapports admissibles du coefficient de poussée au remplissage du rotor pour la vitesse maximale au sol et pour la vitesse économique au plafond dynamique

Puisque la formule (2.6.1) pour le rapport entre le coefficient de poussée admissible et le remplissage du rotor pour la vitesse au sol maximale a la forme :

Formule (2.6.2) pour le rapport du coefficient de poussée admissible au remplissage du rotor pour une vitesse économique sur un plafond dynamique :

2.7 Calcul des coefficients de poussée du rotor au sol et au plafond dynamique

Le calcul des coefficients de poussée du rotor au sol et au plafond dynamique est effectué à l'aide des formules (2.7.1) et (2.7.2), respectivement :

2.8 Calcul du remplissage du rotor

Remplissage du rotor principal s calculé pour les cas de vol à vitesses maximales et économiques :

En tant que valeur de remplissage calculée s rotor principal, la valeur de la condition (2.8.3) est prise :

nous acceptons.

Longueur de corde b et allongement relatif je les pales du rotor seront égales à :

2.9 Détermination de l'augmentation relative de la poussée du rotor principal pour compenser la traînée aérodynamique du fuselage et de l'empennage horizontal

Nous acceptons une augmentation relative de la poussée du rotor principal pour compenser la traînée aérodynamique du fuselage et de la queue horizontale.

3 Calcul de la puissance d'un système de propulsion d'hélicoptère

3.1 Calcul de la puissance en cas d'accrochage sur un plafond statique

La puissance spécifique nécessaire pour entraîner le rotor principal en mode vol stationnaire sur un plafond statistique est calculée à l'aide de la formule (3.1.1)

Où NH st - puissance requise, W ;

Caractéristique d'étranglement, qui dépend de la hauteur du plafond statique et est calculée à l'aide de la formule (3.1.2)

m 0 - masse au décollage, kg ;

g- accélération de chute libre, m/s 2 ;

p- charge spécifique sur la surface balayée par le rotor principal, N/m 2 ;

D st - densité relative de l'air à la hauteur du plafond statique ;

h 0 - efficacité relative rotor principal en mode vol stationnaire ( h 0 =0.75);

Augmentation relative de la poussée du rotor principal pour équilibrer la traînée aérodynamique du fuselage :

3.2 Calcul de la densité de puissance en vol en palier à vitesse maximale

La puissance spécifique requise pour entraîner le rotor principal en vol horizontal à la vitesse maximale est calculée à l'aide de la formule (3.2.1)

où est la vitesse périphérique des extrémités des pales ;

Plaque nocive équivalente relative ;

Coefficient d'induction déterminé par la formule (3.2.2)

3.3 Calcul de la densité de puissance en vol sur plafond dynamique à vitesse économique

La puissance spécifique pour entraîner un rotor principal sur un plafond dynamique est :

où est la densité relative de l'air sur le plafond dynamique ;

Vitesse économique d'un hélicoptère sur un plafond dynamique ;

3.4 Calcul de la puissance spécifique en vol près du sol à vitesse économique en cas de panne moteur au décollage

La puissance spécifique requise pour poursuivre le décollage à vitesse économique en cas de panne d'un moteur est calculée à l'aide de la formule (3.4.1)

où est la vitesse économique sur le terrain ?

3.5 Calcul des puissances réduites spécifiques pour différents flight cases

3.5.1 Calcul de la puissance réduite spécifique en cas d'accrochage sur un plafond statique

Le calcul de la puissance réduite spécifique lors de la suspension sur un plafond statique est effectué selon la formule (3.5.1.1)

où est la caractéristique spécifique du papillon :

X 0 - facteur d'utilisation de la puissance du système de propulsion en mode vol stationnaire. Puisque le poids de l'hélicoptère conçu est de 3,5 tonnes, ;

3.5.2 Calcul de la puissance spécifique réduite en vol en palier à vitesse maximale

Le calcul de la puissance spécifique réduite en vol horizontal à vitesse maximale est effectué selon la formule (3.5.2.1)

où est le facteur d'utilisation de la puissance à la vitesse de vol maximale,

Caractéristiques de l'accélérateur du moteur en fonction de la vitesse de vol :

3.5.3 Calcul de la puissance spécifique réduite en vol sur plafond dynamique à vitesse économique

Le calcul de la puissance spécifique réduite en vol sur un plafond dynamique à vitesse économique est effectué selon la formule (3.5.3.1)

où est le facteur d'utilisation de la puissance à une vitesse de vol économique,

et - degrés d'étranglement du moteur, en fonction de la hauteur du plafond dynamique H et la vitesse de vol V din conformément aux caractéristiques suivantes du papillon :

3.5.4 Calcul de la puissance spécifique réduite en vol près du sol à vitesse économique lorsqu'un moteur tombe en panne

Le calcul de la puissance spécifique réduite en vol près du sol à vitesse économique en cas de panne d'un moteur est effectué selon la formule (3.5.4.1)

où est le facteur d'utilisation de la puissance à une vitesse de vol économique ;

Le degré d'étranglement du moteur en mode d'urgence ;

Nombre de moteurs d'hélicoptères ;

Le degré d'accélération du moteur lors d'un vol près du sol à une vitesse économique :

3.5.5 Calcul de la puissance requise du système de propulsion

Pour calculer la puissance requise du système de propulsion, la valeur de la puissance réduite spécifique est sélectionnée à partir de la condition (3.5.5.1)

Puissance requise N Le système de propulsion de l'hélicoptère sera égal à :

où est la masse au décollage de l'hélicoptère ;

g= 9,81 m 2 /s - accélération de chute libre ;

3.6 Sélection des moteurs

Nous acceptons deux moteurs à turbine à gaz GTD-1000T d'une puissance totale de 2×735,51 kW. La condition est remplie.

4 Calcul de la masse de carburant

4.1 Calcul de la vitesse de croisière en deuxième approximation

Nous acceptons la valeur de la vitesse de croisière en première approche.

Puisque nous calculons le coefficient d'induction à l'aide de la formule (4.1.1) :

Nous déterminons la puissance spécifique requise pour entraîner le rotor principal en vol en mode croisière à l'aide de la formule (4.1.2) :

où est la valeur maximale de la puissance spécifique réduite du système propulsif,

Coefficient de changement de puissance en fonction de la vitesse de vol, calculé par la formule :

On calcule la vitesse de croisière de la deuxième approche :

On détermine l'écart relatif des vitesses de croisière des première et deuxième approximations :

Puisque nous affinons la vitesse de croisière de première approximation, elle est prise égale à la vitesse calculée de deuxième approximation. Ensuite, nous répétons le calcul en utilisant les formules (4.1.1) - (4.1.5) :

Nous acceptons.

4.2 Calcul de la consommation spécifique de carburant

La consommation spécifique de carburant est calculée à l'aide de la formule (4.2.1) :

où est le coefficient d'évolution de la consommation spécifique de carburant en fonction du mode de fonctionnement des moteurs,

Le coefficient de variation de la consommation spécifique de carburant en fonction de la vitesse de vol, qui est déterminé par la formule (4.2.2) :

Consommation spécifique de carburant au décollage, ;

Coefficient d'évolution de la consommation spécifique de carburant en fonction de la température,

Coefficient d'évolution de la consommation spécifique de carburant en fonction de l'altitude de vol, ;

4.3 Calcul de la masse de carburant

La masse de carburant dépensée pour le vol sera égale à :

, (4.3.1)

où est la puissance spécifique consommée à vitesse de croisière ;

Vitesse de croisière;

Consommation spécifique de carburant ;

L- la portée de vol ;

5 Détermination de la masse des composants et ensembles d'hélicoptères

5.1 Calcul de la masse des pales du rotor principal

La masse des pales du rotor principal est déterminée par la formule (5.1.1) :

Où R.- rayon du rotor principal ;

s- remplir le rotor principal ;

5.2 Calcul de la masse du moyeu du rotor

La masse du moyeu du rotor principal est calculée à l'aide de la formule (5.2.1) :

où est le coefficient de poids des bagues de conception moderne, ;

Le coefficient d'influence du nombre de pales sur la masse du moyeu, qui est calculé par la formule (5.2.2) :

Force centrifuge agissant sur les pales, calculée par la formule (5.2.3) :

5.3 Calcul de la masse du système de contrôle du booster

Le système de commande du surpresseur comprend un plateau cyclique, des surpresseurs hydrauliques et un système de commande hydraulique du rotor principal. La masse du système de contrôle du surpresseur est calculée à l'aide de la formule (5.3.1) :

Où b- corde de la lame ;

Le coefficient de poids du système de contrôle du surpresseur, qui peut être pris égal à 13,2 kg/m 3 ;

5.4 Calcul de la masse du système de commande manuelle

Le calcul de la masse du système de commande manuelle est effectué selon la formule (5.4.1) :

où le coefficient de masse du système de commande manuelle, pris pour les hélicoptères monorotor, est égal à 25 kg/m ;

5.5 Calcul de la masse de la boîte de vitesses principale

La masse de la boîte de vitesses principale dépend du couple sur l'arbre du rotor principal et est calculée à l'aide de la formule (5.5.1) :

où est le coefficient de poids dont la valeur moyenne est de 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Le couple maximal sur l'arbre du rotor principal est déterminé par la puissance réduite du système de propulsion N et vitesse de l'hélice w :

où est le facteur d'utilisation de la puissance du système de propulsion, dont la valeur est prise en fonction de la masse au décollage de l'hélicoptère. Depuis lors;

5.6 Calcul de la masse des unités d'entraînement du rotor de queue

La poussée du rotor de queue est calculée :

où est le couple sur l'arbre du rotor principal ;

La distance entre les axes des rotors principal et de queue.

Distance L entre les axes des rotors principal et de queue est égal à la somme de leurs rayons et de leur jeu d entre les extrémités de leurs lames :

où est l'écart, pris égal à 0,15...0,2 m ;

Rayon du rotor de queue. Depuis lors

La puissance consommée pour faire tourner le rotor de queue est calculée à l'aide de la formule (5.6.3) :

où est l'efficacité relative du rotor de queue, qui peut être prise égale à 0,6...0,65.

Le couple transmis par l'arbre de direction est égal à :

où est la vitesse de rotation de l'arbre de direction, qui se trouve selon la formule (5.6.5) :

Le couple transmis par l'arbre de transmission au régime est égal à :

Poids m dans l'arbre de transmission :

où est le coefficient de poids de l'arbre de transmission, qui est égal à 0,0318 kg/(Nm) 0,67 ;

La masse de la boîte de vitesses intermédiaire est déterminée par la formule (5.6.9) :

où est le coefficient de poids de la boîte de vitesses intermédiaire, égal à 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Masse du réducteur de queue faisant tourner le rotor de queue :

où est le coefficient de poids du réducteur de queue, dont la valeur est 0,105 kg/(Nm) 0,8 ;

5.7 Calcul de la masse et des dimensions principales du rotor de queue

La masse et les dimensions principales du rotor de queue sont calculées en fonction de sa poussée.

Le coefficient de poussée du rotor de queue est :

Le remplissage des pales du rotor arrière est calculé de la même manière que pour le rotor principal :

où est la valeur admissible du rapport entre le coefficient de poussée et le remplissage du rotor de queue,

La longueur de corde et l'allongement relatif des pales du rotor de queue sont calculés à l'aide des formules (5.7.3) et (5.7.4) :

où est le nombre de pales du rotor principal,

La masse des pales du rotor de queue est calculée à l'aide de la formule empirique (5.7.5) :

La valeur de la force centrifuge agissant sur les pales du rotor de queue et perçue par les charnières du moyeu est calculée à l'aide de la formule (5.7.6) :

La masse du moyeu du rotor de queue est calculée selon la même formule que pour le rotor principal :

où est la force centrifuge agissant sur la pale du rotor de queue ;

Le coefficient de poids de la traversée, qui est égal à 0,0527 kg/kN 1,35 ;

Coefficient de poids dépendant du nombre de pales et calculé selon la formule (5.7.8) :

5.8 Calcul de la masse du système de propulsion de l'hélicoptère

La masse spécifique d'un système de propulsion d'hélicoptère est calculée à l'aide de la formule empirique (5.8.1) :

, (5.8.1)

Où N- la puissance du système de propulsion ;

La masse du système propulsif sera égale à :

5.9 Calcul du poids du fuselage et des équipements de l'hélicoptère

La masse du fuselage de l'hélicoptère est calculée à l'aide de la formule (5.9.1) :

où est la surface lavée du fuselage :

Tableau 5.8.1

Masse au décollage de première approximation ;

Coefficient égal à 1,1 ;

Poids du système de carburant :

où est la masse de carburant dépensée pour le vol ;

Le coefficient de poids supposé pour le système de carburant est de 0,09 ;

Le poids du train d'atterrissage de l'hélicoptère est de :

où est le coefficient de poids en fonction de la conception du châssis. Étant donné que l'hélicoptère conçu est doté d'un train d'atterrissage rétractable, alors

La masse de l'équipement électrique de l'hélicoptère est calculée à l'aide de la formule (5.9.5) :

où est la distance entre les axes des rotors principal et de queue ;

Nombre de pales du rotor principal ;

R.- rayon du rotor principal ;

Allongement relatif des pales du rotor principal ;

et - les coefficients de pondération des fils électriques et autres équipements électriques,

Poids des autres équipements de l'hélicoptère :

où est un coefficient de pondération dont la valeur est 1.

5.10 Calcul de la masse au décollage de l'hélicoptère de deuxième approximation

La masse d'un hélicoptère vide est égale à la somme des masses des unités principales :

Masse au décollage de l'hélicoptère de deuxième approche :

On détermine l'écart relatif des masses des première et deuxième approximations :

L'écart relatif des masses des première et deuxième approximations satisfait à la condition. Cela signifie que le calcul des paramètres de l'hélicoptère a été effectué correctement.

6 Description de l'aménagement de l'hélicoptère

L'hélicoptère conçu est fabriqué selon une conception à rotor unique avec un rotor de queue, deux moteurs à turbine à gaz et un train d'atterrissage à patins.

Le fuselage est semi-monocoque. Les éléments de puissance porteurs du fuselage sont en alliages d'aluminium et disposent d'un revêtement anticorrosion. La partie avant du fuselage avec la verrière du cockpit et les capots de la nacelle moteur sont constitués d'un matériau composite à base de fibre de verre. La cabine du pilote a deux portes, les fenêtres sont équipées d'un système d'antigivrage et d'essuie-glaces. Les portes gauche et droite de la cabine cargo-passagers et une trappe supplémentaire à l'arrière du fuselage assurent la commodité du chargement des personnes malades et blessées sur des civières, ainsi que des marchandises de grande taille. Le châssis du patin est constitué de tubes métalliques courbés solides. Les ressorts sont recouverts de carénages. Le support de queue empêche le rotor de queue de toucher la piste d'atterrissage. Les pales du rotor principal et de queue sont constituées de matériaux composites à base de fibre de verre et peuvent être équipées d'un système d'antigivrage. Le moyeu du rotor principal à quatre pales est sans charnière, constitué de deux poutres en fibre de verre qui se croisent, à chacune desquelles sont fixées deux pales. Moyeu de rotor de queue à deux pales avec articulation horizontale commune. Des réservoirs de carburant d'une capacité totale de 850 litres sont situés dans le plancher du fuselage. Le système de contrôle de l'hélicoptère est piloté par fil, sans câblage mécanique, avec une redondance numérique quatre fois et une alimentation électrique indépendante deux fois redondante. Des équipements de vol et de navigation modernes assurent des vols dans des conditions météorologiques simples et défavorables, ainsi que des vols selon les règles VFR et IFR. Les paramètres des systèmes de l'hélicoptère sont surveillés à l'aide du système de surveillance des informations embarqué BISK-A. L'hélicoptère est équipé d'un système d'avertissement et de signalisation d'urgence.

L'hélicoptère peut être équipé d'un système d'amerrissage, ainsi que de systèmes d'extinction d'incendie et de pulvérisation de produits chimiques.

La centrale électrique est constituée de deux moteurs à turbine à gaz GTD-1000T d'une puissance totale de 2×735,51 kW. Les moteurs sont montés sur le fuselage dans des nacelles séparées. Les entrées d'air sont latérales, équipées de dispositifs de protection contre la poussière. Les panneaux latéraux des gondoles s'articulent sur des charnières pour former des plates-formes de service. Les arbres moteur s'étendent en biais par rapport à la boîte de vitesses centrale et au compartiment accessoires. Les tuyères d'échappement des moteurs sont déviées vers l'extérieur selon un angle de 24". Pour se protéger du sable, des filtres sont installés qui empêchent 90 % de la pénétration des particules d'un diamètre supérieur à 20 microns dans le moteur.

La transmission se compose de boîtes de vitesses moteur, de boîtes de vitesses intermédiaires, de boîtes de vitesses angulaires, d'une boîte de vitesses principale, d'un arbre et d'une boîte de vitesses du groupe auxiliaire de puissance, d'un arbre de volant et d'une boîte de vitesses angulaire. Le système de transmission utilise des alliages de titane.

Le système électrique se compose de deux circuits isolés, dont l'un est alimenté par un générateur de courant alternatif produisant une tension de 115-120 V, et le deuxième circuit est alimenté par un générateur CC d'une tension de 28 V. Les générateurs sont entraînés par la boîte de vitesses du rotor principal.

La commande est dupliquée, avec un câblage rigide et câblé et des surpresseurs hydrauliques entraînés par les systèmes hydrauliques principal et de secours. Le pilote automatique à quatre canaux AP-34B assure la stabilisation de l'hélicoptère en vol en roulis, cap, tangage et altitude. Le système hydraulique principal alimente toutes les unités hydrauliques, tandis que celui de secours alimente uniquement les surpresseurs hydrauliques.

Le système de chauffage et de ventilation fournit de l'air chaud ou froid aux cabines de l'équipage et des passagers ; le système d'antigivrage protège du givrage les pales du rotor principal et de queue, les vitres avant du cockpit et les entrées d'air du moteur.

L'équipement de communication comprend la commande en bande HF - "Yurok", le dispositif d'interphone SPU-34.

Bibliographie

1. Conception d'hélicoptères / V.S. Krivtsov, L.I. Losev, Ya.S. Karpov. - Cahier de texte. - Kharkov : Nat. aérospatial Université "Khark" aviation Institut", 2003. - 344 p.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. narod.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

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PHYSIQUE DU ROTOR

Une magnifique machine - un hélicoptère ! Ses qualités remarquables le rendent indispensable dans des milliers de cas. Seul un hélicoptère peut décoller et atterrir verticalement, rester immobile dans les airs, se déplacer latéralement et même queue en premier.

D’où viennent de si merveilleuses opportunités ? Quelle est la physique de son vol ?7 Essayons de répondre brièvement à ces questions.

Un rotor d'hélicoptère crée une portance. Les pales de l'hélice sont les mêmes hélices. Installés à un certain angle par rapport à l'horizon, ils se comportent comme une aile dans le flux d'air entrant : la pression apparaît sous le plan inférieur des pales, et le vide se produit au-dessus. Plus cette différence est grande, plus la portance est grande. Lorsque la force de levage dépasse le poids de l'hélicoptère, celui-ci décolle, mais si le contraire se produit, l'hélicoptère descend.

Si sur une aile d'avion la force de portance n'apparaît que lorsque l'avion est en mouvement, alors sur « l'aile » d'un hélicoptère elle apparaît même lorsque l'hélicoptère est à l'arrêt : « l'aile » est en mouvement. C'est l'essentiel.

Mais l'hélicoptère a pris de l'altitude. Maintenant, il doit voler vers l'avant. Comment faire? La vis ne crée qu’une poussée vers le haut ! Regardons le cockpit en ce moment. Il détourna le manche de commande. L'hélicoptère s'est légèrement incliné sur le nez et a volé vers l'avant. Pourquoi?

Le bouton de commande est relié à un appareil ingénieux : une machine de transfert. Ce mécanisme, extrêmement pratique pour contrôler un hélicoptère, a été inventé pendant ses années d'études par l'académicien B. N. Yuryev. Sa conception est assez complexe, mais son but est de permettre au pilote de modifier à volonté l'angle des pales par rapport à l'horizon.

Il n'est pas difficile de comprendre que lors d'un vol horizontal d'un hélicoptère, la pression de ses pales se déplace par rapport à l'air ambiant à différentes vitesses. La pale qui avance se déplace vers le flux d'air, et la pale qui recule se déplace le long du flux. Par conséquent, la vitesse de la lame, et avec elle la force de levage, sera plus élevée lorsque la lame avance. L'hélice aura tendance à faire tourner l'hélicoptère sur le côté.

Pour éviter que cela ne se produise, les non-struteurs ont relié les pales à l'axe de manière mobile, sur des charnières. Ensuite, la lame avant a commencé à s’envoler et à battre avec une plus grande force de levage. Mais ce mouvement n'était plus transmis à l'hélicoptère, il volait sereinement. Grâce au mouvement de battement de la lame, sa force de levage est restée constante tout au long de la révolution.

Cependant, cela n’a pas résolu le problème de la progression. Après tout, vous devez changer la direction de la poussée de l'hélice et forcer l'hélicoptère à se déplacer horizontalement. Cela a été rendu possible grâce au plateau cyclique. Il modifie continuellement l'angle de chaque pale d'hélice de sorte que la plus grande portance se produise approximativement dans le secteur arrière de sa rotation. La force de poussée résultante du rotor principal s'incline et l'hélicoptère, également incliné, commence à avancer.

Il a fallu beaucoup de temps pour créer un dispositif de contrôle d'hélicoptère aussi fiable et pratique. Un dispositif permettant de contrôler la direction du vol n'est pas apparu immédiatement.

Vous savez bien sûr qu’un hélicoptère n’a pas de gouvernail. Oui, un giravion n’en a pas besoin. Elle est remplacée par une petite hélice montée sur la queue. Si le pilote tentait de l'éteindre, l'hélicoptère tournerait tout seul. Oui, il a tourné de manière à commencer à tourner de plus en plus vite dans le sens opposé à la rotation du rotor principal. Ceci est une conséquence du couple réactif qui se produit lorsque le rotor principal tourne. Le rotor de queue empêche la queue de l'hélicoptère de tourner sous l'influence du couple de réaction et l'équilibre. Et si nécessaire, le pilote augmentera ou diminuera la poussée du rotor de queue. Ensuite, l'hélicoptère tournera dans la bonne direction.

Parfois, ils se passent complètement de rotor de queue, installant deux rotors principaux sur des hélicoptères, tournant l'un vers l'autre. Dans ce cas, les moments réactifs sont bien entendu détruits.

C'est ainsi que vole le « véhicule tout-terrain aérien » et le travailleur infatigable - l'hélicoptère.

Rayon R, m, du rotor principal d'un hélicoptère monorotor calculé par la formule :

où est la masse au décollage de l'hélicoptère, en kg ;

g - accélération de chute libre égale à 9,81 m/s2 ;

p - charge spécifique sur la zone balayée par le rotor principal,

La valeur de la charge spécifique p sur la surface balayée par l'hélice est choisie selon les recommandations présentées dans l'ouvrage /1/ : où p=280

m.

On prend le rayon du rotor principal égal à R=7,9

La vitesse angulaire w, s-1, de rotation du rotor principal est limitée par la valeur de la vitesse périphérique wR des extrémités des pales, qui dépend de la masse au décollage de l'hélicoptère et s'élève à wR=232 m /s.

s-1.

tr/min

Installation de vitres électriques avant
La voiture a des vitres manuelles sur les portes avant. Afin d'améliorer les qualités des consommateurs, nous installerons des vitres électriques. Sur la base des calculs suivants : Le coût d'un mécanisme de lève-vitre électrique est de 2 000 roubles. Le coût d'un mécanisme de lève-vitre manuel est de 1 000 roubles. C =2*1000=2000 frotter. C =2*2000=4000 roubles...

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§ 1. But et types d'hélices
Le but d'une hélice est de convertir le couple transmis par le moteur en force aérodynamique. La formation de la force aérodynamique s'explique par la troisième loi de la mécanique. Lorsque l'hélice tourne, elle capte et rejette une certaine masse d'air. Cette masse, résistant à l'éjection, pousse l'hélice avec l'avion dans le sens opposé au sens d'éjection.
La raison de la création de la force aérodynamique d’une hélice est la réaction de la masse d’air projetée par l’hélice.
Les hélices d’avion sont utilisées pour créer la poussée nécessaire pour propulser l’avion vers l’avant.
Le rotor principal d'un hélicoptère sert à créer la portance nécessaire pour maintenir l'hélicoptère en l'air et la poussée nécessaire pour propulser l'hélicoptère vers l'avant. Comme indiqué, l’un des avantages d’un hélicoptère est sa capacité à se déplacer dans n’importe quelle direction. La direction de mouvement de l'hélicoptère dépend de l'endroit où la force de poussée du rotor principal est inclinée - vers l'avant, vers l'arrière ou sur le côté (Fig. 1.32).
Le rotor principal assure la contrôlabilité et la stabilité de l'hélicoptère dans tous les modes. Ainsi, le rotor principal sert à la fois d'aile, de rotor de tracteur et de commandes principales.
Les rotors de queue d'hélicoptère servent à équilibrer le couple de réaction et le contrôle directionnel de l'hélicoptère.

§ 2. Paramètres de base caractérisant le rotor principal
Les principaux paramètres caractérisant le rotor principal d'un hélicoptère comprennent :
Nombre de lames. Les hélicoptères modernes utilisent des hélices à trois, quatre et cinq pales. L'augmentation du nombre de pales dégrade les performances du rotor en raison de l'influence mutuelle néfaste des pales. La réduction du nombre de pales (moins de trois) entraîne un caractère pulsatoire de la poussée créée par le rotor et une augmentation des vibrations de l'hélicoptère en vol. Le diamètre du rotor principal D est le diamètre du cercle décrit par les extrémités des pales lors de la rotation. Le rayon de ce cercle est désigné par la lettre R et est appelé rayon du rotor principal. La distance entre l'axe de rotation du rotor principal et la section considérée est désignée par la lettre g (Fig. 1.33).

Les calculs montrent qu'avec la même puissance fournie à l'hélice, sa poussée augmente avec l'augmentation du diamètre. Ainsi, par exemple, doubler le diamètre augmente la poussée de 1,59 fois, augmenter le diamètre cinq fois augmente la poussée de 2,92 fois.
Cependant, une augmentation du diamètre est associée à une augmentation du poids de l'hélice, à la grande difficulté d'assurer la solidité des pales, à la complication de la technologie de fabrication des pales, à une augmentation de la longueur de la queue boum, etc.
Par conséquent, lors du développement d'un hélicoptère, un certain diamètre optimal est sélectionné.

La zone balayée par le rotor principal F0M est la zone du cercle décrit par les extrémités des pales du rotor principal lors de la rotation.
Le concept de zone balayée est introduit parce que cette zone peut être considérée comme une certaine surface portante, semblable à une aile d'avion en raison de la viscosité et de l'inertie de l'air, qui forme un jet commun lorsqu'il traverse la zone balayée par le hélice. Les hélicoptères modernes ont F0M= 100-:-1000 m2.
La charge sur la surface balayée p est le rapport du poids de l'hélicoptère G à la surface balayée par l'hélice lors de sa rotation :
FomP=G/Fom(kg/m2).
Une augmentation de p entraîne une diminution de l'altitude maximale de vol et une augmentation du taux de descente en mode auto-rotation du rotor principal.
Pour les hélicoptères modernes P=12-:-45kg/m2, ou 118-:-440n/m2

Le facteur de remplissage Q est une valeur indiquant quelle partie de la zone balayée correspond à la surface de toutes les pales de l'hélice.

Forme de la lame en plan(Fig. 1.34). La pale du rotor principal peut avoir une forme plane rectangulaire, trapézoïdale ou mixte. Le rétrécissement de la lame trapézoïdale ne dépasse pas 2-3.
La conicité de la lame est le rapport entre la corde au niveau de la crosse et la corde à la pointe.
Le profil de la lame correspond à la forme de sa section transversale. Des profils similaires à ceux des ailes d’avion sont utilisés pour les pales du rotor. Il s'agit généralement de profils asymétriques d'épaisseur relative c =
7-=-14%’. La forme du profil sur sa longueur peut être variable (torsion aérodynamique de la pale). Lors du choix, les formes du profil s'efforcent de garantir la plus grande qualité aérodynamique

Angle d'attaque de la section de lame a est l'angle entre la corde du profil et la direction du flux d'air venant en sens inverse dans une section donnée. L'ampleur de l'angle d'attaque détermine les valeurs des coefficients de force aérodynamique.

Angle d'installation Ф appelé angle entre la corde du profil et le plan de rotation du rotor principal. L'angle d'installation des hélices d'hélicoptère est mesuré à une distance de 0,7 du rayon du rotor. Cette convention a été introduite en raison de la présence d'une torsion géométrique des pales, grâce à laquelle toutes les sections des pales ont une installation différente (diminuante vers la fin). angles. La nécessité d’une torsion géométrique s’explique comme suit. Premièrement, en raison de l’augmentation de la vitesse périphérique vers l’extrémité de la pale, il existe une répartition inégale des vitesses induites et, par conséquent, des forces aérodynamiques sur la longueur de la pale. Pour assurer une répartition plus uniforme de la charge, l'angle d'installation vers l'extrémité de la lame est réduit. Deuxièmement, en vol avant, en raison d'une augmentation de l'angle d'attaque à une certaine position des pales, un décrochage du flux se produit aux extrémités des pales ; la présence d'une torsion géométrique pousse le décrochage terminal vers des vitesses de vol plus élevées. Cette question sera abordée plus en détail ci-dessous.
Le pas de la pale du rotor principal change lorsqu'elle tourne dans la charnière axiale, c'est-à-dire autour de l'axe longitudinal.
Structurellement, le rotor principal est conçu de telle manière que toutes ses pales dans la charnière axiale peuvent tourner simultanément selon le même angle ou selon des angles différents.
Angle d'attaque du rotor. Il a été dit plus haut que la surface balayée par le rotor principal peut être considérée comme une surface d'appui, par unité de surface sur laquelle tombe une certaine charge.
Introduisons le concept - angle d'attaque du rotor principal A, par lequel nous entendons l'angle entre le plan de rotation du rotor principal et la direction du flux d'air venant en sens inverse (direction du vol). Si le flux s'approche du plan de rotation du rotor principal par le bas (Fig. 1.36), l'angle d'attaque est considéré comme positif, s'il vient du haut - négatif.
Étant donné que l'hélicoptère se déplace dans les airs dans n'importe quelle direction, l'angle d'attaque du rotor principal peut varier de ±180°. Avec descente verticale A = +90°, avec montée verticale A = -90°.

Angle de position azimutale de la lame. Lorsqu'un hélicoptère vole, le mouvement de rotation des pales du rotor principal se combine avec le mouvement vers l'avant de l'ensemble de l'hélicoptère. Pour cette raison, les conditions de fonctionnement des pales dépendent largement de leur position par rapport à la direction de vol. Pour évaluer les caractéristiques de fonctionnement des pales en fonction de leur position, la notion de position azimutale de la pale est introduite.
L'angle de position azimutale de la pale est l'angle entre la direction du vol et l'axe longitudinal de la pale (Fig. 1.37).

Il est généralement admis que φ = 0 si l'axe longitudinal de la pale coïncide avec la direction du flux d'air venant en sens inverse. Il convient de noter (puisque l'hélicoptère peut avancer, reculer ou latéralement) que dans tous les cas l'angle de position azimutale doit être mesuré à partir de la direction de la pale, qui coïncide avec la direction du flux d'air venant en sens inverse. Le comptage s'effectue généralement dans le sens de rotation du rotor principal. Il est évident que l'angle de la position azimutale de la pale change de 0 à 360° (de 0 à 21) par tour.
Le nombre de tours du rotor principal. Étant donné que les rotors d'hélicoptère sont des rotors de grand diamètre, leur vitesse est faible - 100 à 600 tr/min.
Comme le montrent les calculs, pour avoir une hélice ayant la plus grande poussée possible (pour une puissance donnée), il faut augmenter son diamètre et réduire la vitesse. Ainsi, par exemple, pour augmenter la poussée de trois fois, la vitesse doit être réduite de quinze fois (dans ce cas, le diamètre de l'hélice augmentera d'environ cinq fois).
Pour une hélice particulière, la poussée augmente avec l'augmentation de la vitesse, mais cela nécessite une augmentation de la puissance d'entrée.
Le nombre de rotations du rotor principal est limité par la crise des vagues, qui se produit principalement aux extrémités des pales se dirigeant vers le flux venant en sens inverse (près de l'azimut r = 90°).
Pour éviter des pertes importantes dues à la résistance à la traînée des vagues, le nombre de tours des rotors principaux des hélicoptères modernes est choisi de manière à ce que les extrémités des pales aient des vitesses d'écoulement subsoniques. Dans les hélicoptères modernes, les vitesses périphériques des extrémités des pales atteignent 200 à 250 m/sec.
§ 3. Force de poussée d'un rotor idéal lors d'un écoulement axial
Une vis idéale est une vis dont le fonctionnement ne prend pas en compte les pertes par frottement et la torsion du jet derrière la vis. Le mode flux axial est un mode dans lequel le flux d'air est dirigé le long de l'axe de rotation de l'hélice. Dans ce cas, l'angle d'attaque du rotor principal est de 90°. En mode flux axial, le rotor principal fonctionne pendant le vol stationnaire, la montée verticale et la descente verticale de l'hélicoptère.
Le rotor principal aspire l'air à une vitesse de U1 et le rejette à une vitesse de U2. Les vitesses U1 et U2 sont appelées vitesses inductives (Fig. 1.38).

Si la vitesse d'écoulement autour de l'hélice est égale à V, alors devant l'hélice elle devient égale à V + U1, et derrière l'hélice V+U2.
La masse d'air, ayant dépassé la zone balayée, reçoit une accélération j sous l'action de la force F créée par l'hélice. Selon la troisième loi de la mécanique, l’air agit sur le rotor avec la même ampleur mais avec une force T de direction opposée. La force T est la poussée de l'hélice. Basé sur la deuxième loi de la mécanique, T = mj. La masse d'air traversant la zone balayée peut être déterminée en multipliant le volume par la densité de masse. N. E. Zhukovsky a théoriquement prouvé et confirmé expérimentalement que la vitesse inductive de rejet est deux fois la vitesse inductive d'aspiration. Autrement dit, la vitesse induite au niveau du disque de l'hélice est égale à la moitié de l'incrément de vitesse total obtenu par l'air traversant l'hélice.

La vitesse d'aspiration inductive est déterminée expérimentalement et est égale à 8-15 m/sec.
De la formule de poussée résultante, il s'ensuit que la force de poussée du rotor principal dépend de la densité massique de l'air, de la surface balayée et de la vitesse d'aspiration inductive.
Avec une augmentation de l'altitude de vol ou une augmentation de la température ambiante, la masse volumique P, et donc la force de poussée, diminue. Avec l'augmentation de la vitesse et du pas de l'hélice, la vitesse inductive U1 (poussée de l'hélice) augmente.
La surface balayée par le rotor principal Fоv est un paramètre de conception et est constante pour un rotor particulier.
La poussée du rotor peut également être obtenue d'une autre manière - comme la somme des forces aérodynamiques créées par les pales individuelles, puisque l'écoulement autour des pales est similaire à l'écoulement autour de l'aile. La différence, cependant, est que la lame n'effectue pas un mouvement de translation, mais de rotation, et donc toutes ses sections (éléments) se déplacent à des vitesses différentes. Par conséquent, la force aérodynamique créée par la pale doit être calculée comme la somme des forces aérodynamiques agissant
sur l'élément de lame (Fig. 1.39).

La force de levage de l'élément de pale ΔY et la traînée de l'élément ΔX, respectivement, diffèrent en amplitude de la force de poussée de l'élément ΔT et de la force de résistance en rotation de l'élément ΔQ.
Ceci s'explique par le fait que la force de portance est dirigée perpendiculairement à l'écoulement incident sur le tronçon, la force de traînée est dirigée le long de l'écoulement, la force de traction est perpendiculaire au plan de rotation de l'élément, et la force de résistance à la rotation est située dans le plan de rotation.
§ 4. Force de poussée du rotor lors d'un écoulement oblique
Par régime d'écoulement oblique, on entend un régime dans lequel le flux d'air est dirigé selon un certain angle d'attaque arbitraire par rapport au plan de rotation du rotor principal (non égal à 90°). Ce mode s'effectue lors du vol horizontal de l'hélicoptère, ainsi que lors de la montée et de la descente le long d'une trajectoire inclinée.

Pour simplifier la problématique étudiée, nous considérerons d'abord le cas d'un écoulement latéral autour du rotor principal, c'est-à-dire un cas dans lequel l'écoulement est dirigé parallèlement au plan de rotation du rotor principal et l'angle d'attaque du rotor est zéro. Dans ce cas, la vitesse d'écoulement venant en sens inverse V est ajoutée à la vitesse d'aspiration u et donne la vitesse résultante V1 (Fig. 1.41). Il est évident que V>u1.

D'après la formule, il ressort clairement qu'à la même vitesse d'éjection U2, la poussée de l'hélice lors d'un écoulement latéral est supérieure à celle lors d'un écoulement axial. Physiquement, cela s'explique par une augmentation de la deuxième masse d'air circulant dans la zone balayée par l'hélice.
En considérant le cas plus général de l'écoulement oblique, lorsque l'air s'approche du plan balayé par l'hélice sous un angle d'attaque arbitraire du rotor principal A, nous obtenons une image similaire. Il suffit de garder à l'esprit que dans chaque cas spécifique, la vitesse résultante de l'air circulant vers le plan du rotor doit être égale à la somme géométrique de la vitesse d'écoulement venant en sens inverse et de la vitesse d'aspiration.
§ 5. Modification de la force de poussée du rotor principal
à flux oblique, en fonction de la position azimutale des pales
Avec un écoulement oblique autour du rotor, la vitesse de l'écoulement autour des pales est la somme de la vitesse de mouvement de rotation et de la vitesse de translation du flux d'air venant en sens inverse. Pour simplifier le raisonnement, considérons l'écoulement autour de la section d'extrémité de la pale. Notez que la composante de la vitesse d'écoulement venant en sens inverse dirigée le long de la pale ne participe pas à la création de portance. La vitesse périphérique de la section d'extrémité est wR. Soit la vitesse du flux venant en sens inverse soit égale à V. Décomposons cette vitesse en une direction le long de la pale et perpendiculaire à celle-ci (Fig. 1.42).

A l'azimut 90° il devient égal à + V et à l'azimut 270° égal à -V. Ainsi, lors d'un tour de pale, la vitesse d'écoulement autour de celle-ci atteint un maximum à un azimut de 90° et un minimum à un azimut de 270°.
D'après la formule, nous voyons que la force de poussée de la pale est une quantité variable et dépend de l'azimut. Elle acquiert sa valeur maximale à un azimut de 90°, lorsque la valeur de la vitesse périphérique est ajoutée à la vitesse de vol, la valeur minimale est à un azimut de 270°, lorsque la vitesse de vol est soustraite à la vitesse périphérique.
L'ampleur de la force de poussée d'une hélice bipale dépend de l'azimut et est une valeur variable. La composante variable de la force de poussée d'un rotor bipale provoque une augmentation des vibrations de l'hélicoptère, ce qui limite l'utilisation de rotors bipales. Pour calculer la force de poussée d'une hélice tripale, il faut additionner la poussée de trois pales situées à 120° l'une de l'autre en azimut. Des calculs mathématiques élémentaires montrent que pour les hélices à trois pales ou plus, la composante variable disparaît et la poussée totale devient une valeur constante, indépendante de l'azimut.
Il est très important de noter que la force de poussée totale d'un rotor à pales rigidement fixées au moyeu lors du soufflage oblique ne coïncide pas avec l'axe de rotation, mais est décalée vers les pales se déplaçant vers le flux d'air. Ceci s'explique par le fait que la force de levage des pales se déplaçant vers l'écoulement est supérieure à celle des pales se déplaçant dans le sens de l'écoulement, et du fait de l'addition géométrique, la résultante des forces de levage est décalée vers le pales se déplaçant vers le flux. La force de poussée déplacée du rotor principal crée un moment de chavirage (roulis) par rapport au centre de gravité de l'hélicoptère (Fig. 1.43). Un rotor principal doté de pales rigidement fixées ferait inévitablement chavirer l'hélicoptère s'il tentait de créer une vitesse d'avancement significative.
En plus du moment d'inclinaison, qui tend à renverser l'hélicoptère par rapport à l'axe longitudinal, avec le soufflage oblique du rotor principal, un moment longitudinal apparaît également, faisant tourner le plan de rotation du rotor principal par rapport à l'axe transversal pour augmenter la angle d'attaque. L'apparition de ce moment s'explique par le fait que les conditions d'écoulement autour des pales près de l'azimut de 180° sont meilleures qu'à l'azimut de 360°. En conséquence, le point d'application de la force de poussée de l'hélice est décalé vers l'avant par rapport à l'axe de rotation, ce qui conduit à la formation d'un moment de coopération. L'ampleur du moment longitudinal de la pale élastique augmente en outre en raison de la flexion vers le haut des pales sous l'action des forces de levage du fait que le flux venant en sens inverse agit sur la pale située dans la région azimutale de 180° par le bas, tandis que En figue. 1.43.

L'apparition d'un moment de chavirage dans une hélice à pales rigidement fixées
la lame située dans la zone d'azimut 0° est en haut (Fig. 1.44). L'élimination de l'influence néfaste des moments de renversement et longitudinaux est réalisée par une suspension articulée

lames.
§ 6. Résistance rotorique en écoulement oblique
Le plan balayé par le rotor est considéré comme une surface portante. Cette surface crée de la portance et de la traînée en raison du flux d'air venant en sens inverse. La résistance du rotor principal, par analogie avec celle de l'aile, est profilée et inductive.
En écoulement axial, la résistance de profil des pales dans tous les azimuts est la même et leur résultante est nulle.

La signification physique de l'apparition d'une résistance de profil en oblique
le flux peut être représenté comme suit.
Au cours d'un tour, la résistance de la lame change périodiquement,
atteignant son maximum à l'azimut 90° et son minimum à l'azimut 270°. La différence de résistance entre les pales « avançant » et « reculant » donne une force dirigée dans le sens opposé au mouvement de l'hélicoptère. Cette force est la résistance de profil du rotor principal X pr (Fig. 1.45). La réactance inductive du rotor principal peut s'expliquer de la même manière
pour les mêmes raisons que lors d'un écoulement autour d'une aile, c'est-à-dire la formation de tourbillons, qui consomment l'énergie de l'écoulement. La résistance frontale du rotor principal est constituée de profil et inductif X nv = X pr + X in
L'ampleur de la traînée du rotor principal dépend de la forme du profil des pales, de l'angle de leur installation, du nombre de tours, de la vitesse de vol et de l'angle d'attaque du rotor principal.
La traînée du rotor principal doit être prise en compte lors du vol en mode rotation.

§ 7. Zone de reflux
Lorsque la pale se déplace dans les azimuts Ф = 180-:-360°, les sections de la pale situées près de la crosse s'écoulent non pas à partir du bord d'attaque, mais à partir du bord d'écoulement. En effet, en azimut

À 270°, un tel flux entourera toutes les sections de la pale situées depuis l'axe de rotation jusqu'au point de la pale où v = wr, c'est-à-dire jusqu'au point où la vitesse périphérique est égale à la vitesse de vol (Fig. 1.46). . En raison du sens opposé de ces vitesses, la vitesse totale
le débit autour de ce point est nul (Wr = 0).
Étant donné différentes valeurs de φ, il est facile d'obtenir à partir de cette dernière
expressions pour la zone de flux inverse. Il est facile de vérifier que cette zone représente un cercle de diamètre d = V/w, situé sur un disque balayé par le rotor principal (Fig. 1.46).
La présence d’une zone de flux inversé est un phénomène négatif. La partie de la pale traversant cette zone crée une force vers le bas, ce qui réduit la poussée du rotor et entraîne une augmentation de

vibrations des pales et de l'ensemble de l'hélicoptère. À mesure que la vitesse de vol augmente, la zone de flux inverse augmente.
La taille de la zone de flux inverse peut être estimée par le coefficient de caractéristiques du mode de fonctionnement du rotor principal m.
Le coefficient de caractéristiques du mode de fonctionnement du rotor principal s'entend comme le rapport de la vitesse de translation à la vitesse circonférentielle
vitesse de la section d'extrémité de la lame.
Le coefficient montre quelle partie de la lame se trouve dans
azimut 270°, situé dans la zone de flux inversé. Par exemple,
si m = 0,25, alors d = 0,25 R. Cela signifie que la quatrième partie de la pale fonctionne dans des conditions inverses
s'écoulent autour et le diamètre de la zone d'écoulement inverse est de 25 % du rayon du rotor.
§ 8 Pertes d'énergie du rotor principal. Efficacité relative de l'hélice
Lors de l'élaboration de la formule de la poussée d'une hélice idéale (§ 3 de ce chapitre), nous avons négligé tous les types de pertes. Lorsqu'une hélice réelle fonctionne dans des conditions de fonctionnement, environ 30 % de la puissance nécessaire pour la faire tourner est consacrée à vaincre la résistance du profil des pales. L'ampleur des pertes de profil dépend de la forme du profil et de l'état de la surface.
En analysant le fonctionnement d'une vis idéale, nous avons supposé que la vitesse inductive en tous points de la zone balayée est la même. Mais ce n'est pas vrai. Près de la pale, la vitesse induite est plus grande que dans les espaces entre les pales. De plus, la vitesse induite change le long de la pale, augmentant avec l'augmentation du rayon de section, en raison d'une augmentation de la vitesse circonférentielle de la section (Fig. 1.47). Ainsi, le champ de vitesses induites créé par le rotor n'est pas uniforme.

Les flux d'air adjacents se déplacent à des vitesses différentes, ce qui entraîne, en raison de l'influence de la viscosité de l'air, des pertes dues à des irrégularités d'écoulement ou des pertes inductives, s'élevant à environ 6 % de la puissance requise. Une façon de réduire ces pertes consiste à tordre géométriquement les pales.
Le rotor principal non seulement projette une masse d'air, créant ainsi une poussée, mais fait également tourner le jet. Les pertes dues au tourbillonnement du jet représentent environ 0,2 % de la puissance fournie à l'hélice.
En raison de la différence de pression au-dessous et au-dessus du plan de rotation du rotor, l'air circule de bas en haut le long de la circonférence du disque du rotor. Pour cette raison, un certain anneau étroit situé autour de la circonférence de l'avion balayé par le rotor principal ne participe pas à la création de poussée (Fig. 1.48). Les parties bout à bout des pales, où se trouvent les points de fixation, ne participent pas non plus à la création de la force de traction. Au total, les pertes en bout et en bout représentent environ 3 % de la puissance requise.
En raison de la présence des pertes répertoriées, la puissance nécessaire pour faire tourner une hélice réelle, créant une poussée égale à la poussée d'une hélice idéale, est plus grande.
Il est possible de juger du succès de telle ou telle hélice réelle du point de vue de la garantie d'un minimum de pertes.

en fonction du rendement relatif du rotor principal g| 0, qui est le rapport entre la puissance nécessaire pour rejeter l'air et produire une poussée donnée et la puissance réellement dépensée pour faire tourner une hélice réelle créant la même poussée.

§ 9. Suspension articulée des pales du rotor
Au § 2 de ce chapitre, il a été souligné que les rotors sont dotés de charnières axiales, qui servent à modifier le pas de l'hélice en vol. Le changement de pas est obtenu en faisant tourner les pales autour des charnières axiales à l'intérieur ? = 0-15° En plus des charnières axiales, les vis ont des charnières horizontales et verticales.
La charnière horizontale (HS) permet à la lame de fléchir dans le plan vertical. Grâce à
Cette charnière permet à la lame de pivoter vers le haut lorsqu'elle se déplace à contre-courant, et vers le bas lorsqu'elle se déplace dans le sens du flux. Ainsi, la charnière horizontale permet aux lames d'effectuer des mouvements de battement.
L'angle entre l'axe de la pale et le plan du moyeu de l'hélice est appelé angle de battement ?. Escroquer-
structurellement, la flèche de la lame par rapport à la charnière horizontale est limitée par des butées (jusqu'à
25-30°, baisse 4-8°). Malgré la présence de mouvements de battement en vol, la pale ne touche pas les butées, car la plage des angles de battement est inférieure à l'angle entre les butées. La pale ne touche les butées que lorsqu'il y a une forte baisse de vitesse, et par conséquent, lorsqu'il y a une diminution inacceptable de la force centrifuge de la pale.
Lorsque l'hélicoptère est stationné, lorsque le rotor principal ne tourne pas ou tourne à faible vitesse, les extrémités des pales se plient sous l'effet de leur poids, et si la pale repose contre la butée inférieure, un coup sur la poutre de queue ou le fuselage est possible. Par conséquent, en plus de la butée inférieure, il existe également un limiteur de porte-à-faux spécial qui, à basse vitesse, empêche la pale de descendre excessivement et de heurter l'hélicoptère.
À mesure que la vitesse augmente, lorsque les forces aérodynamiques plient les extrémités des pales vers le haut, le limiteur de porte-à-faux est désactivé, après quoi la pale peut effectuer des mouvements de battement jusqu'à la butée inférieure.
La charnière verticale (VH) assure la déflexion de la lame par rapport à la douille dans le plan
rotation de la vis. Il sera montré ci-dessous que lorsque le rotor principal tourne, la pale peut se déplacer de la position neutre (radiale) vers l'arrière ou vers l'avant selon un certain angle. Cet angle est appelé angle de retard (avance) et est désigné par la lettre ?. L'ampleur de cet angle est limitée par des arrêts. La lame peut tourner en arrière ? = 10-:-18° et en avant par ? = 6-:-8°*.
La présence de charnières horizontales et verticales apporte un changement significatif dans le fonctionnement du support
vis

* Dans les descriptions techniques, la valeur de l'angle de retard (avance) est donnée non pas par rapport à la position radiale de la pale, mais par rapport à la perpendiculaire à l'articulation horizontale.
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Tout d'abord, il faut noter la formation de ce qu'on appelle le cône (tulipe) du fait que sous l'action des forces de levage, les pales s'écartent par rapport aux charnières horizontales et s'élèvent au-dessus du plan de rotation du moyeu. Deuxièmement, en raison des mouvements de battement, les forces de portance des pales dans différents azimuts sont égalisées, ce qui permet d'éliminer le retournement et le tangage de l'hélicoptère lors du vol vers l'avant. Enfin, les sections bout à bout des pales sont déchargées des moments de flexion importants qui se produisent lorsque les pales sont solidement encastrées.
§ 10. Charnière horizontale (HS)
Considérons l'équilibre de la lame par rapport à la charnière horizontale, c'est-à-dire les forces agissant sur la lame
bouche dans un plan perpendiculaire au plan de rotation (Fig. 1.49).

Dans ce plan, les forces suivantes agissent sur la lame : (Gl - poids ; Yl - force de levage ; Fc. b -
force centrifuge.
La force de levage est de 10 à 15 fois supérieure au poids de la lame. La plus grande est la force centrifuge, qui dépasse de 100 à 150 fois le poids de la lame. En position d'équilibre, la somme des moments de toutes les forces agissant sur la pale par rapport à l'arbre principal doit être égale à zéro. Autrement dit, la résultante de ces forces doit passer par l’axe de l’arbre principal.
Lors de la rotation, la pale décrit une surface proche d'un cône, et donc l'angle de battement est appelé angle de conicité.

Avec un flux axial, un pas et des tours constants, la valeur de l'angle
La conicité est bien définie. Si, par exemple, vous augmentez

pas de la pale, puis sous l'influence du moment accru dû à la force de levage, la pale commencera à dévier dans le sens d'une augmentation de l'angle de battement.
À mesure que l'angle de balancement augmente, le moment augmente simultanément
force centrifuge qui empêche la lame de fléchir, et lorsque l'équilibre est rétabli, la lame tournera avec un grand angle de battement.
En flux oblique dans des azimuts de 0 à 180°, la pale se déplace vers le flux, et dans des azimuts de 180 à 360° - dans la direction du flux. La pale se déplaçant vers le flux reçoit une augmentation de la force de levage et bat vers le haut, puisque le moment de la force de levage s'avère supérieur au moment de la force centrifuge (le moment de la force de poids est négligé en raison de ses petites valeurs).
Lors d'une pale se déplaçant dans le sens de l'écoulement, la force de portance diminue, et sous l'influence du moment
force centrifuge, il bat vers le bas. Ainsi, en un tour, la lame pivote vers le haut et
basculer vers le bas.
La vitesse d'écoulement est la plus élevée à l'azimut 90°, et donc l'augmentation de la portance est ici la plus importante.
La force de portance la plus faible se situera à l'azimut 270°, où la vitesse d'écoulement est minimale et l'influence de la zone d'écoulement inverse est la plus prononcée. Cependant, en raison de la présence de l'arbre principal et des mouvements de battement des pales, l'augmentation et la diminution des forces de portance dans les azimuts indiqués sont relativement faibles. Ceci s'explique par les changements dans les angles d'attaque des pales battantes. En effet, lorsque la pale bat vers le haut, l'angle d'attaque diminue, et lorsque la pale bat vers le bas, il augmente (Fig. 1.50). Pour cette raison, l'ampleur des forces de portance en azimut est égalisée, ce qui élimine pratiquement les moments d'inclinaison et longitudinaux agissant sur l'hélicoptère.

En conséquence, il faut dire que le but des charnières horizontales est d'égaliser les forces de portance des pales dans tous les azimuts et de décharger les sections de bout des moments de flexion. Les charnières horizontales sont structurellement espacées de l'axe de rotation de l'hélice d'une certaine distance Lgsh (Fig. 1.51). En écoulement axial, l'axe du cône de rotation et l'axe du manchon coïncident. Par conséquent, les forces centrifuges des pales Fcb, appliquées conditionnellement à l'arbre principal, sont mutuellement équilibrées. En écoulement oblique, l'axe du cône et l'axe du manchon ne coïncident pas et les forces centrifuges se situent dans des plans (parallèles) différents. Ces forces au niveau d'un certain bras c créent un moment M g. w = FcbS, ce qui améliore la contrôlabilité de l'hélicoptère. De plus, lorsque l'hélicoptère est accidentellement dévié par rapport à l'axe longitudinal ou transversal, ce moment a un effet amortisseur, c'est-à-dire qu'il est dirigé dans la direction opposée à la déflexion, ce qui améliore la stabilité de l'hélicoptère.

§ 11. Effondrement du cône de rotation lors d'un soufflage oblique
Dans le paragraphe précédent, il a été indiqué qu'en raison de la présence de charnières horizontales, les pales oscillent vers le haut dans les azimuts 0-180° et vers le bas dans les azimuts 180-360°. En réalité, l'image des mouvements de battement des pales semble un peu plus compliquée. Du fait que les pales ont une masse, une augmentation de l'angle

le battement par inertie ne continue pas jusqu'à l'azimut 180°, mais un peu plus loin, diminue - pas jusqu'à 360°, et aussi un peu plus loin. De plus, près de l'azimut 180°, l'air s'écoule vers la pale par le bas, et près de l'azimut 360° d'en haut, ce qui contribue également à une augmentation continue de l'angle de battement près de l'azimut de 180° et à une diminution de l'angle de battement près de l'azimut de 360°.
La figure 1.52a montre la courbe expérimentale de dépendance de l'angle de battement sur l'azimut, obtenue sur l'installation B-1. Pour le modèle testé d'un rotor principal à pales rigides à une vitesse de soufflage oblique de 20 m/sec, l'angle de battement maximum était en azimut de 196° et le minimum était en azimut de 22°. Cela signifie que l'axe du cône de rotation est incliné vers l'arrière et vers la gauche. Le phénomène de déviation de l'axe du cône de rotation du rotor lors d'un écoulement oblique est appelé obstruction du cône de rotation (Fig. 1.53).

Théoriquement, le cône du rotor principal s'incline vers l'arrière et vers la gauche lors du soufflage oblique. Ce blocage est confirmé par l'expérience ci-dessus. Cependant, la direction de l'effondrement latéral est fortement influencée par la déformation des pales et la séparation des charnières horizontales. La pale du rotor principal elle-même n'a pas une rigidité suffisante et est influencée par les forces agissant sur elle.
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gravement déformé - courbures et torsions. La torsion se produit dans le sens d'angles d'attaque décroissants, et donc l'oscillation vers le haut s'arrête plus tôt (Ф = 160°). En conséquence, la tendance à la baisse s’arrête également plus tôt (φ = 340°).
La figure 1.52, b montre la courbe expérimentale de la dépendance de l'angle d'oscillation a sur l'azimut, obtenue sur l'installation V-2. Lors du test d'un modèle d'hélice à pales flexibles, l'angle de battement maximum a été obtenu à l'azimut φ = 170° et le minimum à l'azimut φ = 334°. Ainsi, dans les hélicoptères réels, le cône de rotation s'incline vers l'arrière et vers la droite. La valeur de l'angle de décrochage dépend de la vitesse de vol, du pas de l'hélice et du régime. Avec une augmentation du pas et de la vitesse de l'hélice et avec une diminution de la vitesse, l'arbre du cône de rotation augmente.
Les hélicoptères modernes sont contrôlés en inclinant le cône de rotation dans le sens de déplacement de l'hélicoptère. Par exemple, pour avancer, le pilote dévie l'axe du cône du rotor vers l'avant (à l'aide du plateau cyclique). L'inclinaison du cône s'accompagne d'une inclinaison de la poussée du rotor principal dans la direction correspondante, qui fournit l'élément nécessaire au déplacement de l'hélicoptère (Fig. 1.32). Cependant, dès que la vitesse de vol commence à augmenter, en raison du flux oblique, le cône retombe sur le côté. L'effet de l'effondrement du cône est contrecarré par un mouvement supplémentaire du manche de commande de l'hélicoptère.
§ 12. Charnière verticale (VH)
Afin de s'assurer qu'il est nécessaire d'installer, en plus de l'horizontale, également une rotule verticale.
nir, considérons les forces agissant sur la pale dans le plan de rotation.
Lorsque l'hélice tourne, des forces de résistance à la rotation Q l agissent sur ses pales dans le plan de rotation. En mode stationnaire, ces forces seront les mêmes dans tous les azimuts. Lorsqu'il y a un écoulement oblique autour de l'hélice, la résistance de la pale se déplaçant vers le flux est supérieure à celle de la pale se déplaçant dans le sens du flux. La présence d'articulations horizontales et de mouvements de battement des pales contribue à réduire cette différence (due à l'égalisation des angles d'attaque), mais ne l'élimine pas complètement. Par conséquent, la force de résistance à la rotation est une force variable qui charge les parties de pied des pales.
Lorsque la vitesse change, les forces d'inertie agissent sur les pales du rotor principal ; lorsque la vitesse augmente, elles sont dirigées contre la rotation, et lorsque la vitesse diminue, elles sont dirigées vers la rotation du rotor. Des forces d'inertie peuvent également survenir lors de rotations constantes du moyeu du rotor en raison du flux d'air inégal circulant vers le disque du rotor, ce qui entraîne une modification des forces aérodynamiques et une tendance supplémentaire des pales à se déplacer par rapport au moyeu. En vol, les forces d'inertie sont relativement faibles. Cependant, au sol, au moment où le transporteur commence à tourner
Les forces d'inertie de l'hélice atteignent une valeur importante et, si la transmission est mise en marche brusquement, elles peuvent même conduire à la rupture des pales.
De plus, la présence de charnières horizontales qui assurent les mouvements de battement des pales conduit au fait que le centre de gravité de la pale se rapproche et s'éloigne périodiquement de l'axe de rotation de l'hélice (Fig. 1.54).

Basée sur la loi de conservation de l'énergie, l'énergie cinétique d'un support en rotation
l'hélice doit rester constante quel que soit le mouvement de battement de la pale (les changements dans les autres types d'énergie sont négligés). L'énergie cinétique d'une hélice en rotation est déterminée par la formule :

où m est la masse des pales en rotation ;
w-
vitesse angulaire de rotation de la lame,
g-distance de l'axe de rotation au centre de gravité de la pale ;

La formule montre qu'à énergie cinétique constante, l'approche du centre de gravité de la pale vers l'axe de rotation (pivotement vers le haut) doit s'accompagner d'une augmentation de la vitesse angulaire de rotation, et de l'éloignement du centre de gravité de la lame de l'axe de rotation (pivotement vers le bas) doit s'accompagner d'une diminution de la vitesse angulaire de rotation. Ce phénomène est bien connu des danseurs qui augmentent la vitesse de rotation de leur corps en rapprochant brusquement leurs bras de leur corps (Fig. 1.55). Les forces sous l'influence desquelles la vitesse angulaire de rotation augmente ou diminue lorsque le moment d'inertie du système rotatif change sont appelées Coriolis.

Lorsque les pales battent vers le haut, les forces de Coriolis sont dirigées dans le sens de rotation du rotor principal, et lorsque les pales battent vers le bas, elles sont dirigées contre lui.
Les forces de Coriolis apparaissant lors des mouvements de battement atteignent des valeurs significatives et chargent les parties racine des pales avec des variables
moments de flexion agissant dans le plan de rotation du rotor principal.
Ainsi, l'installation de charnières horizontales, qui ont permis
éliminer le transfert des moments de flexion vers le moyeu de l'hélice et décharger les parties de bout des pales dans le plan de battement, provoquant en même temps des phénomènes indésirables associés à l'apparition de forces de Coriolis chargeant les parties d'emplanture des pales avec un moment variable dans le plan de rotation. Le moment alternatif des forces de Coriolis est transmis aux roulements de l'arbre principal, au moyeu du rotor principal et à l'arbre du moteur, provoquant des charges alternées, ce qui entraîne une usure accélérée des roulements principaux et des vibrations.
hélicoptère.
Pour décharger les parties de pied des pales des moments de flexion alternés agissant dans le plan de rotation, et les bagues des charges alternées provoquant des vibrations de l'hélicoptère, des charnières verticales sont installées qui, dans le plan de rotation du rotor, assurent des mouvements oscillatoires du lames.
Outre les forces considérées, la force centrifuge agit également sur la pale dans le plan de rotation.
En présence d'une charnière verticale et d'un champ de vitesse uniforme du flux d'air entrant en mode
La lame en vol stationnaire est en retard par rapport à la position radiale d'un certain angle ?. La figure 1.56 montre l'amplitude de l'angle de retard ?, déterminée par l'égalité des moments :

Fts.bLts.b =Ql LQ.
Lors de la transition vers un vol avec vitesse de translation, des forces d'inertie et de Coriolis variables s'ajoutent aux forces aérodynamiques, et les forces aérodynamiques elles-mêmes deviennent également variables. Sous l'influence de ces forces, la pale effectue un mouvement complexe, constitué d'un mouvement de rotation, de translation (avec l'hélicoptère), d'un volant d'inertie par rapport à l'arbre principal et d'un mouvement d'oscillation par rapport à l'arbre principal.
S'il y a un VSC, la lame tourne vers

Un angle de décalage ? (Fig. 1.57, a). Dans ce cas, la pale est positionnée de manière à ce que la résultante des forces aérodynamiques et centrifuges N soit dirigée selon son axe. En transférant la résultante sur l'axe de l'arbre principal et en la divisant en forces A et B, nous nous assurons que les roulements de l'arbre principal ne sont pas chargés de la même manière. En effet, en présence d’une force A, comment
les roulements GSH avant et arrière seraient chargés des mêmes charges radiales. Cependant, la force
B, déchargeant le roulement arrière, charge en plus le roulement avant, provoquant une usure inégale des roulements. De plus, la force B, axiale pour la GS, nécessite la mise en place de butées.
Pour rapprocher les conditions de fonctionnement des roulements principaux des conditions de charge symétrique, un déplacement est appliqué
L'arbre principal par rapport à la bague est en rotation vers l'avant (Fig. 1.57, b). Dans ce cas, y a-t-il un angle de décalage ?
conduit au fait que l'axe de la pale est situé approximativement perpendiculairement à l'axe de l'arbre principal.

Puisque les charnières verticales permettent aux pales d'effectuer des mouvements oscillatoires dans le plan de rotation du rotor principal, pour éviter la possibilité d'augmenter l'amplitude de ces vibrations sur le rotor

Les rotors des hélicoptères modernes sont équipés d'amortisseurs spéciaux - des amortisseurs de vibrations. Les amortisseurs sont soit à friction, soit hydrauliques. Le principe de fonctionnement des deux est de convertir l’énergie vibratoire en énergie thermique, qui est ensuite dissipée dans l’espace environnant.
Au sol, avant de démarrer le moteur et de faire tourner le rotor principal, ses pales doivent être placées sur les supports avant de l'hélice. Ceci est fait pour réduire l'accélération angulaire (force d'inertie) des pales au moment initial de rotation.
Une rotation inégale des pales par rapport à l'hélice provoque un déplacement du centre de gravité du rotor principal par rapport à l'axe de rotation. En conséquence, lorsque l'hélice tourne, une force d'inertie apparaît, provoquant des vibrations (basculement) de l'hélicoptère.
Ce phénomène présente un danger particulier lorsque le rotor principal fonctionne au sol, puisque la fréquence propre d'un hélicoptère sur châssis élastique peut être égale ou multiple de la fréquence de la force motrice, ce qui entraîne des vibrations communément appelées sol. résonance.
§ 13. Compensation de swing
Comme on le sait, la principale raison de l'effondrement du cône du rotor réside dans les mouvements de battement des pales lors d'un écoulement oblique. Plus l’angle d’oscillation maximal vers le haut est grand, plus l’effondrement du cône de rotation est important. La présence d'une obstruction importante du cône n'est pas souhaitable, car elle nécessite une déviation supplémentaire des leviers de commande pour compenser l'obstruction lors du contrôle de l'hélicoptère en vol vers l'avant. Par conséquent, il est nécessaire que l'équilibre des moments par rapport à l'arbre principal s'établisse avec une amplitude plus petite des mouvements de balancement.
Pour garantir que l'amplitude des mouvements de balancement est dans les limites de tolérance, une compensation de balancement est utilisée. Le principe de la compensation du battement est que le point de fixation du bras de commande (A) n'est pas installé sur l'axe de la charnière horizontale, mais est décalé vers la lame (Fig. 1.58).

Si le point A ne se trouve pas sur l'axe de la charnière horizontale et est immobile, alors lors du basculement vers le haut, l'angle d'installation, et donc l'angle d'attaque de la lame, diminue, et lors du basculement vers le bas, il augmente. En raison des changements dans les angles d'attaque lorsque la pale bat, des forces aérodynamiques apparaissent qui empêchent l'augmentation de l'amplitude des mouvements de battement.
L'efficacité de la compensation dépend en grande partie de tan ?1 (Fig. 1.58), appelée caractéristique de compensation du battement. Plus tan ?1 est grand, plus l'angle selon lequel l'angle d'installation de la lame change pendant le battement est grand. Par conséquent, à mesure que tan α1 augmente, l'efficacité de la compensation du battement augmente.
Y a-t-il un angle de décalage ? lors de l'installation d'une charnière verticale, cela peut augmenter l'amplitude des volants
mouvements (Fig. 1.59). Lorsque la pale est déviée autour de l’hélice d’un angle ? le bord d'attaque (point A) sera plus éloigné du canon principal que le bord de fuite (point B). Par conséquent, lors du battement, la trajectoire du point A est plus grande que la trajectoire parcourue par le point B, de sorte que, lors du battement vers le haut, l'angle d'attaque de la lame augmente, et lors du battement vers le bas, l'angle d'attaque de la la lame diminue.

Ainsi, l'angle de décalage va contribuer à l'apparition d'efforts aérodynamiques supplémentaires sur la pale, tendant à augmenter l'amplitude des mouvements de battement. Il est donc particulièrement conseillé d'utiliser une compensation du battement des lames à charnière verticale.

§ 14. Couple rotor
Lorsque le rotor principal tourne, les forces de résistance de l'air agissent sur ses pales, ce qui crée un moment de résistance à la rotation par rapport à l'axe du rotor. Pour surmonter ce moment, le couple est fourni à l'arbre du rotor principal sur les hélicoptères à entraînement mécanique à partir d'un moteur installé dans le fuselage. Le couple est transmis via la boîte de vitesses principale à l'arbre du rotor principal. Conformément à la troisième loi de la mécanique (loi d'égalité d'action et de réaction), un couple réactif apparaît, qui est transmis par les points de fixation de la boîte de vitesses principale au fuselage de l'hélicoptère et tend à le faire tourner dans le sens opposé au couple. Le couple et le couple réactif, quel que soit le mode de fonctionnement de l'hélice, sont toujours égaux en amplitude et opposés en sens Mkr = Mr.
Si les moteurs sont montés sur les pales elles-mêmes, il est évident qu'il n'y a pas de couple de réaction. Réactif
il n'y a pas non plus de couple en mode auto-rotatif du rotor principal, c'est-à-dire dans tous les cas où le couple
le couple n'est pas transmis à l'arbre du rotor principal depuis le moteur installé dans le fuselage.
Il a été dit précédemment que l'équilibrage du couple de réaction sur les hélicoptères monorotor à entraînement mécanique est effectué par le moment créé par la poussée du rotor de queue par rapport au centre de gravité de l'hélicoptère.
Dans les hélicoptères birotor, la compensation des moments de réaction des deux rotors principaux est obtenue en faisant tourner les rotors dans des directions différentes. De plus, pour maintenir l'égalité des moments réactifs de direction opposée des deux vis, les vis sont fabriquées exactement de la même manière avec une synchronisation précise de leurs révolutions.

La puissance transmise au rotor principal est égale à
De la formule, il ressort clairement que plus la vitesse du rotor est faible, plus le couple est élevé et, par conséquent,
valide et réactif.
Le nombre de tours du rotor principal d'un hélicoptère est nettement inférieur au nombre de tours d'une hélice d'avion. Ainsi, à puissance moteur égale, le couple réactif d’un rotor d’hélicoptère est nettement supérieur à celui d’un rotor d’avion.
Le couple et les moments réactifs varient également en fonction de l'ampleur de la poussée du rotor principal. Par exemple, pour augmenter la force de poussée d’une hélice, il est nécessaire d’augmenter le pas global. Une augmentation du pas de l'hélice s'accompagne d'une augmentation du moment résistant à sa rotation. Par conséquent, à mesure que le pas de l’hélice augmente, il est nécessaire d’augmenter le couple fourni à l’hélice. Si cela n'est pas fait, le nombre de tours du rotor principal diminuera, ce qui entraînera une diminution de la poussée du rotor principal.
Par conséquent, pour augmenter la poussée du rotor, il est nécessaire d’augmenter non seulement le pas de l’hélice, mais également le couple. A cet effet, un levier « step-throttle » est installé dans le cockpit du pilote, relié cinématiquement au moteur et à un mécanisme qui modifie le pas de l'hélice. Lorsque le levier bouge, il y a un changement proportionnel du couple et du pas de la vis et en même temps un changement du couple réactif. Sur un hélicoptère monorotor, une modification du couple de réaction nécessite une modification correspondante de la poussée du rotor de queue pour éliminer le virage.

§ 15. Force de poussée du rotor de queue
L'ampleur de la poussée du rotor de queue (Fig. 1.60) peut être déterminée à partir de l'égalité

la puissance consommée par l'hélice diminuera et, par conséquent, la poussée requise créée par le rotor de queue augmentera.
Le rotor de queue fonctionne dans des conditions de soufflage oblique, car en vol, le plan de sa rotation n'est pas perpendiculaire à la direction du flux venant en sens inverse.
Lors du soufflage oblique d'une hélice rigide, la vitesse changeante du flux qui l'impacte
les lames provoqueront des
un changement dans la force de poussée de chaque pale entraînera des vibrations.
Pour égaliser la force de poussée des pales dans tous les azimuts et
décharger les lames de l'action
moments de flexion, les pales d'un véritable rotor de queue sont fixées au moyeu à l'aide de charnières horizontales, qui permettent aux pales d'effectuer des mouvements de battement.
La présence de charnières axiales dans la conception du moyeu de l'hélice assure la rotation des pales par rapport au
axe longitudinal, qui est nécessaire pour changer le pas.
Sur les hélicoptères lourds, des charnières verticales peuvent également être installées sur les rotors de queue.
§ 16. Puissance rotor disponible
Les centrales électriques des hélicoptères modernes utilisent des moteurs d'avion à pistons ou à turbopropulseurs.
Une particularité du fonctionnement des moteurs d'avion à pistons refroidis par air dans les hélicoptères est
la nécessité d'un soufflage forcé des surfaces refroidies du moteur à l'aide de ventilateurs spéciaux. Le refroidissement forcé des moteurs des hélicoptères est associé à des possibilités insuffisantes d'utiliser la pression à grande vitesse pour le refroidissement en vol vers l'avant et au manque de pression en mode stationnaire. Les hélicoptères équipés de turbopropulseurs sont généralement équipés de ventilateurs pour refroidir la boîte de vitesses principale, les refroidisseurs d'huile, les générateurs et autres unités. Pour entraîner les ventilateurs, une partie de la puissance du moteur Noxl est dépensée.
Une partie de la puissance du moteur est consacrée à surmonter les frictions dans la transmission reliant le moteur à
vis Ntr, pour la rotation du rotor de queue Npв et pour l'entraînement des pompes du système hydraulique et d'autres unités
N / A.
Ainsi, la puissance transmise au rotor principal est inférieure à la puissance effective
Ne développé sur l'arbre du moteur.
Si l’on soustrait les coûts de la puissance effective, on obtient la puissance rotorique disponible Np
Np= Ne.- Noxl.- Nтp – Npв – Na
Pour divers hélicoptères, Np est de 75 à 85 % Ne.
En d'autres termes, les pertes de puissance pour les unités de refroidissement, de transmission, de direction et d'entraînement s'élèvent à
15 à 25 % de la puissance effective du moteur.
La puissance effective du moteur et la puissance rotor disponible dépendent de la vitesse et de l'altitude.
Cependant, en raison des faibles vitesses de vol de l'hélicoptère, l'influence de la vitesse sur Ne et Np peut être négligée.
La nature du changement de puissance disponible à partir de l'altitude de vol dépend du type de moteur et est déterminée
ses caractéristiques d'altitude (Fig. 1.61).

On sait que la puissance d'un moteur à pistons sans compresseur, à régime constant avec augmentation de
la hauteur diminue en raison d'une diminution de la charge pondérale du mélange air-carburant entrant dans les cylindres. La puissance transmise au rotor principal change de la même manière (Fig. 1.61/a).
La puissance d'un moteur à pistons équipé d'un compresseur à une vitesse augmente avec l'altitude jusqu'à l'altitude de conception en raison d'une augmentation de la charge pondérale du mélange air-carburant due à une diminution de la température ambiante et à une meilleure purge des cylindres. En ouvrant progressivement le registre d'air du compresseur, la pression de suralimentation est maintenue constante à la hauteur de conception. À l'altitude de conception, le volet d'air s'ouvre complètement et la puissance du moteur atteint son maximum. Au-dessus de la hauteur de conception, la puissance effective, et donc la puissance disponible du rotor principal, diminue de la même manière que pour un moteur sans compresseur (Fig. 1.61, b).

Pour un moteur équipé d'un compresseur à deux vitesses, la nature du changement de puissance effective et disponible en fonction de l'altitude de vol est illustrée à la Fig. 1.61, ch.
Pour un turbopropulseur, la nature de la dépendance de la puissance rotor disponible sur l'altitude de vol est illustrée sur la Fig. 1.61, g. L'augmentation de la puissance d'un turbopropulseur jusqu'à une certaine altitude s'explique par le système de contrôle adopté, qui assure une augmentation de la température des gaz devant la turbine jusqu'à une certaine altitude.