Karakteristike formule uzgona helikoptera. Osnove aerodinamike rotora

UVOD

Projektiranje helikoptera složen je proces koji se razvija tijekom vremena, podijeljen u međusobno povezane faze i faze projektiranja. Zrakoplov koji se stvara mora ispunjavati tehničke zahtjeve i biti u skladu s tehničkim i ekonomskim karakteristikama navedenim u projektnim specifikacijama. Projektni zadatak sadrži početni opis helikoptera i njegovih letnih karakteristika, osiguravajući visoku ekonomsku učinkovitost i konkurentnost projektiranog stroja, a to su: nosivost, brzina leta, dolet, statički i dinamički strop, vijek trajanja, trajnost i cijena.

Projektni zadatak pojašnjava se u fazi predprojektnog istraživanja, tijekom kojeg se provodi pretraživanje patenata, analiza postojećih tehničkih rješenja, istraživački i razvojni rad. Glavna zadaća predprojektnog istraživanja je traženje i eksperimentalna provjera novih principa funkcioniranja projektiranog objekta i njegovih elemenata.

U fazi preliminarnog dizajna odabire se aerodinamički dizajn, oblikuje se izgled helikoptera i izračunavaju glavni parametri kako bi se osiguralo postizanje zadanih karakteristika leta. Ti parametri uključuju: težinu helikoptera, snagu pogonskog sustava, dimenzije glavnog i repnog rotora, težinu goriva, težinu instrumentacije i posebne opreme. Rezultati proračuna koriste se u razvoju rasporeda helikoptera i izradi centriranja za određivanje položaja središta mase.

Projektiranje pojedinih jedinica i komponenti helikoptera, uzimajući u obzir odabrana tehnička rješenja, provodi se u fazi razvoja tehničkog projekta. U tom slučaju parametri projektiranih jedinica moraju zadovoljiti vrijednosti koje odgovaraju idejnom projektu. Neki parametri mogu se poboljšati kako bi se optimizirao dizajn. Tijekom tehničkog projektiranja provode se proračuni aerodinamičke čvrstoće i kinematike komponenti, izbor konstrukcijskih materijala i projektnih shema.

U fazi detaljnog projektiranja izrađuju se radni i montažni nacrti helikoptera, specifikacije, izborne liste i druga tehnička dokumentacija u skladu s prihvaćenim standardima

U ovom radu prikazana je metodologija proračuna parametara helikoptera u fazi idejnog projektiranja, koja se koristi za izradu kolegijalnog projekta iz discipline "Projektiranje helikoptera".

1. Prvi aproksimacijski izračun težine uzlijetanja helikoptera

gdje je masa korisnog tereta, kg;

Težina posade, kg.

Domet leta

2. Proračun parametara rotora helikoptera

2.1 Radius R, m, glavni rotor helikoptera s jednim rotorom izračunava se formulom:

gdje je težina uzlijetanja helikoptera, kg;

g - ubrzanje slobodnog pada jednako 9,81 m/s 2;

str - specifično opterećenje površine koju briše glavni rotor,

=3,14.

Specifična vrijednost opterećenja str površina koju briše vijak odabire se prema preporukama prikazanim u radu /1/: gdje str= 280

Uzimamo radijus rotora jednak R= 7.9

Kutna brzina , s -1, vrtnja glavnog rotora ograničena je vrijednošću obodne brzine R krajeva lopatica, što ovisi o težini uzlijetanja helikoptera i iznosila je R= 232 m/s.

C -1.

RPM

2.2 Relativne gustoće zraka na statičkim i dinamičkim stropovima

2.3 Izračun ekonomske brzine na tlu i na dinamičkom stropu

Određuje se relativna površina ekvivalentne štetne ploče:

Gdje S uh= 2.5

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine u blizini tla V h, km/h:

Gdje ja = 1,09…1,10 - koeficijent indukcije.

Km/sat.

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine na dinamičkom stropu V ding, km/h:

Gdje ja = 1,09…1,10 - koeficijent indukcije.

Km/sat.

2.4 Izračunavaju se relativne vrijednosti maksimalne i ekonomske na dinamičkom stropu horizontalne brzine leta:

Gdje V max=250 km/h i V ding=182,298 km/h - brzina leta;

R=232 m/s - periferna brzina lopatica.

2.5 Izračun dopuštenih omjera koeficijenta potiska i punjenja rotora za najveću brzinu na tlu i za ekonomsku brzinu na dinamičkom stropu:

2.6 Koeficijenti potiska glavnog rotora na tlo i na dinamički strop:

2.7 Proračun punjenja rotora:

Punjenje glavnog rotora izračunato za slučajeve letenja maksimalnim i ekonomskim brzinama:

Kao izračunata vrijednost punjenja glavni rotor se uzima kao najveća vrijednost Vmax I V ding:

Prihvacamo

Duljina akorda b i relativno izduženje lopatice rotora bit će jednake:

Gdje je zl broj lopatica glavnog rotora (zl = 3)

2.8 Relativno povećanje potiska rotora za kompenzaciju aerodinamičkog otpora trupa i vodoravnog repa:

gdje je Sf područje horizontalne projekcije trupa;

S th - područje horizontalnog repa.

Sf =10 m2;

S th =1,5 m2.

3. Proračun snage porivnog sustava helikoptera.

3.1 Izračun snage kada visi na statičkom stropu:

Specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u lebdećem načinu rada na statističkom stropu izračunava se formulom:

Gdje N H sv- potrebna snaga, W;

m 0 - težina polijetanja, kg;

g - ubrzanje slobodnog pada, m/s 2;

str - specifično opterećenje površine koju briše glavni rotor, N/m 2;

sv - relativna gustoća zraka na visini statičkog stropa;

0 - relativna učinkovitost glavni rotor u lebdećem načinu ( 0 =0.75);

Relativno povećanje potiska glavnog rotora radi uravnoteženja aerodinamičkog otpora trupa i vodoravnog repa:

3.2 Izračun gustoće snage u vodoravnom letu pri maksimalnoj brzini

Specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u horizontalnom letu pri najvećoj brzini izračunava se po formuli:

gdje je periferna brzina krajeva lopatica;

Relativna ekvivalentna štetna ploča;

ja uh- koeficijent indukcije, određen ovisno o brzini leta prema sljedećim formulama:

Na km/h,

Pri km/h.

3.3 Izračun gustoće snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini

Specifična snaga za pogon glavnog rotora na dinamičkom stropu je:

Gdje ding- relativna gustoća zraka na dinamičkom stropu,

V ding- ekonomična brzina helikoptera na dinamičkom stropu,

3.4 Izračun specifične snage u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini u slučaju kvara jednog motora tijekom polijetanja

Specifična snaga potrebna za nastavak polijetanja pri ekonomskoj brzini kada jedan motor otkaže izračunava se formulom:

gdje je ekonomska brzina na tlu,

3.5 Proračun specifičnih smanjenih snaga za različite slučajeve leta

3.5.1 Specifična smanjena snaga pri vješanju na statički strop jednaka je:

gdje je specifična prigušna karakteristika, koja ovisi o visini statičkog stropa H sv a izračunava se po formuli:

0 - faktor iskorištenja snage pogonskog sustava u lebdećem načinu rada, čija vrijednost ovisi o težini uzlijetanja helikoptera m 0 :

Na m 0 < 10 тонн

Na 10 25 tona

Na m 0 > 25 tona

3.5.2 Specifična smanjena snaga u horizontalnom letu pri najvećoj brzini jednaka je:

gdje je faktor iskorištenja snage pri najvećoj brzini leta,

Karakteristike prigušnice motora ovisno o brzini leta V max :

3.5.3 Specifična smanjena snaga u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini V ding jednako je:

gdje je faktor iskorištenja snage pri ekonomskoj brzini leta,

i - stupnjevi prigušenja motora, ovisno o visini dinamičkog stropa H i brzinu leta V ding u skladu sa sljedećim karakteristikama leptira za gas:

3.5.4 Specifična smanjena snaga u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini s otkazom jednog motora pri polijetanju jednaka je:

gdje je faktor iskorištenja snage pri ekonomskoj brzini leta,

Stupanj prigušivanja motora u hitnom načinu rada,

n =2 - broj motora helikoptera.

3.5.5 Proračun potrebne snage porivnog sustava

Za izračun potrebne snage pogonskog sustava odabire se maksimalna vrijednost specifične smanjene snage:

Potrebna snaga N pogonski sustav helikoptera bit će jednak:

Gdje m 0 1 - težina uzlijetanja helikoptera,

g = 9,81 m 2/s - ubrzanje slobodnog pada.

3.6 Odabir motora

Prihvaćamo dva turboosovinska motora VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) ukupne snage svakog N=1,405 10 6 W

Motor VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) namijenjen je za ugradnju na helikoptere nove generacije, kao i za zamjenu motora na postojećim helikopterima radi poboljšanja njihovih letnih performansi. Napravljen je na temelju serijskog certificiranog motora TV3-117VMA i proizvodi se u Saveznom državnom jediničnom poduzeću „Tvornica nazvana po V.Ya. Klimov."

4. Proračun mase goriva

Da bi se izračunala masa goriva koja osigurava određeni domet leta, potrebno je odrediti brzinu krstarenja V kr. Brzina krstarenja izračunava se metodom uzastopnih aproksimacija u sljedećem nizu:

a) uzima se vrijednost krstareće brzine prvog prilaza:

km/sat;

b) izračunava se koeficijent indukcije ja uh:

Pri km/h

c) određena je specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u letu u modu krstarenja:

gdje je najveća vrijednost specifične smanjene snage porivnog sustava,

Koeficijent promjene snage ovisno o brzini leta V kr 1, izračunava se formulom:

d) Izračunava se krstareća brzina drugog prilaza:

e) Određuje se relativno odstupanje brzina prve i druge aproksimacije:

Kad se razjasni brzina krstarenja prve aproksimacije V kr 1, pretpostavlja se da je jednaka izračunatoj brzini druge aproksimacije. Zatim se ponavlja izračun od točke b) i završava uvjetom .

Specifična potrošnja goriva izračunava se pomoću formule:

gdje je koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o načinu rada motora,

Koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o brzini leta,

Specifična potrošnja goriva pri polijetanju.

U slučaju leta u modusu krstarenja prihvaća se sljedeće:

Na kW;

Na kW.

Kg/W sat,

Masa goriva potrošena za let m T bit će jednako:

gdje je specifična snaga potrošena pri brzini krstarenja,

Brzina krstarenja,

L - raspon leta.

5. Određivanje mase dijelova i sklopova helikoptera.

5.1 Masa lopatica glavnog rotora određena je formulom:

Gdje R - radijus rotora,

- punjenje glavnog rotora,

kg,

5.2 Masa glavčine glavnog rotora izračunava se pomoću formule:

Gdje k uto- koeficijent težine čahura modernih izvedbi,

k l- koeficijent utjecaja broja lopatica na masu glavčine.

U izračunu možete uzeti:

Kg/kN,

dakle, kao rezultat transformacija dobivamo:

Za određivanje mase glavčine glavnog rotora potrebno je izračunati centrifugalnu silu koja djeluje na lopatice N Centralna banka(u kN):

KN,

kg.

5.3 Težina sustava za kontrolu pojačala, koji uključuje zakretnu ploču, hidrauličke pojačivače i hidraulički upravljački sustav glavnog rotora izračunava se pomoću formule:

Gdje b- tetiv oštrice,

k buu- težinski koeficijent sustava upravljanja povišenjem tlaka, koji se može uzeti jednak 13,2 kg/m3.

Kg.

5.4 Težina sustava ručnog upravljanja:

Gdje k RU- težinski koeficijent sustava ručnog upravljanja, uzet za helikoptere s jednim rotorom, iznosi 25 kg/m.

Kg.

5.5 Masa glavnog mjenjača ovisi o zakretnom momentu na osovini glavnog rotora i izračunava se formulom:

Gdje k Uredi- težinski koeficijent čija je prosječna vrijednost 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Maksimalni okretni moment na osovini glavnog rotora određen je kroz smanjenu snagu pogonskog sustava N i brzinu propelera :

Gdje 0 - faktor iskorištenja snage pogonskog sustava, čija se vrijednost uzima ovisno o težini uzlijetanja helikoptera m 0 :

Na m 0 < 10 тонн

Na 10 25 tona

Na m 0 > 25 tona

N m,

Težina glavnog mjenjača:

Kg.

5.6 Za određivanje mase pogonskih jedinica repnog rotora izračunava se njegov potisak T jarak :

Gdje M nv- moment na vratilu glavnog rotora,

L jarak- udaljenost između osi glavnog i repnog rotora.

Razmak između osi glavnog i repnog rotora jednak je zbroju njihovih radijusa i zazora između krajeva njihovih oštrica:

Gdje - razmak uzet jednak 0,15...0,2 m,

Radijus repnog rotora, koji, ovisno o težini uzlijetanja helikoptera, iznosi:

Kada t,

Na t.

Vlast N jarak, potrošeno na rotaciju repnog rotora, izračunava se formulom:

Gdje 0 - relativna učinkovitost repnog rotora, koja se može uzeti jednaka 0,6 ... 0,65.

Zakretni moment M jarak prenosi osovina upravljača jednaka je:

N m,

gdje je brzina osovine upravljača,

s -1,

Zakretni moment koji prenosi vratilo prijenosa, N m, pri brzini vrtnje n V= 3000 okretaja u minuti jednak:

N m,

Težina m V prijenosno vratilo:

Gdjek V- koeficijent težine za prijenosno vratilo, koji je jednak 0,0318 kg/(Nm) 0,67.

Težina m itd međumjenjač je jednak:

Gdje k itd- koeficijent težine za međumjenjač, jednak 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Masa repnog mjenjača koji rotira repni rotor:

Gdje k xp- koeficijent težine za repni mjenjač čija je vrijednost 0,105 kg/(Nm) 0,8

kg.

5.7 Masa i glavne dimenzije repnog rotora izračunavaju se ovisno o njegovom potisku T jarak .

Koeficijent potiska C jarak repni rotor je jednak:

Punjenje lopatica repnog rotora jarak izračunava se na isti način kao za glavni rotor:

gdje je dopuštena vrijednost omjera koeficijenta potiska i punjenja repnog rotora.

Duljina akorda b jarak i relativno izduženje jarak lopatica repnog rotora izračunava se pomoću formula:

Gdje z jarak- broj lopatica repnog rotora.

Težina lopatice repnog rotora m lr izračunato pomoću empirijske formule:

Vrijednost centrifugalne sile N cbd, koji djeluju na lopatice repnog rotora i percipiraju ih šarke glavčine,

Težina glavčine repnog rotora m uto izračunava se pomoću iste formule kao i za glavni rotor:

Gdje N Centralna banka- centrifugalna sila koja djeluje na oštricu,

k uto- koeficijent težine za čahuru, uzet jednak 0,0527 kg/kN 1,35

k z- težinski koeficijent koji ovisi o broju lopatica i izračunava se po formuli:

5.8 Proračun mase porivnog sustava helikoptera

Specifična težina pogonskog sustava helikoptera dv izračunato pomoću empirijske formule:

Gdje N- snaga pogonskog sustava.

Masa pogonskog sustava bit će jednaka:

kg.

5.9 Izračun težine trupa i opreme helikoptera

Masa trupa helikoptera izračunava se po formuli:

Gdje S ohm- površina isprane površine trupa, koja se određuje formulom:

M 2,

m 0 - težina pri polijetanju prvog prilaza,

k f- koeficijent jednak 1,7.

kg,

Težina sustava goriva:

Gdje m T- masa goriva utrošenog u letu,

k ts- pretpostavlja se da je koeficijent težine za sustav goriva 0,09.

kg,

Težina stajnog trapa helikoptera je:

Gdje k w- koeficijent težine ovisno o dizajnu šasije:

Za stajni trap koji se ne uvlači,

Za uvlačivi stajni trap.

kg,

Masa električne opreme helikoptera izračunava se po formuli:

Gdje L jarak- razmak između osi glavnog i repnog rotora,

z l- broj lopatica glavnog rotora,

R - radijus rotora,

l- relativno izduženje lopatica glavnog rotora,

k itd I k el- težinski koeficijenti za električne žice i drugu električnu opremu čije su vrijednosti jednake:

kg,

Težina ostale helikopterske opreme:

Gdje k itd- težinski koeficijent čija je vrijednost 2.

kg.

5.10 Izračun težine uzlijetanja helikoptera druge aproksimacije

Masa praznog helikoptera jednaka je zbroju masa glavnih jedinica:

Težina polijetanja drugog prilaza helikoptera m 02 bit će jednak zbroju:

Gdje m T - masa goriva,

m gr- masa korisnog tereta,

m ek- težina posade.

kg,

6. Opis rasporeda helikoptera

Projektirani helikopter izrađen je po jednorotornoj konstrukciji s repnim rotorom, dva plinskoturbinska motora i dvokrakim skijama. Trup helikoptera ima strukturu okvira i sastoji se od nosa i središnjeg dijela, repa i krajnjih greda. U pramčanom dijelu nalazi se dvosjedna kabina za posadu koju čine dva pilota. Ostakljenje kabine omogućuje dobru vidljivost; desni i lijevi klizni blisteri opremljeni su mehanizmima za hitno otpuštanje. U središnjem dijelu nalazi se kabina dimenzija 6,8 x 2,05 x 1,7 m, te središnja klizna vrata dimenzija 0,62 x 1,4 m s mehanizmom za otključavanje u nuždi. Teretni prostor dizajniran je za prijevoz tereta težine do 2 tone i opremljen je sklopivim sjedalima za 12 putnika, kao i točkama za pričvršćivanje 5 nosila. U putničkoj verziji, kabina sadrži 12 sjedala, postavljenih s nagibom od 0,5 m i prolazom od 0,25 m; au stražnjem dijelu nalazi se otvor za stražnja ulazna vrata koja se sastoje od dvoja vrata.

Repna grana je konstrukcija tipa greda-strenger s zakovicama s radnom oblogom, opremljena jedinicama za pričvršćivanje kontroliranog stabilizatora i repne potpore.

Stabilizator veličine 2,2 m i površine 1,5 m 2 s profilom NACA 0012 jednostrukog dizajna, s setom rebara i oblogom od duralumina i tkanine.

Skije s dvostrukim osloncem, samoorijentirajući prednji oslonac, dimenzija 500 x 185 mm, oblikovani glavni oslonci s dvokomornim amortizerima na tekući plin, dimenzija 865 x 280 mm. Repni oslonac se sastoji od dva potpornja, amortizera i potporne pete; ski staza 2m, ski baza 3,5m.

Glavni rotor sa zglobnim lopaticama, hidrauličkim prigušivačima i prigušivačima vibracija njihala, ugrađenim s nagibom prema naprijed od 4° 30". Potpuno metalne lopatice sastoje se od prešane poluge izrađene od aluminijske legure AVT-1, očvrsnute radom kaljenja s čeličnim šarkama na vibracijsko postolje, repni dio, čelični vrh i vrh Lopatice imaju pravokutni oblik u tlocrtu s tetivom od 0,67 m i NACA 230 profilima i geometrijskim uvijanjem od 5%, periferna brzina vrhova lopatica je 200 m/s, lopatice su opremljene vizualnim alarmnim sustavom za oštećenje poluge i elektrotermalnim uređajem protiv zaleđivanja.

Repni rotor promjera 1,44 m je trokraki, potisni, s glavčinom kardanskog tipa i potpuno metalnim lopaticama pravokutnog oblika u tlocrtu, s tetivom od 0,51 m i profilom NACA 230M.

Elektrana se sastoji od dva turboosovinska plinskoturbinska motora s slobodnom turbinom VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) NPO-a iz St. Petersburga nazvanog po. V.Ya.Klimov ukupna snaga svakog N=1405 W, ugrađen na vrhu trupa i zatvoren zajedničkim poklopcem s preklopcima koji se otvaraju. Motor ima deveterostupanjski aksijalni kompresor, prstenastu komoru za izgaranje i dvostupanjsku turbinu.Motori su opremljeni uređajima za zaštitu od prašine.

Prijenos se sastoji od glavnog, srednjeg i zadnjeg mjenjača, kočione osovine i glavnog rotora. Trostupanjski glavni mjenjač VR-8A osigurava prijenos snage od motora do glavnog rotora, repnog rotora i ventilatora za hlađenje, hladnjaka motornog ulja i glavnog mjenjača; Ukupni kapacitet uljnog sustava je 60 kg.

Upravljanje je duplicirano, s krutim i kabelskim ožičenjem i hidrauličkim pojačivačima koji se pokreću iz glavnog i pomoćnog hidrauličkog sustava. Četverokanalni autopilot AP-34B osigurava stabilizaciju helikoptera u letu u nagibu, smjeru, nagibu i visini. Glavni hidraulički sustav daje snagu svim hidrauličkim jedinicama, a pomoćni sustav daje snagu samo hidrauličkim pojačivačima.

Sustav grijanja i ventilacije opskrbljuje zagrijani ili hladni zrak kabinama za posadu i putnicima; sustav protiv zaleđivanja štiti lopatice glavnog i repnog rotora, prednje prozore kokpita i usisnike zraka motora od zaleđivanja.

Oprema za instrumentalno letenje u teškim meteorološkim uvjetima danju i noću uključuje dva pokazivača položaja, dva NV pokazivača brzine rotacije, kombinirani sustav kursa GMK-1A, automatski radio kompas i radio visinomjer RV-3.

Komunikacijska oprema uključuje zapovjedne VHF radio stanice R-860 i R-828, komunikacijske HF radio stanice R-842 i Karat te zrakoplovni interfon SPU-7.

7. Proračun poravnanja helikoptera

Tablica 1. Prazan list za poravnanje helikoptera

Naziv jedinice	Težina jedinice, m ja, kg	Koordinirati x i centar mase jedinice, m	Jedinični statički moment M xi	Koordinirati g ja središte mase jedinice, m	Jedinični statički moment M yi
1 glavni rotor
1.1 Oštrice
1.2 Čahura
2 Kontrolni sustav
2.1 Kontrolni sustav pojačala
2.2 Sustav ručnog upravljanja
3 Prijenos
3.1 Glavni mjenjač
3.2 Srednji mjenjač
3.3 Zadnji mjenjač
3.4 Prijenosno vratilo
4 Repni rotor
4.1 Oštrice
4.2 Čahura
5 Pogonski sustav
6 Sustav goriva
7 Trup trupa
7.1 luk (15%)
7.2 Srednji dio (50%)
7.3 Repni dio (20%)
7.4 Pričvršćivanje mjenjača (4%)
7.5 Nape (11%)

8.1 Glavni (82%)
8.2 Prednji (16%)
8.3 Potpora repu (2%)
9 Električna oprema
10 Oprema
10.1 Instrumenti u kokpitu (25%)
10.2 Radio oprema (27%)
10.3 Hidraulička oprema (20%)
10.4 Pneumatska oprema (6%)

Izračunavaju se statički momenti M cx ja I M su ja u odnosu na koordinatne ose:

Kordinate središta mase cijelog helikoptera izračunavaju se pomoću formula :

Tablica 2. List poravnanja s maksimalnim opterećenjem

Tablica 3. List poravnanja s 5% preostalog goriva i punim komercijalnim opterećenjem

Koordinate centra mase prazan helikopter: x0 =-0,003; y0 = -1,4524;

Koordinate centra mase s maksimalnim opterećenjem: x0 =0,0293; y0 = -2,0135;

Koordinate središta mase s 5% preostalog goriva i punim komercijalnim opterećenjem viskozan: x 0 = -0,0678; y 0 = -1,7709.

Zaključak

U ovom predmetnom projektu napravljeni su proračuni uzletne težine helikoptera, mase njegovih komponenti i sklopova, kao i raspored helikoptera. Tijekom procesa montaže razjašnjeno je poravnanje helikoptera, čijem proračunu prethodi izrada izvješća o težini na temelju proračuna težine jedinica i elektrane, popisa opreme, opreme, tereta itd. Svrha projektiranja je odrediti optimalnu kombinaciju glavnih parametara helikoptera i njegovih sustava koji osiguravaju ispunjenje zadanih zahtjeva.

Nastavni rad na dizajnu

Lagani helikopter

1 Izrada taktičko-tehničkih zahtjeva. 2

2 Proračun parametara helikoptera. 6

2.1 Izračun mase korisnog tereta. 6

2.2 Proračun parametara rotora helikoptera. 6

2.3 Relativne gustoće zraka na statičkim i dinamičkim stropovima 8

2.4 Izračun ekonomske brzine na tlu i na dinamičkom stropu. 8

2.5 Izračun relativnih vrijednosti maksimalnih i ekonomskih brzina horizontalnog leta na dinamičkom stropu. 10

2.6 Proračun dopuštenih omjera koeficijenta potiska i punjenja rotora za maksimalnu brzinu na tlu i za ekonomsku brzinu na dinamičkom stropu. 10

2.7 Izračun koeficijenata potiska rotora na tlo i na dinamički strop 11

2.8 Proračun punjenja rotora. 12

2.9 Određivanje relativnog povećanja potiska glavnog rotora za kompenzaciju aerodinamičkog otpora trupa i vodoravnog repa. 13

3 Proračun snage porivnog sustava helikoptera. 13

3.1 Izračun snage pri vješanju na statički strop. 13

3.2 Izračun gustoće snage u vodoravnom letu pri maksimalnoj brzini. 14

3.3 Proračun specifične snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini.. 15

3.4 Izračun specifične snage u letu u blizini tla pri ekonomskoj brzini u slučaju kvara jednog motora tijekom polijetanja. 15

3.5 Proračun specifičnih smanjenih snaga za različite slučajeve leta 16

3.5.1 Izračun specifične smanjene snage kada visi na statičkom stropu 16

3.5.2 Izračun specifične smanjene snage u horizontalnom letu pri najvećoj brzini. 16

3.5.3 Izračun specifične smanjene snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini... 17

3.5.4 Izračun specifične smanjene snage u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini u slučaju kvara jednog motora. 18

3.5.5 Proračun potrebne snage porivnog sustava. 19

3.6 Odabir motora. 19

4 Proračun mase goriva. 20

4.1 Proračun krstareće brzine druge aproksimacije. 20

4.2 Izračun specifične potrošnje goriva. 22

4.3 Proračun mase goriva. 23

5 Određivanje mase dijelova i sklopova helikoptera. 24

5.1 Proračun mase lopatica glavnog rotora. 24

5.2 Proračun mase glavčine glavnog rotora. 24

5.3 Izračun mase sustava upravljanja povišenjem tlaka. 25

5.4 Izračun mase sustava ručnog upravljanja. 25

5.5 Proračun mase glavnog mjenjača. 26

5.6 Izračun mase pogonskih jedinica repnog rotora. 27

5.7 Proračun mase i glavnih dimenzija repnog rotora. trideset

5.8 Proračun mase porivnog sustava helikoptera. 32

5.9 Proračun mase trupa i opreme helikoptera. 32

5.10 Izračun težine uzlijetanja helikoptera druge aproksimacije. 35

6 Opis rasporeda helikoptera. 36

Literatura.. 39

1 Izrada taktičko-tehničkih zahtjeva

Projektirani objekt je laki jednorotorni helikopter maksimalne uzletne težine 3500 kg. Odabrali smo 3 prototipa tako da im je maksimalna težina pri polijetanju u rasponu od 2800-4375 kg. Prototipovi su laki helikopteri: Mi-2, Eurocopter EC 145, Ansat.

U tablici 1.1 prikazane su njihove taktičko-tehničke karakteristike potrebne za proračun.

Tablica 1.1 - Karakteristike izvedbe prototipova

Helikopter

Promjer glavnog rotora, m

Duljina trupa, m
Prazna težina, kg
Raspon leta, km
Statički strop, m
Dinamički strop, m
Najveća brzina, km/h
Brzina krstarenja, km/h
Masa goriva, kg
Power point	2 GTD Klimov GTD-350	2 HP Turbomeca	Whitney RW-207K
Snaga motora, kW

Slike 1.1, 1.2 i 1.3 prikazuju sheme prototipova.

Slika 1.1 - Dijagram helikoptera Mi-2

Slika 1.2 - Dijagram helikoptera Eurocopter EC 145

Slika 1.3 - Dijagram Ansat helikoptera

Iz taktičko-tehničkih karakteristika i dijagrama prototipa utvrđujemo prosječne vrijednosti veličina i dobivamo polazne podatke za projektiranje helikoptera.

Tablica 1.2 - Početni podaci za projektiranje helikoptera

Najveća težina pri polijetanju, kg
Prazna težina, kg
Najveća brzina, km/h
Raspon leta, km
Statički strop, m
Dinamički strop, m

Brzina krstarenja, km/h
Broj lopatica rotora
Broj lopatica repnog rotora
Duljina trupa, m
Opterećenje površine koju briše glavni rotor, N/m 2

2 Proračun parametara helikoptera

2.1 Izračun mase korisnog tereta

Formula (2.1.1) za određivanje mase korisnog tereta:

Gdje m mg - masa korisnog tereta, kg; m ek - masa posade, kg; L- raspon leta, km; m 01 - najveća težina pri polijetanju helikoptera, kg.

Težina korisnog tereta:

2.2 Proračun parametara rotora helikoptera

Radius R, m, glavnog rotora helikoptera s jednim rotorom izračunava se pomoću formule (2.2.1):

, (2.2.1)

Gdje m 01 - težina polijetanja helikoptera, kg; g- ubrzanje slobodnog pada jednako 9,81 m/s 2 ; str- specifično opterećenje površine koju zahvata glavni rotor, p = 3,14.

Uzimamo radijus rotora jednak R= 7,2 m.

Odredite vrijednost obodne brzine wR krajevi lopatica iz dijagrama prikazanog na slici 3:

Slika 3 - Dijagram ovisnosti brzine vrha lopatice o brzini leta za konstantne vrijednosti M 90 i μ

Na Vmax= 258 km/h wR = 220 m/s.

Određivanje kutne brzine w, s -1 , i frekvencija vrtnje rotora prema formulama (2.2.2) i (2.2.3):

2.3 Relativne gustoće zraka na statičkim i dinamičkim stropovima

Relativne gustoće zraka na statičkim i dinamičkim stropovima određene su formulama (2.3.1), odnosno (2.3.2):

2.4 Izračun ekonomske brzine na tlu i na dinamičkom stropu

Određuje se relativna površina S e ekvivalentna štetna ploča prema formuli (2.4.1):

Gdje S E se određuje prema slici 4.

Slika 4 - Promjena površine ekvivalentne štetne ploče različitih transportnih helikoptera

Prihvacamo S E = 1,5

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine u blizini tla V h, km/h:

Gdje ja- koeficijent indukcije:

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

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine na dinamičkom stropu V din, km/h:

2.5 Izračun relativnih vrijednosti maksimalnih i ekonomskih brzina horizontalnog leta na dinamičkom stropu

Izračun relativnih vrijednosti maksimalne i ekonomske brzine vodoravnog leta na dinamičkom stropu provodi se pomoću formula (2.5.1) i (2.5.2):

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Izračun dopuštenih omjera koeficijenta potiska i punjenja rotora za maksimalnu brzinu na tlu i ekonomsku brzinu na dinamičkom stropu

Budući da formula (2.6.1) za omjer dopuštenog koeficijenta potiska i punjenja rotora za najveću brzinu na tlu ima oblik:

Formula (2.6.2) za omjer dopuštenog koeficijenta potiska i punjenja rotora za ekonomsku brzinu na dinamičkom stropu:

2.7 Proračun koeficijenata potiska rotora na tlo i na dinamički strop

Izračun koeficijenata potiska rotora na tlo i na dinamički strop provodi se pomoću formula (2.7.1) odnosno (2.7.2):

2.8 Proračun punjenja rotora

Punjenje glavnog rotora s izračunato za slučajeve letenja maksimalnim i ekonomskim brzinama:

Kao izračunata vrijednost punjenja s glavnog rotora, uzima se vrijednost iz uvjeta (2.8.3):

prihvacamo.

Duljina akorda b i relativno izduženje l lopatice rotora bit će jednake:

2.9 Određivanje relativnog povećanja potiska glavnog rotora za kompenzaciju aerodinamičkog otpora trupa i vodoravnog repa

Prihvaćamo relativno povećanje potiska glavnog rotora kako bi se kompenzirao aerodinamički otpor trupa i vodoravnog repa.

3 Proračun snage porivnog sustava helikoptera

3.1 Izračun snage pri vješanju na statički strop

Specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u lebdećem načinu rada na statističkoj gornjoj granici izračunava se pomoću formule (3.1.1)

Gdje NH st - potrebna snaga, W;

Karakteristika prigušnice, koja ovisi o visini statičkog stropa i izračunava se pomoću formule (3.1.2)

m 0 - težina polijetanja, kg;

g- ubrzanje slobodnog pada, m/s 2 ;

str- specifično opterećenje površine koju briše glavni rotor, N/m 2 ;

D st - relativna gustoća zraka na visini statičkog stropa;

h 0 - relativna učinkovitost glavni rotor u lebdećem načinu ( h 0 =0.75);

Relativno povećanje potiska glavnog rotora za uravnoteženje aerodinamičkog otpora trupa:

3.2 Izračun gustoće snage u vodoravnom letu pri maksimalnoj brzini

Specifična snaga potrebna za pogon glavnog rotora u horizontalnom letu pri najvećoj brzini izračunava se pomoću formule (3.2.1)

gdje je periferna brzina krajeva lopatica;

Relativna ekvivalentna štetna ploča;

Koeficijent indukcije određen formulom (3.2.2)

3.3 Izračun gustoće snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini

Specifična snaga za pogon glavnog rotora na dinamičkom stropu je:

gdje je relativna gustoća zraka na dinamičkom stropu;

Ekonomična brzina helikoptera na dinamičkom stropu;

3.4 Izračun specifične snage u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini u slučaju kvara jednog motora tijekom polijetanja

Specifična snaga potrebna za nastavak polijetanja ekonomičnom brzinom u slučaju kvara jednog motora izračunava se pomoću formule (3.4.1)

gdje je ekonomska brzina na tlu;

3.5 Proračun specifičnih smanjenih snaga za različite slučajeve leta

3.5.1 Izračun specifične smanjene snage pri vješanju na statički strop

Izračun specifične smanjene snage pri vješanju na statički strop provodi se prema formuli (3.5.1.1)

gdje je specifična karakteristika leptira za gas:

x 0 - faktor iskorištenja snage pogonskog sustava u lebdećem načinu rada. Budući da je težina projektiranog helikoptera 3,5 tona, ;

3.5.2 Izračun specifične smanjene snage u vodoravnom letu pri najvećoj brzini

Izračun specifične smanjene snage u horizontalnom letu pri najvećoj brzini provodi se prema formuli (3.5.2.1)

gdje je faktor iskorištenja snage pri najvećoj brzini leta,

Karakteristike prigušnice motora ovisno o brzini leta:

3.5.3 Izračun specifične smanjene snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini

Izračun specifične smanjene snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini provodi se prema formuli (3.5.3.1)

gdje je faktor iskorištenja snage pri ekonomskoj brzini leta,

i - stupnjevi prigušenja motora, ovisno o visini dinamičkog stropa H i brzinu leta V din u skladu sa sljedećim karakteristikama leptira za gas:

3.5.4 Izračun specifične smanjene snage u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini kada jedan motor otkaže

Izračun specifične smanjene snage u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini u slučaju kvara jednog motora provodi se prema formuli (3.5.4.1)

gdje je faktor iskorištenja snage pri ekonomskoj brzini leta;

Stupanj prigušivanja motora u hitnom načinu rada;

Broj motora helikoptera;

Stupanj prigušenja motora kada leti blizu tla ekonomskom brzinom:

3.5.5 Proračun potrebne snage porivnog sustava

Za izračun potrebne snage porivnog sustava, vrijednost specifične smanjene snage odabire se iz uvjeta (3.5.5.1)

Potrebna snaga N pogonski sustav helikoptera bit će jednak:

gdje je težina uzlijetanja helikoptera;

g= 9,81 m 2 /s - ubrzanje slobodnog pada;

3.6 Odabir motora

Prihvaćamo dva plinskoturbinska motora GTD-1000T ukupne snage 2×735,51 kW. Uvjet je ispunjen.

4 Proračun mase goriva

4.1 Druga aproksimacija proračuna brzine krstarenja

Prihvaćamo vrijednost krstareće brzine prvog prilaza.

Budući da izračunavamo koeficijent indukcije pomoću formule (4.1.1):

Određujemo specifičnu snagu potrebnu za pogon glavnog rotora u letu u modu krstarenja pomoću formule (4.1.2):

gdje je najveća vrijednost specifične smanjene snage porivnog sustava,

Koeficijent promjene snage ovisno o brzini leta, izračunat po formuli:

Izračunavamo brzinu krstarenja drugog prilaza:

Određujemo relativno odstupanje krstarećih brzina prve i druge aproksimacije:

Budući da preciziramo brzinu krstarenja prve aproksimacije, uzima se da je ona jednaka izračunatoj brzini druge aproksimacije. Zatim ponavljamo izračun koristeći formule (4.1.1) - (4.1.5):

Prihvacamo.

4.2 Izračun specifične potrošnje goriva

Specifična potrošnja goriva izračunava se pomoću formule (4.2.1):

gdje je koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o načinu rada motora,

Koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o brzini leta, koji se određuje formulom (4.2.2):

Specifična potrošnja goriva pri polijetanju, ;

Koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o temperaturi,

Koeficijent promjene specifične potrošnje goriva ovisno o visini leta, ;

4.3 Proračun mase goriva

Masa goriva potrošena na letu bit će jednaka:

, (4.3.1)

gdje je specifična snaga potrošena pri brzini krstarenja;

Brzina krstarenja;

Specifična potrošnja goriva;

L- raspon leta;

5 Određivanje mase dijelova i sklopova helikoptera

5.1 Proračun mase lopatica glavnog rotora

Masa lopatica glavnog rotora određena je formulom (5.1.1):

Gdje R- radijus glavnog rotora;

s- punjenje glavnog rotora;

5.2 Proračun mase glavčine rotora

Masa glavčine glavnog rotora izračunava se pomoću formule (5.2.1):

gdje je težinski koeficijent čahura modernih izvedbi, ;

Koeficijent utjecaja broja lopatica na masu glavčine, koji se izračunava formulom (5.2.2):

Centrifugalna sila koja djeluje na lopatice, koja se izračunava formulom (5.2.3):

5.3 Izračun mase sustava upravljanja povišenjem tlaka

Sustav upravljanja pojačivačem uključuje zakretnu ploču, hidraulične pojačivače i hidraulički sustav upravljanja glavnim rotorom. Masa upravljačkog sustava za povišenje tlaka izračunava se pomoću formule (5.3.1):

Gdje b- tetiva oštrice;

Koeficijent težine kontrolnog sustava za povišenje tlaka, koji se može uzeti jednak 13,2 kg/m 3 ;

5.4 Izračun mase sustava ručnog upravljanja

Izračun mase ručnog upravljačkog sustava provodi se prema formuli (5.4.1):

gdje je težinski koeficijent sustava ručnog upravljanja, uzet za jednorotorne helikoptere jednak 25 kg/m;

5.5 Proračun mase glavnog mjenjača

Masa glavnog mjenjača ovisi o zakretnom momentu na vratilu glavnog rotora i izračunava se pomoću formule (5.5.1):

gdje je težinski koeficijent čija je prosječna vrijednost 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Maksimalni okretni moment na osovini glavnog rotora određen je kroz smanjenu snagu pogonskog sustava N i brzina propelera w:

gdje je faktor iskorištenja snage pogonskog sustava čija se vrijednost uzima ovisno o masi uzlijetanja helikoptera. Od tad;

5.6 Izračun mase pogonskih jedinica repnog rotora

Potisak repnog rotora izračunava se:

gdje je moment na osovini glavnog rotora;

Razmak između osi glavnog i repnog rotora.

Udaljenost L između osi glavnog i repnog rotora jednak je zbroju njihovih radijusa i zazora d između krajeva njihovih oštrica:

gdje je razmak, uzet jednak 0,15 ... 0,2 m;

Radijus repnog rotora. Od tad

Snaga potrošena za rotaciju repnog rotora izračunava se pomoću formule (5.6.3):

gdje je relativna učinkovitost repnog rotora, koja se može uzeti jednaka 0,6...0,65.

Zakretni moment koji prenosi osovina upravljača jednak je:

gdje je brzina rotacije vratila upravljača, koja se nalazi prema formuli (5.6.5):

Zakretni moment koji prenosi osovina prijenosa pri okretajima u minuti jednak je:

Težina m u prijenosnom vratilu:

gdje je koeficijent težine za prijenosno vratilo, koji je jednak 0,0318 kg/(Nm) 0,67;

Masa međumjenjača određena je formulom (5.6.9):

gdje je koeficijent težine za međumjenjač, jednak 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Masa repnog mjenjača koji rotira repni rotor:

gdje je koeficijent težine za repni mjenjač čija je vrijednost 0,105 kg/(Nm) 0,8;

5.7 Proračun mase i glavnih dimenzija repnog rotora

Masa i glavne dimenzije repnog rotora izračunavaju se ovisno o njegovom potisku.

Koeficijent potiska repnog rotora je:

Punjenje lopatica repnog rotora izračunava se na isti način kao i za glavni rotor:

gdje je dopuštena vrijednost omjera koeficijenta potiska i punjenja repnog rotora,

Duljina tetive i relativno produljenje lopatica repnog rotora izračunavaju se pomoću formula (5.7.3) i (5.7.4):

gdje je broj lopatica glavnog rotora,

Masa lopatica repnog rotora izračunava se pomoću empirijske formule (5.7.5):

Vrijednost centrifugalne sile koja djeluje na lopatice repnog rotora i koju percipiraju šarke glavčine izračunava se pomoću formule (5.7.6):

Masa glavčine repnog rotora izračunava se pomoću iste formule kao i za glavni rotor:

gdje je centrifugalna sila koja djeluje na lopaticu repnog rotora;

Koeficijent težine za čahuru, koji je jednak 0,0527 kg/kN 1,35;

Koeficijent težine ovisno o broju noževa i izračunat prema formuli (5.7.8):

5.8 Proračun mase porivnog sustava helikoptera

Specifična masa pogonskog sustava helikoptera izračunava se pomoću empirijske formule (5.8.1):

, (5.8.1)

Gdje N- snaga pogonskog sustava;

Masa pogonskog sustava bit će jednaka:

5.9 Izračun težine trupa i opreme helikoptera

Masa trupa helikoptera izračunava se pomoću formule (5.9.1):

gdje je površina isprane površine trupa:

Tablica 5.8.1

Prva aproksimacija težine pri polijetanju;

Koeficijent jednak 1,1;

Težina sustava goriva:

gdje je masa goriva potrošena na letu;

Pretpostavljeni težinski koeficijent za sustav goriva je 0,09;

Težina stajnog trapa helikoptera je:

gdje je koeficijent težine ovisno o dizajnu šasije. Budući da projektirani helikopter ima uvlačivi stajni trap, dakle

Masa električne opreme helikoptera izračunava se pomoću formule (5.9.5):

gdje je udaljenost između osi glavnog i repnog rotora;

Broj lopatica glavnog rotora;

R- radijus glavnog rotora;

Relativno produljenje lopatica glavnog rotora;

i - težinski koeficijenti za električne žice i drugu električnu opremu,

Težina ostale helikopterske opreme:

gdje je težinski koeficijent čija je vrijednost 1.

5.10 Izračun težine uzlijetanja helikoptera druge aproksimacije

Masa praznog helikoptera jednaka je zbroju masa glavnih jedinica:

Težina polijetanja drugog prilaza helikoptera:

Određujemo relativno odstupanje masa prve i druge aproksimacije:

Relativno odstupanje masa prve i druge aproksimacije zadovoljava uvjet. To znači da je proračun parametara helikoptera obavljen ispravno.

6 Opis rasporeda helikoptera

Projektirani helikopter izrađen je po jednorotornoj konstrukciji s repnim rotorom, dva plinskoturbinska motora i kliznim stajnim trapom.

Trup aviona je polu-monokok. Nosivi energetski elementi trupa izrađeni su od aluminijskih legura i imaju antikorozivni premaz. Prednji dio trupa s nadstrešnicom kokpita i poklopci gondola motora izrađeni su od kompozitnog materijala na bazi stakloplastike. Pilotska kabina ima dvoja vrata, prozori su opremljeni sustavom protiv zaleđivanja i brisačima vjetrobrana. Lijeva i desna vrata teretno-putničke kabine i dodatni otvor u stražnjem dijelu trupa osiguravaju pogodnost utovara bolesnih i ozlijeđenih osoba na nosilima, kao i tereta velikih dimenzija. Klizna šasija izrađena je od čvrstih savijenih metalnih cijevi. Opruge su prekrivene oprugama. Potpora repa sprječava da repni rotor dodiruje sletnu plohu. Lopatice glavnog i repnog rotora izrađene su od kompozitnih materijala na bazi stakloplastike i mogu biti opremljene sustavom protiv zaleđivanja. Glavčina glavnog rotora s četiri lopatice je bez šarki, izrađena je od dvije grede od stakloplastike koje se križaju, na svaku od kojih su pričvršćene dvije lopatice. Glavčina repnog rotora s dvije lopatice i zajedničkim horizontalnim zglobom. Spremnici goriva ukupnog kapaciteta 850 litara smješteni su u podu trupa. Sustav upravljanja helikopterom je fly-by-wire bez mehaničkog ožičenja, ima četverostruku digitalnu redundanciju i dva puta redundantno neovisno napajanje električnom energijom. Suvremena letačka i navigacijska oprema osigurava letove u jednostavnim i nepovoljnim vremenskim uvjetima, kao i letove po VFR i IFR pravilima. Parametri helikopterskih sustava prate se pomoću on-board informacijskog nadzornog sustava BISK-A. Helikopter je opremljen sustavom upozorenja i signalizacije u nuždi.

Helikopter može biti opremljen sustavom za slijetanje na vodu, kao i sustavima za gašenje požara i raspršivanje kemikalija.

Elektranu čine dva plinskoturbinska motora GTD-1000T ukupne snage 2×735,51 kW. Motori su postavljeni na trupu u zasebnim gondolama. Usisnici zraka su bočni, opremljeni uređajima za zaštitu od prašine. Bočne stranice gondola se spajaju na šarkama i tvore servisne platforme. Osovine motora pružaju se pod kutom u odnosu na središnji mjenjač i odjeljak za dodatnu opremu. Ispušne mlaznice motora su otklonjene prema van pod kutom od 24". Za zaštitu od pijeska ugrađeni su filtri koji sprječavaju 90% prodiranja čestica promjera većeg od 20 mikrona u motor.

Prijenos se sastoji od mjenjača motora, međumjenjača, kutnog mjenjača, glavnog mjenjača, osovine pomoćnog agregata i mjenjača, osovine upravljača i kutnog mjenjača. Prijenosni sustav koristi legure titana.

Električni sustav sastoji se od dva izolirana strujna kruga, od kojih se jedan napaja generatorom izmjenične struje napona 115-120V, a drugi strujni krug napaja generator istosmjerne struje napona 28V. Generatori se pokreću iz prijenosnika glavnog rotora.

Komunikacijska oprema uključuje komandni HF-pojas - "Yurok", interkom uređaj SPU-34.

Bibliografija

Dizajn helikoptera / V.S. Krivtsov, L.I. Losev, Ya.S. Karpov. - Udžbenik. - Kharkov: Nat. zrakoplovstvo Sveučilište "Khark" zrakoplovstvo Institut", 2003. - 344 str.
www.wikipedia.ru
www.airwar.ru
narod.ru
http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

Preuzimanje datoteka: Nemate pristup preuzimanju datoteka s našeg poslužitelja.

FIZIKA ROTORA

Veličanstveni stroj - helikopter! Njegove izvanredne kvalitete čine ga nezamjenjivim u tisućama slučajeva. Samo helikopter može okomito uzlijetati i slijetati, nepomično lebdjeti u zraku, kretati se bočno, pa čak i repom naprijed.

Odakle dolaze takve divne prilike? Kakva je fizika njegova leta7 Pokušajmo ukratko odgovoriti na ova pitanja.

Rotor helikoptera stvara uzgon. Lopatice propelera su isti propeleri. Postavljeni pod određenim kutom u odnosu na horizont, ponašaju se poput krila u struji ulaznog zraka: tlak se javlja ispod donje ravnine lopatica, a vakuum se pojavljuje iznad njega. Što je ta razlika veća, to je uzgon veći. Kada sila podizanja premaši težinu helikoptera, on polijeće, ali ako se dogodi suprotno, helikopter se spušta.

Ako se na krilu aviona sila uzgona pojavljuje samo kada se avion kreće, onda se na "krilu" helikoptera pojavljuje čak i kada helikopter stoji: "krilo" se kreće. Ovo je glavna stvar.

Ali helikopter je dobio na visini. Sada treba letjeti naprijed. Kako to učiniti? Vijak stvara samo potisak prema gore! Pogledajmo u kokpit u ovom trenutku. Okrenuo je kontrolnu palicu od sebe. Helikopter se lagano nagnuo na nos i poletio naprijed. Zašto?

Kontrolna tipka spojena je na domišljatu napravu – prijenosni stroj. Ovaj mehanizam, izuzetno zgodan za upravljanje helikopterom, izumio je tijekom svojih studentskih godina akademik B. N. Yuryev. Dizajn mu je prilično složen, ali mu je svrha omogućiti pilotu da po želji mijenja kut lopatica prema horizontu.

Nije teško razumjeti da se tijekom horizontalnog leta helikoptera pritisak njegovih lopatica kreće različitim brzinama u odnosu na okolni zrak. Lopatica koja ide prema naprijed kreće se prema struji zraka, a lopatica koja se okreće unazad kreće se uz struju. Stoga će brzina oštrice, a s njom i sila podizanja, biti veća kada se oštrica pomiče prema naprijed. Propeler će težiti okrenuti helikopter na bok.

Kako se to ne bi dogodilo, nonstrunteri su spojili lopatice s osi pomično, na šarkama. Zatim se prednja lopatica počela uzdizati i lepršati s većom silom podizanja. Ali to se kretanje više nije prenosilo na helikopter; letio je mirno. Zahvaljujući lelujajućem kretanju oštrice, njezina podizna sila ostala je konstantna tijekom cijele revolucije.

Međutim, to nije riješilo problem kretanja naprijed. Uostalom, trebate promijeniti smjer potiska propelera i prisiliti helikopter da se kreće vodoravno. To je omogućeno zakretnom pločom. Kontinuirano mijenja kut svake lopatice propelera tako da se najveći uzgon javlja otprilike u stražnjem sektoru njegove rotacije. Rezultirajuća sila potiska glavnog rotora se naginje, a helikopter se, također naginjući, počinje kretati naprijed.

Trebalo je dugo vremena da se stvori tako pouzdan i praktičan uređaj za upravljanje helikopterom. Uređaj za kontrolu smjera leta nije se pojavio odmah.

Vi, naravno, znate da helikopter nema kormilo. Da, ne treba rotorcraftu. Zamijenjen je malim propelerom postavljenim na repu. Kad bi ga pilot pokušao ugasiti, helikopter bi se sam okrenuo. Da, okrenuo se tako da bi se počeo sve brže okretati u smjeru suprotnom od okretanja glavnog rotora. To je posljedica reaktivnog momenta koji se javlja kada se glavni rotor vrti. Repni rotor sprječava okretanje repa helikoptera pod utjecajem reakcijskog momenta i uravnotežuje ga. A ako je potrebno, pilot će povećati ili smanjiti potisak repnog rotora. Tada će se helikopter okrenuti u pravom smjeru.

Ponekad rade bez repnog rotora, postavljajući dva glavna rotora na helikoptere, rotirajući jedan prema drugom. Reaktivni momenti u ovom su slučaju, naravno, uništeni.

Tako leti "terenska letjelica" i neumorni radnik - helikopter.

Polumjer R, m, glavnog rotora helikoptera s jednim rotorom izračunava se formulom:

gdje je težina uzlijetanja helikoptera, kg;

g - ubrzanje slobodnog pada jednako 9,81 m/s2;

p - specifično opterećenje površine koju briše glavni rotor,

Vrijednost specifičnog opterećenja p na površinu koju zahvata propeler odabire se prema preporukama iznesenim u radu /1/: gdje je p=280

Uzimamo radijus glavnog rotora jednak R=7,9

Kutna brzina w, s-1, rotacije glavnog rotora ograničena je vrijednošću periferne brzine wR krajeva lopatica, koja ovisi o težini uzlijetanja helikoptera i iznosila je wR=232 m. /s.

s-1.

broj okretaja u minuti

Ugradnja prednjih električnih prozora
Auto ima ručne prozore na prednjim vratima. Kako bismo poboljšali potrošačke kvalitete, ugradit ćemo električne prozore. Na temelju sljedećih izračuna: Trošak jednog mehanizma električnih prozora je 2000 rubalja. Cijena jednog ručnog mehanizma za podizanje prozora je 1000 rubalja. C =2*1000=2000 rub. C =2*2000=4000 rubalja...

Izračun površine odjela
Fotd = Sfob × Ko, m2 (2.26) gdje je Sfob – ukupna površina koju zauzima oprema, m2; Ko - koeficijent koji uzima u obzir radna područja, prolaze, prilaze; Fch = 18,721 × 3 = 56 m 2.6 Proračun rasvjete U proizvodnim prostorima predviđena je prirodna i umjetna rasvjeta. ...

Stanje sidrenog lanca prilikom otkačivanja plovila
Kada se plovilo povuče do mjesta gdje je položeno sidro, mijenja se stanje sidrenog lanca, što dovodi do promjene opterećenja električnog pogona. Kako bi se olakšala analiza rada sidrenog mehanizma i procjena sila na vodilicu, proces koji se razmatra konvencionalno je podijeljen u četiri faze. Faza I – odabir lanca koji leži na zemlji. Uz uključivanje sidrenog mehanizma...

§ 1. Namjena i vrste propelera
Svrha propelera je pretvoriti okretni moment koji se prenosi s motora u aerodinamičku silu. Nastanak aerodinamičke sile objašnjava treći zakon mehanike. Kako se propeler okreće, on hvata i izbacuje određenu masu zraka. Ta masa, opirući se izbačaju, gura propeler zajedno sa zrakoplovom u smjeru suprotnom od smjera izbačaja.
Razlog stvaranja aerodinamičke sile propelera je reakcija mase zraka koju izbacuje propeler.
Propeleri zrakoplova koriste se za stvaranje potiska potrebnog za tjeranje zrakoplova naprijed.
Glavni rotor helikoptera služi za stvaranje uzgona potrebnog za držanje helikoptera u zraku i potiska potrebnog za tjeranje helikoptera naprijed. Kao što je navedeno, jedna od prednosti helikoptera je njegova sposobnost kretanja u bilo kojem smjeru. Smjer kretanja helikoptera ovisi o tome gdje je nagnuta potisna sila glavnog rotora - naprijed, nazad ili u stranu (slika 1.32).
Glavni rotor osigurava upravljivost i stabilnost helikoptera u svim režimima. Dakle, glavni rotor istovremeno služi kao krilo, traktorski rotor i glavna komanda.
Repni rotori helikoptera služe za uravnoteženje reakcijskog momenta i kontrole smjera helikoptera.

§ 2. Osnovni parametri koji karakteriziraju glavni rotor
Glavni parametri koji karakteriziraju glavni rotor helikoptera uključuju:
Broj oštrica. Moderni helikopteri koriste propelere s tri, četiri i pet kraka. Povećanje broja lopatica pogoršava rad rotora zbog štetnog međusobnog utjecaja lopatica. Smanjenje broja lopatica (manje od tri) dovodi do pulsirajuće prirode potiska koji stvara rotor i povećanih vibracija helikoptera u letu. Promjer glavnog rotora D je promjer kruga koji opisuju krajevi lopatica tijekom rotacije. Polumjer te kružnice označava se slovom R i naziva se polumjer glavnog rotora. Udaljenost od osi rotacije glavnog rotora do razmatranog dijela označena je slovom g (slika 1.33).

Izračuni pokazuju da s istom snagom koja se dovodi na propeler, njegov potisak raste s povećanjem promjera. Tako, primjerice, udvostručenje promjera povećava potisak za 1,59 puta, povećanje promjera pet puta povećava potisak za 2,92 puta.
Međutim, povećanje promjera povezano je s povećanjem težine propelera, s velikim poteškoćama u osiguravanju čvrstoće lopatica, s komplikacijom tehnologije proizvodnje lopatica, s povećanjem duljine repa. bum, itd.
Stoga se pri razvoju helikoptera odabire određeni optimalni promjer.

Područje koje briše glavni rotor F0M je područje kruga opisanog krajevima lopatica glavnog rotora tijekom rotacije.
Uvodi se pojam brišenog područja jer se to područje može smatrati određenom nosivom površinom, slično krilu zrakoplova zbog viskoznosti i tromosti zraka, koji strujanjem kroz brišeno područje stvara jedan zajednički mlaz. propeler. Moderni helikopteri imaju F0M= 100-:-1000 m2.
Opterećenje zahvatne površine p omjer je težine helikoptera G i površine koju zahvati propeler tijekom svoje rotacije:
FomP=G/Fom(kg/m2).
Povećanje p dovodi do smanjenja maksimalne visine leta i povećanja brzine spuštanja u samorotirajućem načinu rada glavnog rotora.
Za moderne helikoptere P=12-:-45kg/m2, odnosno 118-:-440n/m2

Faktor punjenja Q je vrijednost koja pokazuje koji dio pometene površine čini površina svih lopatica propelera.

Oblik oštrice u tlocrtu(Slika 1.34). Lopatica glavnog rotora može imati pravokutni, trapezoidni ili mješoviti tlocrt. Suženje trapezoidne oštrice nije veće od 2-3.
Konus oštrice je omjer tetive na kundaku i tetive vrha.
Profil oštrice je oblik njenog presjeka. Za lopatice rotora koriste se profili slični onima kod krila zrakoplova. Obično su to asimetrični profili relativne debljine c =
7-=-14%’. Oblik profila po dužini može biti varijabilan (aerodinamično uvijanje lopatice). Pri odabiru oblika profila nastoji se osigurati najveća aerodinamička kvaliteta

Napadni kut presjeka lopatice a je kut između tetive profila i smjera nadolazećeg strujanja zraka u određenom presjeku. Veličina napadnog kuta određuje vrijednosti koeficijenata aerodinamičke sile.

Kut ugradnje F naziva se kut između tetive profila i ravnine rotacije glavnog rotora. Kut ugradnje propelera helikoptera mjeri se na udaljenosti od 0,7 polumjera rotora.Ova konvencija je uvedena zbog prisutnosti geometrijskog uvijanja lopatica, zbog čega svi dijelovi lopatica imaju različitu (smanjujuću prema kraju) ugradnju kutovi. Potreba za geometrijskim uvijanjem objašnjava se na sljedeći način. Prvo, zbog povećanja obodne brzine prema kraju lopatice dolazi do neravnomjerne raspodjele induciranih brzina, a posljedično i aerodinamičkih sila po duljini lopatice. Kako bi se osigurala ravnomjernija raspodjela opterećenja, kut ugradnje prema kraju noža je smanjen. Drugo, u letu prema naprijed, zbog povećanja napadnog kuta na određenom položaju lopatica, dolazi do zastoja strujanja na krajevima lopatica; prisutnost geometrijskog uvijanja gura krajnji zastoj prema većim brzinama leta. O ovom pitanju će se detaljnije raspravljati u nastavku.
Uspon lopatice glavnog rotora mijenja se kada se okreće u aksijalnom zglobu, tj. oko uzdužne osi.
Strukturno, glavni rotor je dizajniran na takav način da se sve njegove lopatice u aksijalnom zglobu mogu istovremeno okretati pod istim kutom ili pod različitim kutovima.
Napadni kut rotora. Gore je rečeno da se površina koju zahvati glavni rotor može smatrati nosivom površinom, na čiju jedinicu površine pada određeno opterećenje.
Uvedimo pojam - napadni kut glavnog rotora A, pod kojim podrazumijevamo kut između ravnine rotacije glavnog rotora i smjera nadolazećeg strujanja zraka (pravac leta). Ako se protok približava ravnini rotacije glavnog rotora odozdo (slika 1.36), napadni kut se smatra pozitivnim, ako je odozgo - negativan.
Budući da se helikopter kreće u zraku u bilo kojem smjeru, napadni kut glavnog rotora može varirati unutar ±180°. S vertikalnim spuštanjem A = +90°, s vertikalnim usponom A = -90°.

Kut azimutalnog položaja lopatice. Kada helikopter leti, rotacijsko gibanje lopatica glavnog rotora kombinira se s kretanjem prema naprijed cijelog helikoptera kao cjeline. Iz tog razloga uvjeti rada lopatica uvelike ovise o njihovom položaju u odnosu na smjer leta. Za procjenu karakteristika rada lopatica ovisno o njihovom položaju uvodi se pojam azimutnog položaja lopatice.
Azimutalni položajni kut lopatice je kut između smjera leta i uzdužne osi lopatice (slika 1.37).

Općenito je prihvaćeno da je φ = 0 ako se uzdužna os lopatice podudara sa smjerom nadolazećeg protoka zraka. Treba napomenuti (budući da se helikopter može kretati naprijed, nazad ili bočno) da se u svim slučajevima kut azimutalnog položaja mora mjeriti iz smjera lopatice, koji se podudara sa smjerom nadolazećeg zračnog toka. Brojanje se obično provodi u smjeru vrtnje glavnog rotora. Očito je da se kut azimutalnog položaja lopatice mijenja od 0 do 360° (od 0 do 2l) po okretaju.
Broj okretaja glavnog rotora. Zbog činjenice da su rotori helikoptera rotori velikog promjera, njihova brzina je mala - 100-600 okretaja u minuti.
Kako proračuni pokazuju, da bismo imali propeler s najvećim mogućim potiskom (za određenu snagu), potrebno je povećati njegov promjer i smanjiti brzinu. Tako, na primjer, da bi se potisak povećao za tri puta, brzina se mora smanjiti za petnaest puta (u ovom slučaju, promjer propelera će se povećati za oko pet puta).
Za određeni propeler, potisak se povećava s povećanjem brzine, ali to zahtijeva povećanje ulazne snage.
Broj okretaja glavnog rotora ograničen je valnom krizom, koja se prvenstveno javlja na krajevima lopatica koje se kreću prema nadolazećem toku (blizu azimuta r = 90°).
Kako bi se izbjegli veliki gubici zbog svladavanja otpora valova, broj okretaja glavnih rotora suvremenih helikoptera odabran je tako da krajevi lopatica imaju podzvučne brzine protoka. U modernim helikopterima periferne brzine vrhova lopatica dosežu 200-250 m/s.
§ 3. Sila potiska idealnog rotora tijekom aksijalnog strujanja
Idealan vijak je vijak čiji rad ne uzima u obzir gubitke trenja i uvijanje mlaza iza vijka. Aksijalni način strujanja je način u kojem je strujanje zraka usmjereno duž osi rotacije propelera. U ovom slučaju napadni kut glavnog rotora je 90°. U režimu aksijalnog protoka, glavni rotor radi tijekom lebdenja, vertikalnog uspona i vertikalnog spuštanja helikoptera.
Glavni rotor usisava zrak brzinom U1, a izbacuje ga brzinom U2. Brzine U1 i U2 nazivamo induktivnim brzinama (sl. 1.38).

Ako je brzina strujanja oko propelera jednaka V, tada ispred propelera postaje jednaka V + U1, a iza propelera V+U2.
Zračna masa, prošavši brišeno područje, dobiva ubrzanje j pod djelovanjem sile F koju stvara propeler. Na temelju trećeg zakona mehanike, zrak djeluje na rotor istom veličinom, ali suprotno usmjerenom silom T. Sila T je potisak propelera. Na temelju drugog zakona mehanike, T=mj. Masa zraka koji prolazi kroz pometenu površinu može se odrediti množenjem volumena s gustoćom mase. N. E. Zhukovsky teorijski je dokazao i eksperimentalno potvrdio da je induktivna brzina odbijanja dvostruko veća od induktivne brzine usisavanja. Drugim riječima, inducirana brzina na disku propelera jednaka je polovici ukupnog prirasta brzine dobivenog zrakom koji prolazi kroz propeler.

Induktivna brzina usisavanja određena je eksperimentalno i iznosi 8-15 m/sek.
Iz dobivene formule potiska proizlazi da sila potiska glavnog rotora ovisi o masenoj gustoći zraka, zahvaćenoj površini i induktivnoj brzini usisavanja.
S povećanjem visine leta ili porastom temperature okoline gustoća mase P, a time i sila potiska, opada. Povećanjem brzine i koraka propelera povećava se induktivna brzina U1 (potisak propelera).
Područje koje briše glavni rotor Fov je projektni parametar i konstantan je za određeni rotor.
Potisak rotora može se dobiti i na drugi način - kao zbroj aerodinamičkih sila koje stvaraju pojedinačne lopatice, budući da je strujanje oko lopatica slično strujanju oko krila. Razlika je, međutim, u tome što se oštrica ne kreće translatorno, već rotacijsko, pa se stoga svi njezini dijelovi (elementi) kreću različitim brzinama. Stoga se aerodinamička sila koju stvara lopatica mora izračunati kao zbroj aerodinamičkih sila koje djeluju
na element oštrice (Sl. 1.39).

Sila podizanja elementa lopatice ΔY i otpor elementa ΔX razlikuju se po veličini od sile potiska elementa ΔT i sile otpora rotacije elementa ΔQ.
To se objašnjava činjenicom da je sila uzgona usmjerena okomito na tok koji pada na dionicu, sila otpora je usmjerena duž toka, vučna sila je okomita na ravninu rotacije elementa, a sila otpora na rotacija se nalazi u ravnini rotacije.
§ 4. Sila potiska rotora tijekom kosog strujanja
Pod kosim režimom strujanja podrazumijeva se režim u kojem je strujanje zraka usmjereno pod određenim proizvoljnim napadnim kutom na ravninu rotacije glavnog rotora (koji nije jednak 90°). Ovaj način se provodi tijekom horizontalnog leta helikoptera, kao i tijekom penjanja i spuštanja duž nagnute putanje.

Da bismo pojednostavili problem koji proučavamo, prvo ćemo razmotriti slučaj bočnog strujanja oko glavnog rotora, tj. slučaj u kojem je strujanje usmjereno paralelno s ravninom rotacije glavnog rotora, a napadni kut rotora je nula. U ovom slučaju, nadolazeća brzina strujanja V zbraja se usisnoj brzini u i daje rezultirajuću brzinu V1 (slika 1.41). Očito je da je V>u1.

Iz formule je jasno da je pri istoj brzini izbačaja U2 potisak propelera tijekom bočnog strujanja veći nego kod aksijalnog strujanja. Fizički, to se objašnjava povećanjem sekundarne mase zraka koji struji kroz područje koje briše propeler.
Pri razmatranju općenitijeg slučaja kosog strujanja, kada se zrak približava ravnini koju vuče propeler pod nekim proizvoljnim napadnim kutom glavnog rotora A, dobivamo sličnu sliku. Potrebno je samo imati na umu da u svakom konkretnom slučaju rezultirajuća brzina strujanja zraka prema ravnini rotora mora biti jednaka geometrijskom zbroju brzine nadolazećeg strujanja i brzine usisavanja.
§ 5. Promjena sile potiska glavnog rotora
s kosim strujanjem, ovisno o azimutnom položaju lopatica
Kod kosog strujanja oko rotora, brzina strujanja oko lopatica je zbroj brzine rotacijskog gibanja i translacijske brzine nadolazećeg strujanja zraka. Radi jednostavnosti razmišljanja, razmotrimo protok oko krajnjeg dijela oštrice. Imajte na umu da komponenta brzine nadolazećeg toka usmjerena duž lopatice ne sudjeluje u stvaranju uzgona. Obodna brzina krajnjeg presjeka je wR. Neka je brzina nadolazećeg toka jednaka V. Rastavimo ovu brzinu na pravac duž lopatice i okomito na nju (sl. 1.42).

Na azimutu 90° postaje jednak + V, a na azimutu 270° jednak -V. Tako tijekom jednog okretaja lopatice brzina strujanja oko nje doseže maksimum na azimutu od 90°, a minimum na azimutu od 270°.
Iz formule vidimo da je sila potiska lopatice promjenljiva veličina i ovisi o azimutu. Najveću vrijednost dobiva na azimutu od 90°, kada se brzini leta doda vrijednost periferne brzine, a najmanju vrijednost ima na azimutu od 270°, kada se od periferne brzine oduzme brzina leta.
Veličina sile potiska dvokrakog propelera ovisi o azimutu i promjenljiva je vrijednost. Promjenjiva komponenta sile potiska rotora s dvije lopatice uzrokuje povećane vibracije helikoptera, pa je stoga uporaba rotora s dvije lopatice ograničena. Da bi se izračunala sila potiska trokrakog propelera, potrebno je zbrojiti potisak tri lopatice koje su po azimutu udaljene 120°. Elementarni matematički proračuni pokazuju da kod propelera s tri ili više lopatica nestaje varijabilna komponenta i ukupni potisak postaje konstantna vrijednost, neovisna o azimutu.
Vrlo je važno napomenuti da se ukupna sila potiska rotora s lopaticama kruto pričvršćenim na glavčinu tijekom kosog puhanja ne poklapa s osi rotacije, već je pomaknuta prema lopaticama koje se kreću prema strujanju zraka. To se objašnjava činjenicom da je sila podizanja lopatica koje se kreću prema strujanju veća od sile podizanja lopatica koje se kreću u smjeru strujanja, a kao rezultat geometrijskog zbrajanja rezultanta sila podizanja pomaknuta je prema lopatice koje se kreću prema toku. Pomaknuta sila potiska glavnog rotora stvara moment prevrtanja (kotrljanja) u odnosu na težište helikoptera (slika 1.43). Glavni rotor s kruto učvršćenim lopaticama neizbježno bi prevrnuo helikopter kad bi pokušao stvoriti značajniju brzinu prema naprijed.
Osim momenta nagiba, koji nastoji prevrnuti helikopter u odnosu na uzdužnu os, s kosim puhanjem glavnog rotora, pojavljuje se i uzdužni moment, okrećući ravninu rotacije glavnog rotora u odnosu na poprečnu os kako bi se povećao napadni kut. Pojava ovog trenutka objašnjava se činjenicom da su uvjeti strujanja oko lopatica u blizini azimuta od 180° bolji nego kod azimuta od 360°. Kao rezultat toga, točka primjene sile potiska propelera pomaknuta je prema naprijed od osi rotacije, što dovodi do stvaranja kooperativnog momenta. Veličina uzdužnog momenta elastične lopatice dodatno se povećava zbog savijanja lopatica prema gore pod djelovanjem sila podizanja zbog činjenice da nadolazeći tok djeluje na lopaticu koja se nalazi u području azimuta od 180° odozdo, dok na sl. 1.43.

Pojava momenta prevrtanja u propeleru s kruto učvršćenim lopaticama
oštrica koja se nalazi u području azimuta 0° je na vrhu (Sl. 1.44). Uklanjanje štetnog utjecaja prevrtanja i uzdužnih momenata provodi se zglobnim ovjesom

oštrice.
§ 6. Otpor rotora u kosom strujanju
Nosivom površinom smatra se ravnina koju zahvati rotor. Ova površina stvara uzgon i otpor zbog nadolazećeg strujanja zraka. Otpor glavnog rotora, po analogiji s krilom, sastoji se od profilnog i induktivnog.
U aksijalnom strujanju otpor profila lopatica u svim azimutima je isti i njihova rezultanta je nula.

Fizičko značenje pojave otpora profila kod kosih
tok se može predstaviti na sljedeći način.
Tijekom jednog okretaja, otpor oštrice se periodički mijenja,
dostižući maksimum na azimutu 90°, a minimum na azimutu 270°. Razlika u otporu između "napredujućih" i "povlačećih" lopatica daje silu usmjerenu u smjeru suprotnom od kretanja helikoptera. Ta sila je otpor profila glavnog rotora X pr (sl. 1.45). Induktivna reaktancija glavnog rotora može se objasniti istim
iz istih razloga kao i kod strujanja oko krila, tj. stvaranja vrtloga, koji troše energiju strujanja. Čeoni otpor glavnog rotora sastoji se od profilnog i induktivnog X nv = X pr + X in
Veličina otpora glavnog rotora ovisi o obliku profila lopatica, kutu njihove ugradnje, broju okretaja, brzini leta i napadnom kutu glavnog rotora.
Otpor glavnog rotora mora se uzeti u obzir kada se leti u načinu rotacije.

§ 7. Zona obrnutog toka
Kada se oštrica pomiče u azimutu F = 180-:-360°, dijelovi oštrice koji se nalaze u blizini kundaka ne kreću se oko ruba napada, već od ruba protoka. Dapače, po azimutu

270° takav će tok biti oko svih dijelova lopatice koji se nalaze od osi rotacije do točke na lopatici u kojoj je v = wr, tj. do točke gdje je periferna brzina jednaka brzini leta (sl. 1.46) . Zbog suprotnog smjera ovih brzina ukupna brzina
protok oko ove točke je nula (Wr = 0).
S obzirom na različite vrijednosti φ, lako je dobiti iz potonjeg
izrazi za zonu obrnutog toka. Lako je provjeriti da ova zona predstavlja krug promjera d = V/w, koji se nalazi na disku koji okreće glavni rotor (slika 1.46).
Prisutnost zone obrnutog protoka je negativna pojava. Dio lopatice koji prolazi kroz ovu zonu stvara silu prema dolje, što smanjuje potisak rotora i dovodi do povećanja

vibracije lopatica i cijelog helikoptera. Kako se brzina leta povećava, zona obrnutog toka se povećava.
Veličina zone reverznog toka može se procijeniti koeficijentom karakteristike načina rada glavnog rotora m. Pod
Koeficijent karakteristike načina rada glavnog rotora shvaća se kao omjer translacijske brzine i obodne brzine
brzina krajnjeg dijela oštrice.
Koeficijent pokazuje u kojem se dijelu nalazi oštrica
azimuta 270°, nalazi se u zoni obrnutog toka. Na primjer,
ako je m = 0,25, tada je d = 0,25 R. To znači da četvrti dio lopatice radi u obrnutim uvjetima
protok okolo, a promjer zone reverznog toka je 25% radijusa rotora.
§ 8 Gubici energije iz glavnog rotora. Relativna učinkovitost propelera
Pri izvođenju formule za potisak idealnog propelera (§ 3 ovog poglavlja) zanemarili smo sve vrste gubitaka. Kada pravi propeler radi u radnim uvjetima, oko 30% snage potrebne za njegovo okretanje troši se na svladavanje otpora profila lopatica. Veličina gubitaka profila ovisi o obliku profila i stanju površine.
Analizirajući rad idealnog puža, pretpostavili smo da je induktivna brzina u svim točkama zahvatne površine ista. Ali to nije istina. U blizini lopatice inducirana je brzina veća nego u međuprostorima između lopatica. Osim toga, inducirana brzina se mijenja duž lopatice, povećavajući se s povećanjem radijusa presjeka, zbog povećanja obodne brzine presjeka (slika 1.47). Dakle, polje induciranih brzina koje stvara rotor je nejednoliko.

Susjedni tokovi zraka gibaju se različitim brzinama, zbog čega zbog utjecaja viskoznosti zraka nastaju gubici zbog neravnomjernosti strujanja ili induktivni gubici koji iznose oko 6% potrebne snage. Jedan od načina smanjenja tih gubitaka je geometrijsko uvijanje lopatica.
Glavni rotor ne samo da izbacuje masu zraka, stvarajući tako potisak, već i vrti mlaz. Gubici zbog vrtloženja mlaza iznose oko 0,2% snage dovedene propeleru.
Zbog razlike u tlaku ispod i iznad ravnine rotacije rotora, zrak struji odozdo prema gore po obodu diska rotora. Iz tog razloga, određeni uski prsten koji se nalazi oko oboda ravnine koju okreće glavni rotor ne sudjeluje u stvaranju potiska (slika 1.48). Dijelovi stražnjice lopatica, gdje se nalaze točke pričvršćenja, također ne sudjeluju u stvaranju vučne sile. Ukupno, krajnji i čeoni gubici čine oko 3% potrebne snage.
Zbog prisutnosti navedenih gubitaka, snaga potrebna za rotaciju pravog propelera, stvarajući potisak jednak potisku idealnog propelera, je veća.
Koliko je ovaj ili onaj pravi propeler uspješan sa stajališta osiguranja minimalnih gubitaka može se prosuditi

prema relativnoj učinkovitosti glavnog rotora g| 0, što je omjer snage potrebne za odbijanje zraka i stvaranje danog potiska i snage koja je stvarno utrošena na rotiranje pravog propelera stvarajući isti potisak.

§ 9. Zglobni ovjes lopatica rotora
U § 2. ovog poglavlja istaknuto je da rotori imaju aksijalne zglobove, koji služe za promjenu koraka propelera u letu. Promjena nagiba postiže se rotiranjem lopatica oko aksijalnih šarki unutar? = 0-15°.Osim aksijalnih zglobova, vijci imaju horizontalne i vertikalne zglobove.
Horizontalni zglob (HS) omogućuje oštrici da se otkloni u okomitoj ravnini. Zahvaljujući
Ova šarka omogućuje oštrici da se okreće prema gore kada se kreće protiv toka, i dolje kada se kreće u smjeru toka. Dakle, vodoravna šarka omogućuje oštricama da rade lepršave pokrete.
Kut između osi lopatice i ravnine glavčine propelera naziva se kut zamahivanja?. Con-
strukturalno, otklon oštrice u odnosu na vodoravni zglob ograničen je graničnicima (do
25-30°, dolje 4-8°). Unatoč prisutnosti mahanja u letu, lopatica ne dodiruje graničnike, budući da je raspon kutova mahanja manji od kuta između graničnika. Oštrica dodiruje graničnike samo kada dođe do snažnog pada brzine, i sukladno tome, kada postoji neprihvatljivo smanjenje centrifugalne sile oštrice.
Kada je helikopter parkiran, kada se glavni rotor ne okreće ili se vrti malim brzinama, krajevi lopatica se zbog težine savijaju prema dolje, a ako se lopatica nasloni na donji graničnik, dolazi do udara u repnu gredu ili trup. moguće. Stoga, osim donjeg graničnika, postoji i poseban graničnik prevjesa, koji pri malim brzinama sprječava da se lopatica pretjerano spusti i udari u helikopter.
Kako se brzina povećava, kada aerodinamičke sile savijaju krajeve lopatica prema gore, graničnik prevjesa se isključuje, nakon čega lopatica može napraviti mahajuće pokrete sve do donjeg graničnika.
Vertikalni zglob (VH) osigurava otklon oštrice u odnosu na čahuru u ravnini
rotacija vijka. U nastavku će biti pokazano da se lopatica pri rotaciji glavnog rotora može pomaknuti iz neutralnog (radijalnog) položaja natrag ili naprijed pod određenim kutom. Taj kut se naziva kut zaostajanja (prethoda) i označava se slovom ?. Veličina ovog kuta ograničena je graničnicima. Oštrica se može okrenuti natrag za? = 10-:-18° i naprijed za? = 6-:-8°*.
Prisutnost vodoravnih i okomitih šarki čini značajnu promjenu u radu nosivosti
vijak

* U tehničkim opisima, vrijednost kuta zaostajanja (napredovanja) nije navedena u odnosu na radijalni položaj oštrice, već u odnosu na okomitu na vodoravni zglob.
25
Prvo, potrebno je primijetiti formiranje takozvanog konusa (tulipana) zbog činjenice da pod djelovanjem podiznih sila lopatice odstupaju u odnosu na horizontalne šarke i izdižu se iznad ravnine rotacije glavčine. Drugo, zbog mahanja, sile podizanja lopatica u različitim azimutima su izjednačene, što omogućuje eliminiranje prevrtanja i nagiba helikoptera tijekom leta prema naprijed. Konačno, stražnji dijelovi lopatica su oslobođeni velikih momenata savijanja koji se javljaju kada su lopatice kruto ugrađene.
§ 10. Horizontalni zglob (HS)
Razmotrimo ravnotežu oštrice u odnosu na horizontalni zglob, tj. sile koje djeluju na oštricu
usta u ravnini okomitoj na ravninu rotacije (sl. 1.49).

U ovoj ravnini na oštricu djeluju sljedeće sile: (Gl - težina; Yl - sila podizanja; Fc. b -
centrifugalna sila.
Sila podizanja je 10-15 puta veća od težine oštrice. Najveća je centrifugalna sila, koja premašuje težinu oštrice za 100-150 puta. U ravnotežnom položaju, zbroj momenata svih sila koje djeluju na oštricu u odnosu na glavno vratilo trebao bi biti jednak nuli. Drugim riječima, rezultanta tih sila mora prolaziti kroz os glavnog vratila.
Pri rotaciji lopatica opisuje površinu blizu stošca, pa se kut ljuljanja naziva kut suženja.

S aksijalnim protokom, konstantnim korakom i okretajima, vrijednost kuta
Konus je sasvim jasan. Ako npr. povećate

nagiba lopatice, tada će pod utjecajem povećanog momenta od sile podizanja lopatica početi odstupati u smjeru povećanja kuta ljuljanja..
Kako se kut zakretanja povećava, moment se istovremeno povećava
centrifugalnu silu koja sprječava otklon lopatice, a kada se ponovno uspostavi ravnoteža, lopatica će se okretati pod velikim kutom zamaha.
U kosom strujanju u azimutima od 0-180°, lopatica se kreće prema strujanju, au azimutima od 180-360° - u smjeru strujanja. Lopatica koja se kreće prema struji dobiva povećanje sile podizanja i zavija se prema gore, budući da se moment sile podizanja ispostavlja većim od momenta centrifugalne sile (moment sile težine zanemaruje se zbog malih vrijednosti).
Kod lopatice koja se kreće u smjeru toka sila uzgona se smanjuje, a pod utjecajem momenta
centrifugalnom silom ljušti prema dolje. Tako se u jednom okretaju oštrica zanjiše prema gore i
zaljuljati se prema dolje.
Brzina strujanja je najveća na azimutu 90°, pa je stoga povećanje uzgona najveće ovdje.
Najmanja sila uzgona bit će na azimutu 270°, gdje je brzina strujanja minimalna, a utjecaj zone obrnutog strujanja najizraženiji. Međutim, zbog prisutnosti glavne osovine i kretnji lopatica, povećanje i smanjenje sila podizanja u navedenim azimutima relativno su mali. To se objašnjava promjenama u kutovima napada lepetajućih lopatica. Doista, kada se oštrica zamahne prema gore, napadni kut se smanjuje, a kada se oštrica zamahne prema dolje, povećava se (Sl. 1.50). Zbog toga je veličina sila uzgona u azimutima izjednačena, čime se praktički eliminiraju nagibni i uzdužni momenti koji djeluju na helikopter.

Kao rezultat toga, mora se reći da je svrha horizontalnih zglobova izjednačiti sile podizanja lopatica u svim azimutima i rasteretiti stražnje dijelove od momenata savijanja. Horizontalni zglobovi konstruktivno su udaljeni od osi rotacije propelera za određenu udaljenost Lgsh (sl. 1.51). Kod aksijalnog strujanja, os stošca rotacije i os rukavca se podudaraju. Stoga su centrifugalne sile Fcb lopatica, uvjetno primijenjene na glavnu osovinu, međusobno uravnotežene. Kod kosog strujanja os konusa i os rukavca se ne poklapaju i centrifugalne sile leže u različitim (paralelnim) ravninama. Te sile na određenom kraku c stvaraju moment M g. w = FcbS, što poboljšava upravljivost helikoptera. Osim toga, kada se helikopter slučajno otkloni u odnosu na uzdužnu ili poprečnu os, taj moment ima učinak prigušenja, tj. usmjeren je u smjeru suprotnom od otklona, što poboljšava stabilnost helikoptera.

§ 11. Kolaps stošca rotacije tijekom kosog puhanja
U prethodnom paragrafu je naznačeno da zbog prisutnosti horizontalnih šarki, lopatice se zakreću prema gore u azimutima 0-180°, a prema dolje u azimutima 180-360°. U stvarnosti, slika lepršavih pokreta lopatica izgleda nešto kompliciranije. Zbog činjenice da lopatice imaju masu, povećanje kuta

mlataranje po inerciji nastavlja se ne do azimuta 180°, već nešto dalje, smanjenje - ne do 360°, a također nešto dalje. Osim toga, blizu azimuta 180° zrak struji do lopatice odozdo, a blizu azimuta 360° odozgo, što također dodatno pridonosi stalnom povećanju kuta flappinga blizu azimuta od 180° i smanjenju kuta flappinga blizu azimuta od 360°.
Slika 1.52a prikazuje eksperimentalnu krivulju ovisnosti kuta flappinga o azimutu, dobivenu na postrojenju B-1. Za ispitivani model glavnog rotora s krutim lopaticama pri kosoj brzini puhanja od 20 m/s maksimalni kut zamaha bio je u azimutu 196°, a najmanji u azimutu 22°. To znači da je os stošca rotacije nagnuta natrag i ulijevo. Pojava odstupanja osi stošca rotacije rotora tijekom kosog strujanja naziva se začepljenjem stošca rotacije (sl. 1.53).

Teoretski, stožac glavnog rotora se naginje natrag i ulijevo tijekom kosog puhanja. Ovu blokadu potvrđuje gornji eksperiment. Međutim, na smjer bočnog kolapsa značajno utječe deformacija lopatica i odvajanje vodoravnih zglobova. Stvarna lopatica glavnog rotora nema dovoljnu krutost i pod utjecajem je sila koje na nju djeluju.
27

jako deformiran - savija se i uvija. Uvijanje se događa u smjeru pada napadnih kutova, pa stoga zamah prema gore prestaje ranije (F = 160°). Sukladno tome, i njihanje prema dolje prestaje ranije (φ = 340°).
Slika 1.52, b prikazuje eksperimentalnu krivulju ovisnosti kuta zakretanja a na azimutu, dobivenu na V-2 instalaciji. Pri ispitivanju modela propelera s fleksibilnim lopaticama maksimalni kut zamaha dobiven je pri azimutu φ = 170°, a najmanji pri azimutu φ = 334°. Stoga se u pravim helikopterima stožac rotacije naginje natrag i udesno. Vrijednost kuta sunovrata ovisi o brzini leta, koraku propelera i broju okretaja u minuti. S povećanjem koraka i brzine propelera te smanjenjem brzine osovina stošca vrtnje se povećava.
Modernim helikopterima upravlja se naginjanjem stošca rotacije u smjeru kretanja helikoptera. Na primjer, da bi krenuo naprijed, pilot skreće os stošca rotora prema naprijed (pomoću zakretne ploče). Nagib konusa je popraćen nagibom potiska glavnog rotora u odgovarajućem smjeru, što osigurava potrebnu komponentu za kretanje helikoptera (slika 1.32). Međutim, čim se brzina leta počne povećavati, zbog kosog strujanja, stožac pada unazad i na stranu. Učinak kolapsa stošca neutralizira se dodatnim pomicanjem upravljačke palice helikoptera.
§ 12. Okomiti zglob (VH)
Kako bi se uvjerili u to potrebno je osim vodoravne ugraditi i okomitu kuglastu
nir, razmotrite sile koje djeluju na oštricu u ravnini rotacije.
Pri rotaciji propelera na njegove lopatice u ravnini rotacije djeluju sile rotacijskog otpora Q l. U lebdećem načinu rada te će sile biti iste u svim azimutima. Kada postoji koso strujanje oko propelera, otpor lopatice koja se kreće prema strujanju veći je od otpora lopatice koja se kreće u smjeru strujanja. Prisutnost vodoravnih šarki i lepršavih pokreta lopatica pomaže smanjiti ovu razliku (zbog izjednačavanja napadnih kutova), ali je ne uklanja u potpunosti. Stoga je rotacijska sila otpora promjenjiva sila koja opterećuje korijenske dijelove lopatica.
Pri promjeni brzine na lopatice glavnog rotora djeluju inercijske sile, pri povećanju brzine one su usmjerene protiv vrtnje, a kod smanjenja brzine usmjerene su prema vrtnji rotora. Inercijske sile mogu nastati i kod stalnih okretaja glavčine rotora zbog neravnomjernog protoka zraka koji struji na disk rotora, što dovodi do promjene aerodinamičkih sila i dodatne tendencije lopatica da se pomiču u odnosu na glavčinu. U letu su inercijske sile relativno male. Međutim, na tlu u trenutku kada se nosač počinje okretati
Inercijske sile propelera dostižu veliku vrijednost i, ako se prijenos naglo uključi, mogu čak dovesti do loma lopatica.
Osim toga, prisutnost vodoravnih šarki koje osiguravaju pokrete lopatica, dovodi do činjenice da se središte gravitacije lopatice povremeno približava i odmiče od osi rotacije propelera (slika 1.54).

Na temelju zakona održanja energije, kinetička energija rotirajućeg nosača
propeler mora ostati konstantan bez obzira na mlatarajuće gibanje lopatice (promjene ostalih vrsta energije se zanemaruju). Kinetička energija rotirajućeg propelera određena je formulom:

gdje je m masa rotirajućih lopatica;
w-
kutna brzina rotacije oštrice,
g-udaljenost od osi rotacije do težišta lopatice;

Formula pokazuje da pri konstantnoj kinetičkoj energiji približavanje težišta lopatice osi rotacije (zamah prema gore) treba biti popraćeno povećanjem kutne brzine rotacije i uklanjanjem težišta lopatice. oštrica od osi rotacije (zamah prema dolje) trebala bi biti popraćena smanjenjem kutne brzine rotacije. Ovaj fenomen dobro je poznat plesačima koji povećavaju brzinu rotacije tijela naglim približavanjem ruku tijelu (slika 1.55). Sile pod čijim se utjecajem povećava ili smanjuje kutna brzina rotacije pri promjeni momenta tromosti rotacijskog sustava nazivaju se Coriolis.

Kada lopatice zamahnu prema gore, Coriolisove sile su usmjerene u smjeru vrtnje glavnog rotora, a kada lopatice zamahnu prema dolje, usmjerene su protiv njega.
Coriolisove sile koje nastaju tijekom mahanja dostižu značajne vrijednosti i opterećuju korijenske dijelove lopatica varijablama
momenti savijanja koji djeluju u ravnini vrtnje glavnog rotora.
Dakle, ugradnja horizontalnih šarki, što je dopušteno
eliminiraju prijenos momenata savijanja na glavčinu propelera i rasterećuju čeone dijelove lopatica u ravnini mlataranja, istovremeno uzrokujući nepoželjne pojave povezane s pojavom Coriolisovih sila koje opterećuju korijenske dijelove lopatica promjenjivim momentom u ravnina rotacije. Izmjenični moment Coriolisovih sila prenosi se na ležajeve glavne osovine, glavčinu glavnog rotora i osovinu motora, uzrokujući izmjenična opterećenja, što dovodi do ubrzanog trošenja glavnih glavnih ležajeva i vibracija
helikopter.
Da bi se korijenski dijelovi lopatica rasteretili od izmjeničnih momenata savijanja koji djeluju u ravnini rotacije, a čahure od izmjeničnih opterećenja koja uzrokuju vibracije helikoptera, ugrađeni su okomiti zglobovi koji u ravnini rotacije rotora osiguravaju oscilatorna kretanja rotora. oštrice.
Osim razmatranih sila, na oštricu u ravnini rotacije djeluje i centrifugalna sila.
U prisutnosti okomitog zgloba i ravnomjernog polja brzine dolaznog protoka zraka u načinu rada
lebdeća lopatica zaostaje za radijalnim položajem za određeni kut?. Slika 1.56 prikazuje veličinu kuta zaostajanja?, određenu jednakošću momenata:

Fts.bLts.b =Ql LQ.
Pri prijelazu na let s translatornom brzinom, aerodinamičkim silama se dodaju promjenjive inercijalne i Coriolisove sile, a same aerodinamičke sile također postaju promjenjive. Pod utjecajem tih sila, lopatica čini složeno kretanje, koje se sastoji od rotacijskog gibanja, translatornog (zajedno s helikopterom), zamašnjaka u odnosu na glavnu osovinu i oscilatornog gibanja u odnosu na glavnu osovinu.
Ako postoji VSC, oštrica se okreće na

Neki kut zaostajanja? (Slika 1.57, a). U ovom slučaju, lopatica je postavljena tako da je rezultanta aerodinamičke i centrifugalne sile N usmjerena duž njene osi. Prenošenjem rezultante na os glavnog vratila i dijeljenjem na sile A i B, osiguravamo da ležajevi glavnog vratila nisu jednako opterećeni. Doista, u prisutnosti jedne sile A, kako
prednji i stražnji ležaj GSH bili bi opterećeni istim radijalnim opterećenjem. Međutim, snaga
B, rasterećujući stražnji ležaj, dodatno opterećuje prednji, uzrokujući neravnomjerno trošenje ležajeva. Osim toga, sila B, koja je za GS aksijalna, zahtijeva ugradnju potisnih ležajeva.
Da bi se radni uvjeti glavnih ležajeva približili uvjetima simetričnog opterećenja, primjenjuje se pomak
Glavna osovina u odnosu na čahuru je naprijed u rotaciji (Sl. 1.57, b). Postoji li u ovom slučaju kut zaostajanja?
dovodi do činjenice da je os oštrice smještena približno okomito na os glavne osovine.

Budući da okomiti zglobovi omogućuju lopaticama da izvode oscilatorna kretanja u ravnini rotacije glavnog rotora, kako bi se spriječila mogućnost povećanja amplitude ovih vibracija na rotoru

Rotori modernih helikoptera opremljeni su posebnim prigušivačima - prigušivačima vibracija. Prigušivači su frikcioni ili hidraulički. Princip rada oba je pretvaranje energije vibracija u toplinsku energiju, koja se zatim rasipa u okolni prostor.
Na tlu, prije pokretanja motora i okretanja glavnog rotora, njegove lopatice moraju biti postavljene na prednje nosače propelera. To se radi kako bi se smanjilo kutno ubrzanje (sila inercije) lopatica u početnom trenutku rotacije.
Neravnomjerna rotacija lopatica u odnosu na propeler uzrokuje pomicanje težišta glavnog rotora s osi rotacije. Kao rezultat, kada se propeler okreće, javlja se inercijalna sila, koja uzrokuje vibracije (ljuljanje) helikoptera.
Ova pojava predstavlja posebnu opasnost kada glavni rotor radi na tlu, budući da vlastita frekvencija helikoptera na elastičnoj šasiji može biti jednaka ili višekratnik frekvencije pogonske sile, što dovodi do vibracija koje se obično nazivaju tlo rezonancija.
§ 13. Kompenzacija zamaha
Kao što je poznato, glavni razlog kolapsa konusa rotora su lamasti pokreti lopatica tijekom kosog strujanja. Što je veći maksimalni kut zakretanja prema gore, to je veći kolaps stošca rotacije. Prisutnost velike prepreke stošca je nepoželjna, jer zahtijeva dodatno otklon komandnih poluga za kompenzaciju prepreke pri upravljanju helikopterom u letu prema naprijed. Stoga je potrebno da se ravnoteža momenata u odnosu na glavno vratilo uspostavi pri manjoj amplitudi zakretnih gibanja.
Kako bi se osiguralo da je amplituda njihanja unutar tolerancije, koristi se kompenzacija njihanja. Načelo kompenzacije ljuljanja je da točka pričvršćenja kontrolne ruke (A) nije postavljena na os vodoravnog zgloba, već je pomaknuta prema oštrici (Sl. 1.58).

Ako točka A ne leži na osi vodoravnog zgloba i nepomična je, tada se pri zakretanju prema gore ugradni kut, a time i napadni kut oštrice, smanjuje, a pri zakretanju prema dolje povećava. Zbog promjena u napadnim kutovima pri zamahu lopatice nastaju aerodinamičke sile koje sprječavaju povećanje amplitude zamahnih pokreta.
Učinkovitost kompenzacije uvelike ovisi o tan ?1 (Sl. 1.58), koji se naziva karakteristika kompenzacije mlataranja. Što je veći tan ?1, to je veći kut za koji se mijenja kut ugradnje lopatice tijekom mlataranja. Posljedično, kako se tan ?1 povećava, učinkovitost kompenzacije mlataranja raste.
Postoji li kut zaostajanja? pri ugradnji okomitog zgloba može povećati amplitudu zamašnjaka
kretanja (sl. 1.59). Kada je lopatica zakrivljena oko propelera za neki kut? vodeći rub (točka A) bit će udaljeniji od glavnog oružja nego stražnji rub (točka B). Prema tome, pri zamahu, put točke A je veći od puta koji prijeđe točka B, zbog čega se pri zamahu prema gore povećava napadni kut lopatice, a pri zamahu prema dolje napadni kut oštrice. oštrica smanjuje.

Stoga će kut zaostajanja pridonijeti pojavi dodatnih aerodinamičkih sila na lopatici, nastojeći povećati amplitudu mahanja. Stoga je posebno preporučljivo koristiti kompenzaciju za lepršanje lopatica s okomitim zglobom.

§ 14. Moment rotora
Kada se glavni rotor okreće, na njegove lopatice djeluju sile otpora zraka koje stvaraju moment otpora rotaciji u odnosu na os rotora. Kako bi se prevladao ovaj moment, okretni moment se dovodi na osovinu glavnog rotora helikoptera na mehanički pogon iz motora ugrađenog u trup. Zakretni moment se prenosi kroz glavni mjenjač na osovinu glavnog rotora. U skladu s trećim zakonom mehanike (zakon jednakosti djelovanja i reakcije) nastaje reaktivni okretni moment, koji se preko pričvrsnih točaka glavnog mjenjača prenosi na trup helikoptera i nastoji ga rotirati u smjeru suprotnom od okretnog momenta. Moment i reaktivni moment, bez obzira na način rada propelera, uvijek su jednaki po veličini i suprotni po smjeru Mkr = Mr.
Ako su motori montirani na same lopatice, očito je da nema reakcijskog momenta. Reaktivno
također nema okretnog momenta u samorotirajućem režimu glavnog rotora, tj. u svim slučajevima kada okretni moment
moment se ne prenosi na osovinu glavnog rotora s motora ugrađenog u trup.
Ranije je rečeno da se uravnoteženje reakcijskog momenta na helikopterima s jednim rotorom i mehaničkim pogonom provodi momentom koji stvara potisak repnog rotora u odnosu na težište helikoptera.
Kod helikoptera s dva rotora kompenzacija reakcijskih momenata obaju glavnih rotora postiže se rotacijom rotora u različitim smjerovima. Štoviše, da bi se održala jednakost suprotno usmjerenih reaktivnih momenata oba vijka, vijci su izrađeni potpuno jednako s preciznom sinkronizacijom njihovih okretaja.

Snaga koja se prenosi na glavni rotor jednaka je
Iz formule je jasno da što je manja brzina rotora, to je veći okretni moment, a posljedično
valjana i reaktivna.
Broj okretaja glavnog rotora helikoptera znatno je manji od broja okretaja propelera zrakoplova. Stoga je pri istoj snazi motora reaktivni moment rotora helikoptera znatno veći od rotora zrakoplova.
Zakretni moment i reaktivni momenti također variraju ovisno o veličini potiska glavnog rotora. Na primjer, da bi se povećala sila potiska propelera, potrebno je povećati ukupni korak. Povećanje koraka propelera prati povećanje momenta otpora njegovoj rotaciji. Stoga, kako se korak propelera povećava, potrebno je povećati okretni moment koji se dovodi na propeler. Ako se to ne učini, tada će se smanjiti broj okretaja glavnog rotora, što će dovesti do smanjenja potiska glavnog rotora.
Stoga je za povećanje potiska rotora potrebno povećati ne samo korak propelera, već i okretni moment. U tu je svrhu u pilotskoj kabini ugrađena poluga tipa “step-throttle” koja je kinematički povezana s motorom i mehanizmom za promjenu koraka propelera. Kada se poluga pomiče, dolazi do proporcionalne promjene zakretnog momenta i nagiba vijka te istovremeno do promjene reaktivnog momenta. Na helikopteru s jednim rotorom, promjena momenta reakcije zahtijeva odgovarajuću promjenu potiska repnog rotora kako bi se eliminirao zaokret.

§ 15. Sila potiska repnog rotora
Veličina potiska repnog rotora (slika 1.60) može se odrediti iz jednakosti

snaga koju troši propeler će se smanjiti, a posljedično će se povećati potreban potisak koji stvara repni rotor.
Repni rotor radi u uvjetima kosog puhanja, jer u letu ravnina njegove rotacije nije okomita na smjer nadolazećeg toka.
Kod kosog puhanja krutog propelera, mijenja se brzina protoka koji na njega udara
oštrice će uzrokovati periodične
promjena u sili potiska svake lopatice dovest će do vibracija.
Za izjednačavanje sile potiska lopatica u svim azimutima i
rasterećenje oštrica od akcije
momenta savijanja, lopatice pravog repnog rotora pričvršćene su na glavčinu pomoću vodoravnih šarki, koje lopaticama omogućuju lelujajuće pokrete.
Prisutnost aksijalnih šarki u dizajnu glavčine propelera osigurava rotaciju lopatica u odnosu na
uzdužna os, koja je neophodna za promjenu visine tona.
Na teškim helikopterima, vertikalne šarke mogu se ugraditi i na repne rotore.
§ 16. Raspoloživa snaga rotora
Elektrane modernih helikoptera koriste klipne ili turboprop zrakoplovne motore.
Posebnost rada zrakom hlađenih klipnih zrakoplovnih motora u helikopterima je
potreba za prisilnim puhanjem ohlađenih površina motora pomoću posebnih ventilatora. Prisilno hlađenje motora na helikopterima povezano je s nedovoljnim mogućnostima korištenja tlaka velike brzine za hlađenje u letu prema naprijed i nedostatkom tlaka u načinu lebdenja. Helikopteri s turboprop motorima obično imaju ugrađene ventilatore za hlađenje glavnog mjenjača, hladnjaka ulja, generatora i drugih jedinica. Za pogon ventilatora troši se dio snage motora Noxl.
Dio snage motora troši se na svladavanje trenja u prijenosu koji povezuje motor
vijci Ntr, za rotaciju repnog rotora Npv i za pogon pumpi hidrauličkog sustava i drugih jedinica
Na.
Stoga je snaga koja se prenosi na glavni rotor manja od efektivne snage
Ne razvijen na osovini motora.
Ako od efektivne snage oduzmemo troškove, dobivamo raspoloživu snagu rotora Np
Np= Ne.- Noxl.- Ntp – Npv – Na
Za razne helikoptere Np je 75-85% Ne.
Drugim riječima, gubici snage za jedinice za hlađenje, prijenos, upravljanje i pogon iznose
15-25% efektivne snage motora.
Efektivna snaga motora i raspoloživa snaga rotora ovise o brzini i nadmorskoj visini
leta, no zbog malih brzina leta helikoptera utjecaj brzine na Ne i Np može se zanemariti.
Priroda promjene raspoložive snage ovisno o visini leta ovisi o vrsti motora i određena je
njegove visinske karakteristike (sl. 1.61).

Poznato je da snaga klipnog motora bez kompresora, pri konstantnim brzinama s povećanjem
visina pada zbog smanjenja masenog punjenja smjese zraka i goriva koja ulazi u cilindre. Slično se mijenja i snaga koja se prenosi na glavni rotor (sl. 1.61/a).
Snaga klipnog motora opremljenog jednobrzinskim kompresorom povećava se s visinom do projektirane nadmorske visine zbog povećanja masenog punjenja mješavine zraka i goriva zbog smanjenja temperature okoline i poboljšanog pročišćavanja cilindara. Postupnim otvaranjem zračne zaklopke kompresora, tlak prednabijanja održava se konstantnim prema projektiranoj visini. Na projektiranoj visini, zračna zaklopka se potpuno otvara i snaga motora doseže maksimalnu snagu. Iznad projektirane visine, efektivna snaga, a time i raspoloživa snaga glavnog rotora, smanjuje se na isti način kao i kod motora bez kompresora (slika 1.61, b).

Za motor s dvobrzinskim kompresorom, priroda promjene efektivne i raspoložive snage kao funkcije visine leta prikazana je na slici. 1.61, c.
Za turboprop motor, priroda ovisnosti raspoložive snage rotora o visini leta prikazana je na sl. 1.61, g. Povećanje snage turboprop motora do određene nadmorske visine objašnjava se usvojenim sustavom upravljanja, koji osigurava povećanje temperature plinova ispred turbine do određene visine.

Također preporučujemo

Učitavam...

Dom > Tim

Karakteristike formule uzgona helikoptera. Osnove aerodinamike rotora

Nastavni rad na dizajnu

Lagani helikopter

2 Proračun parametara helikoptera

2.1 Izračun mase korisnog tereta

2.2 Proračun parametara rotora helikoptera

2.3 Relativne gustoće zraka na statičkim i dinamičkim stropovima

2.4 Izračun ekonomske brzine na tlu i na dinamičkom stropu

2.5 Izračun relativnih vrijednosti maksimalnih i ekonomskih brzina horizontalnog leta na dinamičkom stropu

2.6 Izračun dopuštenih omjera koeficijenta potiska i punjenja rotora za maksimalnu brzinu na tlu i ekonomsku brzinu na dinamičkom stropu

2.7 Proračun koeficijenata potiska rotora na tlo i na dinamički strop

2.8 Proračun punjenja rotora

2.9 Određivanje relativnog povećanja potiska glavnog rotora za kompenzaciju aerodinamičkog otpora trupa i vodoravnog repa

3.1 Izračun snage pri vješanju na statički strop

3.2 Izračun gustoće snage u vodoravnom letu pri maksimalnoj brzini

3.3 Izračun gustoće snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini

3.4 Izračun specifične snage u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini u slučaju kvara jednog motora tijekom polijetanja

3.5 Proračun specifičnih smanjenih snaga za različite slučajeve leta

3.5.1 Izračun specifične smanjene snage pri vješanju na statički strop

3.5.2 Izračun specifične smanjene snage u vodoravnom letu pri najvećoj brzini

3.5.3 Izračun specifične smanjene snage u letu na dinamičkom stropu pri ekonomskoj brzini

3.5.4 Izračun specifične smanjene snage u letu blizu tla pri ekonomskoj brzini kada jedan motor otkaže

3.5.5 Proračun potrebne snage porivnog sustava

3.6 Odabir motora

4 Proračun mase goriva

4.1 Druga aproksimacija proračuna brzine krstarenja

4.2 Izračun specifične potrošnje goriva

4.3 Proračun mase goriva

5 Određivanje mase dijelova i sklopova helikoptera

5.1 Proračun mase lopatica glavnog rotora

5.2 Proračun mase glavčine rotora

5.3 Izračun mase sustava upravljanja povišenjem tlaka

5.4 Izračun mase sustava ručnog upravljanja

5.5 Proračun mase glavnog mjenjača

5.6 Izračun mase pogonskih jedinica repnog rotora

5.7 Proračun mase i glavnih dimenzija repnog rotora

5.8 Proračun mase porivnog sustava helikoptera

5.9 Izračun težine trupa i opreme helikoptera

5.10 Izračun težine uzlijetanja helikoptera druge aproksimacije

6 Opis rasporeda helikoptera

Bibliografija

Također preporučujemo