Курсовая работа: Расчёт взлётной массы и компоновки вертолёта. Прочность конструкции вертолета Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке

Введение

Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость.

Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов.

На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс.

Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематические расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем.

На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами

В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине "Проектирование вертолетов".

1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения

- масса полезного груза, кг; -масса экипажа, кг. -дальность полета

кг.

2. Расчет параметров несущего винта вертолета

2.1Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:

, - взлетная масса вертолета, кг;

g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с 2 ;

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,

p =3,14.

Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p = 280

м.

Принимаем радиус несущего винта равным R = 7.9

Угловая скорость w , с -1 , вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости w R концов лопастей, которая зависит от взлетной массы

вертолета и составили w R = 232 м/с.

с -1 .

об/мин.

2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках

2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке

Определяется относительная площадь

эквивалентной вредной пластинки: , где S э = 2.5

Рассчитывается значение экономической скорости у землиV з , км/час:

где I

км/час.

Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолкеV дин , км/час:

где I = 1,09…1,10- коэффициент индукции.

км/час.

2.4Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолкескоростей горизонтального полета:

где V max =250 км/час и V дин =182.298 км/час - скорости полета;

w R =232 м/с - окружная скорость лопастей.

2.5Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:

припри

2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:

2.7 Расчет заполнения несущего винта:

Заполнение несущего винта s рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:

;

В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается наибольшее значение из s Vmax и s V дин .

Подъемная сила и тяга для поступательного движения у вертолета создаются при помощи несущего винта. Этим он отличается от самолета и планера, у которых подъемная сила при движении в воздухе создается несущей поверхностью - крылом, жестко соединенным с фюзеляжем, а тяга - воздушным винтом или реактивным двигателем (рис. 6).

В принципе полета самолета и вертолета можно провести аналогию. В том и другом случае подъемная сила создается за счет взаимодействия двух тел: воздуха и летательного аппарата (самолета или вертолета).

По закону равенства действия и противодействия следует, что с какой силой летательный аппарат действует на воздух (вес или земное притяжение), с такой же силой воздух действует на летательный аппарат (подъемная сила).

При полете самолета происходит следующее явление: набегающий встречный поток воздуха обтекает крыло и за крылом скашивается вниз. Но воздух представляет собой неразрывную, достаточно вязкую среду, и в этом скашивании участвует не только слой воздуха, находящийся в непосредственной близости от поверхности крыла, но и соседние слои его. Таким образом, при обтекании крыла за каждую секунду скашивается вниз назад довольно значительный объем воздуха, приблизительно равный объему цилиндра, у которого сечением является круг диаметром, равным размаху крыла, а длина - скорость полета в секунду. Это есть не что иное, как секундный расход воздуха, участвующего в создании подъемной силы крыла (рис. 7).

Рис. 7. Объем воздуха, участвующего в создании подъемной силы самолета

Из теоретической механики известно, что изменение количества движения за единицу времени равно действующей силе:

где Р - действующая сила;

в результате взаимодействия с крылом самолета. Следовательно, подъемная сила крыла будет равна секундному приросту количества движения по вертикали в уходящей струе.

и - скорость скоса потока за крылом по вертикали в м/сек. Точно так же можно выразить полную аэродинамическую силу несущего винта вертолета через секундный расход воздуха и скорость скоса потока (индуктивную скорость уходящей струи воздуха).

Вращающийся несущий винт сметает поверхность, которую можно представить себе как несущую, аналогичную крылу самолета (рис. 8). Воздух, протекающий через поверхность, сметаемую несущим винтом, в результате взаимодействия с вращающимися лопастями отбрасывается вниз с индуктивной скоростью и. В случае горизонтального или наклонного полета воздух притекает к поверхности, сметаемой несущим винтом под некоторым углом (косая обдувка). Как и у самолета, объем воздуха, участвующего в создании полной аэродинамической силы несущего винта, можно представить в виде цилиндра, у которого площадь основания равна площади поверхности, сметаемой несущим винтом, а длина - скорости полета, выраженной в м/сек.

При работе несущего винта на месте или в вертикальном полете (прямая обдувка) направление воздушного потока совпадает с осью несущего винта. В этом случае воздушный цилиндр будет расположен вертикально (рис. 8, б). Полная аэродинамическая сила несущего винта выразится как произведение массы воздуха, протекающего через поверхность, сметаемую несущим винтом за одну секунду, на индуктивную скорость уходящей струи:

индуктивная скорость уходящей струи в м/сек. Необходимо оговориться, что в рассмотренных случаях как для крыла самолета, так и для несущего винта вертолета за индуктивную скорость и принимается индуктивная скорость уходящей струи на каком-то удалении от несущей поверхности. Индуктивная скорость струи воздуха, возникающая на самой несущей поверхности имеет в два раза меньшую величину.

Такое толкование происхождения подъемной силы крыла или полной аэродинамической силы несущего винта не является совершенно точным и справедливо только в идеальном случае. Оно лишь принципиально правильно и наглядно объясняет физический смысл явления. Здесь же уместно отметить одно очень важное обстоятельство, вытекающее из разобранного примера.

Если полная аэродинамическая сила несущего винта выражается как произведение массы воздуха, протекающего через поверхность, ометаемую несущим винтом, на индуктивную скорость, а объем этой массы есть цилиндр, у которого основанием является площадь поверхности, ометаемой несущим винтом, и длиной - скорость полета, то совершенно ясно, что для создания тяги постоянной величины (например, равной весу вертолета) при большей скорости полета, а значит, и при большем объеме отбрасываемого воздуха, требуется меньшая индуктивная скорость и, следовательно, меньшая мощность двигателя.

Наоборот, для поддержания вертолета в воздухе при “висении” на месте требуется больше мощности, чем во время полета с некоторой поступательной скоростью, при которой имеет место встречный поток воздуха за счет движения вертолета.

Иными словами, при затрате одной и той же мощности (например, номинальной мощности двигателя) в случае наклонного полета с достаточно большой скоростью можно достичь большего потолка, чем при вертикальном подъеме, когда общая скорость перемещения

вертолета меньше, чем в первом случае. Поэтому у вертолета имеется два потолка: статический , когда высота набирается в вертикальном полете, и динамический , когда высота набирается в наклонном полете, причем динамический потолок всегда выше статического .

В работе несущего винта вертолета и воздушного винта самолета есть много общего, но имеются и принципиальные отличия, о которых будет сказано дальше.

Сравнивая их работу, можно заметить, что полная аэродинамическая сила, а следовательно, и тяга несущего винта вертолета, являющаяся составляющей силы

R в направлении оси втулки, всегда больше (в 5-8 раз) при одинаковой мощности двигателя и одинаковом весе летательных аппаратов за счет того, что диаметр несущего винта вертолета в несколько раз больше диаметра воздушного винта самолета. При этом скорость отбрасывания воздуха у несущего винта меньше, нежели скорость отбрасывания у воздушного винта.

Величина тяги несущего винта в очень большой степени зависит от его диаметра

D и числа оборотов. При увеличении диаметра винта в два раза тяга его увеличится приблизительно в 16 раз, при увеличении числа оборотов вдвое тяга увеличится приблизительно в 4 раза. Кроме того, тяга несущего винта зависит также от плотности воздуха ρ, угла установки лопастей φ (шага несущего винта), геометрических и аэродинамических характеристик данного винта, а также от режима полета. Влияние последних четырех факторов выражается обычно в формулах тяги воздушного винта через коэффициент тяги а т . .

Таким образом, тяга несущего винта вертолета будет пропорциональна:

- коэффициенту тяги ............. α r
Необходимо отметить, что на величину тяги при полетах у земли оказывает влияние так называемая “воздушная подушка”, благодаря чему вертолет может оторваться от земли и подняться на несколько метров при затрате мощности меньшей, чем та, которая необходима для “висения” на высоте 10-15 м. Наличие “воздушной подушки” объясняется тем, что воздух, отбрасываемый винтом, ударяется о землю и несколько поджимается, т. е. увеличивает свою плотность. Влияние “воздушной подушки” особенно сильно сказывается при работе винта у земли. За счет поджатия воздуха тяга несущего винта в этом случае, при одной и той же затрате мощности, увеличивается на 30-
40%. Однако с удалением от земли это влияние быстро уменьшается, а при высоте полета, равной половине диаметра винта, “воздушная подушка” увеличивает тягу только на 15- 20%. Высота “воздушной подушки” приблизительно равна диаметру несущего винта. Далее прирост тяги исчезает.
Для грубого расчета величины тяги несущего винта на режиме висения пользуются следующей формулой:
коэффициент, характеризующий аэродинамическое качество несущего винта и влияние “воздушной подушки”. В зависимости от характеристик несущего винта величина коэффициента а при висении у земли может иметь значения 15 - 25.

Несущий винт вертолета обладает исключительно важным свойством - способностью создавать подъемную силу на режиме самовращения (авторотации) в случае остановки двигателя, что позволяет вертолету совершать безопасный планирующий или парашютирующий спуск и посадку.

Вращающийся несущий винт сохраняет необходимое число оборотов при планировании или парашютировании, если его лопасти будут переведены на небольшой угол установки

(l--5 0) 1 . При этом сохраняется подъемная сила, обеспечивающая спуск с постоянной вертикальной скоростью (6-10 м/сек), с последующим уменьшением ее при выравнивании перед посадкой до l--1,5 м/сек.

В работе несущего винта в случае моторного полета, когда мощность от двигателя передается на винт, и в случае полета на режиме самовращения, когда энергию для вращения винта он получает от встречной струи воздуха, имеется существенное отличие.

В моторном полете встречный воздух набегает на несущий винт сверху или сверху под углом. При работе винта на режиме самовращения воздух набегает на плоскость вращения снизу или под углом снизу (рис. 9). Скос потока за несущим винтом в том и другом случае будет направлен вниз, так как индуктивная скорость согласно теореме о количестве движения будет направлена прямо противоположно тяге, т. е. приближенно вниз по оси несущего винта.

Здесь речь идет об эффективном угле установки в отличие от конструктивного.

К расчету летных характеристик вертолета на этапе проектирования

В своих публикациях в 1999-2000 гг. журнал "АОН" неоднократно поднимал вопрос о целесообразности разработки и производства в Украине вертолетов различного класса. После научно-практической конференции "Перспективный многоцелевой украинский вертолет ХХI века", организованной на базе ООО "Авиаимпекс" в октябре 1999 г., наметился определенный прогресс в разрешении этой проблемы. В настоящее время в Украине осуществляется ряд проектов по разработке и производству легких вертолетов. Некоторые образцы и макеты проектируемых вертолетов были представлены на авиасалонах "Авиамир-ХХI" в 1999 и 2000 гг.

Особое впечатление на нас оказало письмо В.Н.Алексеева из Днепропетровска ("АОН" №12, 1999 г.), в котором он призывал вплотную приступить к созданию необходимой теоретической и научной базы, необходимой для развития вертолетостроения в нашем государстве. Это необходимо делать потому, что специализированных вертолетных фирм, НИИ и ВУЗов, которые бы глубоко занимались вопросами теоретических и экспериментальных исследований в областях аэродинамического и прочностного расчетов, динамики движения, системы управления и т.д. применительно к вертолету в настоящее время в Украине нет. В то же время, зарубежные фирмы уделяют большое внимание созданию центров моделирования и разработке эффективных математических моделей, вкладывая в это немалые средства.

На этапе выполнения предварительного проекта (аванпроекта), когда закладываются конструктивные основные решения, определяются аэродинамические и весовые параметры вертолета, его агрегатов и систем, необходимо найти область геометрических и кинематических параметров несущего и рулевого винтов, при которых выполняются заданные в тактико-технических требованиях летно-технические характеристики будущего вертолета. При этом необходимо максимально использовать статистические данные по отечественным (советским) и зарубежным аналогам, а также современные математические методы и модели расчета.

В процессе проектирования вертолетов всегда намечается несколько промежуточных этапов, которые должны быть достигнуты в строго определенные сроки при определенных затратах. Нарушение календарных или бюджетных ограничений может привести к самым серьезным последствиям как для проекта, так и для организации, ведущей проектирование. На рис.1 показан рост стоимости внесения изменений в проект летательного аппарата на различных этапах его создания, что говорит о важности и ответственности принимаемых решений на этапе предварительного проектирования.

В данной статье авторы предлагают численный метод расчета основных летных характеристик вертолета, базирующийся на известном подходе аэродинамического расчета вертолета по методу Миля-Ярошенко . В отличие от графоаналитического метода Миля-Ярошенко предложенный подход позволяет численно решить задачу аэродинамического расчета упрощенной компоновки, состоящей из несущего и рулевого винтов, на основе уравнений импульсной теории Глауэрта-Локка .

1. Постановка задачи. Основные соотношения

Рассматриваем установившийся прямолинейный полет вертолета с небольшими углами наклона траектории. При заданных оборотах несущего винта (НВ) считаем, что его тяга уравновешивает вес вертолета. Изменять проекцию равнодействующей силы НВ на направление движения вертолета можно лишь за счет изменения угла атаки несущего винта (рис.2). Для сохранения равновесия сил по вертикали необходимо изменять угол общего шага НВ и мощность, передаваемую на винт.

Уравнение движения вертолета в установившемся горизонтальном полете запишем в виде:

К уравнениям (1) добавим уравнение, выражающее равенство мощностей на валу НВ Nн и силовой установки вертолета Nсу

где x - коэффициент потерь мощности .

Угол между направлением равнодействующей и нормалью к вектору скорости может быть определен из соотношения

(Н/Т << 1), и в горизонтальном полете выполняется условие R » T. Тогда уравнения движения вертолета (1) - (2) принимают вид

Коэффициент вредного сопротивления вертолета, отнесенный к ометаемой площади НВ;

Коэффициент

заполнения НВ;

Окружная скорость конца лопасти НВ.

Потребный для горизонтального полета угол наклона равнодействующей силы НВ находим из первого уравнения системы (4)

Максимальный угол наклона траектории при установившемся наборе высоты находим из соотношения:

где - значение угла наклона равнодействующей при использовании всей располагаемой мощности силовой установки на заданном режиме полета.

Задача расчета состоит в том, чтобы для каждого установившегося режима полета вертолета определить потребный угол наклона равнодействующей . Режим полета вертолета задается высотой полета Н, коэффициентом режима работы винта m или относительной скоростью полета . Вертикальные скорости установившегося набора высоты находим по формуле

Входящие в формулы (3), (4) значения коэффициентов продольной силы и крутящего момента НВ определялись по формулам работ . Эти формулы имеют следующий вид:

Коэффициент протекания

(8)

Угол атаки НВ

Коэффициент крутящего момента НВ

Коэффициент продольной силы

Входящие в уравнения (10) и (11) коэффициенты первых гармоник маховых движений лопастей находились по упрощенным формулам (12) - (14).

Входящая в формулы (8) - (14) величина коэффициента концевых потерь B НВ определялась по рекомендациям , а инерционно-массовые характеристики лопасти можно вычислить по приближенным формулам .

При расчете характеристик рулевого винта (РВ) считалось, что выполняется условие путевой балансировки вертолета на всех режимах полета:

Из этого условия находилось потребное значение коэффициента тяги РВ:

где - коэффициент заполнения и окружная скорость конца лопасти РВ соответственно.

Затем по формулам (8) - (14) рассчитывались аэродинамические характеристики РВ.

Большой практический интерес представляют характеристики снижения вертолета на режиме самовращения. При этом важно знать необходимые значения углов общего шага j 0,7 НВ в зависимости от скорости снижения для сохранения постоянной заданной частоты вращения НВ.

Расчет характеристик снижения вертолета на режиме самовращения НВ осуществляется на основе аэродинамического качества вертолета , (17).

t - коэффициент тяги НВ на заданном режиме полета;

Коэффициент пропульсивной силы НВ на режиме самовращения.

Угол снижения вертолета на режиме самовращения НВ равен обратному качеству вертолета

Горизонтальную и вертикальную составляющие скорости снижения вертолета находим из соотношений

Предложенный метод позволяет рассчитать основные летные характеристики вертолета на этапах предварительного проектирования, когда выбрана профилировка лопастей, известны геометрические, кинематические, инерционно-массовые параметры несущего и рулевого винтов, характеристики силовой установки и полетная масса вертолета.

Расчет выполняется для различных высот в диапазоне полетных значений коэффициента режима работы при изменении углов общего шага лопастей от j 0,7 = 2° до 20° с шагом 2°.

2. Обоснование достоверности получаемых результатов

Обоснование достоверности получаемых результатов по предлагаемому методу осуществлялось на основе решения тестовых задач по определению летных характеристик известных вертолетов .

На рис. 3 показаны зависимости от высоты характерных скоростей полета вертолетов Ми-4 и Ми-34. Результаты расчетов сравниваются с данными работы . Для вертолета Ми-4 расчет выполнялся для полетной массы m=7200 кг и окружной скорости конца лопасти wR=196 м/с, вертолет Ми-34 рассчитывался в спортивно-пилотажном варианте с m=1020 кг и wR=206 м/с.

Сравнение расчетных данных по потребным углам общего шага НВ вертолета Ми-34 для горизонтального полета на номинальном режиме работы двигателя (wR=180 м/с) для различных высот иллюстрирует рис. 4.

На графиках рис. 5 показаны зависимости вертикальной скорости и угла снижения вертолета Ми-4 на режиме самовращения НВ для высоты Н=0 км.

Ограниченный объем статьи не позволяет привести весь расчетный материал по данным вертолетам.

Методические исследования показали, что предлагаемый метод позволяет проанализировать влияние многочисленных параметров, определяющих режим полета вертолета, на его летные характеристики с достаточной степенью точности. В пределах изменения коэффициента режима работы m от 0,08 до 0,3, когда углы атаки сечений лопасти по диску НВ не превышают максимально допустимых, справедливы сделанные в теории допущения о линейности зависимости Су(a) и Схрср=const, данный метод обеспечивает погрешность расчетов, не превышающую 8-10%. Для легких вертолетов это соответствует нагрузке на ометаемую площадь G/F до 25 кгс/м2 и максимальным скоростям полета до 220-230 км/ч.

3. Примеры расчетов

В статье приводятся некоторые результаты расчетов летных характеристик вертолетов Робинсон R22 (m=620 кг, wR=217 м/с) и Хьюз 269В/300 (m=930 кг, wR=202 м/с). Геометрические и кинематические параметры несущего и рулевого винтов, а также вертолетов в целом взяты из работы .

Вертолет R22 имеет двухлопастный НВ диаметром 7,67 м (sн=0,03) и профилем лопасти NACA-63015, нагрузка на ометаемую площадь составляет 13,45 кгс/м2. В качестве силовой установки используется один поршневой двигатель Лайкоминг U-320-В2С с взлетной мощностью N=160 л.с.

На вертолете модели 269/300 применяется трехлопастный винт диаметром D = 8,18 м (sн=0,04) и профилем лопасти NACA-0015, нагрузка на ометаемую площадь 17,7 кгс/м2. Поршневой двигатель Лайкоминг HIO-360D обеспечивает взлетную мощность, равную 190 л.с.

На рис.6 показаны эксплуатационные диапазоны высот и скоростей установившегося горизонтального полета вертолетов R22 и Хьюз 269/300. Максимальные скорости полета у земли составляют 190 км/ч для вертолета Робинсон R22 и 175 км/ч - для Хьюз 269/300. Здесь же показаны значения экономической скорости Vэк, обеспечивающей режим максимального установившегося набора высоты.

Потребные значения угла общего шага НВ вертолета при снижении на режиме самовращения у земли представлены на рис.7. При данных значениях jс обеспечивается постоянство частоты вращения НВ.

5. Джонсон У. Теория вертолета. Книга 1. М.: Мир,1983.

6. Браверман А.С. Качество и пропульсивный коэффициент полезного действия вертолета. Линеаризация аэродинамического расчета // К расчету летных характеристик вертолета. Труды ЦАГИ им. проф. Н.Е.Жуковского, вып.2448, 1989.

7. Статистические данные зарубежных вертолетов / Обзоры № 678. ЦАГИ им. проф. Н.Е.Жуковского, М.: ОНТИ ЦАГИ, 1988.

8. Арасланов С. А. Какие вертолеты необходимы Украине? // Авиация общего назначения, №10, 1999.

Курсовая работа

Расчет основных параметров и разработка компановки вертолета

Аннотация

Пояснительная записка 38 с., в том числе рисунок 1, источников 8, графическая часть - на 1 л. формата А1.

Тема работы - Расчет основных параметров и разработка компановки вертолета. Целью данной работы является систематизация и закрепление знаний, полученных при изучении курса «Проектирование вертолета», применение этих знаний на производственной практике, а в дальнейшем при дипломном проектировании. Одной из основных задач курсового проектирования является овладение этими знаниями.

В данной работе произведены расчеты необходимые при изготовлении данного вертолета.

Введение

Проектирование вертолета представляет собой процесс создания технического описания будущей машины, обладающей необходимыми летно-техническими, эксплуатационными, экономическими и производственно-технологическими характеристиками. Основной задачей при проектировании вертолета является правильный выбор его схемы и параметров, разработка конструктивно-силовых схем, определение массово-жесткостных и геометрических характеристик его агрегатов. Являясь сложным техническим объектом, вертолет в процессе создания должен удовлетворять целому ряду различных, порой противоречивых требований. Поэтому с учетом существующих при проектировании любого летательного аппарата физических, технических и временных ограничений проектирование вертолета превращается в итерационный процесс поиска компромисса между этими требованиями, обеспечивающего оптимальный выбор параметров.

Важным условием является удовлетворение требований, определяющих назначение, размерность, тип вертолета, его летные данные, конструктивные, эксплуатационные и экономические характеристики. Весь этот комплекс требований указывается в техническом задании на проектирование вертолета. Спроектированный вертолет должен удовлетворять действующим государственным и отраслевым стандартам и Авиационным правилам АП-27 «Нормы летной годности винтокрылых аппаратов нормальной категории».

Требования, предъявляемые к проектируемым вертолетам, условно можно разделить на две группы:

Общие требования к проектируемым вертолетам, определяющие уровень их технического совершенства;

Специальные требования, позволяющие наиболее полно выполнить поставленные перед проектируемым вертолетом задачи.

Введение. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5

1 Расчет размеров фюзеляжа и проектирование общего вида. . . . . . . . . . . . . . .6

2 Расчет лобового сопротивления планера вертолета. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .8

3 Расчет взлетной массы вертолета первого приближения. . . . . . . . . . . . . . . . . . .11

4 Расчет параметров несущего винта. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .12

5 Расчет мощности двигательной установки. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .16

5.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке. . . . . . . . . . . . . . . .16

5.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной

скорости. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .16

5.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с

экономической скоростью. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .17

5.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в

случае отказа одного двигателя при взлете. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .17

5.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета. .

5.6 Выбор двигателей. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .20

6 Расчет массы топлива. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .21

7 Определение массы узлов и агрегатов вертолета. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .23

8 Описание компановки вертолета. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .32

9 Расчет центровки вертолета. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .33

Заключение. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .37

Список использованных источников. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .38

1 Расчет размеров фюзеляжа и проектирование общего вида

1.1 Размеры грузового отсека

Площадь пола грузового отсека S гр

где m гр - масса груза, кг;

g = 9,807 м/с 2 - ускорение свободного падения;

p пол = 4000 Н/м 2 - удельная нагрузка на поверхность пола.

По площади пола определяются длина и ширина грузового отсека. Представляется логичным назначать ширину отсека по условию размещения перевозимого груза, а длину рассчитывать. Если в приведенном примере принять ширину грузового отсека вертолета равной 1,5 м, то его длина должна составить 3,5 м.

1.2 Размеры кабины экипажа

Длина кабины экипажа, в метрах, определяется по формуле

где - длина пола кабины экипажа, принимается м;

Прочее расстояние для размещения оборудования в кабине экипажа, принимается м;

1.3 Общие параметры фюзеляжа вертолета

Длина фюзеляжа, в метрах, определяется следующим образом

где - длина хвостовой части фюзеляжа, принимается м;

Рисунок 1 - Чертеж общего вида

2 Расчет лобового сопротивления планера вертолета

Расчет значения коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа производится по формуле:

где - коэффициент сопротивления по углу атаки α. При;

Коэффициент сопротивления плоской пластинки при числе Рейнольдса;

Число Рейнольдса

где V-максимальная скорость полета, ;

Длина фюзеляжа, м;

Коэффициент кинематической вязкости воздуха по МСА, при H=0 м.

По графику зависимости находим;

Приближенное значение площади омываемой поверхности фюзеляжа S ом , м 2 , рассчитывается по формуле:

где L ф - длина фюзеляжа, м,

S м - площадь миделевого сечения фюзеляжа, м 2 .

эквивалентный диаметр фюзеляжа D э , м, рассчитывается по формуле:

На аэродинамическое сопротивления фюзеляжа оказывает влияние его относительное удлинение λ ф , которое рассчитывается по формуле:

Коэффициент η c влияния удлинения фюзеляжа λ ф на его аэродинамическое сопротивление определяется по графику и принимается равным η c = 1,7.

Коэффициент, учитывающий сопротивление носовой части фюзеляжа, ;

Коэффициент, учитывающий сопротивление хвостовой части фюзеляжа, ;

Коэффициент, учитывающий сопротивление надстроек фюзеляжа, ;

Коэффициент, учитывающий сопротивление центральной части фюзеляжа, ;

Составление сводки лобовых сопротивлений вертолета:

Таблица 1 - Сводка лобовых сопротивлений вертолета

Наименование элементов вертолета	Расчетная элементов S i , м 2	Коэффициент аэродинамического сопротивления с х i	с х i S i , м 2

Капот редуктора
Капот двигателя
Воздухозаборник
Несущий винт с втулкой
Рулевой винт с втулкой


Хвостовое оперение
Отверстия в капоте
Площадь эквивалентной плоской пластинки S э = Σ с х i S i , м 2

3 Расчет взлетной массы вертолета первого приближения

Взлетная масса вертолета:

где - масса пустого вертолета, кг;

Масса топлива, кг;

Масса полезного груза, кг;

Масса экипажа, кг.

Для вычисления массы m 0 первого приближения используется формула, получаемая из уравнения существования летательного аппарата:

где - относительная масса пустого вертолета;

Относительная масса топлива;

где − относительный километровый расход топлива;

− относительный часовой расход топлива.

4 Расчет параметров несущего винта вертолета

Радиус несущего винта вертолета:

где - взлетная масса вертолета, кг;

g - ускорение свободного падения, равное 9,81 м/с 2 ;

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, Н/м 2 ,

p = 3,14.

Заполнение несущего винта s выполняется по допускаемым значениям отношений коэффициента тяги винта C Т к заполнению s в режимах полета с максимальной скоростью V max у земли и с экономической скоростью V дин на высоте динамического потолка.

Относительные плотности воздуха на высоте статистического и динамического потолка D ст и D дин :

где H ст и H дин − статистический и динамический потолок, км.

Относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:

Экономическая скорость на динамическом потолке:

где I э = 1,09 - коэффициент индукции;

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, Н/м 2

Экономическая скорость на земле:

Относительные значения максимальной и экономической скоростей на динамическом потолке горизонтального полета:

где V max и V дин - скорости полета, км/час;

w R - окружная скорость лопастей, м/с.

Допускаемые значения отношений C T / s :

Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке C То и C Тдин :

где p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, Н/м 2 .

Заполнение несущего винта s рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях

В качестве расчетной величины заполнения несущего винта s принимается наибольшее значение из s Vmax и s V дин :

Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта l :

5 Расчет мощности двигательной установки вертолета

5.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта на статическом потолке:

где - относительный КПД несущего винта на режиме висения;

- относительная плотность на статическом потолке;

Относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения, находящихся в потоке винта.

5.2 Расчет мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Удельная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости:

где I э − коэффициент индукции:

5.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Удельная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта в полете на динамическом потолке:

5.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете

Удельная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта в случае продолженного взлета при отказе одного двигателя:

5.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета

5.5.1 Приведенная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта на статическом потолке:

где − удельная дроссельная характеристика двигателя, учитывающая изменения располагаемой мощности двигателя по высоте полета;

Коэффициент использования мощности двигательной установки.

5.5.2 Приведенная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости:

где − удельная дроссельная характеристика двигателя, учитывающая изменения располагаемой мощности двигателя по скорости полета;

5.5.3 Приведенная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта в полете на динамическом потолке:

где - степень дросселирования двигателей на номинальном режиме полета,

5.5.4 Приведенная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта в случае продолженного взлета при отказе одного двигателя:

Степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы;

n - количество двигателей вертолета.

5.5.5 Мощность двигательной установки:

Приведенная мощность двигательной установки вертолета определяется максимальным значением приведенных удельных мощностей:

Принимаем два ГТД, тогда мощность одного двигателя будет равна:

5.6 Выбор двигателя

Выбираем турбовальный двигатель РТ6Т, произведенный канадской фирмой Pratt & Whitney Canada, мощностью Вт.

Рисунок 1 - Авиационный турбовальный двигатель РТ6Т

6 Расчет массы топлива

Крейсерская скорость полета. Расчет крейсерской скорости ведется методом последовательных приближений. Задается крейсерская скорость первого приближения.

Коэффициент индукции:

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта на крейсерском режиме полета:

Крейсерская скорость второго приближения:

Масса топлива, затрачиваемая на полет:

где - удельный расход топлива.

Удельный расход топлива:

где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета,

Удельный расход топлива на взлетном режиме.

7 Определение массы узлов и агрегатов вертолета

Масса пустого вертолета складывается из масс отдельных агрегатов. Они учитывают основные условия и ограничения, действующие при проектировании вертолетов, и отражают законы подобия для агрегатов различных размеров. Все различия в весах одноименных агрегатов, связанные с их схемой, компоновкой, применяемыми материалами, учитываются весовыми коэффициентами.

Масса лопастей несущего винта:

где R - радиус несущего винта,

s - заполнение несущего винта,

l л - относительное удлинение лопасти,

Среднестатистическое относительное удлинение лопастей вертолетов,

k л - относительная погонная масса лопастей.

При выполнении расчета для современных конструкций лопастей можно принять:

Масса втулки несущего винта:

где k вт - весовой коэффициент втулок современных конструкций;

k л - коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки;

Центробежная сила лопасти.

В расчете можно принять:

кг/кН 1,35 ,

Масса системы бустерного управления (автомат перекоса, управление от бустеров, гидросистема несущих винтов):

где b - хорда лопасти;

k бу - весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м 3 .

Масса системы ручного управления:

где k ру - весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м.

Масса главного редуктора:

где k ред - весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм) 0,8 .

Крутящий момент на валу несущих винтов:

где - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m 0.

Определение массы узлов привода рулевого винта

Тяга рулевого винта:

где L - расстояние между осями несущего и рулевого винтов.

Расстояние между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора d между концами их лопастей:

где d - зазор, принимаемый равным 0,15…0,2, м;

Радиус рулевого винта.

Мощность, расходуемая на вращение рулевого винта:

где h 0 - относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.

Крутящий момент M в , передаваемый трансмиссионным валом:

где - частота вращения трансмиссионного вала, которую можно принять равной 314 с -1 .

Масса m в трансмиссионного вала:

где k в - весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм) 0,67 .

Масса m пр промежуточного редуктора:

где k в - весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм) 0,8 .

Частота вращения w рв рулевого винта рассчитывается по принятому максимальному значению окружной скорости концов лопастей w R :

Крутящий момент на валу рулевого винта:

Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:

где k хр - весовой коэффициент для хвостового редуктора, значение которого равно 0,105 кг/(Нм) 0,8

Масса и основные размеры рулевого винта рассчитываются в зависимости от его тяги T рв .

Коэффициент тяги C рв рулевого винта:

Заполнение лопастей рулевого винта s рв рассчитывается так же, как для несущего винта:

где - допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта.

Длина хорды b рв и относительное удлинение l рв лопастей рулевого винта:

Масса лопастей рулевого винта:

где l ср - среднестатистическое относительное удлинение лопастей вертолетов, которое в расчете принимается равным 18;

k л = 12 - весовой коэффициент для лопастей рулевого винта.

Масса втулки рулевого винта:

где N цб - центробежная сила, действующая на лопасть;

k вт - весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН 1,35 ;

k z - весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей:

Масса двигательной установки:

Удельная масса двигательной установки вертолета:

Масса фюзеляжа вертолета:

где S ом - площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по чертежам, разработанным на стадии эскизного проектирования;

m 0 - взлетная масса первого приближения;

k ф - коэффициент, равный 1,7.

Масса топливной системы:

где m т - масса затрачиваемого на полет топлива;

k тс - весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09.

Масса шасси вертолета:

где k ш - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси

Для убираемого шасси.

Масса электрооборудования вертолета:

где L рв - расстояние между осями несущего и рулевого винтов;

z л - число лопастей несущего винта;

R - радиус несущего винта;

l л - относительное удлинение лопастей несущего винта;

k пр = 25и k эл = 6,5 - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования.

Масса прочего оборудования вертолета:

где k пр = 2 - весовой коэффициент.

Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

Взлетная масса вертолета второго приближения m 02:

где m т - масса топлива;

m гр - масса полезного груза;

m эк - масса экипажа.

8 Описание компоновки вертолета

Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и трехопорным шасси. Фюзеляж вертолета каркасной конструкции, состоит из носовой и центральной частей, хвостовой и концевой балок. В носовой части размещена двухместная кабина экипажа, состоящего их двух летчиков. Грузовая кабина снабжена сиденьями для 12 пассажиров.

Хвостовая балка клепаной конструкции балочно-стрингерного типа, снабжена узлами для крепления управляемого стабилизатора и хвостовой опоры.

Шасси трехопорное, неубирающееся, передняя опора самоориентирующаяся, главные опоры форменного типа с жидкостно-газовыми двухкамерными амортизаторами.

Несущий винт с шарнирным креплением лопастей, гидравлическими демпферами и маятниковыми гасителями колебаний. Лопасти имеют прямоугольную форму в плане с хордой 0,47м, окружная скорость концов лопастей 230м/с. Рулевой винт диаметром 1,4м трехлопастный, толкающий, с втулкой карданного типа и цельнометаллическими лопастями прямоугольной формы в плане.

Силовая установка состоит из турбовального двигателя РТ6Т от компании Pratt & Whitney Canada мощностью Вт, установленных сверху фюзеляжа. Топливная система состоит из трех топливных баков емкостью по 325 литров.

Трансмиссия состоит из главного, промежуточного и хвостового редукторов, валов тормоза, несущего винта. Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем.

9 Расчет центровки вертолета

Таблица 1 - Центровочная ведомость для пустого вертолета

Наименование агрегата	Масса агрегата, m i , кг	Координата x i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М хi	Координата y i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М yi
1 Несущий винт:
1.1 Лопасти
1.2 Втулка
2 Система управления:
2.1 Система бустерного управления
2.2 Система ручного управления
3 Трансмиссия:
3.1 Главный редуктор
3.2 Промежуточный редуктор
3.3 Хвостовой редуктор
3.4 Трансмиссионный вал
4 Рулевой винт:
4.1 Лопасти
4.2 Втулка
5 Двигательная установка
6 Топливная система
7 Фюзеляж:
7.1 Носовая часть (15 %)
7.2 Средняя часть (50 %)
7.3 Хвостовая часть (20 %)
7.4 Крепление редуктора (4 %)
7.5 Капоты (11 %)

8.1 Главное (82 %)
8.2 Переднее (16%)
8.3 Хвостовая опора (2%)
9. Электро-оборудование
10 Оборудование:
10.1 Приборы в кабине (25%)
10.2 Радиооборудование (27 %)
10.3 Гидрооборудование (20 %)
10.4 Пневмооборудование (6 %)
10.5 Дополнительное оборудование (22 %)

Координаты центра масс вертолета:

Центровочный угол φ :

Таблица 2 - Центровочная ведомость для полностью загруженного вертолета

Наименование агрегата	Масса агрегата, m i , кг	Координата x i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М хi	Координата y i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М yi
Пустой вертолет


Пассажиры
Топливный бак 1
Топливный бак 2
Топливный бак 3

Координаты центра масс:

Центровочный угол φ:

Таблица 3 - Центровочная ведомость для загруженного вертолета с 5% топлива

Наименование агрегата	Масса агрегата, m i , кг	Координата x i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М хi	Координата y i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М yi
Пустой вертолет


Пассажиры
Топливо 5%

Координаты центра масс:

Заключение

В данной курсовой работе проведены расчеты взлетной массы вертолета, массы его узлов и агрегатов, а также компоновка. В процессе компоновки уточнили центровку вертолета, расчету которой предшествует составление весовой сводки на основе весовых расчетов агрегатов и силовой установки, ведомостей оборудования, снаряжения, грузов и т.д. Целью проектирования является определение оптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований.

Список использованных источников

Тищенко М.Н., Некрасов А.В. Радин А.С. Вертолеты. Выбор параметров при проектировании. - М.: Машиностроение, 1976.
Вильдгрубе Л.С. Вертолеты. Расчет интегральных аэродинамических характеристик и летно-технических данных. - М.: Машиностроение, 1977.
Миль М.Л., Некрасов А.В., Браверман А.С. и др. Вертолеты. Расчет и проектирование. Книга 1. Аэродинамика. Под ред. М.Л.Миля. М.: Машиностроение, 1966.
Гессоу и Мейерс. Аэродинамика вертолета. М.: Оборонгиз, 1954.
Теория несущего винта. Под ред. А.К.Мартынова. М.: Машиностроение, 1973.
Джонсон У. Теория вертолета. Книга М.: Мир,1983.
Статистические данные зарубежных вертолетов / Обзоры № 678. ЦАГИ им. проф. Н.Е.Жуковского, М.: ОНТИ ЦАГИ, 1988.

ЧЕРТЕЖ

Скачать: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.

Для выполнения боевого задания и обеспечения безопасности полетов конструкция вертолета должна быть достаточно прочной и жесткой. Под прочностью имеют ввиду способность конструкции воспринимать, не разрушаясь, заданные внешние нагрузки, встречающиеся в процессе эксплуатации. Под жесткостью понимают способность конструкции сопротивляться деформированию под нагрузкой.

В процессе эксплуатации вертолет подвергается различным па характеру и величине нагрузкам: статическим (постоянным или медленно меняющимся по времени), динамическим (ударным и вибрационным). В зависимости от вида нагружения конструкция или отдельная ее часть должна обладать соответствующим видом прочности.

Сочетание необходимых значений различных видов прочности, обеспечивающее нормальную работу конструкции в пределах установленных ограничений и сроков, называют эксплуатационной прочностью.

В процессе эксплуатации прочность конструкции не остается неизменной. Большие нагрузки, близкие к предельным, могут вызывать остаточные деформации в ее элементах. Небольшие, но многократно повторяющиеся нагрузки вызывают развитие усталостных трещин, ослабляющих конструкцию. Происходят износ

трущихся деталей, абразивный износ лопастей НВ, лопаток газотурбинных двигателей под действием пыли, песка. Кроме того, при техническом обслуживании вносятся повреждения в виде вмятин, царапин, рисок, забоин и т. д. Все это приводит к постепенному снижению прочности конструкции и вынуждает ограничивать ресурс (налет в часах) вертолета.

В процессе эксплуатации на конструкцию постоянно действуют перепады температур, атмосферные осадки, пыль, солнечная радиация и т. д. Воздействие этих факторов вызывает коррозию элементов конструкции, растрескивание остекления и других неметаллических деталей, повреждение защитных покрытий. В результате приходится ограничивать календарное время эксплуатации техники (срок службы).

Таким образом, все указанные выше внешние факторы, снижающие прочность и ухудшающие эксплуатационные качества конструкции, ограничивают ее долговечность. Долговечностью летательного аппарата называют свойство сохранять работоспособность с учетом обслуживания и ремонта до некоторого предельного состояния, при котором нарушаются требования безопасности полетов, снижается эффективность эксплуатации. Показателями долговечности служат ресурс и срок службы.

Одной из основных задач технической эксплуатации авиационной техники является поддержание необходимой прочности в течение всего срока службы в условиях реальной эксплуатации.

Общие принципы расчета вертолета на прочность

В Нормах прочности предусматривается также: действие отрицательной перегрузки = -0,5 при вводе в планирование, энергичные развороты вертолета на висении, воздействие вертикальных и боковых порывов воздуха и др. Каждый из расчетных случаев является определяющим для прочности той или иной части или агрегата вертолета.

Посадочные расчетные случаи рассматривают различные варианты посадки: на все опоры, только на основные, посадка с боковым ударом и т. д.

Наземные расчетные случаи рассматривают воздействие ветра, буксировку вертолета по неподготовленной площадке и др.

Особая сложность расчета вертолета на прочность состоит в том, что основные его нагрузки, например, силы от лопастей НВ, имеют переменный по величине и направлению характер, что вызывает колебания самих лопастей и конструкции вертолета в целом. Такое нагружение называется динамическим. При длительном действии многократно повторяющихся нагрузок разрушение конструкции происходит при напряжениях, значительно меньших, чем при постоянной, статической нагрузке. Это объясняется явлением усталости материала.

В Нормах прочности приводятся также все необходимые данные для расчета жесткости конструкции, ее динамической прочности и ресурса (срока службы).

Понятие о расчете статической прочности

Если нагрузка конструкции постоянна или изменяется медленно, то деформации и напряжения в ней будут также постоянны или изменяться постепенно, пропорционально нагрузке, без колебательных процессов. Такое нагружение называется статическим.

Для вертолета статическими нагрузками можно считать: тягу несущего и рулевого винтов; центробежные силы лопастей; аэродинамические силы крыла и оперения.

Расчет на статическую прочность включает:

- определение в соответствии с Нормами прочности величины и характера распределения расчетных нагрузок;
- построение эпюр поперечной Q и продольной N сил, изгибающего и крутящего моментов для рассматриваемой части конструкции вертолета;
- выявление наиболее нагруженных участков конструкции, в которых возможны наибольшие напряжения;
- определение напряжений в элементах конструкции и сравнение их с разрушающими.

Статическая прочность конструкции обеспечивается, если напряжения в ее элементах не превышают разрушающих значений.

Однако обеспечение статической прочности еще не гарантирует безопасной эксплуатации вертолета, поскольку под действием переменных нагрузок в его конструкции возникают соответствующие переменные напряжения. Эти напряжения, накладываясь на постоянные, увеличивают суммарные напряжения, а также могут привести к усталостному разрушению конструкции.

Источники переменных нагрузок вертолета

Основные нагрузки вертолета носят переменный характер, они постоянно изменяются по величине и направлению с определенными частотами.

Основными источниками переменных нагрузок являются несущий и рулевой винты. Причиной периодического изменения сил, действующих на лопасти НВ, является непрерывное изменение скорости и направления набегающего на них потока в различных азимутах и в различных сечениях при поступательном полете вертолета. Когда лопасть при своем вращении движется навстречу набегающему на вертолет потоку, суммарная скорость ее обтекания увеличивается, а при движении назад, напротив, уменьшается. Поскольку аэродинамические силы пропорциональны квадрату скорости обтекания, подъемная сила Ул и лобовое сопротивление Хл лопасти также постоянно изменяются. Это вызывает маховое движение лопастей в вертикальной плоскости и колебания в плоскости вращения.

При маховом движении центры масс лопастей периодически приближаются и удаляются от оси винта, что вызывает появление переменных кориолисовых сил, действующих в плоскости вращения. Эти силы также вызывают колебания лопастей в плоскости вращения.

Все эти переменные силы передаются на втулку НВ и далее через вал винта и редуктор на фюзеляж вертолета, вызывая его колебания в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Амплитуды переменных сил, передаваемых с лопастей, могут составлять тысячи ньютон, а для тяжелых вертолетов - десятки тысяч. Частоты этих сил кратны произведению частоты вращения винта на число лопастей.

Дополнительными источниками переменных сил могут явиться плохая балансировка и несоконусность лопастей. Плохая балансировка заключается в неодинаковых статических моментах лопастей, что вызывает неуравновешенность их центробежных сил. Несоконусность проявляется в различных амплитудах махового движения лопастей вследствие отличий их внешних форм, жесткости на кручение или неточной регулировки установочных углов. По тем же причинам возникают переменные силы рулевого винта.

Главная > Металлургия

Расчет основных параметров и разработка компановки вертолета

Общие принципы расчета вертолета на прочность

Понятие о расчете статической прочности

Источники переменных нагрузок вертолета

Рекомендуем также