UVOD

Načrtovanje helikopterja je kompleksen proces, ki se razvija skozi čas in je razdeljen na medsebojno povezane stopnje in faze načrtovanja. Zrakoplov, ki se izdeluje, mora izpolnjevati tehnične zahteve ter izpolnjevati tehnične in ekonomske lastnosti, določene v projektnih specifikacijah. Projektna naloga vsebuje začetni opis helikopterja in njegovih letalnih lastnosti, ki zagotavljajo visoko ekonomsko učinkovitost in konkurenčnost projektiranega stroja, in sicer: nosilnost, hitrost letenja, doseg, statično in dinamično zgornjo mejo, življenjsko dobo, vzdržljivost in stroške.

Projektna naloga se pojasni v fazi predprojektnih raziskav, med katerimi se izvajajo patentna preiskava, analiza obstoječih tehničnih rešitev, raziskovalno-razvojno delo. Glavna naloga predprojektnih raziskav je iskanje in eksperimentalno preverjanje novih principov delovanja projektiranega objekta in njegovih elementov.

V fazi predhodnega načrtovanja je izbrana aerodinamična zasnova, oblikovan je videz helikopterja in izračunani so glavni parametri, ki zagotavljajo doseganje določenih značilnosti letenja. Ti parametri vključujejo: težo helikopterja, moč pogonskega sistema, dimenzije glavnega in repnega rotorja, težo goriva, težo instrumentov in posebne opreme. Rezultati izračuna se uporabijo pri razvoju načrta helikopterja in pripravi centrirnega lista za določitev položaja središča mase.

Načrtovanje posameznih enot in komponent helikopterja ob upoštevanju izbranih tehničnih rešitev poteka v fazi razvoja tehničnega načrta. V tem primeru morajo parametri načrtovanih enot ustrezati vrednostim, ki ustrezajo idejnemu projektu. Nekatere parametre je mogoče izboljšati, da se optimizira zasnova. Med tehničnim projektiranjem se izvajajo aerodinamični trdnostni in kinematični izračuni komponent, izbira konstrukcijskih materialov in konstrukcijskih shem.

V fazi podrobne zasnove se pripravijo delovne in montažne risbe helikopterja, specifikacije, izbirne liste in druga tehnična dokumentacija v skladu s sprejetimi standardi.

Ta članek predstavlja metodologijo za izračun parametrov helikopterja v fazi predhodnega projektiranja, ki se uporablja za dokončanje tečajne naloge v disciplini "Design helikopterja".

1. Prvi približek izračuna vzletne teže helikopterja

kjer je masa koristnega tovora, kg;

Teža posadke, kg.

Domet letenja

2. Izračun parametrov rotorja helikopterja

2.1 Radij R, m, glavni rotor enorotorskega helikopterja izračunano po formuli:

kjer je vzletna teža helikopterja, kg;

g - pospešek prostega pada 9,81 m/s 2;

str - specifična obremenitev površine, ki jo pometa glavni rotor,

=3,14.

Specifična vrednost obremenitve str površina, ki jo pometa vijak, je izbrana v skladu s priporočili, predstavljenimi v delu /1/: kjer str= 280

Vzamemo, da je polmer rotorja enak R= 7.9

Kotna hitrost , s -1, je vrtenje glavnega rotorja omejeno z vrednostjo obodne hitrosti R koncev lopatic, ki je odvisna od vzletne teže helikopterja in je znašala R= 232 m/s.

C -1.

RPM

2.2 Relativne gostote zraka na statičnih in dinamičnih stropih

2.3 Izračun ekonomske hitrosti pri tleh in na dinamičnem stropu

Relativna površina ekvivalentne škodljive plošče se določi:

Kje S uh= 2.5

Izračuna se vrednost ekonomske hitrosti pri tleh V h, km/h:

Kje jaz = 1,09…1,10 - indukcijski koeficient.

Km/uro.

Izračuna se vrednost ekonomske hitrosti na dinamičnem stropu V ding, km/h:

Kje jaz = 1,09…1,10 - indukcijski koeficient.

Km/uro.

2.4 Izračunane so relativne vrednosti največje in ekonomske na dinamičnem stropu horizontalne hitrosti letenja:

Kje V maks=250 km/h in V ding=182,298 km/h - hitrost leta;

R=232 m/s - obodna hitrost lopatic.

2.5 Izračun dovoljenih razmerij med koeficientom potiska in polnjenjem rotorja za največjo hitrost pri tleh in za ekonomsko hitrost pri dinamičnem stropu:

pri

2.6 Koeficienti potiska glavnega rotorja pri tleh in pri dinamičnem stropu:

2.7 Izračun polnjenja rotorja:

Polnjenje glavnega rotorja izračunano za primere letenja pri največjih in ekonomskih hitrostih:

Kot izračunana vrednost polnjenja glavni rotor se šteje za največjo vrednost Vmaks in V ding:

Sprejemamo

Dolžina tetive b in relativni raztezek lopatice rotorja bodo enake:

Kjer je zl število lopatic glavnega rotorja (zl = 3)

2.8 Relativno povečanje potiska rotorja za kompenzacijo aerodinamičnega upora trupa in vodoravnega repa:

kjer je Sf območje vodoravne projekcije trupa;

S th - območje vodoravnega repa.

S f =10 m 2;

S th =1,5 m2.

3. Izračun moči pogonskega sistema helikopterja.

3.1 Izračun moči pri obešanju na statični strop:

Specifična moč, potrebna za pogon glavnega rotorja v načinu lebdenja na statističnem stropu, se izračuna po formuli:

Kje n H st- potrebna moč, W;

m 0 - vzletna teža, kg;

g - pospešek prostega pada, m/s 2;

str - specifična obremenitev površine, ki jo pometa glavni rotor, N/m 2;

st - relativna gostota zraka na višini statičnega stropa;

0 - relativna učinkovitost glavni rotor v lebdečem načinu ( 0 =0.75);

Relativno povečanje potiska glavnega rotorja za uravnoteženje aerodinamičnega upora trupa in vodoravnega repa:

3.2 Izračun gostote moči v vodoravnem letu pri največji hitrosti

Specifična moč, potrebna za pogon glavnega rotorja v vodoravnem letu pri največji hitrosti, se izračuna po formuli:

kjer je obodna hitrost koncev lopatic;

Relativna ekvivalentna škodljiva plošča;

jaz uh- koeficient indukcije, določen glede na hitrost leta po naslednjih formulah:

Pri km/h,

Pri km/h.

3.3 Izračun gostote moči med letom na dinamičnem stropu pri ekonomski hitrosti

Specifična moč za pogon glavnega rotorja na dinamičnem stropu je:

Kje ding- relativna gostota zraka na dinamičnem stropu,

V ding- ekonomična hitrost helikopterja na dinamičnem stropu,

3.4 Izračun specifične moči leta blizu tal pri ekonomski hitrosti v primeru okvare enega motorja med vzletom

Specifična moč, potrebna za nadaljevanje vzleta pri ekonomični hitrosti, ko en motor odpove, se izračuna po formuli:

kje je ekonomska hitrost pri tleh,

3.5 Izračun specifičnih zmanjšanih moči za različne primere letenja

3.5.1 Specifična zmanjšana moč pri obešanju na statični strop je enaka:

kjer je specifična dušilna karakteristika, ki je odvisna od višine statičnega stropa H st in se izračuna po formuli:

0 - faktor izkoristka moči pogonskega sistema v načinu lebdenja, katerega vrednost je odvisna od vzletne teže helikopterja m 0 :

pri m 0 < 10 тонн

Pri 10 25 tonah

pri m 0 > 25 ton

3.5.2 Specifična zmanjšana moč pri vodoravnem letu pri največji hitrosti je enaka:

kjer je faktor izrabe moči pri največji hitrosti leta,

Lastnosti dušilke motorjev v odvisnosti od hitrosti leta V maks :

3.5.3 Specifična zmanjšana moč med letom na dinamičnem stropu pri ekonomski hitrosti V ding je enako:

kjer je faktor izrabe moči pri ekonomski hitrosti leta,

in - stopnje dušenja motorja, odvisno od višine dinamičnega stropa H in hitrost letenja V ding v skladu z naslednjimi značilnostmi plina:

3.5.4 Specifična zmanjšana moč pri letu blizu tal pri ekonomski hitrosti z odpovedjo enega motorja pri vzletu je enaka:

kjer je faktor izrabe moči pri ekonomski hitrosti leta,

Stopnja dušenja motorja v zasilnem načinu,

n =2 - število motorjev helikopterja.

3.5.5 Izračun zahtevane moči pogonskega sistema

Za izračun zahtevane moči pogonskega sistema se izbere največja vrednost specifične zmanjšane moči:

Zahtevana moč n pogonski sistem helikopterja bo enak:

Kje m 0 1 - vzletna teža helikopterja,

g = 9,81 m 2/s - pospešek prostega pada.

W,

3.6 Izbira motorjev

Sprejemamo dva turbogredna motorja VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) skupne moči vsakega n=1,405 10 6 W

Motor VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) je namenjen za vgradnjo na helikopterje nove generacije, kot tudi za zamenjavo motorjev na obstoječih helikopterjih za izboljšanje njihovih letalnih zmogljivosti. Ustvarjen je bil na osnovi serijskega certificiranega motorja TV3-117VMA in se proizvaja v Zveznem državnem enotnem podjetju »Obrat po imenu V.Ya. Klimov."

4. Izračun mase goriva

Za izračun mase goriva, ki zagotavlja dani doseg leta, je treba določiti potovalno hitrost V kr. Potovalna hitrost se izračuna z uporabo metode zaporednih približkov v naslednjem zaporedju:

a) vzame se vrednost potovalne hitrosti prvega prileta:

km/uro;

b) izračuna se indukcijski koeficient jaz uh:

Pri km/h

Pri km/h

c) določena je specifična moč, potrebna za pogon glavnega rotorja med letom v načinu križarjenja:

kjer je največja vrednost specifične zmanjšane moči pogonskega sistema,

Koeficient spremembe moči glede na hitrost leta V kr 1, izračunano po formuli:

d) Potovalna hitrost drugega prileta se izračuna:

e) Določi se relativno odstopanje hitrosti prvega in drugega približka:

Ko se razjasni potovalna hitrost prvega približka V kr 1 se predpostavlja, da je enaka izračunani hitrosti drugega približka. Nato se izračun ponovi od točke b) in zaključi s pogojem .

Specifična poraba goriva se izračuna po formuli:

kjer je koeficient spremembe specifične porabe goriva glede na način delovanja motorjev,

Koeficient spremembe specifične porabe goriva glede na hitrost leta,

Specifična poraba goriva pri vzletu.

V primeru letenja v načinu križarjenja je sprejemljivo naslednje:

Pri kW;

Pri kW.

kg/W uro,

Masa goriva, porabljenega za let m T bo enako:

kjer je specifična moč, porabljena pri potovalni hitrosti,

Potovalna hitrost,

L - obseg letenja.

5. Določanje mase sestavnih delov in sklopov helikopterja.

5.1 Masa lopatic glavnega rotorja je določena s formulo:

Kje R - polmer rotorja,

- polnjenje glavnega rotorja,

kg,

5.2 Masa pesta glavnega rotorja se izračuna po formuli:

Kje k tor- masni koeficient puš sodobnih izvedb,

k l- koeficient vpliva števila lopatic na maso pesta.

Pri izračunu lahko vzamete:

Kg/kN,

torej kot rezultat transformacij dobimo:

Za določitev mase pesta glavnega rotorja je treba izračunati centrifugalno silo, ki deluje na lopatice n Centralna banka(v kN):

KN,

kg.

5.3 Teža krmilnega sistema pospeševalnika, ki vključuje pregibno ploščo, hidravlične ojačevalnike in hidravlični krmilni sistem glavnega rotorja, se izračuna po formuli:

Kje b- tetiva rezila,

k boo- koeficient teže krmilnega sistema za dvig tlaka, ki se lahko šteje za 13,2 kg/m3.

Kg.

5.4 Teža ročnega krmilnega sistema:

Kje k RU- koeficient teže sistema za ročno krmiljenje, ki je za enorotorske helikopterje enak 25 kg/m.

Kg.

5.5 Masa glavnega menjalnika je odvisna od navora na gredi glavnega rotorja in se izračuna po formuli:

Kje k Uredi- koeficient teže, katerega povprečna vrednost je 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Največji navor na gredi glavnega rotorja je določen z zmanjšano močjo pogonskega sistema n in hitrost propelerja :

Kje 0 - faktor izkoristka moči pogonskega sistema, katerega vrednost se vzame glede na vzletno težo helikopterja m 0 :

pri m 0 < 10 тонн

Pri 10 25 tonah

pri m 0 > 25 ton

N m,

Teža glavnega menjalnika:

Kg.

5.6 Za določitev mase pogonskih enot repnega rotorja se izračuna njegov potisk T jarek :

Kje M nv- navor na gredi glavnega rotorja,

L jarek- razdalja med osmi glavnega in repnega rotorja.

Razdalja med osema glavnega in repnega rotorja je enaka vsoti njunih polmerov in zračnosti med koncema njihovih rezil:

Kje - vrzel je enaka 0,15 ... 0,2 m,

Polmer repnega rotorja, ki je glede na vzletno težo helikopterja:

Ko t,

Ko t,

Na t.

Moč n jarek, porabljen za vrtenje repnega rotorja, se izračuna po formuli:

Kje 0 - relativni izkoristek repnega rotorja, ki se lahko vzame za 0,6 ... 0,65.

W,

Navor M jarek ki ga prenaša krmilna gred, je enaka:

N m,

kje je hitrost krmilne gredi,

s -1,

Navor, ki ga prenaša gred menjalnika, N m, pri hitrosti vrtenja n V= 3000 vrt./min enako:

N m,

Utež m V menjalna gred:

Kjek V- koeficient teže za gred menjalnika, ki je enak 0,0318 kg/(Nm) 0,67.

Utež m itd vmesni menjalnik je enak:

Kje k itd- koeficient teže za vmesni menjalnik, enak 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Masa repnega menjalnika, ki vrti repni rotor:

Kje k xp- koeficient teže za repni menjalnik, katerega vrednost je 0,105 kg/(Nm) 0,8

kg.

5.7 Masa in glavne mere repnega rotorja se izračunajo glede na njegov potisk T jarek .

Koeficient potiska C jarek repni rotor je enak:

Polnjenje lopatic repnega rotorja jarek se izračuna na enak način kot za glavni rotor:

kjer je dovoljena vrednost razmerja med koeficientom potiska in polnjenjem repnega rotorja.

Dolžina tetive b jarek in relativni raztezek jarek lopatice repnega rotorja se izračuna po formulah:

Kje z jarek- število lopatic repnega rotorja.

Teža lopatice repnega rotorja m lr izračunano po empirični formuli:

Vrednost centrifugalne sile n cbd, ki delujejo na lopatice repnega rotorja in jih zaznavajo tečaji pesta,

Teža pesta repnega rotorja m tor se izračuna po isti formuli kot za glavni rotor:

Kje n Centralna banka- centrifugalna sila, ki deluje na rezilo,

k tor- koeficient teže za pušo, ki je enak 0,0527 kg/kN 1,35

k z- koeficient teže, odvisen od števila rezil in izračunan po formuli:

5.8 Izračun mase pogonskega sistema helikopterja

Specifična teža pogonskega sistema helikopterja dv izračunano po empirični formuli:

Kje n- moč pogonskega sistema.

Masa pogonskega sistema bo enaka:

kg.

5.9 Izračun teže trupa in opreme helikopterja

Masa trupa helikopterja se izračuna po formuli:

Kje S ohm- površina oprane površine trupa, ki se določi po formuli:

M 2,

m 0 - vzletna teža prvega prileta,

k f- koeficient enak 1,7.

kg,

Teža sistema za gorivo:

Kje m T- masa porabljenega goriva med letom,

k ts- utežni koeficient za sistem za gorivo je 0,09.

kg,

Teža podvozja helikopterja je:

Kje k w- koeficient teže glede na konstrukcijo šasije:

Za podvozje, ki ga ni mogoče umakniti,

Za zložljivo podvozje.

kg,

Masa električne opreme helikopterja se izračuna po formuli:

Kje L jarek- razdalja med osema glavnega in repnega rotorja,

z l- število lopatic glavnega rotorja,

R - polmer rotorja,

l- relativni raztezek lopatic glavnega rotorja,

k itd in k el- utežni koeficienti za električne žice in drugo električno opremo, katerih vrednosti so enake:

kg,

Teža druge helikopterske opreme:

Kje k itd- utežni koeficient, katerega vrednost je 2.

kg.

5.10 Izračun vzletne teže helikopterja drugega približka

Masa praznega helikopterja je enaka vsoti mas glavnih enot:

Vzletna teža helikopterja drugega prileta m 02 bo enako vsoti:

Kje m T - masa goriva,

m gr- masa tovora,

m ek- teža posadke.

kg,

6. Opis postavitve helikopterja

Načrtovani helikopter je izdelan po enorotorski izvedbi z repnim rotorjem, dvema plinskoturbinskima motorjema in dvokrakimi smučmi. Trup helikopterja ima strukturo okvirja in je sestavljen iz nosnega in osrednjega dela, repa in končnih nosilcev. V premcu je dvosedežna kabina za posadko, ki jo sestavljata dva pilota. Zasteklitev kabine zagotavlja dobro vidljivost, desni in levi drsni pretisni omoti so opremljeni z mehanizmi za sprostitev v sili. V osrednjem delu je kabina dimenzij 6,8 x 2,05 x 1,7 m ter sredinska drsna vrata dimenzij 0,62 x 1,4 m z mehanizmom za odpiranje v sili. Tovorni prostor je zasnovan za prevoz tovora, ki tehta do 2 tone, in je opremljen z zložljivimi sedeži za 12 potnikov, kot tudi s pritrdilnimi točkami za 5 nosil. V potniški različici je v kabini 12 sedežev, nameščenih z naklonom 0,5 m in prehodom 0,25 m; in v zadnjem delu je odprtina za zadnja vhodna vrata, sestavljena iz dveh vrat.

Repni krak je konstrukcija tipa zakovičenega nosilca z delovno oblogo, opremljena z enotami za pritrditev nadzorovanega stabilizatorja in repne podpore.

Stabilizator velikosti 2,2 m in površine 1,5 m 2 s profilom NACA 0012 enosparske izvedbe, s kompletom reber in prevleko iz duraluminija in blaga.

Dvooporne smuči, samousmerljiva prednja opora, dimenzije 500 x 185 mm, oblikovane glavne opore z dvoprekatnimi amortizerji na tekoči plin, dimenzije 865 x 280 mm. Repna opora je sestavljena iz dveh opornikov, amortizerja in oporne pete; smučarska proga 2m, smučarska podlaga 3,5m.

Glavni rotor z zgibnimi lopaticami, hidravličnimi blažilniki in nihajnimi blažilniki vibracij, nameščenimi z naklonom naprej 4° 30". Popolnoma kovinske lopatice so sestavljene iz stisnjenega lopatice iz aluminijeve zlitine AVT-1, utrjene z delovnim utrjevanjem z jeklenimi tečaji na vibracijsko stojalo, repni del, jeklena konica in konica Rezila imajo pravokotno obliko v tlorisu s tetivo 0,67 m in profili NACA 230 ter geometrijskim zasukom 5 %, obodna hitrost konic rezil je 200 m/s, rezila so opremljena z vizualnim alarmnim sistemom za poškodbe lopatic in elektrotermično napravo proti zaledenitvi.

Repni rotor s premerom 1,44 m je trikraki, potisni, s kardanskim pestom in popolnoma kovinskimi lopaticami pravokotne oblike v tlorisu, s tetivo 0,51 m in profilom NACA 230M.

Elektrarna je sestavljena iz dveh turbogrednih plinskoturbinskih motorjev s prosto turbino VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) Sankt Peterburškega NPO poimenovanega po. V.Ya.Klimov skupna moč vsakega N=1405 W, nameščen na vrhu trupa in zaprt s skupnim pokrovom z odpiralnimi loputami. Motor ima devetstopenjski aksialni kompresor, obročasto zgorevalno komoro in dvostopenjsko turbino.Motorji so opremljeni z napravami za zaščito pred prahom.

Prenos je sestavljen iz glavnega, vmesnega in zadnjega menjalnika, zavorne gredi in glavnega rotorja. Tristopenjski glavni menjalnik VR-8A zagotavlja prenos moči od motorjev do glavnega rotorja, repnega rotorja in ventilatorja za hlajenje, hladilnikov motornega olja in glavnega menjalnika; Skupna kapaciteta oljnega sistema je 60 kg.

Krmiljenje je podvojeno, s togo in kabelsko napeljavo ter hidravličnimi ojačevalniki, ki jih poganja glavni in rezervni hidravlični sistem. Štirikanalni avtopilot AP-34B zagotavlja stabilizacijo helikopterja med letom v nagibu, smeri, naklonu in višini. Glavni hidravlični sistem napaja vse hidravlične enote, rezervni sistem pa napaja samo hidravlične ojačevalnike.

Ogrevalni in prezračevalni sistem dovaja ogrevan ali hladen zrak v kabine za posadko in potnike, sistem proti zaledenitvi ščiti lopatice glavnega in repnega rotorja, sprednja okna pilotske kabine in dovode zraka motorja pred zaledentvijo.

Oprema za instrumentalne lete v težkih meteoroloških razmerah podnevi in ​​ponoči vključuje dva indikatorja položaja, dva indikatorja hitrosti vrtenja NV, kombinirani sistem smeri GMK-1A, avtomatski radijski kompas in radijski višinomer RV-3.

Komunikacijska oprema vključuje komandne VHF radijske postaje R-860 in R-828, komunikacijske HF radijske postaje R-842 in Karat ter letalski domofon SPU-7.

7. Izračun poravnave helikopterja

Tabela 1. Prazen list za poravnavo helikopterja

Ime enote	Teža enote, m jaz, kg	Koordinate x i težišče enote, m	Statični moment enote M xi	Koordinate l jaz težišče enote, m	Statični moment enote M yi
1 glavni rotor
1.1 Rezila
1.2 Puša
2 Nadzorni sistem
2.1 Nadzorni sistem ojačevalnika
2.2 Ročni krmilni sistem
3 Prenos
3.1 Glavni menjalnik
3.2 Vmesni menjalnik
3.3 Zadnji menjalnik
3.4 Prenosna gred
4 Repni rotor
4.1 Rezila
4.2 Puša
5 Pogonski sistem
6 Sistem goriva
7 Trup
7.1 Lok (15%)
7.2 Srednji del (50%)
7.3 Repni del (20%)
7.4 Pritrditev menjalnika (4%)
7,5 Nape (11%)
8.1 Glavni (82%)
8.2 Spredaj (16%)
8.3 Podpora za rep (2%)
9 Električna oprema
10 Oprema
10.1 Instrumenti v pilotski kabini (25 %)
10.2 Radijska oprema (27%)
10.3 Hidravlična oprema (20%)
10.4 Pnevmatska oprema (6%)

Statični momenti so izračunani M cx jaz in M su jaz glede na koordinatne osi:

Koordinate središča mase celotnega helikopterja se izračunajo po formulah :

Tabela 2. Poravnalni list z največjo obremenitvijo

Tabela 3. Poravnalni list s 5 % preostalim gorivom in polno komercialno obremenitvijo

Koordinate središča mase prazen helikopter: x0 =-0,003; y0 =-1,4524;

Koordinate središča mase z največjo obremenitvijo: x0 =0,0293; y0 =-2,0135;

Koordinate središča mase s 5 % preostalega goriva in polno komercialno obremenitvijo viskozno: x 0 = -0,0678; y 0 = -1,7709.

Zaključek

V tej tečajni nalogi so bili narejeni izračuni vzletne teže helikopterja, mase njegovih komponent in sklopov ter postavitve helikopterja. Med postopkom montaže je bila razjasnjena poravnava helikopterja, pred izračunom katere je bila priprava poročila o teži na podlagi izračunov teže enot in elektrarne, seznamov opreme, opreme, tovora itd. Namen projektiranja je določiti optimalno kombinacijo glavnih parametrov helikopterja in njegovih sistemov, ki zagotavljajo izpolnjevanje določenih zahtev.

0

Tečajna naloga o oblikovanju

Lahki helikopter

1 Razvoj taktičnih in tehničnih zahtev. 2

2 Izračun parametrov helikopterja. 6

2.1 Izračun mase tovora. 6

2.2 Izračun parametrov rotorja helikopterja. 6

2.3 Relativne gostote zraka na statičnih in dinamičnih stropih 8

2.4 Izračun ekonomske hitrosti pri tleh in na dinamičnem stropu. 8

2.5 Izračun relativnih vrednosti največjih in ekonomskih hitrosti vodoravnega leta na dinamičnem stropu. 10

2.6 Izračun dopustnih razmerij med koeficientom potiska in polnjenjem rotorja za največjo hitrost pri tleh in za ekonomsko hitrost pri dinamičnem stropu. 10

2.7 Izračun koeficientov potiska rotorja pri tleh in na dinamičnem stropu 11

2.8 Izračun polnjenja rotorja. 12

2.9 Določitev relativnega povečanja potiska glavnega rotorja za kompenzacijo aerodinamičnega upora trupa in vodoravnega repa. 13

3 Izračun moči pogonskega sistema helikopterja. 13

3.1 Izračun moči pri obešanju na statični strop. 13

3.2 Izračun gostote moči v vodoravnem letu pri največji hitrosti. 14

3.3 Izračun specifične moči v letu na dinamičnem stropu pri ekonomski hitrosti.. 15

3.4 Izračun specifične moči pri letu blizu tal pri ekonomski hitrosti v primeru okvare enega motorja med vzletom. 15

3.5 Izračun specifičnih zmanjšanih moči za različne primere letenja 16

3.5.1 Izračun specifične zmanjšane moči pri obešenju na statični strop 16

3.5.2 Izračun specifične zmanjšane moči pri vodoravnem letu pri največji hitrosti. 16

3.5.3 Izračun specifične zmanjšane moči med letom na dinamičnem stropu pri ekonomski hitrosti ... 17

3.5.4 Izračun specifične zmanjšane moči pri letu blizu tal pri ekonomski hitrosti v primeru okvare enega motorja. 18

3.5.5 Izračun zahtevane moči pogonskega sistema. 19

3.6 Izbira motorjev. 19

4 Izračun mase goriva. 20

4.1 Izračun potovalne hitrosti drugega približka. 20

4.2 Izračun specifične porabe goriva. 22

4.3 Izračun mase goriva. 23

5 Določanje mase komponent in sklopov helikopterja. 24

5.1 Izračun mase lopatic glavnega rotorja. 24

5.2 Izračun mase pesta glavnega rotorja. 24

5.3 Izračun mase krmilnega sistema za pospeševanje. 25

5.4 Izračun mase ročnega krmilnega sistema. 25

5.5 Izračun mase glavnega menjalnika. 26

5.6 Izračun mase pogonskih enot repnega rotorja. 27

5.7 Izračun mase in glavnih mer repnega rotorja. trideset

5.8 Izračun mase pogonskega sistema helikopterja. 32

5.9 Izračun mase trupa in helikopterske opreme. 32

5.10 Izračun vzletne teže helikopterja drugega približka. 35

6 Opis postavitve helikopterja. 36

Literatura.. 39

1 Razvoj taktičnih in tehničnih zahtev

Projektirani objekt je lahek enorotorski helikopter z največjo vzletno težo 3500 kg. Izberemo 3 prototipe tako, da je njihova največja vzletna teža v območju 2800-4375 kg. Prototipi so lahki helikopterji: Mi-2, Eurocopter EC 145, Ansat.

Tabela 1.1 prikazuje njihove taktične in tehnične lastnosti, potrebne za izračun.

Tabela 1.1 - Značilnosti delovanja prototipov

Helikopter
Premer glavnega rotorja, m
Dolžina trupa, m
Teža praznega vozila, kg
Domet letenja, km
Statični strop, m
Dinamični strop, m
Največja hitrost, km/h
Potovalna hitrost, km/h
Masa goriva, kg
Power Point	2 GTD Klimov GTD-350	2 HP Turbomeca	Whitney РW-207K
Moč motorja, kW

Slike 1.1, 1.2 in 1.3 prikazujejo sheme prototipov.

Slika 1.1 - Diagram helikopterja Mi-2

Slika 1.2 - Diagram helikopterja Eurocopter EC 145

Slika 1.3 - Diagram helikopterja Ansat

Iz taktičnih in tehničnih karakteristik ter prototipnih diagramov določimo povprečne vrednosti količin in pridobimo izhodiščne podatke za projektiranje helikopterja.

Tabela 1.2 - Začetni podatki za projektiranje helikopterja

Največja vzletna teža, kg
Teža praznega vozila, kg
Največja hitrost, km/h
Domet letenja, km
Statični strop, m
Dinamični strop, m
Potovalna hitrost, km/h
Število lopatic rotorja
Število lopatic repnega rotorja
Dolžina trupa, m
Obremenitev površine, ki jo pometa glavni rotor, N/m 2

2 Izračun parametrov helikopterja

2.1 Izračun mase tovora

Formula (2.1.1) za določitev mase tovora:

Kje m mg - masa tovora, kg; m ek - masa posadke, kg; L- doseg letenja, km; m 01 - največja vzletna teža helikopterja, kg.

Teža tovora:

2.2 Izračun parametrov rotorja helikopterja

Radij R, m, glavnega rotorja enorotorskega helikopterja se izračuna po formuli (2.2.1):

, (2.2.1)

Kje m 01 - vzletna teža helikopterja, kg; g- pospešek prostega pada 9,81 m/s 2 ; str- specifična obremenitev površine, ki jo pometa glavni rotor, p = 3,14.

Vzamemo, da je polmer rotorja enak R= 7,2 m.

Določite vrednost obodne hitrosti wR konci rezil iz diagrama, prikazanega na sliki 3:

Slika 3 - Diagram odvisnosti hitrosti konice rezila od hitrosti leta za konstantne vrednosti M 90 in μ

pri Vmaks= 258 km/h wR = 220 m/s.

Določanje kotne hitrosti w, s -1 in frekvenco vrtenja rotorja po formulah (2.2.2) in (2.2.3):

2.3 Relativne gostote zraka na statičnih in dinamičnih stropih

Relativne gostote zraka na statičnih in dinamičnih stropih so določene s formulama (2.3.1) oziroma (2.3.2):

2.4 Izračun ekonomske hitrosti pri tleh in na dinamičnem stropu

Relativna površina je določena S Ekvivalentna škodljiva tablica po formuli (2.4.1):

Kje S E se določi v skladu s sliko 4.

Slika 4 - Sprememba površine ekvivalentne škodljive plošče različnih transportnih helikopterjev

Sprejemamo S E = 1,5

Izračuna se vrednost ekonomske hitrosti pri tleh V h, km/h:

Kje jaz- indukcijski koeficient:

jaz =1,02+0,0004Vmaks = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

Izračuna se vrednost ekonomske hitrosti na dinamičnem stropu V din, km/h:

2.5 Izračun relativnih vrednosti največjih in ekonomskih hitrosti vodoravnega leta na dinamičnem stropu

Izračun relativnih vrednosti največje in ekonomske hitrosti vodoravnega leta na dinamičnem stropu se izvede z uporabo formul (2.5.1) oziroma (2.5.2):

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Izračun dovoljenih razmerij med koeficientom potiska in polnjenjem rotorja za največjo hitrost pri tleh in za ekonomično hitrost pri dinamičnem stropu

Ker ima formula (2.6.1) za razmerje med dovoljenim koeficientom potiska in polnjenjem rotorja za največjo hitrost tal obliko:

Formula (2.6.2) za razmerje med dovoljenim koeficientom potiska in polnjenjem rotorja za ekonomično hitrost na dinamičnem stropu:

2.7 Izračun koeficientov potiska rotorja pri tleh in pri dinamičnem stropu

Izračun koeficientov potiska rotorja pri tleh in pri dinamičnem stropu se izvede z uporabo enačb (2.7.1) oziroma (2.7.2):

2.8 Izračun polnjenja rotorja

Polnjenje glavnega rotorja s izračunano za primere letenja pri največjih in ekonomskih hitrostih:

Kot izračunana vrednost polnjenja s glavnega rotorja se vzame vrednost iz pogoja (2.8.3):

sprejmemo.

Dolžina tetive b in relativni raztezek l lopatice rotorja bodo enake:

2.9 Določitev relativnega povečanja potiska glavnega rotorja za kompenzacijo aerodinamičnega upora trupa in vodoravnega repa

Sprejemamo relativno povečanje potiska glavnega rotorja za kompenzacijo aerodinamičnega upora trupa in vodoravnega repa.

3 Izračun moči pogonskega sistema helikopterja

3.1 Izračun moči pri obešanju na statični strop

Specifična moč, potrebna za pogon glavnega rotorja v načinu lebdenja na statistični zgornji meji, se izračuna z uporabo formule (3.1.1)

Kje NH st - zahtevana moč, W;

Dušilna karakteristika, ki je odvisna od višine statičnega stropa in se izračuna po formuli (3.1.2)

m 0 - vzletna teža, kg;

g- pospešek prostega pada, m/s 2 ;

str- specifična obremenitev površine, ki jo pometa glavni rotor, N/m 2 ;

D st - relativna gostota zraka na višini statičnega stropa;

h 0 - relativna učinkovitost glavni rotor v lebdečem načinu ( h 0 =0.75);

Relativno povečanje potiska glavnega rotorja za uravnoteženje aerodinamičnega upora trupa:

3.2 Izračun gostote moči v vodoravnem letu pri največji hitrosti

Specifična moč, potrebna za pogon glavnega rotorja v vodoravnem letu pri največji hitrosti, se izračuna po formuli (3.2.1)

kjer je obodna hitrost koncev lopatic;

Relativna ekvivalentna škodljiva plošča;

Indukcijski koeficient, določen s formulo (3.2.2)

3.3 Izračun gostote moči med letom na dinamičnem stropu pri ekonomski hitrosti

Specifična moč za pogon glavnega rotorja na dinamičnem stropu je:

kjer je relativna gostota zraka na dinamičnem stropu;

Ekonomska hitrost helikopterja na dinamičnem stropu;

3.4 Izračun specifične moči leta blizu tal pri ekonomski hitrosti v primeru okvare enega motorja med vzletom

Specifična moč, potrebna za nadaljevanje vzleta pri ekonomični hitrosti v primeru okvare enega motorja, se izračuna po formuli (3.4.1)

kje je ekonomska hitrost pri tleh;

3.5 Izračun specifičnih zmanjšanih moči za različne primere letenja

3.5.1 Izračun specifične zmanjšane moči pri obešenju na statični strop

Izračun specifične zmanjšane moči pri obešanju na statični strop se izvede po formuli (3.5.1.1)

kje je specifična karakteristika plina:

x 0 - faktor izkoristka moči pogonskega sistema v načinu lebdenja. Ker je teža zasnovanega helikopterja 3,5 tone, ;

3.5.2 Izračun specifične zmanjšane moči v vodoravnem letu pri največji hitrosti

Izračun specifične zmanjšane moči v vodoravnem letu pri največji hitrosti se izvede po formuli (3.5.2.1)

kjer je faktor izrabe moči pri največji hitrosti leta,

Značilnosti plina motorja glede na hitrost leta:

3.5.3 Izračun specifične zmanjšane moči med letom na dinamičnem stropu pri ekonomski hitrosti

Izračun specifične zmanjšane moči med letom na dinamičnem stropu pri ekonomski hitrosti se izvede po formuli (3.5.3.1)

kjer je faktor izrabe moči pri ekonomski hitrosti leta,

in - stopnje dušenja motorja, odvisno od višine dinamičnega stropa H in hitrost letenja V din v skladu z naslednjimi značilnostmi plina:

3.5.4 Izračun specifične zmanjšane moči med letom blizu tal pri ekonomski hitrosti, ko en motor odpove

Izračun specifične zmanjšane moči pri letu blizu tal pri ekonomski hitrosti v primeru okvare enega motorja se izvede po formuli (3.5.4.1)

kjer je faktor izrabe moči pri ekonomski hitrosti leta;

Stopnja dušenja motorja v zasilnem načinu;

Število helikopterskih motorjev;

Stopnja dušenja motorja pri letenju blizu tal pri ekonomski hitrosti:

3.5.5 Izračun zahtevane moči pogonskega sistema

Za izračun zahtevane moči pogonskega sistema se vrednost specifične zmanjšane moči izbere iz pogoja (3.5.5.1)

Zahtevana moč n pogonski sistem helikopterja bo enak:

kje je vzletna teža helikopterja;

g= 9,81 m 2 /s - pospešek prostega pada;

3.6 Izbira motorjev

Sprejmemo dva plinskoturbinska motorja GTD-1000T skupne moči 2×735,51 kW. Pogoj je izpolnjen.

4 Izračun mase goriva

4.1 Izračun potovalne hitrosti drugega približka

Sprejemamo vrednost potovalne hitrosti prvega prileta.

Ker izračunamo koeficient indukcije z uporabo formule (4.1.1):

Specifično moč, potrebno za pogon glavnega rotorja med letom v načinu križarjenja, določimo s formulo (4.1.2):

kjer je največja vrednost specifične zmanjšane moči pogonskega sistema,

Koeficient spremembe moči glede na hitrost leta, izračunan po formuli:

Izračunamo potovalno hitrost drugega pristopa:

Določimo relativno odstopanje potovalnih hitrosti prvega in drugega približka:

Ker izboljšujemo potovalno hitrost prvega približka, se vzame, da je enaka izračunani hitrosti drugega približka. Nato ponovimo izračun z uporabo formul (4.1.1) - (4.1.5):

Sprejemamo.

4.2 Izračun specifične porabe goriva

Specifična poraba goriva se izračuna po formuli (4.2.1):

kjer je koeficient spremembe specifične porabe goriva glede na način delovanja motorjev,

Koeficient spremembe specifične porabe goriva glede na hitrost leta, ki je določen s formulo (4.2.2):

Specifična poraba goriva pri vzletu, ;

Koeficient spremembe specifične porabe goriva glede na temperaturo,

Koeficient spremembe specifične porabe goriva glede na višino leta, ;

4.3 Izračun mase goriva

Masa goriva, porabljenega za let, bo enaka:

, (4.3.1)

kjer je specifična moč, porabljena pri potovalni hitrosti;

Potovalna hitrost;

Specifična poraba goriva;

L- doseg leta;

5 Določanje mase komponent in sklopov helikopterja

5.1 Izračun mase lopatic glavnega rotorja

Masa lopatic glavnega rotorja je določena s formulo (5.1.1):

Kje R- polmer glavnega rotorja;

s- polnjenje glavnega rotorja;

5.2 Izračun mase pesta rotorja

Masa pesta glavnega rotorja se izračuna po formuli (5.2.1):

kjer je masni koeficient puš sodobnih izvedb, ;

Koeficient vpliva števila lopatic na maso pesta, ki se izračuna po formuli (5.2.2):

Centrifugalna sila, ki deluje na rezila, se izračuna po formuli (5.2.3):

5.3 Izračun mase krmilnega sistema za pospeševanje

Krmilni sistem ojačevalnika vključuje pregibno ploščo, hidravlične ojačevalnike in hidravlični krmilni sistem glavnega rotorja. Masa krmilnega sistema za dvig tlaka se izračuna po formuli (5.3.1):

Kje b- tetiva rezila;

Koeficient teže krmilnega sistema za dvig tlaka, ki se lahko šteje za 13,2 kg/m 3 ;

5.4 Izračun mase ročnega krmilnega sistema

Izračun mase ročnega krmilnega sistema se izvede po formuli (5.4.1):

kjer je masni koeficient sistema ročnega krmiljenja, ki je za helikopterje z enim rotorjem enak 25 kg/m;

5.5 Izračun mase glavnega menjalnika

Masa glavnega menjalnika je odvisna od navora na gredi glavnega rotorja in se izračuna po formuli (5.5.1):

kjer je masni koeficient, katerega povprečna vrednost je 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

Največji navor na gredi glavnega rotorja je določen z zmanjšano močjo pogonskega sistema n in hitrost propelerja w:

kjer je faktor izkoristka moči pogonskega sistema, katerega vrednost se vzame glede na vzletno težo helikopterja. Od takrat;

5.6 Izračun mase pogonskih enot repnega rotorja

Potisk repnega rotorja se izračuna:

kje je navor na gredi glavnega rotorja;

Razdalja med osmi glavnega in repnega rotorja.

Razdalja L med osema glavnega in repnega rotorja je enaka vsoti njunih polmerov in zračnosti d med koncema njihovih rezil:

kjer je vrzel, ki je enaka 0,15 ... 0,2 m;

Polmer repnega rotorja. Od takrat

Moč, porabljena za vrtenje repnega rotorja, se izračuna po formuli (5.6.3):

kjer je relativna učinkovitost repnega rotorja, ki jo lahko vzamemo za 0,6...0,65.

Navor, ki ga prenaša krmilna gred, je enak:

kjer je hitrost vrtenja krmilne gredi, ki se ugotovi po formuli (5.6.5):

Navor, ki ga prenaša gred menjalnika pri vrtljajih na minuto, je enak:

Utež m v menjalni gredi:

kjer je masni koeficient za gred menjalnika, ki je enak 0,0318 kg/(Nm) 0,67;

Masa vmesnega menjalnika je določena s formulo (5.6.9):

kjer je koeficient teže za vmesni menjalnik, ki je enak 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Masa repnega menjalnika, ki vrti repni rotor:

kjer je koeficient teže za repni menjalnik, katerega vrednost je 0,105 kg/(Nm) 0,8;

5.7 Izračun mase in glavnih mer repnega rotorja

Masa in glavne dimenzije repnega rotorja se izračunajo glede na njegov potisk.

Potisni koeficient repnega rotorja je:

Polnjenje lopatic repnega rotorja se izračuna na enak način kot za glavni rotor:

kjer je dovoljena vrednost razmerja med koeficientom potiska in polnjenjem repnega rotorja,

Dolžina tetive in relativni raztezek lopatic repnega rotorja se izračunata z uporabo enačb (5.7.3) in (5.7.4):

kjer je število lopatic glavnega rotorja,

Masa lopatic repnega rotorja se izračuna po empirični formuli (5.7.5):

Vrednost centrifugalne sile, ki deluje na lopatice repnega rotorja in jo zaznavajo tečaji pesta, se izračuna po formuli (5.7.6):

Masa pesta repnega rotorja se izračuna po enaki formuli kot za glavni rotor:

kjer je centrifugalna sila, ki deluje na lopatico repnega rotorja;

Koeficient teže za pušo, ki je enak 0,0527 kg/kN 1,35;

Koeficient teže, odvisen od števila rezil in izračunan po formuli (5.7.8):

5.8 Izračun mase pogonskega sistema helikopterja

Specifična masa pogonskega sistema helikopterja se izračuna po empirični formuli (5.8.1):

, (5.8.1)

Kje n- moč pogonskega sistema;

Masa pogonskega sistema bo enaka:

5.9 Izračun teže trupa in opreme helikopterja

Masa trupa helikopterja se izračuna po formuli (5.9.1):

kjer je površina oprane površine trupa:

Tabela 5.8.1

prvi približek vzletne teže;

Koeficient enak 1,1;

Teža sistema za gorivo:

kje je masa porabljenega goriva med letom;

Predpostavljeni utežni koeficient za sistem goriva je 0,09;

Teža podvozja helikopterja je:

kjer je koeficient teže, odvisen od zasnove šasije. Ker ima zasnovani helikopter izvlečno podvozje, torej

Masa električne opreme helikopterja se izračuna po formuli (5.9.5):

kjer je razdalja med osmi glavnega in repnega rotorja;

Število lopatic glavnega rotorja;

R- polmer glavnega rotorja;

Relativni raztezek lopatic glavnega rotorja;

in - utežne koeficiente za električne žice in drugo električno opremo,

Teža druge helikopterske opreme:

kjer je utežni koeficient, katerega vrednost je 1.

5.10 Izračun vzletne teže helikopterja drugega približka

Masa praznega helikopterja je enaka vsoti mas glavnih enot:

Vzletna teža helikopterja za drugi prilet:

Določimo relativno odstopanje mase prvega in drugega približka:

Relativno odstopanje mase prvega in drugega približka izpolnjuje pogoj. To pomeni, da je bil izračun parametrov helikopterja opravljen pravilno.

6 Opis postavitve helikopterja

Projektirani helikopter je izdelan po enorotorski izvedbi z repnim rotorjem, dvema plinskoturbinskima motorjema in drsnim podvozjem.

Trup je pol-monokok. Nosilni močnostni elementi trupa so izdelani iz aluminijevih zlitin in imajo protikorozijsko prevleko. Prednji del trupa z nadstreškom pilotske kabine in pokrovi motornih gondol so izdelani iz kompozitnega materiala na osnovi steklenih vlaken. Pilotska kabina ima dvoje vrat, okna so opremljena s sistemom proti zaledenitvi in ​​brisalci vetrobranskega stekla. Leva in desna vrata tovorno-potniške kabine ter dodatna loputa v zadnjem delu trupa zagotavljajo udobje nakladanja bolnih in poškodovanih ljudi na nosilih, pa tudi velikega tovora. Drsna šasija je izdelana iz trdnih upognjenih kovinskih cevi. Vzmeti so prekrite z oblogami. Repna opora preprečuje, da bi se repni rotor dotaknil pristajalne plošče. Lopatice glavnega in repnega rotorja so izdelane iz kompozitnih materialov na osnovi steklenih vlaken in so lahko opremljene s sistemom proti zaledenitvi. Pesto glavnega rotorja s štirimi lopaticami je brez tečajev, sestavljeno iz dveh sekajočih se nosilcev iz steklenih vlaken, na katerega sta pritrjeni dve lopatici. Pesto repnega rotorja z dvema krakoma s skupnim vodoravnim zglobom. Rezervoarji za gorivo s skupno prostornino 850 litrov so nameščeni v dnu trupa. Krmilni sistem helikopterja je zasnovan po žici brez mehanskega ožičenja, ima štirikratno digitalno redundanco in dvakrat redundančno neodvisno električno napajanje. Sodobna letalska in navigacijska oprema zagotavlja lete v preprostih in neugodnih vremenskih razmerah ter lete po pravilih VFR in IFR. Parametri helikopterskih sistemov se spremljajo z uporabo informacijsko nadzornega sistema na letalu BISK-A. Helikopter je opremljen s sistemom za opozarjanje in signalizacijo v sili.

Helikopter je lahko opremljen s sistemom za pristajanje na vodi, pa tudi s sistemi za gašenje in razprševanje kemikalij.

Elektrarna sta dva plinskoturbinska motorja GTD-1000T s skupno močjo 2×735,51 kW. Motorji so nameščeni na trupu v ločenih gondolah. Dovod zraka je stranski, opremljen z napravami za zaščito pred prahom. Stranske plošče gondol so pritrjene na tečaje in tvorijo servisne ploščadi. Gredi motorja segajo pod kotom do osrednjega menjalnika in prostora za dodatno opremo. Izpušne šobe motorjev so odklonjene navzven pod kotom 24". Za zaščito pred peskom so nameščeni filtri, ki v 90% preprečujejo prodiranje delcev s premerom nad 20 mikronov v motor.

Transmisija je sestavljena iz menjalnikov motorja, vmesnih menjalnikov, kotnih menjalnikov, glavnega menjalnika, gredi pomožnega agregata in menjalnika, volanske gredi in kotnega menjalnika. Prenosni sistem uporablja titanove zlitine.

Električni sistem je sestavljen iz dveh ločenih tokokrogov, od katerih enega napaja generator izmeničnega toka, ki proizvaja napetost 115-120V, drugi tokokrog pa napaja generator enosmernega toka z napetostjo 28V. Generatorji se poganjajo iz menjalnika glavnega rotorja.

Krmiljenje je podvojeno, s togo in kabelsko napeljavo ter hidravličnimi ojačevalniki, ki jih poganja glavni in rezervni hidravlični sistem. Štirikanalni avtopilot AP-34B zagotavlja stabilizacijo helikopterja med letom v nagibu, smeri, naklonu in višini. Glavni hidravlični sistem zagotavlja moč vsem hidravličnim enotam, rezervni pa samo hidravličnim ojačevalnikom.

Ogrevalni in prezračevalni sistem dovaja ogrevan ali hladen zrak v kabine za posadko in potnike, sistem proti zaledenitvi ščiti lopatice glavnega in repnega rotorja, sprednja okna pilotske kabine in dovode zraka motorja pred zaledentvijo.

Komunikacijska oprema vključuje komandni HF-pas - "Yurok", domofonsko napravo SPU-34.

Bibliografija

1. Oblikovanje helikopterja / V.S. Krivcov, L.I. Losev, Ya.S. Karpov. - Učbenik. - Harkov: Nat. letalstvo Univerza "Khark" letalstvo Inštitut", 2003. - 344 str.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. narod.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

Prenesi: Nimate dostopa do prenosa datotek z našega strežnika.

FIZIKA ROTORJA

Veličasten stroj - helikopter! Zaradi njegovih izjemnih lastnosti je nepogrešljiv v tisočih primerih. Samo helikopter lahko vzleta in pristaja navpično, nepremično visi v zraku, se premika vstran in celo z repom naprej.

Od kod prihajajo tako čudovite priložnosti? Kakšna je fizika njegovega leta? Poskusimo na kratko odgovoriti na ta vprašanja.

Rotor helikopterja ustvarja vzgon. Lopatice propelerja so enaki propelerjem. Nameščeni pod določenim kotom glede na obzorje, se v toku vhodnega zraka obnašajo kot krilo: pod spodnjo ravnino lopatic se pojavi tlak, nad njim pa vakuum. Večja kot je ta razlika, večji je dvig. Ko dvižna sila preseže težo helikopterja, ta vzleti, če pa se zgodi nasprotno, se helikopter spusti.

Če se na krilu letala vzgonska sila pojavi le, ko se letalo premika, potem se na "krilu" helikopterja pojavi tudi, ko helikopter miruje: "krilo" se premika. To je glavna stvar.

Toda helikopter je pridobil višino. Zdaj mora leteti naprej. Kako narediti? Vijak ustvarja le potisk navzgor! V tem trenutku poglejmo v pilotsko kabino. Kontrolno palico je obrnil stran od sebe. Helikopter se je rahlo nagnil na nos in poletel naprej. Zakaj?

Krmilni gumb je povezan z genialno napravo – transfer strojem. Ta mehanizem, izjemno priročen za krmiljenje helikopterja, je v svojih študentskih letih izumil akademik B. N. Yuryev. Njegova zasnova je precej zapletena, vendar je njegov namen omogočiti pilotu poljubno spreminjanje kota lopatic glede na obzorje.

Ni težko razumeti, da se med vodoravnim letom helikopterja pritisk njegovih lopatic premika glede na okoliški zrak z različnimi hitrostmi. Rezilo, ki gre naprej, se premika proti toku zraka, rezilo, ki se obrača nazaj, pa se premika vzdolž toka zraka. Zato bo hitrost rezila in s tem dvižna sila večja, ko se rezilo premika naprej. Propeler bo poskušal obrniti helikopter na bok.

Da se to ne bi zgodilo, so nestrunterji lopatice na os povezovali gibljivo, na tečajih. Nato je sprednja lopatica začela lebdeti in loputati z večjo dvižno silo. Toda to gibanje se ni več prenašalo na helikopter, letel je mirno. Zahvaljujoč nihajočemu gibanju rezila je njegova dvižna sila ves čas vrtenja ostala konstantna.

Vendar to ni rešilo problema napredovanja. Navsezadnje morate spremeniti smer potiska propelerja in prisiliti helikopter, da se premika vodoravno. To je omogočila pregibna plošča. Nenehno spreminja kot vsake lopatice propelerja, tako da se največji dvig pojavi približno v zadnjem sektorju njegove rotacije. Nastala potisna sila glavnega rotorja se nagne in helikopter, ki se prav tako nagne, se začne premikati naprej.

Trajalo je dolgo časa, da je nastala tako zanesljiva in priročna naprava za krmiljenje helikopterja. Naprava za nadzor smeri leta se ni pojavila takoj.

Seveda veste, da helikopter nima krmila. Da, rotorcraft ga ne potrebuje. Nadomesti ga majhen propeler, nameščen na repu. Če bi ga pilot poskušal izklopiti, bi se helikopter obrnil sam. Da, obrnil se je tako, da bi se začel vse hitreje vrteti v nasprotni smeri vrtenja glavnega rotorja. To je posledica reaktivnega navora, ki nastane pri vrtenju glavnega rotorja. Repni rotor preprečuje vrtenje repa helikopterja pod vplivom reakcijskega momenta in ga uravnoteži. Po potrebi bo pilot povečal ali zmanjšal potisk repnega rotorja. Nato se bo helikopter obrnil v pravo smer.

Včasih so popolnoma brez repnega rotorja in na helikopterje namestijo dva glavna rotorja, ki se vrtita drug proti drugemu. Reaktivni trenutki so v tem primeru seveda uničeni.

Tako leti "terensko vozilo" in neumorni delavec - helikopter.

Polmer R, m, glavnega rotorja enorotorskega helikopterja izračunano po formuli:

kjer je vzletna teža helikopterja, kg;

g - pospešek prostega pada enak 9,81 m/s2;

p - specifična obremenitev površine, ki jo pometa glavni rotor,

Vrednost specifične obremenitve p na površino, ki jo pometa propeler, je izbrana v skladu s priporočili, predstavljenimi v delu /1/: kjer je p=280

m.

Za polmer glavnega rotorja vzamemo R=7,9

Kotna hitrost w, s-1, vrtenja glavnega rotorja je omejena z vrednostjo obodne hitrosti wR koncev lopatic, ki je odvisna od vzletne teže helikopterja in je znašala wR=232 m. /s.

s-1.

vrtljajev na minuto

Montaža sprednjih električnih stekel
Avto ima ročna stekla na prednjih vratih. Da bi izboljšali potrošniške lastnosti, bomo vgradili električna okna. Na podlagi naslednjih izračunov: Stroški enega mehanizma električnega okna znašajo 2000 rubljev. Stroški enega ročnega mehanizma za dviganje oken znašajo 1000 rubljev. C = 2 * 1000 = 2000 rub. C = 2 * 2000 = 4000 rubljev ...

Izračun površine oddelka
Fotd = Sfob × Ko, m2 (2,26) kjer je Sfob skupna površina, ki jo zaseda oprema, m2; Ko - koeficient, ki upošteva delovna območja, prehode, dovoze; Fch = 18,721 × 3 = 56 m 2.6 Izračun osvetlitve V proizvodnih prostorih je predvidena naravna in umetna razsvetljava. ...

Stanje sidrne verige pri odsdravanju plovila
Ko se plovilo potegne do mesta, kjer je položeno sidro, se stanje sidrne verige spremeni, kar povzroči spremembo obremenitve električnega pogona. Za lažjo analizo delovanja sidrnega mehanizma in oceno sil na vodilu je obravnavani proces konvencionalno razdeljen na štiri stopnje. Faza I – izbira verige, ki leži na tleh. Z vključitvijo sidrnega mehanizma...

§ 1. Namen in vrste propelerjev
Namen propelerja je pretvoriti navor, ki se prenaša iz motorja, v aerodinamično silo. Nastanek aerodinamične sile pojasnjuje tretji zakon mehanike. Ko se propeler vrti, zajame in vrže določeno maso zraka. Ta masa, ki se upira izstrelitvi, potiska propeler skupaj z letalom v smeri, ki je nasprotna smeri izmeta.
Razlog za nastanek aerodinamične sile propelerja je reakcija mase zraka, ki jo vrže propeler.
Letalski propelerji se uporabljajo za ustvarjanje potiska, potrebnega za poganjanje letala naprej.
Glavni rotor helikopterja služi za ustvarjanje vzgona, potrebnega za ohranjanje helikopterja v zraku, in potiska, potrebnega za poganjanje helikopterja naprej. Kot rečeno, je ena od prednosti helikopterja njegova sposobnost premikanja v katero koli smer. Smer gibanja helikopterja je odvisna od tega, kam je nagnjena potisna sila glavnega rotorja - naprej, nazaj ali vstran (slika 1.32).
Glavni rotor zagotavlja vodljivost in stabilnost helikopterja v vseh načinih. Tako glavni rotor hkrati služi kot krilo, traktorski rotor in glavno krmiljenje.
Repni rotorji helikopterja služijo za uravnoteženje reakcijskega momenta in krmiljenja smeri helikopterja.

§ 2. Osnovni parametri, ki označujejo glavni rotor
Glavni parametri, ki označujejo glavni rotor helikopterja, vključujejo:
Število rezil. Sodobni helikopterji uporabljajo tri-, štiri- in petkrake propelerje. Povečanje števila lopatic poslabša delovanje rotorja zaradi škodljivega medsebojnega vpliva lopatic. Zmanjšanje števila rezil (manj kot tri) povzroči pulzirajočo naravo potiska, ki ga ustvari rotor, in povečane vibracije helikopterja med letom. Premer glavnega rotorja D je premer kroga, ki ga opisujejo konci lopatic med vrtenjem. Polmer tega kroga je označen s črko R in se imenuje polmer glavnega rotorja. Razdalja od osi vrtenja glavnega rotorja do obravnavanega odseka je označena s črko g (slika 1.33).

Izračuni kažejo, da se pri enaki moči, ki se dovaja propelerju, njegov potisk povečuje z naraščajočim premerom. Tako na primer podvojitev premera poveča potisk za 1,59-krat, petkratno povečanje premera poveča potisk za 2,92-krat.
Vendar pa je povečanje premera povezano s povečanjem teže propelerja, z velikimi težavami pri zagotavljanju trdnosti lopatic, z zapletom tehnologije izdelave lopatic, s povečanjem dolžine repa. bum itd.
Zato je pri razvoju helikopterja izbran določen optimalen premer.

Območje, ki ga pometa glavni rotor F0M, je območje kroga, ki ga opisujejo konci lopatic glavnega rotorja med vrtenjem.
Koncept preletenega območja uvajamo zato, ker lahko to območje obravnavamo kot določeno nosilno površino, podobno kot krilo letala zaradi viskoznosti in vztrajnosti zraka, ki tvori en skupen curek, ko teče skozi območje, ki ga preplavi. propeler. Sodobni helikopterji imajo F0M= 100-:-1000 m2.
Obremenitev na pometeno površino p je razmerje med težo helikopterja G in površino, ki jo pomete propeler med njegovim vrtenjem:
FomP=G/Fom(kg/m2).
Povečanje p vodi do zmanjšanja največje višine leta in povečanja hitrosti spuščanja v samorotacijskem načinu glavnega rotorja.
Za sodobne helikopterje P=12-:-45kg/m2 ali 118-:-440n/m2

Faktor polnjenja Q je vrednost, ki kaže, kolikšen del pometene površine je površina vseh lopatic propelerja.

Oblika rezila v tlorisu(slika 1.34). Lopatica glavnega rotorja ima lahko pravokotno, trapezoidno ali mešano obliko. Zožitev trapeznega rezila ni večja od 2-3.
Konusnost rezila je razmerje med tetivo na zadnjici in tetivo konice.
Profil rezila je oblika njegovega preseka. Za lopatice rotorja se uporabljajo profili, podobni profilom letalskih kril. Običajno so to asimetrični profili z relativno debelino c =
7-=-14 %'. Oblika profila po dolžini je lahko spremenljiva (aerodinamični zasuk rezila). Pri izbiri oblik profilov stremimo k čim večji aerodinamični kakovosti

Vpadni kot odseka rezila a je kot med tetivo profila in smerjo prihajajočega zračnega toka v danem odseku. Velikost vpadnega kota določa vrednosti koeficientov aerodinamične sile.

Namestitveni kot Ф imenujemo kot med tetivo profila in ravnino vrtenja glavnega rotorja. Namestitveni kot propelerjev helikopterja se meri na razdalji 0,7 polmera rotorja. Ta konvencija je bila uvedena zaradi prisotnosti geometrijskega zasuka lopatic, zaradi česar imajo vsi deli lopatic različno (zmanjševalno proti koncu) namestitev. koti. Potreba po geometrijskem zasuku je razložena na naslednji način. Prvič, zaradi naraščajoče obodne hitrosti proti koncu lopatice prihaja do neenakomerne porazdelitve induciranih hitrosti in posledično aerodinamičnih sil po dolžini lopatice. Da bi zagotovili enakomernejšo porazdelitev obremenitve, je namestitveni kot proti koncu rezila zmanjšan. Drugič, pri letu naprej zaradi povečanja vpadnega kota pri določenem položaju lopatic pride do zastoja toka na koncih lopatic; prisotnost geometrijskega zasuka potisne zastoj terminala proti višjim hitrostim leta. To vprašanje bo podrobneje obravnavano v nadaljevanju.
Naklon lopatice glavnega rotorja se spremeni, ko se vrti v aksialnem tečaju, tj. okoli vzdolžne osi.
Strukturno je glavni rotor zasnovan tako, da se lahko vse njegove lopatice v aksialnem tečaju hkrati vrtijo pod istim kotom ali pod različnimi koti.
Vpadni kot rotorja. Zgoraj je bilo rečeno, da se območje, ki ga pometa glavni rotor, lahko šteje za nosilno površino, na enoto površine katere pade določena obremenitev.
Uvedimo pojem - vpadni kot glavnega rotorja A, s katerim razumemo kot med ravnino vrtenja glavnega rotorja in smerjo prihajajočega zračnega toka (smer leta). Če se tok približa ravnini vrtenja glavnega rotorja od spodaj (slika 1.36), se vpadni kot šteje za pozitiven, če je od zgoraj - negativen.
Ker se helikopter giblje v zraku v kateri koli smeri, se lahko vpadni kot glavnega rotorja spreminja v območju ±180°. Z navpičnim spustom A = +90°, z navpičnim vzponom A = -90°.

Kot azimutnega položaja rezila. Ko helikopter leti, se rotacijsko gibanje lopatic glavnega rotorja združi z gibanjem naprej celotnega helikopterja kot celote. Zaradi tega so pogoji delovanja lopatic v veliki meri odvisni od njihovega položaja glede na smer letenja. Za oceno značilnosti delovanja lopatic glede na njihov položaj je uveden koncept azimutnega položaja lopatice.
Kot azimutnega položaja lopatice je kot med smerjo letenja in vzdolžno osjo lopatice (slika 1.37).

Splošno sprejeto je, da je φ = 0, če vzdolžna os lopatice sovpada s smerjo prihajajočega zračnega toka. Upoštevati je treba (ker se helikopter lahko premika naprej, nazaj ali vstran), da je treba v vseh primerih kot azimutnega položaja meriti od smeri lopatice, ki sovpada s smerjo prihajajočega zračnega toka. Štetje običajno poteka v smeri vrtenja glavnega rotorja. Očitno je, da se kot azimutnega položaja lopatice spreminja od 0 do 360° (od 0 do 2l) na obrat.
Število vrtljajev glavnega rotorja. Ker so rotorji helikopterja rotorji velikega premera, je njihova hitrost nizka - 100-600 vrt / min.
Kot kažejo izračuni, je treba za propeler z največjim možnim potiskom (za dano moč) povečati njegov premer in zmanjšati hitrost. Torej, na primer, da bi povečali potisk za trikrat, je treba hitrost zmanjšati za petnajstkrat (v tem primeru se bo premer propelerja povečal za približno petkrat).
Pri določenem propelerju potisk narašča z naraščajočo hitrostjo, vendar to zahteva povečanje vhodne moči.
Število vrtljajev glavnega rotorja je omejeno s krizo valov, ki se pojavi predvsem na koncih lopatic, ki se premikajo proti prihajajočemu toku (blizu azimuta r = 90°).
Da bi se izognili velikim izgubam zaradi premagovanja upora valov, je število vrtljajev glavnih rotorjev sodobnih helikopterjev izbrano tako, da imajo konci lopatic podzvočne hitrosti toka. Pri sodobnih helikopterjih periferne hitrosti konic lopatic dosežejo 200-250 m/s.
§ 3. Potisna sila idealnega rotorja med aksialnim tokom
Idealen vijak je vijak, katerega delovanje ne upošteva tornih izgub in zvijanja curka za vijakom. Aksialni tok je način, pri katerem je tok zraka usmerjen vzdolž osi vrtenja propelerja. V tem primeru je vpadni kot glavnega rotorja 90°. V načinu aksialnega toka glavni rotor deluje med lebdenjem, navpičnim dvigom in navpičnim spuščanjem helikopterja.
Glavni rotor sesa zrak s hitrostjo U1 in ga izpušča s hitrostjo U2. Hitrosti U1 in U2 imenujemo induktivne hitrosti (slika 1.38).

Če je hitrost toka okoli propelerja enaka V, postane pred propelerjem enaka V + U1, za propelerjem pa V+U2.
Zračna masa, ki je prešla preleteno območje, prejme pospešek j pod vplivom sile F, ki jo ustvari propeler. Na podlagi tretjega zakona mehanike zrak deluje na rotor z enako veliko, a nasprotno usmerjeno silo T. Sila T je potisk propelerja. Na podlagi drugega zakona mehanike, T = mj. Maso zraka, ki prehaja skozi pometano površino, lahko določimo tako, da prostornino pomnožimo z masno gostoto. N. E. Žukovski je teoretično dokazal in eksperimentalno potrdil, da je induktivna hitrost zavrnitve dvakrat večja od induktivne hitrosti sesanja. Z drugimi besedami, inducirana hitrost na kolutu propelerja je enaka polovici celotnega prirastka hitrosti, ki ga doseže zrak, ki teče skozi propeler.

Hitrost induktivnega sesanja je določena eksperimentalno in je enaka 8-15 m/s.
Iz dobljene formule potiska sledi, da je potisna sila glavnega rotorja odvisna od masne gostote zraka, prestreljene površine in induktivne sesalne hitrosti.
S povečanjem višine leta ali zvišanjem temperature okolice se masna gostota P in s tem potisna sila zmanjšata. Z večanjem hitrosti in koraka propelerja se poveča induktivna hitrost U1 (potisk propelerja).
Površina, ki jo pometa glavni rotor Fоv, je projektni parameter in je konstantna za določen rotor.
Potisk rotorja lahko dobimo tudi na drug način - kot vsoto aerodinamičnih sil, ki jih ustvarjajo posamezne lopatice, saj je tok okoli lopatic podoben toku okoli krila. Razlika pa je v tem, da se rezilo ne giblje translacijsko, temveč rotacijsko, zato se vsi njegovi deli (elementi) gibljejo z različnimi hitrostmi. Zato je treba aerodinamično silo, ki jo ustvari rezilo, izračunati kot vsoto aerodinamičnih sil, ki delujejo
na element rezila (slika 1.39).

Dvižna sila elementa lopatice ΔY oziroma upor elementa ΔX se razlikujeta po velikosti od potisne sile elementa ΔT in sile rotacijskega upora elementa ΔQ.
To je razloženo z dejstvom, da je dvižna sila usmerjena pravokotno na tok, ki pada na odsek, sila upora je usmerjena vzdolž toka, vlečna sila je pravokotna na ravnino vrtenja elementa, sila upora pa na vrtenje se nahaja v ravnini vrtenja.
§ 4. Potisna sila rotorja med poševnim tokom
Režim poševnega toka razumemo kot režim, pri katerem je zračni tok usmerjen pod določenim poljubnim vpadnim kotom na ravnino vrtenja glavnega rotorja (ki ni enak 90°). Ta način se izvaja med vodoravnim letom helikopterja, pa tudi med vzpenjanjem in spuščanjem po nagnjeni poti.

Da bi poenostavili obravnavano vprašanje, bomo najprej obravnavali primer bočnega toka okoli glavnega rotorja, tj. primer, v katerem je tok usmerjen vzporedno z ravnino vrtenja glavnega rotorja in je vpadni kot rotorja nič. V tem primeru se hitrost prihajajočega toka V prišteje sesalni hitrosti u in dobi nastalo hitrost V1 (slika 1.41). Očitno je, da je V>u1.

Iz formule je razvidno, da je pri enaki izmetni hitrosti U2 potisk propelerja pri bočnem toku večji kot pri aksialnem toku. Fizično je to razloženo s povečanjem sekundarne mase zraka, ki teče skozi območje, ki ga briše propeler.
Pri obravnavanju splošnejšega primera poševnega toka, ko se zrak približuje ravnini, ki jo briše propeler pod poljubnim vpadnim kotom glavnega rotorja A, dobimo podobno sliko. Upoštevati je treba le, da mora biti v vsakem posameznem primeru rezultantna hitrost zraka, ki teče v ravnino rotorja, enaka geometrijski vsoti hitrosti prihajajočega toka in hitrosti sesanja.
§ 5. Spreminjanje potisne sile glavnega rotorja
s poševnim tokom, odvisno od azimutnega položaja lopatic
Pri poševnem toku okoli rotorja je hitrost toka okoli lopatic vsota hitrosti rotacijskega gibanja in translacijske hitrosti prihajajočega zračnega toka. Za poenostavitev sklepanja razmislimo o toku okoli končnega dela rezila. Upoštevajte, da komponenta hitrosti prihajajočega toka, usmerjena vzdolž lopatice, ne sodeluje pri ustvarjanju vzgona. Obodna hitrost končnega odseka je wR. Naj bo hitrost prihajajočega toka enaka V. Razčlenimo to hitrost na smer vzdolž lopatice in pravokotno nanjo (slika 1.42).

Pri azimutu 90° postane enak + V in pri azimutu 270° enak -V. Tako med enim obratom lopatice doseže hitrost toka okoli nje največjo vrednost pri azimutu 90° in najmanjšo pri azimutu 270°.
Iz formule vidimo, da je potisna sila lopatice spremenljiva količina in je odvisna od azimuta. Največjo vrednost dobi pri azimutu 90°, ko se hitrosti leta prišteje vrednost obodne hitrosti, najmanjšo vrednost pa ima pri azimutu 270°, ko se od obodne hitrosti odšteje hitrost leta.
Velikost potisne sile dvokrakega propelerja je odvisna od azimuta in je spremenljiva vrednost. Spremenljiva komponenta potisne sile dvokrakega rotorja povzroča povečano tresenje helikopterja, zato je uporaba dvokrakih rotorjev omejena. Za izračun potisne sile trikrakega propelerja je treba sešteti potisk treh lopatic, ki so v azimutu oddaljene 120°. Osnovni matematični izračuni kažejo, da pri propelerjih s tremi ali več lopaticami spremenljiva komponenta izgine in skupni potisk postane konstantna vrednost, neodvisna od azimuta.
Zelo pomembno je upoštevati, da skupna potisna sila rotorja z lopaticami, togo pritrjenimi na pesto, med poševnim pihanjem ne sovpada z osjo vrtenja, ampak se premakne proti lopatom, ki se premikajo proti zračnemu toku. To je razloženo z dejstvom, da je dvižna sila lopatic, ki se gibljejo proti toku, večja kot dvižna sila lopatic, ki se gibljejo v smeri toka, in kot posledica geometrijskega seštevanja se rezultanta dvižnih sil premakne proti rezila, ki se premikajo proti toku. Premaknjena potisna sila glavnega rotorja ustvarja prevrnitveni (kotalni) moment glede na težišče helikopterja (slika 1.43). Glavni rotor s togo pritrjenimi lopaticami bi neizogibno prevrnil helikopter, če bi poskušal ustvariti kakršno koli znatno hitrost naprej.
Poleg nagibnega momenta, ki teži k prevračanju helikopterja glede na vzdolžno os, s poševnim pihanjem glavnega rotorja nastane tudi vzdolžni moment, ki obrne ravnino vrtenja glavnega rotorja glede na prečno os, da poveča napadni kot. Pojav tega trenutka je razložen z dejstvom, da so pogoji toka okoli lopatic blizu azimuta 180° boljši kot pri azimutu 360°. Zaradi tega se točka uporabe potisne sile propelerja premakne naprej od osi vrtenja, kar povzroči nastanek sodelujočega momenta. Velikost vzdolžnega momenta elastične lopatice se dodatno poveča zaradi upogibanja lopatic navzgor pod delovanjem dvižnih sil zaradi dejstva, da prihajajoči tok deluje na lopatico, ki se nahaja v območju azimuta 180 ° od spodaj, medtem ko na sl. 1.43.

Pojav prevrnitvenega momenta v propelerju s togo pritrjenimi lopaticami
rezilo, ki se nahaja v območju azimuta 0 °, je na vrhu (slika 1.44). Odpravo škodljivega vpliva prevračanja in vzdolžnih momentov izvaja zgibno vzmetenje

rezila.
§ 6. Upor rotorja v poševnem toku
Ravnina, ki jo vrti rotor, se obravnava kot nosilna površina. Ta površina ustvarja vzgon in upor zaradi prihajajočega zračnega toka. Upornost glavnega rotorja je po analogiji s krilom sestavljena iz profila in induktivnosti.
Pri aksialnem toku je profilni upor lopatic v vseh azimutih enak, njihova rezultanta pa enaka nič.

Fizični pomen pojava profilnega upora pri poševnem
tok lahko predstavimo na naslednji način.
Med enim obratom se upornost rezila periodično spreminja,
doseže svoj maksimum pri azimutu 90° in najmanj pri azimutu 270°. Razlika v uporu med "napredujočimi" in "umikajočimi" lopaticami daje silo, usmerjeno v nasprotno smer od gibanja helikopterja. Ta sila je profilni upor glavnega rotorja X pr (slika 1.45). Enako je mogoče razložiti induktivno reaktanco glavnega rotorja
iz istih razlogov kot pri obtoku okoli krila, torej zaradi nastajanja vrtincev, ki porabljajo energijo toka. Čelni upor glavnega rotorja je sestavljen iz profilnega in induktivnega X nv = X pr + X in
Velikost upora glavnega rotorja je odvisna od oblike profila lopatic, kota njihove namestitve, števila vrtljajev, hitrosti leta in vpadnega kota glavnega rotorja.
Pri letenju v načinu vrtenja je treba upoštevati upor glavnega rotorja.

§ 7. Območje povratnega toka
Ko se rezilo premakne v azimutu Ф = 180-:-360°, odseki rezila, ki se nahajajo blizu zadnjice, ne tečejo od roba napada, ampak od roba toka. Res, po azimutu

270° bo takšen tok okoli vseh odsekov lopatice, ki se nahajajo od osi vrtenja do točke na lopatici, kjer je v = wr, tj. do točke, kjer je obodna hitrost enaka hitrosti leta (slika 1.46) . Zaradi nasprotne smeri teh hitrosti skupna hitrost
pretok okoli te točke je nič (Wr = 0).
Glede na različne vrednosti φ je enostavno dobiti iz slednjega
izrazi za cono povratnega toka. Preprosto je preveriti, da to območje predstavlja krog s premerom d = V/w, ki se nahaja na disku, ki ga premika glavni rotor (slika 1.46).
Prisotnost območja povratnega toka je negativen pojav. Del lopatice, ki gre skozi to območje, ustvarja silo navzdol, kar zmanjša potisk rotorja in vodi do povečanja

vibracije lopatic in celotnega helikopterja. Ko se hitrost leta poveča, se območje povratnega toka poveča.
Velikost območja povratnega toka je mogoče oceniti s koeficientom značilnosti načina delovanja glavnega rotorja m.
Koeficient značilnosti načina delovanja glavnega rotorja razumemo kot razmerje med translacijsko hitrostjo in obodno hitrostjo.
hitrost končnega dela rezila.
Koeficient kaže, v katerem delu se nahaja rezilo
azimut 270°, ki se nahaja v coni povratnega toka. na primer
če je m = 0,25, potem je d = 0,25 R. To pomeni, da četrti del lopatice deluje v obratnih pogojih
pretok okoli, premer območja povratnega toka pa je 25 % polmera rotorja.
§ 8 Izgube energije iz glavnega rotorja. Relativna učinkovitost propelerja
Pri izpeljavi formule za potisk idealnega propelerja (§ 3 tega poglavja) smo zanemarili vse vrste izgub. Ko pravi propeler deluje v delovnih pogojih, se približno 30% moči, potrebne za njegovo vrtenje, porabi za premagovanje profilnega upora lopatic. Velikost izgub v profilu je odvisna od oblike profila in stanja površine.
Pri analizi delovanja idealnega polža smo predpostavili, da je induktivna hitrost na vseh točkah pometene površine enaka. Ampak to ni res. V bližini lopatice je inducirana hitrost večja kot v prostorih med lopaticami. Poleg tega se povzročena hitrost spreminja vzdolž rezila in se povečuje z naraščajočim polmerom preseka zaradi povečanja obodne hitrosti preseka (slika 1.47). Tako je polje induciranih hitrosti, ki jih ustvarja rotor, neenakomerno.

Sosednji tokovi zraka se gibljejo z različnimi hitrostmi, zaradi česar zaradi vpliva viskoznosti zraka nastanejo izgube zaradi neenakomernosti pretoka ali induktivne izgube, ki znašajo okoli 6% zahtevane moči. Eden od načinov za zmanjšanje teh izgub je geometrijsko zasukanje rezil.
Glavni rotor ne le vrže maso zraka in s tem ustvari potisk, ampak tudi vrti curek. Izgube zaradi vrtinčenja curka znašajo približno 0,2 % moči, ki se dovaja propelerju.
Zaradi razlike v tlaku pod in nad ravnino vrtenja rotorja teče zrak od spodaj navzgor po obodu diska rotorja. Iz tega razloga določen ozek obroč, ki se nahaja okoli oboda letala, ki ga premika glavni rotor, ne sodeluje pri ustvarjanju potiska (slika 1.48). Zadnji deli rezil, kjer se nahajajo pritrdilne točke, prav tako ne sodelujejo pri ustvarjanju vlečne sile. Skupaj končne in čelne izgube predstavljajo približno 3% zahtevane moči.
Zaradi prisotnosti naštetih izgub je moč, potrebna za vrtenje pravega propelerja, ki ustvarja potisk, ki je enak potisku idealnega propelerja, večja.
Kako uspešen je ta ali oni pravi propeler z vidika zagotavljanja minimalnih izgub, lahko presojamo

glede na relativno učinkovitost glavnega rotorja g| 0, kar je razmerje med močjo, potrebno za zavrnitev zraka in ustvarjanje danega potiska, z močjo, ki se dejansko porabi za vrtenje pravega propelerja, ki ustvarja enak potisk.

§ 9. Zgibno vzmetenje lopatic rotorja
V § 2 tega poglavja je bilo poudarjeno, da imajo rotorji aksialne tečaje, ki služijo za spreminjanje koraka propelerja med letom. Sprememba naklona se doseže z vrtenjem lopatic okoli aksialnih tečajev znotraj? = 0-15° Poleg aksialnih tečajev imajo vijaki vodoravne in navpične tečaje.
Vodoravni tečaj (HS) omogoča, da se rezilo odkloni v navpični ravnini. Zahvale gredo
Ta tečaj omogoča, da se rezilo zasuka navzgor, ko se premika proti toku, in navzdol, ko se premika v smeri toka. Tako vodoravni tečaj omogoča, da se rezila premikajo.
Kot med osjo lopatice in ravnino pesta propelerja se imenuje kot nihanja?. Con-
strukturno je odklon rezila glede na vodoravni tečaj omejen z omejevalniki (do
25-30°, navzdol 4-8°). Kljub prisotnosti plapolanja med letom se rezilo ne dotika omejevalnikov, saj je razpon kotov plapola manjši od kota med postanki. Rezilo se dotakne omejevalnikov le, ko pride do močnega padca hitrosti in posledično, ko pride do nesprejemljivega zmanjšanja centrifugalne sile rezila.
Ko je helikopter parkiran, ko se glavni rotor ne vrti ali se vrti z nizko hitrostjo, se konci lopatic zaradi svoje teže upognejo navzdol, in če se lopatica nasloni na spodnji omejevalnik, pride do udarca v repni drog ali trup. mogoče. Zato je poleg spodnjega omejevalnika tu še poseben omejevalnik previsa, ki pri nizkih hitrostih preprečuje, da bi se rezilo čezmerno spustilo navzdol in udarilo ob helikopter.
Ko se hitrost poveča, ko aerodinamične sile upognejo konce lopatic navzgor, se omejevalnik previsa izklopi, nakar lahko lopatica izvede nihajoče gibe vse do spodnjega naslona.
Navpični tečaj (VH) zagotavlja odklon rezila glede na pušo v ravnini
vrtenje vijaka. Spodaj bo prikazano, da ko se glavni rotor vrti, se lahko rezilo premakne iz nevtralnega (radialnega) položaja nazaj ali naprej pod določenim kotom. Ta kot se imenuje kot zamika (naprej) in je označen s črko ?. Velikost tega kota je omejena s postanki. Se lahko rezilo zavrti nazaj za? = 10-:-18° in naprej za? = 6-:-8°*.
Prisotnost vodoravnih in navpičnih tečajev bistveno spremeni delovanje nosilca
vijak

* V tehničnih opisih vrednost kota zamika (napredovanja) ni podana glede na radialni položaj rezila, temveč glede na pravokotno na vodoravni tečaj.
25
Najprej je treba opozoriti na nastanek tako imenovanega stožca (tulipana) zaradi dejstva, da se pod delovanjem dvižnih sil rezila odmaknejo glede na vodoravne tečaje in se dvignejo nad ravnino vrtenja pesta. Drugič, zaradi nihajočih gibov so dvižne sile lopatic v različnih azimutih izenačene, kar omogoča odpravo prevračanja in nagibanja helikopterja med letom naprej. Končno so zadnji deli rezil razbremenjeni velikih upogibnih momentov, ki nastanejo, ko so rezila togo vdelana.
§ 10. Vodoravni tečaj (HS)
Oglejmo si ravnotežje rezila glede na vodoravni tečaj, tj. sile, ki delujejo na rezilo
ustje v ravnini, ki je pravokotna na ravnino vrtenja (slika 1.49).

V tej ravnini na rezilo delujejo naslednje sile: (Gl - teža; Yl - dvižna sila; Fc. b -
centrifugalna sila.
Dvižna sila je 10-15-krat večja od teže rezila. Največja je centrifugalna sila, ki 100-150-krat presega težo rezila. V ravnotežnem položaju mora biti vsota momentov vseh sil, ki delujejo na rezilo glede na glavno gred, enaka nič. Z drugimi besedami, rezultanta teh sil mora potekati skozi os glavne gredi.
Ko se vrti, rezilo opisuje površino blizu stožca, zato se kot plapolanja imenuje kot stožca.

Z aksialnim tokom, konstantnim korakom in vrtljaji, vrednost kota
Konus je povsem določen. Če povečate npr

naklona lopatice, potem se bo pod vplivom povečanega momenta dvižne sile lopatica začela odmikati v smeri povečanja kota loputanja.
Ko se kot nihanja poveča, se hkrati poveča moment
centrifugalno silo, ki preprečuje odklon rezila, in ko se ponovno vzpostavi ravnotežje, se bo rezilo vrtelo z velikim kotom nihanja.
Pri poševnem toku v azimutih 0-180° se lopatica premika proti toku, pri azimutih 180-360° pa v smeri toka. Rezilo, ki se giblje proti toku, prejme povečanje dvižne sile in se dvigne navzgor, saj se moment dvižne sile izkaže za večji od momenta centrifugalne sile (moment sile teže je zanemarjen zaradi majhnih vrednosti).
Pri gibanju lopatice v smeri toka se dvižna sila zmanjša in pod vplivom momenta
centrifugalna sila zavihti navzdol. Tako se v enem obratu rezilo zavihti navzgor in
zanihajte navzdol.
Hitrost toka je največja pri azimutu 90°, zato je povečanje dviga tu največje.
Najmanjša dvižna sila bo pri azimutu 270°, kjer je hitrost toka minimalna in je vpliv cone povratnega toka najbolj izrazit. Vendar pa sta zaradi prisotnosti glavne gredi in nihajnih gibov lopatic povečanje in zmanjšanje dvižnih sil v navedenih azimutih razmeroma majhno. To je razloženo s spremembami napadalnih kotov plapolajočih lopatic. Ko se rezilo zavihti navzgor, se vpadni kot zmanjša, ko se rezilo zavihti navzdol, pa se poveča (slika 1.50). Zaradi tega je velikost dvižnih sil v azimutih izenačena, kar praktično odpravlja nagibne in vzdolžne momente, ki delujejo na helikopter.

Posledično je treba povedati, da je namen vodoravnih tečajev izenačiti dvižne sile rezil v vseh azimutih in razbremeniti zadnje dele pred upogibnimi momenti. Vodoravni tečaji so konstrukcijsko odmaknjeni od osi vrtenja propelerja za določeno razdaljo Lgsh (slika 1.51). Pri aksialnem toku sovpadata os stožca vrtenja in os tulca. Zato so centrifugalne sile lopatic Fcb, ki pogojno delujejo na glavno gred, medsebojno uravnotežene. Pri poševnem toku os stožca in os tulca ne sovpadata in centrifugalne sile ležijo v različnih (vzporednih) ravninah. Te sile na določenem kraku c ustvarjajo moment M g w = FcbS, kar izboljša vodljivost helikopterja. Poleg tega ima ta trenutek, ko se helikopter pomotoma odkloni glede na vzdolžno ali prečno os, učinek dušenja, to je, da je usmerjen v smeri, ki je nasprotna odklonu, kar izboljša stabilnost helikopterja.

§ 11. Zrušitev stožca vrtenja med poševnim pihanjem
V prejšnjem odstavku je bilo navedeno, da zaradi prisotnosti vodoravnih tečajev lopatice nihajo navzgor v azimutih 0-180° in navzdol v azimutih 180-360°. V resnici je slika nihajočih gibov rezil videti nekoliko bolj zapletena. Zaradi dejstva, da imajo rezila maso, se poveča kot

loputanje po vztrajnosti se nadaljuje ne do azimuta 180 °, ampak nekoliko dlje, zmanjša - ne do 360 °, ampak tudi nekoliko dlje Poleg tega v bližini azimuta 180 ° zrak teče do lopatice od spodaj in blizu azimuta 360 ° od zgoraj, kar dodatno prispeva k nenehnemu povečevanju kota plapolanja blizu azimuta 180° in zmanjšanju kota plapolanja blizu azimuta 360°.
Slika 1.52a prikazuje eksperimentalno krivuljo odvisnosti kota loputanja od azimuta, pridobljeno na napravi B-1. Pri preizkušenem modelu glavnega rotorja s togimi lopaticami pri poševni hitrosti pihanja 20 m/s je bil največji kot plapolanja v azimutu 196°, najmanjši pa v azimutu 22°. To pomeni, da je os stožca vrtenja nagnjena nazaj in v levo. Pojav odstopanja osi stožca vrtenja rotorja med poševnim tokom se imenuje zamašitev stožca vrtenja (slika 1.53).

Teoretično se stožec glavnega rotorja med poševnim pihanjem nagne nazaj in v levo. To blokado potrjuje zgornji poskus. Vendar pa na smer bočnega zrušitve pomembno vplivata deformacija lopatic in ločitev vodoravnih tečajev. Dejansko rezilo glavnega rotorja nima zadostne togosti in je pod vplivom sil, ki delujejo nanj.
27

močno deformiran - upogibi in zasuki. Zasuk poteka v smeri padanja vpadnih kotov, zato se zamah navzgor prej ustavi (Ф = 160°). Skladno s tem se tudi nihanje navzdol prej ustavi (φ = 340°).
Slika 1.52, b prikazuje eksperimentalno krivuljo odvisnosti kota nihanja a od azimuta, dobljeno na napravi V-2. Pri testiranju modela propelerja z upogljivimi lopaticami je bil dosežen največji kot plapolanja pri azimutu φ = 170°, najmanjši pa pri azimutu φ = 334°. Tako se pri pravih helikopterjih stožec vrtenja nagne nazaj in v desno. Vrednost kota zastoja je odvisna od hitrosti leta, koraka propelerja in števila vrtljajev. S povečanjem koraka in hitrosti propelerja ter z zmanjšanjem hitrosti se gred stožca vrtenja poveča.
Sodobni helikopterji se upravljajo z nagibanjem stožca vrtenja v smeri gibanja helikopterja. Na primer, da se pomakne naprej, pilot odkloni os stožca rotorja naprej (z uporabo pregibne plošče). Nagib stožca spremlja nagib potiska glavnega rotorja v ustrezno smer, kar zagotavlja potrebno komponento za premikanje helikopterja (slika 1.32). Čim pa začne hitrost leta naraščati, zaradi poševnega toka stožec pade nazaj in na stran. Učinek zrušitve stožca se prepreči z dodatnim premikanjem krmilne palice helikopterja.
§ 12. Navpični tečaj (VH)
Da bi se prepričali, da je treba poleg vodoravne namestiti tudi navpično kroglo-
Nir, upoštevajte sile, ki delujejo na rezilo v ravnini vrtenja.
Ko se propeler vrti, na njegove lopatice v ravnini vrtenja delujejo rotacijske uporne sile Q l. V načinu lebdenja bodo te sile enake v vseh azimutih. Ko je okoli propelerja poševni tok, je upor lopatice, ki se premika proti toku, večji od upora lopatice, ki se giblje v smeri toka. Prisotnost vodoravnih tečajev in loputanja lopatic pomaga zmanjšati to razliko (zaradi izenačevanja vpadnih kotov), ​​vendar je ne odpravi v celoti. Zato je sila rotacijskega upora spremenljiva sila, ki obremenjuje koreninske dele rezil.
Pri spremembi hitrosti delujejo na lopatice glavnega rotorja vztrajnostne sile, pri povečanju hitrosti so usmerjene proti vrtenju, pri zmanjšanju pa proti vrtenju rotorja. Vztrajnostne sile lahko nastanejo tudi pri stalnih vrtljajih pesta rotorja zaradi neenakomernega pretoka zraka, ki teče na disk rotorja, kar povzroči spremembo aerodinamičnih sil in dodatno težnjo lopatic, da se premikajo glede na pesto. Med letom so vztrajnostne sile relativno majhne. Vendar pa se na tleh v trenutku, ko se nosilec začne vrteti
Vztrajnostne sile propelerja dosežejo veliko vrednost in, če se menjalnik nenadoma vklopi, lahko celo povzročijo zlom lopatic.
Poleg tega prisotnost vodoravnih tečajev, ki zagotavljajo nihanje lopatic, vodi do dejstva, da se težišče lopatice občasno približuje in odmika od osi vrtenja propelerja (slika 1.54).

Na podlagi zakona o ohranitvi energije kinetična energija vrtečega se nosilca
propeler mora ostati konstanten ne glede na nihajoče gibanje lopatice (spremembe drugih vrst energije so zanemarjene). Kinetična energija vrtečega se propelerja je določena s formulo:

kjer je m masa vrtljivih rezil;
w-
kotna hitrost vrtenja rezila,
g-razdalja od osi vrtenja do težišča rezila;

Formula kaže, da mora pri konstantni kinetični energiji približevanje težišča rezila k osi vrtenja (nihanje navzgor) spremljati povečanje kotne hitrosti vrtenja in odstranitev težišča rezila. rezilo od osi vrtenja (nihanje navzdol) mora spremljati zmanjšanje kotne hitrosti vrtenja. Ta pojav dobro poznajo plesalci, ki povečajo hitrost rotacije svojega telesa z ostrim približevanjem rok k telesu (slika 1.55). Sile, pod vplivom katerih se kotna hitrost vrtenja poveča ali zmanjša, ko se vztrajnostni moment vrtljivega sistema spremeni, imenujemo Coriolis.

Ko lopatice loputajo navzgor, so Coriolisove sile usmerjene v smeri vrtenja glavnega rotorja, ko lopatice loputajo navzdol, pa so usmerjene proti njemu.
Coriolisove sile, ki nastanejo med loputanjem, dosežejo pomembne vrednosti in obremenijo koreninske dele lopatic s spremenljivkami
upogibni momenti, ki delujejo v ravnini vrtenja glavnega rotorja.
Tako je namestitev vodoravnih tečajev, kar je omogočilo
odpravijo prenos upogibnih momentov na pesto propelerja in razbremenijo zadnje dele lopatic v ravnini loputanja, hkrati pa povzročijo neželene pojave, povezane s pojavom Coriolisovih sil, ki obremenijo koreninske dele lopatic s spremenljivim momentom v ravnina vrtenja. Izmenični moment Coriolisovih sil se prenaša na ležaje glavne gredi, pesto glavnega rotorja in gred motorja, kar povzroča izmenično obremenitev, kar vodi do pospešene obrabe glavnih glavnih ležajev in vibracij.
helikopter.
Za razbremenitev korenskih delov lopatic iz izmeničnih upogibnih momentov, ki delujejo v ravnini vrtenja, in puše iz izmeničnih obremenitev, ki povzročajo vibracije helikopterja, so nameščeni navpični tečaji, ki v ravnini vrtenja rotorja zagotavljajo nihajna gibanja rotorja. rezila.
Poleg obravnavanih sil deluje na rezilo v ravnini vrtenja še centrifugalna sila.
V prisotnosti navpičnega tečaja in enakomernega polja hitrosti vhodnega zračnega toka v načinu
lebdeče rezilo zaostaja za radialnim položajem za določen kot?. Slika 1.56 prikazuje velikost kota zaostanka ?, določeno z enakostjo trenutkov:

Fts.bLts.b =Ql LQ.
Pri prehodu na letenje s translacijsko hitrostjo se aerodinamičnim silam dodajo spremenljive vztrajnostne in Coriolisove sile, spremenljive pa postanejo tudi same aerodinamične sile. Pod vplivom teh sil rezilo naredi zapleteno gibanje, sestavljeno iz rotacijskega gibanja, translacijskega (skupaj s helikopterjem), vztrajnika glede na glavno gred in nihajnega gibanja glede na glavno gred.
Če obstaja VSC, se rezilo vrti na

Nekaj ​​zamika? (Sl. 1.57, a). V tem primeru je rezilo nameščeno tako, da je rezultanta aerodinamičnih in centrifugalnih sil N usmerjena vzdolž njegove osi. S prenosom rezultante na os glavne gredi in delitvijo na sili A in B poskrbimo, da ležaji glavne gredi niso enakomerno obremenjeni. Res, ob prisotnosti ene sile A, kako
sprednji in zadnji GSH ležaji bi bili obremenjeni z enakimi radialnimi obremenitvami. Vendar pa moč
B, razbremenitev zadnjega ležaja dodatno obremeni sprednjega, kar povzroči neenakomerno obrabo ležajev. Poleg tega sila B, ki je za GS aksialna, zahteva vgradnjo potisnih ležajev.
Da bi pogoje delovanja glavnih ležajev približali pogojem simetrične obremenitve, se uporabi premik
Glavna gred glede na pušo se vrti naprej (slika 1.57, b). Ali v tem primeru obstaja kot zamika?
vodi do dejstva, da je os rezila nameščena približno pravokotno na os glavne gredi.

Ker navpični tečaji omogočajo, da rezila izvajajo nihajna gibanja v ravnini vrtenja glavnega rotorja, da se prepreči možnost povečanja amplitude teh vibracij na rotorju

Rotorji sodobnih helikopterjev so opremljeni s posebnimi blažilniki - dušilci tresljajev. Dušilniki so torni ali hidravlični. Princip delovanja obeh je pretvarjanje energije tresljajev v toplotno energijo, ki se nato razprši v okoliški prostor.
Na tleh je treba pred zagonom motorja in vrtenjem glavnega rotorja njegove lopatice namestiti na sprednje nosilce propelerja. To se naredi za zmanjšanje kotnega pospeška (vztrajnostne sile) rezil v začetnem trenutku vrtenja.
Neenakomerno vrtenje lopatic glede na propeler povzroči premik težišča glavnega rotorja z osi vrtenja. Zaradi tega se pri vrtenju propelerja pojavi vztrajnostna sila, ki povzroči tresenje (zibanje) helikopterja.
Ta pojav predstavlja posebno nevarnost, ko glavni rotor deluje na tleh, saj je lastna frekvenca helikopterja na elastični šasiji lahko enaka ali večkratnik frekvence pogonske sile, kar vodi do vibracij, ki jih običajno imenujemo tla. resonanca.
§ 13. Kompenzacija nihanja
Kot je znano, je glavni razlog za zrušitev stožca rotorja nihanje lopatic med poševnim tokom. Večji kot je največji kot nihanja navzgor, večji je kolaps rotacijskega stožca. Prisotnost velike ovire stožca je nezaželena, saj zahteva dodatno deformacijo komandnih ročic za kompenzacijo ovire pri krmiljenju helikopterja v letu naprej. Zato je potrebno vzpostaviti ravnovesje momentov glede na glavno gred pri manjši amplitudi nihajnih gibov.
Za zagotovitev, da je amplituda nihajnih gibov znotraj tolerance, se uporablja kompenzacija nihanja. Načelo kompenzacije loputanja je, da točka pritrditve krmilne roke (A) ni nameščena na osi vodoravnega tečaja, ampak je premaknjena proti rezilu (slika 1.58).

Če točka A ne leži na osi vodoravnega tečaja in je nepremična, se pri nihanju navzgor namestitveni kot in s tem vpadni kot rezila zmanjša, pri nihanju navzdol pa se poveča. Zaradi sprememb vpadnih kotov, ko lopute lopute, nastanejo aerodinamične sile, ki preprečujejo povečanje amplitude nihajnih gibov.
Učinkovitost kompenzacije je v veliki meri odvisna od tan ?1 (slika 1.58), ki se imenuje karakteristika kompenzacije plapolanja. Večji kot je tan ?1, večji je kot, za katerega se spremeni kot namestitve lopatice med mahanjem. Posledično, ko se tan ?1 poveča, se učinkovitost kompenzacije plapolanja poveča.
Ali obstaja kot zamika? pri namestitvi navpičnega tečaja lahko poveča amplitudo vztrajnikov
gibanja (slika 1.59). Ko je lopatica odklonjena okoli propelerja za kot? sprednji rob (točka A) bo bolj oddaljen od glavne pištole kot zadnji rob (točka B). Zato je pri mahanju pot točke A večja od poti, ki jo prepotuje točka B, zaradi česar se pri mahanju navzgor poveča vpadni kot lopatice, pri mahanju navzdol pa vpadni kot rezila. rezilo se zmanjša.

Tako bo kot zamika prispeval k pojavu dodatnih aerodinamičnih sil na lopatici, ki težijo k povečanju amplitude nihajnih gibov. Zato je še posebej priporočljiva uporaba kompenzacije za nihanje rezil z navpičnim tečajem.

§ 14. Navor rotorja
Ko se glavni rotor vrti, na njegove lopatice delujejo sile zračnega upora, ki ustvarjajo moment upora vrtenja glede na os rotorja. Za premagovanje tega trenutka se navor na gred glavnega rotorja pri helikopterjih z mehanskim pogonom dovaja iz motorja, nameščenega v trupu. Navor se prenaša preko glavnega menjalnika na gred glavnega rotorja. V skladu s tretjim zakonom mehanike (zakon o enakosti delovanja in reakcije) nastane reaktivni navor, ki se preko pritrdilnih točk glavnega menjalnika prenaša na trup helikopterja in ga želi vrteti v smeri, nasprotni navoru. Navor in reaktivni navor, ne glede na način delovanja propelerja, sta vedno enaka po velikosti in nasprotni smeri Mkr = Mr.
Če so motorji nameščeni na samih rezilih, je očitno, da ni reakcijskega momenta. Reaktivno
prav tako ni navora v samorotacijskem načinu glavnega rotorja, torej v vseh primerih, ko je navor
navor se ne prenaša na gred glavnega rotorja iz motorja, nameščenega v trupu.
Prej je bilo rečeno, da se uravnoteženje reakcijskega momenta pri enorotorskih helikopterjih z mehanskim pogonom izvaja s trenutkom, ki ga ustvari potisk repnega rotorja glede na težišče helikopterja.
Pri dvorotorskih helikopterjih se kompenzacija reakcijskih momentov obeh glavnih rotorjev doseže z vrtenjem rotorjev v različnih smereh. Še več, za ohranitev enakosti nasprotno usmerjenih reaktivnih momentov obeh vijakov sta vijaka izdelana povsem enako z natančno sinhronizacijo vrtljajev.

Moč, ki se prenaša na glavni rotor, je enaka
Iz formule je razvidno, da nižja kot je hitrost rotorja, večji je navor in posledično
veljavno in reaktivno.
Število vrtljajev glavnega rotorja helikopterja je bistveno manjše od števila vrtljajev propelerja letala. Zato je pri enaki moči motorja reaktivni navor rotorja helikopterja bistveno večji od rotorja letala.
Navor in reaktivni momenti se spreminjajo tudi glede na velikost potiska glavnega rotorja. Na primer, da bi povečali potisno silo propelerja, je treba povečati skupni korak. Povečanje koraka propelerja spremlja povečanje momenta odpornosti na njegovo vrtenje. Zato je treba, ko se korak propelerja poveča, povečati navor, ki se dovaja propelerju. Če tega ne storite, se bo število vrtljajev glavnega rotorja zmanjšalo, kar bo povzročilo zmanjšanje potiska glavnega rotorja.
Zato je za povečanje potiska rotorja potrebno povečati ne le korak propelerja, ampak tudi navor. V ta namen je v pilotski kabini nameščena ročica "stopenjsko plin", kinematsko povezana z motorjem in mehanizmom, ki spreminja korak propelerja. Ko se ročica premakne, pride do sorazmerne spremembe navora in koraka vijaka ter hkrati do spremembe reaktivnega navora. Pri helikopterju z enim rotorjem zahteva sprememba reakcijskega navora ustrezno spremembo potiska repnega rotorja, da se odpravi zasuk.

§ 15. Potisna sila repnega rotorja
Velikost potiska repnega rotorja (slika 1.60) je mogoče določiti iz enačbe

moč, ki jo porabi propeler, se bo zmanjšala, posledično pa se bo povečal zahtevani potisk, ki ga ustvari repni rotor.
Repni rotor deluje v pogojih poševnega pihanja, saj med letom ravnina njegovega vrtenja ni pravokotna na smer prihajajočega toka.
Pri poševnem pihanju togega propelerja se spreminja hitrost toka, ki deluje nanj
rezila bodo povzročila periodične
sprememba v potisni sili vsakega rezila bo povzročila vibracije.
Za izenačitev potisne sile lopatic v vseh azimutih in
razbremenitev rezil iz delovanja
upogibnih momentov so lopatice pravega repnega rotorja pritrjene na pesto z vodoravnimi tečaji, ki omogočajo lopatice nihanja.
Prisotnost aksialnih tečajev v zasnovi pesta propelerja zagotavlja vrtenje lopatic glede na
vzdolžna os, ki je potrebna za spreminjanje višine tona.
Pri težkih helikopterjih je mogoče navpične tečaje namestiti tudi na repne rotorje.
§ 16. Razpoložljiva moč rotorja
Elektrarne sodobnih helikopterjev uporabljajo batne ali turbopropelerske letalske motorje.
Posebnost delovanja zračno hlajenih batnih letalskih motorjev v helikopterjih je
potreba po prisilnem pihanju hlajenih površin motorja s posebnimi ventilatorji. Prisilno hlajenje motorjev na helikopterjih je povezano z nezadostnimi možnostmi uporabe tlaka pri visoki hitrosti za hlajenje v letu naprej in s pomanjkanjem tlaka v načinu lebdenja. Helikopterji s turbopropelerskimi motorji imajo običajno vgrajene ventilatorje za hlajenje glavnega menjalnika, hladilnikov olja, generatorjev in drugih enot. Za pogon ventilatorjev se porabi del moči motorja Noxl.
Del moči motorja se porabi za premagovanje trenja v menjalniku, ki povezuje motor
vijaki Ntr, za vrtenje repnega rotorja Npв in za pogon črpalk hidravličnega sistema in drugih enot
Na.
Tako je moč, ki se prenaša na glavni rotor, manjša od efektivne moči
Ni razvit na gredi motorja.
Če od efektivne moči odštejemo stroške, dobimo razpoložljivo moč rotorja Np
Np= Ne.- Noxl.- Nтp – Npв – Na
Za različne helikopterje je Np 75-85% Ne.
Z drugimi besedami, izgube moči za hladilne, menjalne, krmilne in pogonske enote znašajo
15-25 % efektivne moči motorja.
Učinkovita moč motorja in razpoložljiva moč rotorja sta odvisni od hitrosti in nadmorske višine
leta, zaradi majhnih hitrosti letenja helikopterja pa lahko zanemarimo vpliv hitrosti na Ne in Np.
Narava spremembe razpoložljive moči glede na višino leta je odvisna od vrste motorja in je določena
njene višinske značilnosti (slika 1.61).

Znano je, da moč batnega motorja brez polnilnika pri stalnih vrtljajih s povečanjem
višina pade zaradi zmanjšanja teže mešanice zraka in goriva, ki vstopa v valje. Podobno se spreminja tudi moč, ki se prenaša na glavni rotor (slika 1.61/a).
Moč batnega motorja, opremljenega z enostopenjskim kompresorjem, se poveča z višino do konstrukcijske višine zaradi povečanja teže mešanice zraka in goriva zaradi znižanja temperature okolice in izboljšanega čiščenja valjev. S postopnim odpiranjem zračne lopute kompresorja se polnilni tlak vzdržuje konstanten glede na konstrukcijsko določeno višino. Na konstrukcijski višini se zračna loputa popolnoma odpre in moč motorja doseže največjo moč. Nad projektno višino se efektivna moč in s tem razpoložljiva moč glavnega rotorja zmanjšata na enak način kot pri motorju brez kompresorja (slika 1.61, b).

Za motor z dvostopenjskim polnilnikom je narava spremembe efektivne in razpoložljive moči v odvisnosti od višine leta prikazana na sl. 1.61, c.
Za turbopropelerski motor je narava odvisnosti razpoložljive moči rotorja od višine leta prikazana na sl. 1.61, g Povečanje moči turbopropelerskega motorja na določeno nadmorsko višino je razloženo s sprejetim krmilnim sistemom, ki zagotavlja zvišanje temperature plinov pred turbino na določeno nadmorsko višino.