การแนะนำ

การออกแบบเฮลิคอปเตอร์เป็นกระบวนการที่ซับซ้อนซึ่งมีวิวัฒนาการไปตามกาลเวลา โดยแบ่งออกเป็นขั้นตอนและขั้นตอนการออกแบบที่สัมพันธ์กัน เครื่องบินที่ถูกสร้างขึ้นต้องเป็นไปตามข้อกำหนดทางเทคนิคและตรงตามลักษณะทางเทคนิคและเศรษฐกิจที่ระบุไว้ในข้อกำหนดการออกแบบ เงื่อนไขการอ้างอิงประกอบด้วยคำอธิบายเบื้องต้นของเฮลิคอปเตอร์และคุณลักษณะประสิทธิภาพการบิน เพื่อให้มั่นใจถึงประสิทธิภาพทางเศรษฐกิจสูงและความสามารถในการแข่งขันของเครื่องจักรที่ออกแบบ ได้แก่ ความสามารถในการรับน้ำหนัก ความเร็วการบิน ระยะ เพดานคงที่และไดนามิก อายุการใช้งาน ความทนทาน และต้นทุน

เงื่อนไขการอ้างอิงจะมีการชี้แจงในขั้นตอนของการวิจัยก่อนการออกแบบ ในระหว่างนั้นจะมีการค้นหาสิทธิบัตร การวิเคราะห์โซลูชันทางเทคนิคที่มีอยู่ งานวิจัยและพัฒนา ภารกิจหลักของการวิจัยก่อนการออกแบบคือการค้นหาและการตรวจสอบการทดลองหลักการใหม่สำหรับการทำงานของวัตถุที่ออกแบบและองค์ประกอบของมัน

ในขั้นตอนการออกแบบเบื้องต้น จะมีการเลือกการออกแบบตามหลักอากาศพลศาสตร์ รูปร่างหน้าตาของเฮลิคอปเตอร์จะเกิดขึ้น และพารามิเตอร์หลักจะถูกคำนวณเพื่อให้แน่ใจว่าบรรลุผลสำเร็จตามลักษณะประสิทธิภาพการบินที่ระบุ พารามิเตอร์เหล่านี้ได้แก่: น้ำหนักของเฮลิคอปเตอร์, กำลังของระบบขับเคลื่อน, ขนาดของโรเตอร์หลักและโรเตอร์ท้าย, น้ำหนักของเชื้อเพลิง, น้ำหนักของเครื่องมือวัดและอุปกรณ์พิเศษ ผลการคำนวณจะใช้ในการพัฒนาโครงร่างของเฮลิคอปเตอร์และจัดทำแผ่นศูนย์กลางเพื่อกำหนดตำแหน่งของจุดศูนย์กลางมวล

การออกแบบหน่วยและส่วนประกอบของเฮลิคอปเตอร์แต่ละหน่วยโดยคำนึงถึงโซลูชันทางเทคนิคที่เลือกไว้ จะดำเนินการในขั้นตอนการพัฒนาการออกแบบทางเทคนิค ในกรณีนี้พารามิเตอร์ของหน่วยที่ออกแบบจะต้องเป็นไปตามค่าที่สอดคล้องกับการออกแบบเบื้องต้น พารามิเตอร์บางตัวสามารถปรับแต่งได้เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพการออกแบบ ในระหว่างการออกแบบทางเทคนิค การคำนวณความแข็งแรงตามหลักอากาศพลศาสตร์และจลนศาสตร์ของส่วนประกอบ การเลือกวัสดุโครงสร้าง และแผนการออกแบบ

ในขั้นตอนการออกแบบโดยละเอียด ภาพวาดการทำงานและการประกอบของเฮลิคอปเตอร์ ข้อมูลจำเพาะ รายการหยิบ และเอกสารทางเทคนิคอื่น ๆ จัดทำขึ้นตามมาตรฐานที่ยอมรับ

บทความนี้นำเสนอวิธีการคำนวณพารามิเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์ในขั้นตอนการออกแบบเบื้องต้น ซึ่งใช้ในการทำโครงงานหลักสูตรในสาขาวิชา "การออกแบบเฮลิคอปเตอร์"

1. การประมาณครั้งแรกของน้ำหนักการบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์

มวลของน้ำหนักบรรทุกอยู่ที่ไหนกก.

น้ำหนักลูกเรือ กก.

ระยะการบิน

2. การคำนวณพารามิเตอร์โรเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์

2.1 รัศมี ร, m, โรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์ใบพัดเดียวคำนวณโดยสูตร:

น้ำหนักบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์อยู่ที่ไหน, กิโลกรัม;

ก - ความเร่งในการตกอย่างอิสระเท่ากับ 9.81 m/s 2;

พี - โหลดเฉพาะบนพื้นที่ที่ถูกกวาดโดยโรเตอร์หลัก

=3,14.

ค่าโหลดเฉพาะ พีเลือกพื้นที่ที่สกรูกวาดตามคำแนะนำที่นำเสนอในงาน /1/: โดยที่ พี= 280

เราใช้รัศมีของโรเตอร์เท่ากับ ร= 7.9

ความเร็วเชิงมุม , s -1, การหมุนของโรเตอร์หลักถูกจำกัดด้วยค่าของความเร็วรอบนอก รปลายใบพัดซึ่งขึ้นอยู่กับน้ำหนักการบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์และจำนวนด้วย ร= 232 ม./วินาที

ค -1.

รอบต่อนาที

2.2 ความหนาแน่นอากาศสัมพัทธ์บนเพดานแบบคงที่และไดนามิก

2.3 การคำนวณความเร็วทางเศรษฐกิจที่พื้นดินและบนเพดานแบบไดนามิก

กำหนดพื้นที่สัมพัทธ์ของแผ่นอันตรายที่เท่ากัน:

ที่ไหน ส เอ่อ= 2.5

คำนวณมูลค่าความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดิน วี ชม., กม./ชม.:

ที่ไหน ฉัน = 1,09…1,10 - ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ

กม./ชม.

คำนวณมูลค่าของความเร็วทางเศรษฐกิจบนเพดานแบบไดนามิก วี ดิ๊ง, กม./ชม.:

ที่ไหน ฉัน = 1,09…1,10 - ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ

กม./ชม.

2.4 คำนวณค่าสัมพัทธ์ของค่าสูงสุดและความประหยัดบนเพดานแบบไดนามิก ความเร็วในการบินแนวนอน:

ที่ไหน วี สูงสุด=250 กม./ชม. และ วี ดิ๊ง=182.298 กม./ชม. - ความเร็วในการบิน;

ร=232 ม./วินาที - ความเร็วรอบนอกของใบพัด

2.5 การคำนวณอัตราส่วนที่อนุญาตของค่าสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมโรเตอร์สำหรับความเร็วสูงสุดที่พื้นดินและสำหรับความเร็วทางเศรษฐกิจที่เพดานไดนามิก:

ที่

2.6 ค่าสัมประสิทธิ์แรงขับของโรเตอร์หลักที่พื้นและบนเพดานแบบไดนามิก:

2.7 การคำนวณการเติมโรเตอร์:

การเติมโรเตอร์หลัก คำนวณสำหรับกรณีการบินด้วยความเร็วสูงสุดและประหยัด:

เป็นค่าเติมที่คำนวณได้ โรเตอร์หลักถือเป็นค่าที่ใหญ่ที่สุดของ วีแม็กซ์ และ วี ดิ๊ง:

พวกเรายอมรับ

ความยาวคอร์ด ข และการยืดตัวสัมพัทธ์ ใบพัดโรเตอร์จะเท่ากับ:

โดยที่ zl คือจำนวนใบพัดหลัก (zl = 3)

2.8 การเพิ่มขึ้นสัมพัทธ์ของแรงขับของโรเตอร์ เพื่อชดเชยการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวและหางในแนวนอน:

โดยที่Sфคือพื้นที่ของการฉายภาพแนวนอนของลำตัว

S th - พื้นที่ของหางแนวนอน

ส ฉ =10 ม. 2;

สธ = 1.5 ตร.ม.

3. การคำนวณกำลังของระบบขับเคลื่อนของเฮลิคอปเตอร์

3.1 การคำนวณกำลังไฟเมื่อแขวนบนเพดานคงที่:

กำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในโหมดโฮเวอร์บนเพดานทางสถิติคำนวณโดยสูตร:

ที่ไหน เอ็น ชม เซนต์- กำลังที่ต้องการ, W;

ม 0 - น้ำหนักบินขึ้น, กก.;

ก - ความเร่งในการตกอย่างอิสระ, m/s 2;

พี - โหลดเฉพาะบนพื้นที่กวาดโดยโรเตอร์หลัก N/m 2

เซนต์ - ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์ที่ความสูงของเพดานคงที่

0 - ประสิทธิภาพสัมพัทธ์ โรเตอร์หลักในโหมดโฮเวอร์ ( 0 =0.75);

แรงขับของโรเตอร์หลักเพิ่มขึ้นโดยสัมพันธ์กันเพื่อปรับสมดุลแรงต้านตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวและหางในแนวนอน:

3.2 การคำนวณความหนาแน่นของกำลังในการบินระดับที่ความเร็วสูงสุด

กำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในการบินแนวนอนด้วยความเร็วสูงสุดคำนวณโดยสูตร:

ความเร็วรอบนอกของปลายใบมีดอยู่ที่ไหน

จานที่เป็นอันตรายเทียบเท่าญาติ;

ฉัน เอ่อ- ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำกำหนดขึ้นอยู่กับความเร็วในการบินตามสูตรต่อไปนี้:

ที่กม./ชม.

ที่กม./ชม.

3.3 การคำนวณความหนาแน่นของพลังงานในการบินบนเพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ

กำลังเฉพาะในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักบนเพดานแบบไดนามิกคือ:

ที่ไหน ดิ๊ง- ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานแบบไดนามิก

วี ดิ๊ง- ความเร็วทางเศรษฐกิจของเฮลิคอปเตอร์บนเพดานแบบไดนามิก

3.4 การคำนวณกำลังเฉพาะในการบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องหนึ่งเครื่องระหว่างการบินขึ้น

กำลังเฉพาะที่จำเป็นต่อการบินขึ้นต่อไปด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจเมื่อเครื่องยนต์ตัวหนึ่งทำงานล้มเหลวคำนวณโดยสูตร:

ความเร็วทางเศรษฐกิจอยู่ที่ใด

3.5 การคำนวณกำลังลดเฉพาะสำหรับกรณีเที่ยวบินต่างๆ

3.5.1 กำลังไฟฟ้าลดลงเฉพาะเมื่อแขวนบนเพดานคงที่เท่ากับ:

โดยที่ลักษณะการควบคุมปริมาณเฉพาะซึ่งขึ้นอยู่กับความสูงของเพดานคงที่ ชม เซนต์และคำนวณโดยสูตร:

0 - ปัจจัยการใช้พลังงานของระบบขับเคลื่อนในโหมดโฉบ ค่าซึ่งขึ้นอยู่กับน้ำหนักการบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ ม 0 :

ที่ ม 0 < 10 тонн

ที่ 10 25 ตัน

ที่ ม 0 > 25 ตัน

3.5.2 กำลังลดลงเฉพาะในการบินแนวนอนที่ความเร็วสูงสุดเท่ากับ:

โดยที่ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วการบินสูงสุดคือ

ลักษณะคันเร่งของเครื่องยนต์ขึ้นอยู่กับความเร็วในการบิน วี สูงสุด :

3.5.3 กำลังที่ลดลงโดยเฉพาะในการบินบนเพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วที่ประหยัด วี ดิ๊ง เท่ากับ:

ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วการบินทางเศรษฐกิจอยู่ที่ไหน

และ - องศาของการควบคุมปริมาณเครื่องยนต์ ขึ้นอยู่กับความสูงของเพดานไดนามิก ชมและความเร็วในการบิน วี ดิ๊งตามลักษณะคันเร่งดังต่อไปนี้:

3.5.4 กำลังที่ลดลงจำเพาะในการบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจโดยที่เครื่องยนต์หนึ่งเครื่องล้มเหลวขณะบินขึ้นจะเท่ากับ:

ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วการบินทางเศรษฐกิจอยู่ที่ไหน

ระดับของการควบคุมปริมาณเครื่องยนต์ในโหมดฉุกเฉิน

n =2 - จำนวนเครื่องยนต์เฮลิคอปเตอร์

3.5.5 การคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน

ในการคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน ให้เลือกค่าสูงสุดของกำลังที่ลดลงเฉพาะ:

พลังงานที่จำเป็น เอ็น ระบบขับเคลื่อนของเฮลิคอปเตอร์จะเท่ากับ:

ที่ไหน ม 0 1 - น้ำหนักขึ้นลงของเฮลิคอปเตอร์

ก = 9.81 m 2/s - ความเร่งในการตกอย่างอิสระ

ว,

3.6 การเลือกเครื่องยนต์

เรารับเครื่องยนต์เทอร์โบเพลา VK-2500 จำนวน 2 เครื่อง (TV3-117VMA-SB3) กำลังรวมของเครื่องยนต์แต่ละเครื่อง เอ็น=1.405 10 6 วัตต์

เครื่องยนต์ VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) ได้รับการออกแบบมาเพื่อติดตั้งบนเฮลิคอปเตอร์รุ่นใหม่ เช่นเดียวกับการเปลี่ยนเครื่องยนต์บนเฮลิคอปเตอร์ที่มีอยู่เพื่อปรับปรุงประสิทธิภาพการบิน มันถูกสร้างขึ้นบนพื้นฐานของเครื่องยนต์ TV3-117VMA ที่ได้รับการรับรองแบบอนุกรมและผลิตที่โรงงาน Federal State Unitary Enterprise "ตั้งชื่อตาม V.Ya. คลิมอฟ”

4. การคำนวณมวลเชื้อเพลิง

ในการคำนวณมวลของเชื้อเพลิงที่ให้ช่วงการบินที่กำหนด จำเป็นต้องกำหนดความเร็วในการล่องเรือ วี cr. ความเร็วในการแล่นจะคำนวณโดยใช้วิธีการประมาณต่อเนื่องตามลำดับต่อไปนี้:

ก) ใช้ค่าของความเร็วในการล่องเรือแนวทางแรก:

กม./ชม.;

b) คำนวณค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ ฉัน เอ่อ:

ที่กม./ชม

ที่กม./ชม

c) กำลังไฟฟ้าเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักขณะบินในโหมดล่องเรือถูกกำหนด:

โดยที่ค่าสูงสุดของกำลังลดลงเฉพาะของระบบขับเคลื่อน

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงกำลังขึ้นอยู่กับความเร็วในการบิน วี cr 1 คำนวณโดยสูตร:

d) คำนวณความเร็วในการล่องเรือแนวทางที่สอง:

จ) ความเบี่ยงเบนสัมพัทธ์ของความเร็วของการประมาณค่าที่หนึ่งและที่สองถูกกำหนด:

เมื่อความเร็วการล่องเรือของการประมาณครั้งแรกชัดเจนขึ้น วี cr 1 จะถือว่าเท่ากับความเร็วที่คำนวณได้ของการประมาณค่าที่สอง จากนั้นให้คำนวณซ้ำจากจุด b) และสิ้นสุดด้วยเงื่อนไข .

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะคำนวณโดยใช้สูตร:

โดยที่ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงของการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงเฉพาะขึ้นอยู่กับโหมดการทำงานของเครื่องยนต์

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงในการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะขึ้นอยู่กับความเร็วในการบิน

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะเมื่อเครื่องขึ้น

ในกรณีที่เที่ยวบินในโหมดล่องเรือ จะยอมรับสิ่งต่อไปนี้:

ที่กิโลวัตต์;

ที่กิโลวัตต์.

กิโลกรัม/วัตต์ ชั่วโมง

มวลเชื้อเพลิงที่ใช้สำหรับการบิน ม ตจะเท่ากับ:

พลังงานเฉพาะที่ใช้ที่ความเร็วล่องเรืออยู่ที่ไหน

ความเร็วในการล่องเรือ,

ล - ระยะการบิน

5. การกำหนดมวลของส่วนประกอบและชุดประกอบเฮลิคอปเตอร์

5.1 มวลของใบพัดโรเตอร์หลักถูกกำหนดโดยสูตร:

ที่ไหน ร - รัศมีโรเตอร์

- เติมโรเตอร์หลัก

กิโลกรัม,

5.2 มวลของดุมโรเตอร์หลักคำนวณโดยใช้สูตร:

ที่ไหน เค อ- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของบูชของการออกแบบที่ทันสมัย

เค ล- สัมประสิทธิ์อิทธิพลของจำนวนใบมีดต่อมวลของดุมล้อ

ในการคำนวณคุณสามารถใช้:

กิโลกรัม/กิโลนิวตัน

ดังนั้น จากการเปลี่ยนแปลง เราจึงได้:

ในการกำหนดมวลของดุมโรเตอร์หลัก จำเป็นต้องคำนวณแรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบพัด เอ็น ธนาคารกลาง(เป็นกิโลนิวตัน):

เอ็นเอ็น

กิโลกรัม.

5.3 ระบบควบคุมน้ำหนักบูสเตอร์ซึ่งประกอบด้วยแผ่นสวอชเพลท บูสเตอร์ไฮดรอลิก และระบบควบคุมไฮดรอลิกโรเตอร์หลัก คำนวณโดยใช้สูตร:

ที่ไหน ข- คอร์ดของใบมีด

เค โห่- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของระบบควบคุมบูสเตอร์ซึ่งสามารถรับได้เท่ากับ 13.2 กก./ลบ.ม.

กิโลกรัม.

5.4 น้ำหนักของระบบควบคุมแบบแมนนวล:

ที่ไหน เค ร- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของระบบควบคุมแบบแมนนวลสำหรับเฮลิคอปเตอร์แบบใบพัดเดี่ยวมีค่าเท่ากับ 25 กก./ม.

กิโลกรัม.

5.5 มวลของกระปุกเกียร์หลักขึ้นอยู่กับแรงบิดบนเพลาโรเตอร์หลักและคำนวณโดยสูตร:

ที่ไหน เค แก้ไข- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนัก ค่าเฉลี่ย 0.0748 กิโลกรัม/(นิวตันเมตร) 0.8

แรงบิดสูงสุดบนเพลาโรเตอร์หลักถูกกำหนดโดยกำลังที่ลดลงของระบบขับเคลื่อน เอ็นและความเร็วของใบพัด :

ที่ไหน 0 - ปัจจัยการใช้พลังงานของระบบขับเคลื่อนซึ่งค่าจะขึ้นอยู่กับน้ำหนักการบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ ม 0 :

ที่ ม 0 < 10 тонн

ที่ 10 25 ตัน

ที่ ม 0 > 25 ตัน

ยังไม่มีข้อความ

น้ำหนักกระปุกเกียร์หลัก:

กิโลกรัม.

5.6 เพื่อกำหนดมวลของชุดขับเคลื่อนโรเตอร์หาง แรงขับจะถูกคำนวณ ต คูน้ำ :

ที่ไหน ม เลขที่- แรงบิดบนเพลาโรเตอร์หลัก

ล คูน้ำ- ระยะห่างระหว่างแกนของโรเตอร์หลักและโรเตอร์หาง

ระยะห่างระหว่างแกนของโรเตอร์หลักและโรเตอร์หางเท่ากับผลรวมของรัศมีและระยะห่าง ระหว่างปลายใบมีด:

ที่ไหน - ช่องว่างเท่ากับ 0.15...0.2 ม.

รัศมีของโรเตอร์หางซึ่งขึ้นอยู่กับน้ำหนักการบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์คือ:

เมื่อ

เมื่อ

ที่ที.

พลัง เอ็น คูน้ำที่ใช้ในการหมุนโรเตอร์หาง คำนวณโดยสูตร:

ที่ไหน 0 - ประสิทธิภาพสัมพัทธ์ของโรเตอร์หางซึ่งมีค่าเท่ากับ 0.6...0.65

ว,

แรงบิด ม คูน้ำส่งผ่านเพลาพวงมาลัยเท่ากับ:

ยังไม่มีข้อความ

ความเร็วของเพลาพวงมาลัยอยู่ที่ไหน

ส -1,

แรงบิดที่ส่งผ่านเพลาส่งกำลัง N m ที่ความเร็วการหมุน n วี= 3000 รอบต่อนาที เท่ากับ:

ยังไม่มีข้อความ

น้ำหนัก ม วีเพลาส่งกำลัง:

ที่ไหนเค วี- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของเพลาส่งกำลังเท่ากับ 0.0318 กก./(นิวตันเมตร) 0.67

น้ำหนัก ม ฯลฯกระปุกเกียร์กลางมีค่าเท่ากับ:

ที่ไหน เค ฯลฯ- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของกระปุกเกียร์กลาง เท่ากับ 0.137 กก./(นิวตันเมตร) 0.8

มวลของกระปุกเกียร์ส่วนท้ายที่หมุนโรเตอร์ส่วนท้าย:

ที่ไหน เค เอ็กซ์พี- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักกระปุกเกียร์ส่วนท้าย มีค่า 0.105 กก./(นิวตันเมตร) 0.8

กิโลกรัม.

5.7 มวลและขนาดหลักของโรเตอร์ส่วนท้ายคำนวณขึ้นอยู่กับแรงขับ ต คูน้ำ .

ค่าสัมประสิทธิ์แรงผลักดัน ค คูน้ำโรเตอร์หางมีค่าเท่ากับ:

เติมใบพัดหาง คูน้ำคำนวณในลักษณะเดียวกับโรเตอร์หลัก:

โดยที่ค่าที่อนุญาตของอัตราส่วนของค่าสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมโรเตอร์หาง

ความยาวคอร์ด ข คูน้ำและการยืดตัวสัมพัทธ์ คูน้ำใบพัดหางคำนวณโดยใช้สูตร:

ที่ไหน z คูน้ำ- จำนวนใบพัดหาง

น้ำหนักใบโรเตอร์หาง ม ลคำนวณโดยใช้สูตรเชิงประจักษ์:

ค่าแรงเหวี่ยง เอ็น ย่านศูนย์กลางธุรกิจซึ่งกระทำต่อใบพัดหางและรับรู้ได้จากบานพับดุม

น้ำหนักดุมโรเตอร์หาง ม อคำนวณโดยใช้สูตรเดียวกันกับโรเตอร์หลัก:

ที่ไหน เอ็น ธนาคารกลาง- แรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบมีด

เค อ- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักบูชชิ่ง เท่ากับ 0.0527 กก./กิโลนิวตัน 1.35

เค z- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักขึ้นอยู่กับจำนวนใบมีดและคำนวณโดยสูตร:

5.8 การคำนวณมวลของระบบขับเคลื่อนของเฮลิคอปเตอร์

ความถ่วงจำเพาะของระบบขับเคลื่อนของเฮลิคอปเตอร์ ดีวีคำนวณโดยใช้สูตรเชิงประจักษ์:

ที่ไหน เอ็น- กำลังของระบบขับเคลื่อน

มวลของระบบขับเคลื่อนจะเท่ากับ:

กิโลกรัม.

5.9 การคำนวณน้ำหนักลำตัวและอุปกรณ์เฮลิคอปเตอร์

มวลของลำตัวเฮลิคอปเตอร์คำนวณโดยสูตร:

ที่ไหน ส โอห์ม- พื้นที่ของพื้นผิวที่ถูกล้างของลำตัวซึ่งกำหนดโดยสูตร:

ม.2

ม 0 - น้ำหนักรับน้ำหนักแนวทางแรก

เค ฉ- ค่าสัมประสิทธิ์เท่ากับ 1.7

กิโลกรัม,

น้ำหนักระบบเชื้อเพลิง:

ที่ไหน ม ต- มวลเชื้อเพลิงที่ใช้ไปในเที่ยวบิน

เค ทีเอส- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักที่สมมติให้ระบบเชื้อเพลิงเท่ากับ 0.09

กิโลกรัม,

น้ำหนักของอุปกรณ์ลงจอดเฮลิคอปเตอร์คือ:

ที่ไหน เค ว- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักขึ้นอยู่กับการออกแบบแชสซี:

สำหรับล้อลงจอดที่ไม่สามารถพับเก็บได้

สำหรับเกียร์ลงจอดแบบยืดหดได้

กิโลกรัม,

มวลของอุปกรณ์ไฟฟ้าของเฮลิคอปเตอร์คำนวณโดยใช้สูตร:

ที่ไหน ล คูน้ำ- ระยะห่างระหว่างแกนของโรเตอร์หลักและโรเตอร์หาง

z ล- จำนวนใบพัดโรเตอร์หลัก

ร - รัศมีโรเตอร์

ล- การยืดตัวสัมพัทธ์ของใบพัดโรเตอร์หลัก

เค ฯลฯและ เค เอล- ค่าสัมประสิทธิ์การถ่วงน้ำหนักสำหรับสายไฟฟ้าและอุปกรณ์ไฟฟ้าอื่น ๆ ซึ่งมีค่าเท่ากับ:

กิโลกรัม,

น้ำหนักของอุปกรณ์เฮลิคอปเตอร์อื่นๆ:

ที่ไหน เค ฯลฯ- ค่าสัมประสิทธิ์การถ่วงน้ำหนักซึ่งมีค่าเท่ากับ 2

กิโลกรัม.

5.10 การคำนวณน้ำหนักขึ้นลงของเฮลิคอปเตอร์โดยประมาณที่สอง

มวลของเฮลิคอปเตอร์เปล่าเท่ากับผลรวมของมวลของยูนิตหลัก:

วิธีที่สอง น้ำหนักขึ้นลงของเฮลิคอปเตอร์ ม 02 จะเท่ากับผลรวม:

ที่ไหน ม ต - มวลเชื้อเพลิง

ม กรัม- มวลน้ำหนักบรรทุก

ม เอก- น้ำหนักของลูกเรือ

กิโลกรัม,

6. คำอธิบายโครงร่างเฮลิคอปเตอร์

เฮลิคอปเตอร์ที่ออกแบบนี้ถูกสร้างขึ้นตามการออกแบบโรเตอร์เดี่ยวที่มีโรเตอร์หาง เครื่องยนต์กังหันก๊าซสองตัว และสกีแบบสองขา ลำตัวเฮลิคอปเตอร์มีโครงสร้างเป็นเฟรมและประกอบด้วยจมูกและส่วนกลาง คานหางและปลาย ในส่วนหัวเรือมีห้องโดยสารสองที่นั่งประกอบด้วยนักบินสองคน กระจกห้องโดยสารให้ทัศนวิสัยที่ดีตุ่มเลื่อนด้านขวาและซ้ายมีกลไกปลดล็อคฉุกเฉิน ส่วนกลางมีห้องโดยสารขนาด 6.8 x 2.05 x 1.7 ม. และประตูบานเลื่อนกลางขนาด 0.62 x 1.4 ม. พร้อมกลไกเปิดปิดฉุกเฉิน ห้องเก็บสัมภาระได้รับการออกแบบมาเพื่อขนส่งสินค้าที่มีน้ำหนักมากถึง 2 ตัน และมีที่นั่งแบบพับได้สำหรับผู้โดยสาร 12 คน รวมถึงจุดยึดสำหรับเปลหาม 5 ตัว ในรุ่นผู้โดยสารห้องโดยสารประกอบด้วย 12 ที่นั่งติดตั้งระยะพิทช์ 0.5 ม. และทางเดิน 0.25 ม. และด้านหลังมีช่องสำหรับประตูทางเข้าด้านหลังประกอบด้วยประตู 2 บาน

บูมส่วนท้ายเป็นโครงสร้างประเภทบีมสตริงเกอร์แบบหมุดย้ำพร้อมผิวใช้งาน พร้อมด้วยยูนิตสำหรับติดโคลงแบบควบคุมและส่วนรองรับส่วนท้าย

ตัวกันโคลงขนาด 2.2 ม. และพื้นที่ 1.5 ม. 2 พร้อมโครง NACA 0012 ดีไซน์แบบสปาร์เดี่ยวพร้อมชุดโครงโครงและดูราลูมินและผ้าหุ้ม

สกีแบบรองรับสองชั้น ส่วนรองรับด้านหน้าปรับทิศทางได้เอง ขนาด 500 x 185 มม. ส่วนรองรับหลักมีรูปทรงพร้อมโช้คอัพสองห้องแบบแก๊สเหลว ขนาด 865 x 280 มม. ส่วนรองรับส่วนท้ายประกอบด้วยเสาสองอัน, โช้คอัพและส้นรองรับ รางสกี 2 ม. ฐานสกี 3.5 ม.

โรเตอร์หลักพร้อมใบมีดแบบบานพับ แดมเปอร์ไฮดรอลิก และแดมเปอร์สั่นสะเทือนแบบลูกตุ้ม ติดตั้งด้วยความเอียงไปข้างหน้า 4° 30" ใบมีดโลหะทั้งหมดประกอบด้วยสปาร์แบบกดที่ทำจากโลหะผสมอลูมิเนียม AVT-1 เสริมความแข็งด้วยการชุบแข็งด้วยบานพับเหล็กที่ แท่นสั่นสะเทือน ส่วนท้าย ปลายเหล็กและปลาย ใบมีดมีรูปทรงสี่เหลี่ยมผืนผ้าในแผนด้วยระยะคอร์ด 0.67 ม. และโปรไฟล์ NACA 230 และการบิดทางเรขาคณิต 5% ความเร็วรอบนอกของปลายใบมีดคือ 200 ม./วินาที ใบมีดติดตั้งระบบเตือนด้วยภาพสำหรับความเสียหายของสปาร์และอุปกรณ์ป้องกันน้ำแข็งด้วยไฟฟ้า

โรเตอร์หางที่มีเส้นผ่านศูนย์กลาง 1.44 ม. เป็นใบพัดแบบ 3 ใบแบบดัน โดยมีดุมแบบคาร์ดานและใบพัดโลหะล้วนที่มีรูปร่างเป็นรูปสี่เหลี่ยมผืนผ้าในแผนผัง โดยมีคอร์ด 0.51 ม. และโปรไฟล์ NACA 230M

โรงไฟฟ้าประกอบด้วยเครื่องยนต์กังหันก๊าซเทอร์โบเพลาสองเครื่องพร้อมกังหันอิสระ VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) ของ NPO แห่งเซนต์ปีเตอร์สเบิร์กซึ่งตั้งชื่อตาม กำลังรวมของ V.Ya.Klimov แต่ละตัว N=1405 W ติดตั้งที่ด้านบนของลำตัวและปิดด้วยฝากระโปรงทั่วไปที่มีลิ้นเปิด เครื่องยนต์มีคอมเพรสเซอร์ตามแนวแกน 9 ขั้น ห้องเผาไหม้แบบวงแหวน และกังหัน 2 ขั้น เครื่องยนต์มีอุปกรณ์ป้องกันฝุ่น

ระบบส่งกำลังประกอบด้วยกระปุกเกียร์หลัก กลาง และท้าย เพลาเบรก และโรเตอร์หลัก กล่องเกียร์หลักสามขั้นตอน VR-8A ให้การส่งกำลังจากเครื่องยนต์ไปยังโรเตอร์หลัก โรเตอร์ส่วนท้ายและพัดลมสำหรับระบายความร้อน เครื่องทำความเย็นน้ำมันเครื่อง และกระปุกเกียร์หลัก ความจุรวมของระบบน้ำมันคือ 60 กก.

การควบคุมซ้ำซ้อนด้วยการเดินสายไฟแบบแข็งและเคเบิลและบูสเตอร์ไฮดรอลิกที่ขับเคลื่อนจากระบบไฮดรอลิกหลักและสำรอง นักบินอัตโนมัติสี่ช่อง AP-34B ช่วยให้มั่นใจได้ถึงเสถียรภาพของเฮลิคอปเตอร์ขณะบินในการหมุน การมุ่งหน้า ระยะพิทช์ และระดับความสูง ระบบไฮดรอลิกหลักจ่ายไฟให้กับยูนิตไฮดรอลิกทั้งหมด และระบบสำรองจ่ายไฟให้กับบูสเตอร์ไฮดรอลิกเท่านั้น

ระบบทำความร้อนและระบายอากาศจ่ายอากาศร้อนหรือเย็นให้กับลูกเรือและห้องโดยสาร ระบบป้องกันน้ำแข็งช่วยปกป้องใบพัดโรเตอร์หลักและหาง กระจกด้านหน้าของห้องนักบิน และช่องอากาศเข้าของเครื่องยนต์จากน้ำแข็ง

อุปกรณ์สำหรับการบินด้วยเครื่องมือในสภาพอากาศที่ยากลำบากทั้งกลางวันและกลางคืนประกอบด้วยตัวบ่งชี้ทัศนคติสองตัว, ตัวบ่งชี้ความเร็ว NV สองตัว, ระบบทิศทางรวม GMK-1A, เข็มทิศวิทยุอัตโนมัติ และเครื่องวัดความสูงของวิทยุ RV-3

อุปกรณ์สื่อสารประกอบด้วยสถานีวิทยุสั่งการ VHF R-860 และ R-828, สถานีวิทยุ HF สื่อสาร R-842 และ Karat และ SPU-7 อินเตอร์คอมบนเครื่องบิน

7. การคำนวณการจัดตำแหน่งเฮลิคอปเตอร์

ตารางที่ 1 เอกสารการจัดตำแหน่งเฮลิคอปเตอร์ว่าง

ชื่อหน่วย	หน่วยน้ำหนัก, ม ฉัน, กิโลกรัม	ประสานงาน xฉัน จุดศูนย์กลางมวลของหน่วย m	หน่วยโมเมนต์คงที่ ม ซี	ประสานงาน ย ฉันจุดศูนย์กลางมวลของหน่วย m	หน่วยโมเมนต์คงที่ ม ยี่
โรเตอร์หลัก 1 อัน
1.1 ใบมีด
1.2 บุชชิ่ง
2 ระบบควบคุม
2.1 ระบบควบคุมบูสเตอร์
2.2 ระบบควบคุมด้วยตนเอง
3 ระบบส่งกำลัง
3.1 กระปุกเกียร์หลัก
3.2 กระปุกเกียร์กลาง
3.3 กระปุกเกียร์ท้าย
3.4 เพลาส่งกำลัง
4 โรเตอร์หาง
4.1 ใบมีด
4.2 บุชชิ่ง
5 ระบบขับเคลื่อน
6 ระบบเชื้อเพลิง
7 ลำตัว
7.1 ธนู (15%)
7.2 ส่วนตรงกลาง (50%)
7.3 ส่วนท้าย (20%)
7.4 การยึดกระปุกเกียร์ (4%)
7.5 ฮูด (11%)
8.1 ตัวหลัก (82%)
8.2 กองหน้า (16%)
8.3 ส่วนรองรับหาง (2%)
9 อุปกรณ์ไฟฟ้า
10 อุปกรณ์
10.1 เครื่องดนตรีในห้องนักบิน (25%)
10.2 อุปกรณ์วิทยุ (27%)
10.3 อุปกรณ์ไฮดรอลิก (20%)
10.4 อุปกรณ์เกี่ยวกับลม (6%)

คำนวณโมเมนต์คงที่ ม ซีเอ็กซ์ ฉันและ ม ซู ฉันสัมพันธ์กับแกนพิกัด:

พิกัดจุดศูนย์กลางมวลของเฮลิคอปเตอร์ทั้งหมดคำนวณโดยใช้สูตร :

ตารางที่ 2. แผ่นการจัดแนวที่มีภาระสูงสุด

ตารางที่ 3. แผ่นการจัดแนวที่มีเชื้อเพลิงคงเหลือ 5% และภาระเชิงพาณิชย์เต็มจำนวน

พิกัดศูนย์กลางมวลเฮลิคอปเตอร์ว่าง: x0 =-0.003; y0 =-1.4524;

พิกัดจุดศูนย์กลางมวลที่มีโหลดสูงสุด: x0 =0.0293; y0 =-2.0135;

พิกัดจุดศูนย์กลางมวลที่มีเชื้อเพลิงเหลืออยู่ 5% และบรรทุกเชิงพาณิชย์ได้เต็มที่หนืด: x 0 = -0.0678; ใช่ 0 = -1,7709.

บทสรุป

ในโครงการหลักสูตรนี้ มีการคำนวณน้ำหนักการบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ มวลของส่วนประกอบและส่วนประกอบ ตลอดจนโครงร่างของเฮลิคอปเตอร์ ในระหว่างขั้นตอนการประกอบ มีการชี้แจงการวางแนวของเฮลิคอปเตอร์ โดยการคำนวณจะนำหน้าด้วยการจัดทำรายงานน้ำหนักตามการคำนวณน้ำหนักของหน่วยและโรงไฟฟ้า รายการอุปกรณ์ อุปกรณ์ สินค้า ฯลฯ วัตถุประสงค์ของการออกแบบคือการกำหนดการผสมผสานที่เหมาะสมที่สุดของพารามิเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์และระบบเพื่อให้แน่ใจว่าเป็นไปตามข้อกำหนดที่ระบุ

0

รายวิชาเกี่ยวกับการออกแบบ

เฮลิคอปเตอร์เบา

1 การพัฒนาข้อกำหนดทางยุทธวิธีและทางเทคนิค 2

2 การคำนวณพารามิเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์ 6

2.1 การคำนวณมวลน้ำหนักบรรทุก 6

2.2 การคำนวณพารามิเตอร์โรเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์ 6

2.3 ความหนาแน่นอากาศสัมพัทธ์บนเพดานแบบคงที่และไดนามิก 8

2.4 การคำนวณความเร็วทางเศรษฐกิจที่พื้นดินและบนเพดานแบบไดนามิก 8

2.5 การคำนวณค่าสัมพัทธ์ของความเร็วสูงสุดและความเร็วทางเศรษฐกิจของการบินในแนวนอนบนเพดานแบบไดนามิก 10

2.6 การคำนวณอัตราส่วนที่อนุญาตของค่าสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมโรเตอร์สำหรับความเร็วสูงสุดที่พื้นดินและความเร็วทางเศรษฐกิจที่เพดานไดนามิก 10

2.7 การคำนวณค่าสัมประสิทธิ์แรงขับของโรเตอร์ที่พื้นและบนเพดานไดนามิก 11

2.8 การคำนวณการเติมโรเตอร์ 12

2.9 การหาค่าการเพิ่มขึ้นสัมพัทธ์ของแรงขับของโรเตอร์หลักเพื่อชดเชยการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวและหางในแนวนอน 13

3 การคำนวณกำลังของระบบขับเคลื่อนของเฮลิคอปเตอร์ 13

3.1 การคำนวณกำลังไฟเมื่อแขวนบนเพดานคงที่ 13

3.2 การคำนวณความหนาแน่นของกำลังในการบินระดับที่ความเร็วสูงสุด 14

3.3 การคำนวณกำลังเฉพาะในการบินบนเพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ.. 15

3.4 การคำนวณกำลังเฉพาะในการบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ ในกรณีที่เครื่องยนต์หนึ่งเครื่องขัดข้องระหว่างการบินขึ้น 15

3.5 การคำนวณลดกำลังเฉพาะสำหรับกรณีเที่ยวบินต่างๆ 16

3.5.1 การคำนวณกำลังไฟฟ้าลดลงเฉพาะเมื่อแขวนบนเพดานคงที่ 16

3.5.2 การคำนวณกำลังลดลงจำเพาะในการบินแนวนอนที่ความเร็วสูงสุด 16

3.5.3 การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะในการบินบนเพดานแบบไดนามิกที่ความเร็วทางเศรษฐกิจ... 17

3.5.4 การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะในการบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจในกรณีที่เครื่องยนต์หนึ่งตัวขัดข้อง 18

3.5.5 การคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน 19

3.6 การเลือกเครื่องยนต์ 19

4 การคำนวณมวลเชื้อเพลิง 20

4.1 การคำนวณความเร็วรอบการประมาณวินาที 20

4.2 การคำนวณปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะ 22

4.3 การคำนวณมวลเชื้อเพลิง 23

5 การกำหนดมวลของส่วนประกอบและชุดประกอบเฮลิคอปเตอร์ 24

5.1 การคำนวณมวลของใบพัดโรเตอร์หลัก 24

5.2 การคำนวณมวลของดุมโรเตอร์หลัก 24

5.3 การคำนวณมวลของระบบควบคุมบูสเตอร์ 25

5.4 การคำนวณมวลของระบบควบคุมแบบแมนนวล 25

5.5 การคำนวณมวลของกระปุกเกียร์หลัก 26

5.6 การคำนวณมวลของชุดขับเคลื่อนโรเตอร์หาง 27

5.7 การคำนวณมวลและขนาดหลักของโรเตอร์หาง สามสิบ

5.8 การคำนวณมวลของระบบขับเคลื่อนของเฮลิคอปเตอร์ 32

5.9 การคำนวณมวลของลำตัวและอุปกรณ์เฮลิคอปเตอร์ 32

5.10 การคำนวณน้ำหนักขึ้นลงของเฮลิคอปเตอร์โดยประมาณที่สอง 35

6 คำอธิบายโครงร่างของเฮลิคอปเตอร์ 36

อ้างอิง..39

1 การพัฒนาข้อกำหนดทางยุทธวิธีและทางเทคนิค

วัตถุที่ฉายคือเฮลิคอปเตอร์ใบพัดเดียวน้ำหนักเบาที่มีน้ำหนักบินขึ้นสูงสุด 3,500 กิโลกรัม เราเลือกต้นแบบ 3 แบบเพื่อให้น้ำหนักบินขึ้นสูงสุดอยู่ในช่วง 2800-4375 กก. ต้นแบบคือเฮลิคอปเตอร์ขนาดเบา: Mi-2, Eurocopter EC 145, Ansat

ตารางที่ 1.1 แสดงคุณลักษณะทางยุทธวิธีและทางเทคนิคที่จำเป็นสำหรับการคำนวณ

ตารางที่ 1.1 - คุณลักษณะด้านประสิทธิภาพของต้นแบบ

เฮลิคอปเตอร์
เส้นผ่านศูนย์กลางโรเตอร์หลัก, ม
ความยาวลำตัว, ม
น้ำหนักเปล่า กก
ระยะการบิน กม
เพดานแบบคงที่ ม
เพดานแบบไดนามิก, ม
ความเร็วสูงสุด กม./ชม
ความเร็วเดินเรือ, กม./ชม
น้ำหนักน้ำมันเชื้อเพลิง กก
พาวเวอร์พอยท์	2 GTD คลิมอฟ GTD-350	เทอร์โบเมก้า 2 แรงม้า	วิทนีย์ РW-207K
กำลังเครื่องยนต์, กิโลวัตต์

รูปที่ 1.1, 1.2 และ 1.3 แสดงแผนผังของต้นแบบ

รูปที่ 1.1 - แผนผังของเฮลิคอปเตอร์ Mi-2

รูปที่ 1.2 - แผนผังของเฮลิคอปเตอร์ Eurocopter EC 145

รูปที่ 1.3 - แผนภาพเฮลิคอปเตอร์ Ansat

จากลักษณะทางยุทธวิธีและเทคนิคและไดอะแกรมต้นแบบ เรากำหนดค่าเฉลี่ยของปริมาณและรับข้อมูลเบื้องต้นสำหรับการออกแบบเฮลิคอปเตอร์

ตารางที่ 1.2 - ข้อมูลเบื้องต้นสำหรับการออกแบบเฮลิคอปเตอร์

น้ำหนักบินขึ้นสูงสุด, กก
น้ำหนักเปล่า กก
ความเร็วสูงสุด กม./ชม
ระยะการบิน กม
เพดานแบบคงที่ ม
เพดานแบบไดนามิก, ม
ความเร็วเดินเรือ, กม./ชม
จำนวนใบพัดโรเตอร์
จำนวนใบพัดหาง
ความยาวลำตัว, ม
โหลดบนพื้นที่กวาดโดยโรเตอร์หลัก N/m 2

2 การคำนวณพารามิเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์

2.1 การคำนวณมวลน้ำหนักบรรทุก

สูตร (2.1.1) สำหรับกำหนดมวลน้ำหนักบรรทุก:

ที่ไหน มมก. - มวลน้ำหนักบรรทุก, กก.; ม ek - มวลลูกเรือ, กก.; ล- ระยะการบิน, กม.; ม 01 - น้ำหนักบินขึ้นสูงสุดของเฮลิคอปเตอร์, กก.

น้ำหนักบรรทุก:

2.2 การคำนวณพารามิเตอร์โรเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์

รัศมี ร, m ของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์โรเตอร์เดี่ยว คำนวณโดยใช้สูตร (2.2.1) ดังนี้

, (2.2.1)

ที่ไหน ม 01 - น้ำหนักขึ้นลงของเฮลิคอปเตอร์, กก.; ก- ความเร่งในการตกอย่างอิสระเท่ากับ 9.81 m/s 2 ; พี- โหลดเฉพาะบนพื้นที่ที่ถูกโรเตอร์หลักกวาด, p = 3.14

เราใช้รัศมีของโรเตอร์เท่ากับ ร= 7.2 ม.

กำหนดค่าของความเร็วรอบนอก วรปลายใบมีดจากแผนภาพที่แสดงในรูปที่ 3:

รูปที่ 3 - แผนภาพของการพึ่งพาความเร็วปลายของใบมีดกับความเร็วในการบินสำหรับค่าคงที่ ม 90 และ μ

ที่ วีแม็กซ์= 258 กม./ชม วร = 220 ม./วินาที

การหาความเร็วเชิงมุม ว, s -1 , และความถี่การหมุนของโรเตอร์ตามสูตร (2.2.2) และ (2.2.3):

2.3 ความหนาแน่นอากาศสัมพัทธ์บนเพดานแบบคงที่และไดนามิก

ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานแบบคงที่และไดนามิกถูกกำหนดโดยสูตร (2.3.1) และ (2.3.2) ตามลำดับ:

2.4 การคำนวณความเร็วทางเศรษฐกิจที่พื้นดินและบนเพดานแบบไดนามิก

มีการกำหนดพื้นที่สัมพัทธ์ สจานที่เป็นอันตรายเทียบเท่ากับสูตร (2.4.1):

ที่ไหน ส E ถูกกำหนดตามรูปที่ 4

รูปที่ 4 - การเปลี่ยนแปลงในพื้นที่ของแผ่นอันตรายที่เท่ากันของเฮลิคอปเตอร์ขนส่งต่างๆ

พวกเรายอมรับ สอี = 1.5

คำนวณมูลค่าความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดิน วีชม. กม./ชม.:

ที่ไหน ฉัน- ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ:

ฉัน =1,02+0,0004วีแม็กซ์ = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

คำนวณมูลค่าของความเร็วทางเศรษฐกิจบนเพดานแบบไดนามิก วีดินแดง, กม./ชม.:

2.5 การคำนวณค่าสัมพัทธ์ของความเร็วสูงสุดและความเร็วทางเศรษฐกิจของการบินในแนวนอนบนเพดานแบบไดนามิก

การคำนวณค่าสัมพัทธ์ของความเร็วสูงสุดและความเร็วทางเศรษฐกิจของการบินในแนวนอนบนเพดานแบบไดนามิกดำเนินการโดยใช้สูตร (2.5.1) และ (2.5.2) ตามลำดับ:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 การคำนวณอัตราส่วนที่อนุญาตของค่าสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมโรเตอร์สำหรับความเร็วสูงสุดที่พื้นดินและสำหรับความเร็วทางเศรษฐกิจที่เพดานไดนามิก

เนื่องจากสูตร (2.6.1) สำหรับอัตราส่วนของค่าสัมประสิทธิ์แรงผลักดันที่อนุญาตต่อการเติมโรเตอร์สำหรับความเร็วพื้นดินสูงสุดมีรูปแบบ:

สูตร (2.6.2) สำหรับอัตราส่วนของค่าสัมประสิทธิ์แรงผลักดันที่อนุญาตต่อการเติมโรเตอร์เพื่อความเร็วทางเศรษฐกิจบนเพดานแบบไดนามิก:

2.7 การคำนวณค่าสัมประสิทธิ์แรงขับของโรเตอร์ที่พื้นและบนเพดานแบบไดนามิก

การคำนวณค่าสัมประสิทธิ์แรงขับของโรเตอร์ที่พื้นดินและบนเพดานแบบไดนามิกดำเนินการโดยใช้สูตร (2.7.1) และ (2.7.2) ตามลำดับ:

2.8 การคำนวณการเติมโรเตอร์

การเติมโรเตอร์หลัก สคำนวณสำหรับกรณีการบินด้วยความเร็วสูงสุดและประหยัด:

เป็นค่าเติมที่คำนวณได้ สโรเตอร์หลัก ค่าจากสภาวะ (2.8.3) นำมาเป็น:

พวกเรายอมรับ.

ความยาวคอร์ด ขและการยืดตัวสัมพัทธ์ ลใบพัดโรเตอร์จะเท่ากับ:

2.9 การหาค่าการเพิ่มขึ้นสัมพัทธ์ของแรงขับของโรเตอร์หลักเพื่อชดเชยการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวและหางในแนวนอน

เรายอมรับการเพิ่มขึ้นของแรงขับของโรเตอร์หลักเพื่อชดเชยการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวและหางในแนวนอน

3 การคำนวณกำลังของระบบขับเคลื่อนของเฮลิคอปเตอร์

3.1 การคำนวณกำลังไฟเมื่อแขวนบนเพดานคงที่

กำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในโหมดโฮเวอร์บนเพดานทางสถิติคำนวณโดยใช้สูตร (3.1.1)

ที่ไหน เอ็นเอช st - กำลังที่ต้องการ, W;

ลักษณะคันเร่งซึ่งขึ้นอยู่กับความสูงของเพดานคงที่และคำนวณโดยใช้สูตร (3.1.2)

ม 0 - น้ำหนักบินขึ้น, กก.;

ก- ความเร่งในการตกอย่างอิสระ, m/s 2 ;

พี- โหลดเฉพาะบนพื้นที่กวาดโดยโรเตอร์หลัก, N/m 2 ;

D st - ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์ที่ความสูงของเพดานคงที่

ชม. 0 - ประสิทธิภาพสัมพัทธ์ โรเตอร์หลักในโหมดโฮเวอร์ ( ชม. 0 =0.75);

แรงขับของโรเตอร์หลักเพิ่มขึ้นโดยสัมพันธ์กันเพื่อปรับสมดุลการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัว:

3.2 การคำนวณความหนาแน่นของกำลังในการบินระดับที่ความเร็วสูงสุด

กำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในการบินแนวนอนด้วยความเร็วสูงสุดคำนวณโดยใช้สูตร (3.2.1)

ความเร็วรอบนอกของปลายใบมีดอยู่ที่ไหน

จานที่เป็นอันตรายเทียบเท่าญาติ;

ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำที่กำหนดโดยสูตร (3.2.2)

3.3 การคำนวณความหนาแน่นของพลังงานในการบินบนเพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ

กำลังเฉพาะในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักบนเพดานแบบไดนามิกคือ:

ความหนาแน่นสัมพัทธ์ของอากาศบนเพดานแบบไดนามิกอยู่ที่ไหน

ความเร็วทางเศรษฐกิจของเฮลิคอปเตอร์บนเพดานแบบไดนามิก

3.4 การคำนวณกำลังเฉพาะในการบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องหนึ่งเครื่องระหว่างการบินขึ้น

กำลังเฉพาะที่จำเป็นต่อการบินขึ้นต่อด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องหนึ่งครั้งคำนวณโดยใช้สูตร (3.4.1)

ความเร็วทางเศรษฐกิจอยู่ที่ใด

3.5 การคำนวณกำลังลดเฉพาะสำหรับกรณีเที่ยวบินต่างๆ

3.5.1 การคำนวณกำลังไฟฟ้าลดลงเฉพาะเมื่อแขวนบนเพดานคงที่

การคำนวณกำลังไฟฟ้าลดลงเฉพาะเมื่อแขวนบนเพดานคงที่ดำเนินการตามสูตร (3.5.1.1)

ลักษณะเฉพาะของคันเร่งอยู่ที่ไหน:

x 0 - ปัจจัยการใช้พลังงานของระบบขับเคลื่อนในโหมดโฮเวอร์ เนื่องจากน้ำหนักของเฮลิคอปเตอร์ที่ออกแบบคือ 3.5 ตัน ;

3.5.2 การคำนวณกำลังลดลงจำเพาะในการบินระดับที่ความเร็วสูงสุด

การคำนวณกำลังลดลงจำเพาะในการบินแนวนอนที่ความเร็วสูงสุดดำเนินการตามสูตร (3.5.2.1)

โดยที่ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วการบินสูงสุดคือ

ลักษณะคันเร่งของเครื่องยนต์ขึ้นอยู่กับความเร็วในการบิน:

3.5.3 การคำนวณกำลังที่ลดลงจำเพาะในการบินบนเพดานแบบไดนามิกที่ความเร็วทางเศรษฐกิจ

การคำนวณกำลังที่ลดลงเฉพาะในการบินบนเพดานแบบไดนามิกที่ความเร็วทางเศรษฐกิจดำเนินการตามสูตร (3.5.3.1)

ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วการบินทางเศรษฐกิจอยู่ที่ไหน

และ - องศาของการควบคุมปริมาณเครื่องยนต์ ขึ้นอยู่กับความสูงของเพดานไดนามิก ชมและความเร็วในการบิน วี din ตามลักษณะคันเร่งดังต่อไปนี้:

3.5.4 การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะในการบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจเมื่อเครื่องยนต์ตัวใดตัวหนึ่งขัดข้อง

การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะในการบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจในกรณีที่เครื่องยนต์หนึ่งขัดข้องดำเนินการตามสูตร (3.5.4.1)

ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วการบินทางเศรษฐกิจอยู่ที่ไหน

ระดับของการควบคุมปริมาณเครื่องยนต์ในโหมดฉุกเฉิน

จำนวนเครื่องยนต์เฮลิคอปเตอร์

ระดับของการควบคุมปริมาณเครื่องยนต์เมื่อบินใกล้พื้นด้วยความเร็วที่ประหยัด:

3.5.5 การคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน

ในการคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน ให้เลือกค่าของกำลังลดจำเพาะจากเงื่อนไข (3.5.5.1)

พลังงานที่จำเป็น เอ็นระบบขับเคลื่อนของเฮลิคอปเตอร์จะเท่ากับ:

น้ำหนักบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์อยู่ที่ไหน

ก= 9.81 m 2 /s - ความเร่งในการตกอย่างอิสระ

3.6 การเลือกเครื่องยนต์

เรายอมรับเครื่องยนต์กังหันแก๊ส GTD-1000T สองเครื่องที่มีกำลังรวม 2×735.51 kW ตรงตามเงื่อนไข

4 การคำนวณมวลเชื้อเพลิง

4.1 การคำนวณความเร็วในการล่องเรือโดยประมาณวินาที

เรายอมรับมูลค่าของความเร็วในการล่องเรือแนวทางแรก

เนื่องจากเราคำนวณค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำโดยใช้สูตร (4.1.1):

เรากำหนดกำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักขณะบินในโหมดล่องเรือโดยใช้สูตร (4.1.2):

โดยที่ค่าสูงสุดของกำลังลดลงเฉพาะของระบบขับเคลื่อน

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงกำลังขึ้นอยู่กับความเร็วในการบิน คำนวณโดยสูตร:

เราคำนวณความเร็วในการล่องเรือของแนวทางที่สอง:

เราพิจารณาความเบี่ยงเบนสัมพัทธ์ของความเร็วในการล่องเรือของการประมาณครั้งแรกและครั้งที่สอง:

เนื่องจากเรากำลังปรับแต่งความเร็วของการประมาณครั้งแรก จึงต้องใช้ความเร็วที่คำนวณได้ของการประมาณครั้งที่สอง จากนั้นเราคำนวณซ้ำโดยใช้สูตร (4.1.1) - (4.1.5):

พวกเรายอมรับ.

4.2 การคำนวณปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะ

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะคำนวณโดยใช้สูตร (4.2.1):

โดยที่ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงของการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงเฉพาะขึ้นอยู่กับโหมดการทำงานของเครื่องยนต์

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะขึ้นอยู่กับความเร็วในการบินซึ่งกำหนดโดยสูตร (4.2.2):

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงจำเพาะเมื่อเครื่องขึ้น ;

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะขึ้นอยู่กับอุณหภูมิ

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงของการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงเฉพาะขึ้นอยู่กับระดับความสูงของเที่ยวบิน ;

4.3 การคำนวณมวลเชื้อเพลิง

มวลเชื้อเพลิงที่ใช้ในเที่ยวบินจะเท่ากับ:

, (4.3.1)

พลังงานเฉพาะที่ใช้ที่ความเร็วการล่องเรืออยู่ที่ไหน

ความเร็วในการล่องเรือ;

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะ

ล- ระยะการบิน

5 การกำหนดมวลของส่วนประกอบและชุดประกอบเฮลิคอปเตอร์

5.1 การคำนวณมวลของใบพัดโรเตอร์หลัก

มวลของใบพัดโรเตอร์หลักถูกกำหนดโดยสูตร (5.1.1):

ที่ไหน ร- รัศมีของโรเตอร์หลัก

ส- เติมโรเตอร์หลัก

5.2 การคำนวณมวลดุมโรเตอร์

มวลของดุมโรเตอร์หลักคำนวณโดยใช้สูตร (5.2.1):

ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของบูชของการออกแบบที่ทันสมัยอยู่ที่ไหน ;

ค่าสัมประสิทธิ์อิทธิพลของจำนวนใบมีดต่อมวลของดุมซึ่งคำนวณโดยสูตร (5.2.2):

แรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบมีดซึ่งคำนวณโดยสูตร (5.2.3):

5.3 การคำนวณมวลของระบบควบคุมบูสเตอร์

ระบบควบคุมบูสเตอร์ประกอบด้วยแผ่นสวอชเพลท บูสเตอร์ไฮดรอลิก และระบบควบคุมโรเตอร์หลักแบบไฮดรอลิก มวลของระบบควบคุมบูสเตอร์คำนวณโดยใช้สูตร (5.3.1):

ที่ไหน ข- คอร์ดของใบมีด;

ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของระบบควบคุมบูสเตอร์ ซึ่งสามารถรับได้เท่ากับ 13.2 กก./ลบ.ม. 3 ;

5.4 การคำนวณมวลของระบบควบคุมแบบแมนนวล

การคำนวณมวลของระบบควบคุมแบบแมนนวลดำเนินการตามสูตร (5.4.1):

โดยที่ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของระบบควบคุมด้วยมือสำหรับเฮลิคอปเตอร์แบบใบพัดเดียวจะเท่ากับ 25 กิโลกรัมต่อลูกบาศก์เมตร

5.5 การคำนวณมวลของกระปุกเกียร์หลัก

มวลของกระปุกเกียร์หลักขึ้นอยู่กับแรงบิดบนเพลาโรเตอร์หลักและคำนวณโดยใช้สูตร (5.5.1):

โดยที่ คือ ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนัก โดยมีค่าเฉลี่ย 0.0748 กิโลกรัม/(นิวตันเมตร) 0.8

แรงบิดสูงสุดบนเพลาโรเตอร์หลักถูกกำหนดโดยกำลังที่ลดลงของระบบขับเคลื่อน เอ็นและความเร็วใบพัด w:

โดยที่ปัจจัยการใช้พลังงานของระบบขับเคลื่อนคือค่าที่ขึ้นอยู่กับน้ำหนักการบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ ตั้งแต่นั้นมา;

5.6 การคำนวณมวลของชุดขับเคลื่อนโรเตอร์หาง

คำนวณแรงขับของโรเตอร์หาง:

แรงบิดบนเพลาโรเตอร์หลักอยู่ที่ไหน

ระยะห่างระหว่างแกนของโรเตอร์หลักและโรเตอร์หาง

ระยะทาง ลระหว่างแกนของโรเตอร์หลักและโรเตอร์หางจะเท่ากับผลรวมของรัศมีและระยะห่าง งระหว่างปลายใบมีด:

ช่องว่างอยู่ที่ไหนเท่ากับ 0.15...0.2 ม.

รัศมีโรเตอร์หาง ตั้งแต่นั้นเป็นต้นมา

กำลังที่ใช้ในการหมุนโรเตอร์หางคำนวณโดยใช้สูตร (5.6.3):

โดยที่ประสิทธิภาพสัมพัทธ์ของโรเตอร์หางซึ่งมีค่าเท่ากับ 0.6...0.65

แรงบิดที่ส่งผ่านเพลาพวงมาลัยเท่ากับ:

ความเร็วในการหมุนของเพลาพวงมาลัยอยู่ที่ไหนซึ่งหาได้ตามสูตร (5.6.5):

แรงบิดที่ส่งโดยเพลาส่งกำลังที่รอบต่อนาทีเท่ากับ:

น้ำหนัก มในเพลาส่งกำลัง:

โดยที่คือค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของเพลาส่งกำลังซึ่งเท่ากับ 0.0318 กก./(Nm) 0.67;

มวลของกระปุกเกียร์กลางถูกกำหนดโดยสูตร (5.6.9):

โดยที่ คือ ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของกระปุกเกียร์กลาง เท่ากับ 0.137 กก./(นิวตันเมตร) 0.8

มวลของกระปุกเกียร์ส่วนท้ายที่หมุนโรเตอร์ส่วนท้าย:

โดยที่ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของกระปุกเกียร์ส่วนท้ายคือ 0.105 กก./(Nm) 0.8;

5.7 การคำนวณมวลและขนาดหลักของโรเตอร์หาง

มวลและขนาดหลักของโรเตอร์ส่วนท้ายจะคำนวณขึ้นอยู่กับแรงขับ

ค่าสัมประสิทธิ์แรงขับของโรเตอร์หางคือ:

การเติมใบพัดโรเตอร์ส่วนท้ายจะคำนวณในลักษณะเดียวกับโรเตอร์หลัก:

โดยที่ค่าที่อนุญาตของอัตราส่วนของค่าสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมโรเตอร์หางคือ

ความยาวคอร์ดและการยืดสัมพัทธ์ของใบพัดโรเตอร์หางคำนวณโดยใช้สูตร (5.7.3) และ (5.7.4):

จำนวนใบพัดหลักอยู่ที่ไหน

มวลของใบพัดหางคำนวณโดยใช้สูตรเชิงประจักษ์ (5.7.5):

ค่าของแรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบพัดหางและการรับรู้โดยบานพับดุมคำนวณโดยใช้สูตร (5.7.6):

มวลของดุมโรเตอร์หางคำนวณโดยใช้สูตรเดียวกันกับโรเตอร์หลัก:

โดยที่แรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบพัดโรเตอร์หางอยู่ที่ไหน

ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักสำหรับบุชชิ่ง ซึ่งเท่ากับ 0.0527 กก./กิโลนิวตัน (1.35)

ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักขึ้นอยู่กับจำนวนใบมีดและคำนวณตามสูตร (5.7.8):

5.8 การคำนวณมวลของระบบขับเคลื่อนของเฮลิคอปเตอร์

มวลจำเพาะของระบบขับเคลื่อนของเฮลิคอปเตอร์คำนวณโดยใช้สูตรเชิงประจักษ์ (5.8.1) ดังนี้

, (5.8.1)

ที่ไหน เอ็น- กำลังของระบบขับเคลื่อน

มวลของระบบขับเคลื่อนจะเท่ากับ:

5.9 การคำนวณน้ำหนักลำตัวและอุปกรณ์เฮลิคอปเตอร์

มวลของลำตัวเฮลิคอปเตอร์คำนวณโดยใช้สูตร (5.9.1):

พื้นที่ของพื้นผิวที่ถูกล้างของลำตัวอยู่ที่ไหน:

ตารางที่ 5.8.1

น้ำหนักบินขึ้นโดยประมาณครั้งแรก

ค่าสัมประสิทธิ์เท่ากับ 1.1;

น้ำหนักระบบเชื้อเพลิง:

มวลของเชื้อเพลิงที่ใช้ในเที่ยวบินอยู่ที่ไหน

ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักที่สมมติสำหรับระบบเชื้อเพลิงคือ 0.09;

น้ำหนักของอุปกรณ์ลงจอดเฮลิคอปเตอร์คือ:

โดยที่ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักขึ้นอยู่กับการออกแบบแชสซี เนื่องจากเฮลิคอปเตอร์ที่ออกแบบนั้นมีล้อลงจอดแบบยืดหดได้

มวลของอุปกรณ์ไฟฟ้าของเฮลิคอปเตอร์คำนวณโดยใช้สูตร (5.9.5):

ระยะห่างระหว่างแกนของโรเตอร์หลักและโรเตอร์หางอยู่ที่ไหน

จำนวนใบพัดโรเตอร์หลัก

ร- รัศมีของโรเตอร์หลัก

การยืดตัวสัมพัทธ์ของใบพัดโรเตอร์หลัก

และ - ค่าสัมประสิทธิ์การถ่วงน้ำหนักสำหรับสายไฟฟ้าและอุปกรณ์ไฟฟ้าอื่น ๆ

น้ำหนักของอุปกรณ์เฮลิคอปเตอร์อื่นๆ:

โดยที่สัมประสิทธิ์การถ่วงน้ำหนักซึ่งมีค่าเป็น 1

5.10 การคำนวณน้ำหนักขึ้นลงของเฮลิคอปเตอร์โดยประมาณที่สอง

มวลของเฮลิคอปเตอร์เปล่าเท่ากับผลรวมของมวลของยูนิตหลัก:

วิธีที่สอง น้ำหนักขึ้นลงของเฮลิคอปเตอร์:

เราพิจารณาความเบี่ยงเบนสัมพัทธ์ของมวลของการประมาณครั้งแรกและครั้งที่สอง:

ค่าเบี่ยงเบนสัมพัทธ์ของมวลของการประมาณค่าที่หนึ่งและที่สองเป็นไปตามเงื่อนไข ซึ่งหมายความว่าการคำนวณพารามิเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์ดำเนินไปอย่างถูกต้อง

6 คำอธิบายโครงร่างของเฮลิคอปเตอร์

เฮลิคอปเตอร์ที่ออกแบบนี้ถูกสร้างขึ้นตามการออกแบบโรเตอร์เดี่ยวที่มีโรเตอร์หาง เครื่องยนต์กังหันก๊าซสองเครื่อง และล้อลงจอดแบบลื่นไถล

ลำตัวเป็นแบบกึ่งโมโนค็อก องค์ประกอบกำลังรับน้ำหนักของลำตัวทำจากอลูมิเนียมอัลลอยด์และมีการเคลือบป้องกันการกัดกร่อน ส่วนด้านหน้าของลำตัวพร้อมหลังคาห้องนักบินและฝากระโปรงหน้าเครื่องยนต์ทำจากวัสดุคอมโพสิตที่ทำจากไฟเบอร์กลาส ห้องโดยสารของนักบินมีประตูสองบาน หน้าต่างมีระบบป้องกันน้ำแข็งและที่ปัดน้ำฝน ประตูด้านซ้ายและขวาของห้องโดยสารบรรทุกสินค้าและช่องเพิ่มเติมที่ส่วนท้ายของลำตัวช่วยให้มั่นใจได้ถึงความสะดวกในการบรรทุกคนป่วยและผู้บาดเจ็บบนเปลหามตลอดจนสินค้าขนาดใหญ่ โครงรถกันลื่นทำจากท่อโลหะโค้งงอแข็ง สปริงหุ้มด้วยแฟริ่ง ส่วนรองรับส่วนท้ายป้องกันไม่ให้โรเตอร์ส่วนท้ายสัมผัสกับแผ่นลงจอด ใบพัดหลักและใบพัดหางทำจากวัสดุคอมโพสิตที่ทำจากไฟเบอร์กลาส และสามารถติดตั้งระบบป้องกันน้ำแข็งได้ ดุมโรเตอร์หลักแบบสี่ใบพัดไม่มีบานพับ ทำจากคานไฟเบอร์กลาสสองอันที่ตัดกัน โดยแต่ละอันมีใบพัดสองอันติดอยู่ ดุมโรเตอร์หางแบบสองใบพัดที่มีข้อต่อแนวนอนทั่วไป ถังน้ำมันความจุรวม 850 ลิตรวางอยู่ที่พื้นลำตัว ระบบควบคุมเฮลิคอปเตอร์เป็นแบบ Fly-by-Wire โดยไม่ต้องเดินสายไฟแบบกลไก โดยมีระบบสำรองแบบดิจิทัลสี่เท่าและแหล่งจ่ายไฟฟ้าสำรองอิสระสองเท่า การบินและอุปกรณ์นำทางที่ทันสมัยช่วยให้มั่นใจในการบินในสภาพอากาศที่ไม่เอื้ออำนวยและง่ายดาย เช่นเดียวกับเที่ยวบินภายใต้กฎ VFR และ IFR พารามิเตอร์ของระบบเฮลิคอปเตอร์ได้รับการตรวจสอบโดยใช้ระบบตรวจสอบข้อมูลออนบอร์ด BISK-A เฮลิคอปเตอร์ติดตั้งระบบสัญญาณเตือนภัยและสัญญาณฉุกเฉิน

เฮลิคอปเตอร์สามารถติดตั้งระบบลงน้ำได้ เช่นเดียวกับระบบดับเพลิงและพ่นสารเคมี

โรงไฟฟ้าเป็นเครื่องยนต์กังหันก๊าซ GTD-1000T จำนวน 2 เครื่อง กำลังรวม 2×735.51 กิโลวัตต์ เครื่องยนต์จะติดตั้งอยู่บนลำตัวโดยแยกจากห้องโดยสาร ช่องอากาศเข้าด้านข้างมีอุปกรณ์ป้องกันฝุ่น แผงด้านข้างของกอนโดลาบานพับบนบานพับเพื่อสร้างแท่นบริการ เพลาเครื่องยนต์จะขยายเป็นมุมไปยังกระปุกเกียร์กลางและห้องอุปกรณ์เสริม หัวฉีดไอเสียของเครื่องยนต์จะเบนออกไปด้านนอกเป็นมุม 24 นิ้ว เพื่อป้องกันทราย จึงได้ติดตั้งตัวกรองที่ป้องกันการแทรกซึมของอนุภาคที่มีเส้นผ่านศูนย์กลางมากกว่า 20 ไมครอนเข้าไปในเครื่องยนต์ได้ 90%

ระบบส่งกำลังประกอบด้วยกระปุกเกียร์เครื่องยนต์ กระปุกเกียร์กลาง กระปุกเกียร์เชิงมุม กระปุกเกียร์หลัก เพลาและกระปุกเกียร์หน่วยกำลังเสริม เพลาพวงมาลัย และกระปุกเกียร์เชิงมุม ระบบส่งกำลังใช้โลหะผสมไททาเนียม

ระบบไฟฟ้าประกอบด้วยวงจรแยก 2 วงจร วงจรหนึ่งขับเคลื่อนโดยเครื่องกำเนิดไฟฟ้ากระแสสลับซึ่งผลิตแรงดันไฟฟ้า 115-120V และวงจรที่สองขับเคลื่อนโดยเครื่องกำเนิดไฟฟ้ากระแสตรงที่มีแรงดันไฟฟ้า 28V เครื่องกำเนิดไฟฟ้าขับเคลื่อนจากกระปุกเกียร์โรเตอร์หลัก

การควบคุมซ้ำซ้อนด้วยการเดินสายไฟแบบแข็งและเคเบิลและบูสเตอร์ไฮดรอลิกที่ขับเคลื่อนจากระบบไฮดรอลิกหลักและสำรอง นักบินอัตโนมัติสี่ช่อง AP-34B ช่วยให้มั่นใจได้ถึงเสถียรภาพของเฮลิคอปเตอร์ขณะบินในการหมุน การมุ่งหน้า ระยะพิทช์ และระดับความสูง ระบบไฮดรอลิกหลักจ่ายไฟให้กับยูนิตไฮดรอลิกทั้งหมด และระบบสำรอง - เฉพาะบูสเตอร์ไฮดรอลิกเท่านั้น

ระบบทำความร้อนและระบายอากาศจ่ายอากาศร้อนหรือเย็นให้กับลูกเรือและห้องโดยสาร ระบบป้องกันน้ำแข็งช่วยปกป้องใบพัดโรเตอร์หลักและหาง กระจกด้านหน้าของห้องนักบิน และช่องอากาศเข้าของเครื่องยนต์จากน้ำแข็ง

อุปกรณ์สื่อสารประกอบด้วยคำสั่ง HF-band - "Yurok" อุปกรณ์อินเตอร์คอม SPU-34

บรรณานุกรม

1. การออกแบบเฮลิคอปเตอร์ / V.S. Krivtsov, L.I. Losev, Ya.S. คาร์ปอฟ. - หนังสือเรียน. - คาร์คอฟ: แนท การบินและอวกาศ มหาวิทยาลัย "คาร์ก" การบิน สถาบัน", 2546. - 344 น.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. narod.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

ดาวน์โหลด: คุณไม่มีสิทธิ์เข้าถึงไฟล์ดาวน์โหลดไฟล์จากเซิร์ฟเวอร์ของเรา

ฟิสิกส์ของโรเตอร์

เครื่องจักรอันงดงาม - เฮลิคอปเตอร์! คุณสมบัติที่โดดเด่นทำให้ขาดไม่ได้ในหลายพันกรณี มีเพียงเฮลิคอปเตอร์เท่านั้นที่สามารถบินขึ้นและลงจอดในแนวตั้ง ลอยอยู่ในอากาศโดยไม่เคลื่อนไหว เคลื่อนที่ไปด้านข้างและแม้แต่หางก่อน

โอกาสที่ยอดเยี่ยมเช่นนี้มาจากไหน? ฟิสิกส์ของการบินคืออะไร 7 ลองตอบคำถามเหล่านี้สั้น ๆ

โรเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์สร้างแรงยก ใบพัดเป็นใบพัดแบบเดียวกัน เมื่อติดตั้งที่มุมหนึ่งถึงขอบฟ้าพวกมันจะมีพฤติกรรมเหมือนปีกในการไหลของอากาศที่เข้ามา: ความดันเกิดขึ้นใต้ระนาบด้านล่างของใบมีดและสุญญากาศเกิดขึ้นเหนือมัน ยิ่งความแตกต่างนี้มากเท่าใด การยกก็จะยิ่งมากขึ้นเท่านั้น เมื่อแรงยกเกินน้ำหนักของเฮลิคอปเตอร์ มันจะบินขึ้น แต่ถ้าเกิดสิ่งที่ตรงกันข้าม เฮลิคอปเตอร์จะร่อนลง

หากแรงยกปรากฏบนปีกเครื่องบินเฉพาะในขณะที่เครื่องบินกำลังเคลื่อนที่ แรงยกจะปรากฏขึ้นที่ "ปีก" ของเฮลิคอปเตอร์แม้ว่าเฮลิคอปเตอร์จะหยุดนิ่งก็ตาม "ปีก" กำลังเคลื่อนที่ นี่คือสิ่งสำคัญ

แต่เฮลิคอปเตอร์ก็บินสูงขึ้น ตอนนี้เขาต้องบินไปข้างหน้า ทำอย่างไร? สกรูจะสร้างแรงผลักดันขึ้นเท่านั้น! ลองดูในห้องนักบินในขณะนี้ เขาหมุนคันบังคับออกจากตัวเขา เฮลิคอปเตอร์เอียงจมูกเล็กน้อยแล้วบินไปข้างหน้า ทำไม

ปุ่มควบคุมเชื่อมต่อกับอุปกรณ์อันชาญฉลาด - เครื่องถ่ายโอน กลไกนี้สะดวกอย่างยิ่งในการควบคุมเฮลิคอปเตอร์ถูกคิดค้นขึ้นในช่วงปีที่เขายังเป็นนักศึกษาโดยนักวิชาการ B. N. Yuryev การออกแบบค่อนข้างซับซ้อน แต่จุดประสงค์คือเพื่อให้นักบินสามารถเปลี่ยนมุมของใบพัดไปยังเส้นขอบฟ้าได้ตามต้องการ

ไม่ใช่เรื่องยากที่จะเข้าใจว่าในระหว่างการบินในแนวนอนของเฮลิคอปเตอร์ ความดันจากใบพัดจะเคลื่อนที่สัมพันธ์กับอากาศโดยรอบด้วยความเร็วที่ต่างกัน ใบพัดที่ไปข้างหน้าจะเคลื่อนที่ไปตามกระแสลม และใบพัดที่หมุนกลับจะเคลื่อนที่ไปตามกระแสลม ดังนั้นความเร็วของใบมีดและแรงยกจะสูงขึ้นเมื่อใบมีดเคลื่อนที่ไปข้างหน้า ใบพัดมักจะหมุนเฮลิคอปเตอร์ตะแคง

เพื่อป้องกันไม่ให้สิ่งนี้เกิดขึ้น ผู้ไม่ขัดขวางจึงเชื่อมต่อใบมีดเข้ากับแกนบนบานพับแบบเคลื่อนย้ายได้ จากนั้นใบมีดด้านหน้าก็เริ่มทะยานและกระพือปีกด้วยแรงยกที่มากขึ้น แต่การเคลื่อนไหวนี้ไม่ได้ถูกส่งไปยังเฮลิคอปเตอร์อีกต่อไป มันบินอย่างสงบ เนื่องจากการเคลื่อนที่ของใบมีดทำให้แรงยกของใบมีดคงที่ตลอดการปฏิวัติ

อย่างไรก็ตาม การดำเนินการนี้ไม่ได้ช่วยแก้ปัญหาการก้าวไปข้างหน้า ท้ายที่สุดคุณต้องเปลี่ยนทิศทางของแรงขับของใบพัดและบังคับให้เฮลิคอปเตอร์เคลื่อนที่ในแนวนอน สิ่งนี้เกิดขึ้นได้ด้วยแผ่นสวอชเพลท มันเปลี่ยนมุมของใบพัดแต่ละใบอย่างต่อเนื่อง เพื่อให้การยกสูงสุดเกิดขึ้นที่ส่วนหลังของการหมุนโดยประมาณ แรงผลักดันที่เกิดขึ้นของโรเตอร์หลักเอียงและเฮลิคอปเตอร์ก็เริ่มเคลื่อนที่ไปข้างหน้าเช่นกัน

ใช้เวลานานในการสร้างอุปกรณ์ควบคุมเฮลิคอปเตอร์ที่เชื่อถือได้และสะดวกสบายเช่นนี้ อุปกรณ์ควบคุมทิศทางการบินไม่ปรากฏขึ้นทันที

แน่นอนคุณรู้ว่าเฮลิคอปเตอร์ไม่มีหางเสือ ใช่ มันไม่จำเป็นสำหรับโรเตอร์คราฟท์ มันถูกแทนที่ด้วยใบพัดขนาดเล็กที่ติดตั้งอยู่ที่หาง หากนักบินพยายามปิดเครื่อง เฮลิคอปเตอร์ก็จะหมุนเอง ใช่ มันหมุนเพื่อที่จะเริ่มหมุนเร็วขึ้นเรื่อยๆ ในทิศทางตรงกันข้ามกับการหมุนของโรเตอร์หลัก นี่เป็นผลมาจากแรงบิดปฏิกิริยาที่เกิดขึ้นเมื่อโรเตอร์หลักหมุน โรเตอร์ส่วนท้ายจะป้องกันไม่ให้หางของเฮลิคอปเตอร์หมุนภายใต้อิทธิพลของแรงบิดปฏิกิริยาและทำให้สมดุล และหากจำเป็นนักบินจะเพิ่มหรือลดแรงขับของโรเตอร์ส่วนท้าย จากนั้นเฮลิคอปเตอร์จะหมุนไปในทิศทางที่ถูกต้อง

บางครั้งพวกเขาทำโดยไม่ต้องใช้โรเตอร์หางเลย โดยติดตั้งโรเตอร์หลักสองตัวบนเฮลิคอปเตอร์ และหมุนเข้าหากัน แน่นอนว่าช่วงเวลาที่เกิดปฏิกิริยาในกรณีนี้จะถูกทำลาย

นี่คือวิธีที่ "ยานพาหนะทางอากาศทุกพื้นที่" บินและผู้ปฏิบัติงานที่ไม่เหน็ดเหนื่อย - เฮลิคอปเตอร์

รัศมี R, m ของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์โรเตอร์เดี่ยว คำนวณโดยสูตร:

น้ำหนักบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์อยู่ที่ไหน, กิโลกรัม;

g - ความเร่งในการตกอย่างอิสระเท่ากับ 9.81 m/s2;

p - โหลดเฉพาะบนพื้นที่ที่ถูกกวาดโดยโรเตอร์หลัก

ค่าของโหลดเฉพาะ p บนพื้นที่ที่ใบพัดกวาดถูกเลือกตามคำแนะนำที่นำเสนอในงาน /1/: โดยที่ p=280

ม.

เราใช้รัศมีของโรเตอร์หลักเท่ากับ R=7.9

ความเร็วเชิงมุม w, s-1 ของการหมุนของโรเตอร์หลักถูกจำกัดด้วยค่าของความเร็วรอบนอก wR ของปลายใบพัด ซึ่งขึ้นอยู่กับน้ำหนักการบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ และมีค่าเท่ากับ wR=232 m /วิ

เอส-1.

รอบต่อนาที

ติดตั้งกระจกไฟฟ้าคู่หน้า
รถมีหน้าต่างแบบแมนนวลที่ประตูหน้า เพื่อปรับปรุงคุณภาพผู้บริโภค เราจะติดตั้งกระจกไฟฟ้า ตามการคำนวณต่อไปนี้: ราคาของกลไกกระจกไฟฟ้าหนึ่งอันคือ 2,000 รูเบิล ราคาของกลไกการยกหน้าต่างแบบแมนนวลหนึ่งตัวคือ 1,000 รูเบิล C =2*1,000=2,000 ถู. C =2*2,000=4,000 รูเบิล...

การคำนวณพื้นที่แผนก
Fotd = Sfob × Ko, m2 (2.26) โดยที่ Sfob – พื้นที่ทั้งหมดครอบครองโดยอุปกรณ์, m2; เกาะ - สัมประสิทธิ์โดยคำนึงถึงพื้นที่ทำงาน, ทางเดิน, ทางรถแล่น; Fch = 18.721 × 3 = 56 ม. 2.6 การคำนวณแสงสว่าง แสงธรรมชาติและแสงประดิษฐ์มีให้ในสถานที่การผลิต ...

สภาพของโซ่สมอเมื่อปลดสมอเรือ
เมื่อเรือถูกดึงไปยังตำแหน่งที่วางสมอ สถานะของโซ่สมอจะเปลี่ยนไป ซึ่งนำไปสู่การเปลี่ยนแปลงในการรับน้ำหนักของระบบขับเคลื่อนไฟฟ้า เพื่ออำนวยความสะดวกในการวิเคราะห์การทำงานของกลไกพุกและการประเมินแรงบนแฟร์ลีด กระบวนการที่พิจารณาจะแบ่งออกเป็นสี่ขั้นตอนตามอัตภาพ ด่านที่ 1 – การเลือกโซ่ที่วางอยู่บนพื้น ด้วยการรวมกลไกการยึดเหนี่ยว...

§ 1. วัตถุประสงค์และประเภทของใบพัด
วัตถุประสงค์ของใบพัดคือการแปลงแรงบิดที่ส่งมาจากเครื่องยนต์ให้เป็นแรงตามหลักอากาศพลศาสตร์ การก่อตัวของแรงตามหลักอากาศพลศาสตร์อธิบายได้จากกฎข้อที่สามของกลศาสตร์ ขณะที่ใบพัดหมุน มันจะจับและพ่นมวลอากาศจำนวนหนึ่งออกมา มวลนี้ต้านทานการดีดตัวออก โดยดันใบพัดไปพร้อมกับเครื่องบินในทิศทางตรงกันข้ามกับทิศทางดีดตัวออก
เหตุผลในการสร้างแรงทางอากาศพลศาสตร์ของใบพัดคือปฏิกิริยาของมวลอากาศที่ใบพัดขว้าง
ใบพัดเครื่องบินใช้เพื่อสร้างแรงผลักดันที่จำเป็นในการขับเคลื่อนเครื่องบินไปข้างหน้า
โรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์ทำหน้าที่สร้างลิฟต์ที่จำเป็นเพื่อให้เฮลิคอปเตอร์ลอยอยู่ในอากาศและเป็นแรงผลักดันที่จำเป็นในการขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์ไปข้างหน้า ตามที่ระบุไว้ ข้อดีประการหนึ่งของเฮลิคอปเตอร์คือความสามารถในการเคลื่อนที่ไปในทิศทางใดก็ได้ ทิศทางการเคลื่อนที่ของเฮลิคอปเตอร์ขึ้นอยู่กับตำแหน่งที่แรงขับของโรเตอร์หลักเอียง - ไปข้างหน้า ถอยหลัง หรือไปด้านข้าง (รูปที่ 1.32)
โรเตอร์หลักช่วยให้มั่นใจในการควบคุมและความเสถียรของเฮลิคอปเตอร์ในทุกโหมด ดังนั้นโรเตอร์หลักจึงทำหน้าที่เป็นปีก โรเตอร์แทรคเตอร์ และตัวควบคุมหลักไปพร้อมๆ กัน
โรเตอร์หางของเฮลิคอปเตอร์ทำหน้าที่ปรับสมดุลแรงบิดปฏิกิริยาและการควบคุมทิศทางของเฮลิคอปเตอร์

§ 2. พารามิเตอร์พื้นฐานที่แสดงลักษณะของโรเตอร์หลัก
พารามิเตอร์หลักที่กำหนดลักษณะของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์ ได้แก่ :
จำนวนใบมีด. เฮลิคอปเตอร์สมัยใหม่ใช้ใบพัดแบบสาม, สี่และห้าใบ การเพิ่มจำนวนใบมีดจะทำให้ประสิทธิภาพของโรเตอร์แย่ลงเนื่องจากใบพัดส่งผลเสียต่อกัน การลดจำนวนใบพัด (น้อยกว่าสามใบ) ทำให้เกิดแรงขับที่โรเตอร์สร้างขึ้นเป็นจังหวะ และเพิ่มการสั่นสะเทือนของเฮลิคอปเตอร์ขณะบิน เส้นผ่านศูนย์กลางโรเตอร์หลัก D คือเส้นผ่านศูนย์กลางของวงกลมที่อธิบายโดยปลายใบพัดระหว่างการหมุน รัศมีของวงกลมนี้ถูกกำหนดด้วยตัวอักษร R และเรียกว่ารัศมีของโรเตอร์หลัก ระยะห่างจากแกนหมุนของโรเตอร์หลักไปยังส่วนที่พิจารณาจะแสดงด้วยตัวอักษร g (รูปที่ 1.33)

การคำนวณแสดงให้เห็นว่าด้วยกำลังเท่ากันที่จ่ายให้กับใบพัด แรงขับของมันจะเพิ่มขึ้นตามเส้นผ่านศูนย์กลางที่เพิ่มขึ้น ตัวอย่างเช่น การเพิ่มเส้นผ่านศูนย์กลางเป็นสองเท่าจะเพิ่มแรงขับ 1.59 เท่า การเพิ่มเส้นผ่านศูนย์กลาง 5 เท่า จะเพิ่มแรงขับ 2.92 เท่า
อย่างไรก็ตามการเพิ่มเส้นผ่านศูนย์กลางนั้นสัมพันธ์กับการเพิ่มน้ำหนักของใบพัดด้วยความยากลำบากอย่างมากในการรับรองความแข็งแรงของใบมีดพร้อมกับความซับซ้อนของเทคโนโลยีการผลิตของใบมีดด้วยการเพิ่มความยาวของหาง บูม ฯลฯ
ดังนั้นเมื่อพัฒนาเฮลิคอปเตอร์จึงเลือกเส้นผ่านศูนย์กลางที่เหมาะสมที่สุด

พื้นที่ที่ถูกกวาดโดยโรเตอร์หลัก F0M คือพื้นที่ของวงกลมที่อธิบายโดยปลายของใบพัดหลักระหว่างการหมุน
แนวคิดของพื้นที่กวาดถูกนำมาใช้เนื่องจากพื้นที่นี้ถือได้ว่าเป็นพื้นผิวรับน้ำหนักบางอย่าง คล้ายกับปีกเครื่องบินเนื่องจากมีความหนืดและความเฉื่อยของอากาศ ซึ่งก่อตัวเป็นไอพ่นร่วมหนึ่งเมื่อไหลผ่านพื้นที่ที่ถูกกวาดโดย ใบพัด. เฮลิคอปเตอร์สมัยใหม่มี F0M= 100-:-1,000 m2
น้ำหนักบรรทุกบนพื้นที่กวาด p คืออัตราส่วนของน้ำหนักของเฮลิคอปเตอร์ G ต่อพื้นที่กวาดโดยใบพัดระหว่างการหมุน:
FomP=G/Fom(กก./ตร.ม.).
การเพิ่มขึ้นของ p จะทำให้ระดับความสูงในการบินสูงสุดลดลงและอัตราการลงมาในโหมดหมุนตัวเองของโรเตอร์หลักเพิ่มขึ้น
สำหรับเฮลิคอปเตอร์สมัยใหม่ P=12-:-45กก./ตร.ม. หรือ 118-:-440n/ตร.ม.

Fill factor Q คือค่าที่แสดงว่าส่วนใดของพื้นที่กวาดคือพื้นที่ของใบพัดทั้งหมด

รูปร่างใบมีดอยู่ในแผน(รูปที่ 1.34) ใบพัดหลักสามารถมีรูปทรงสี่เหลี่ยมคางหมูหรือแบบผสมได้ ความแคบของใบมีดสี่เหลี่ยมคางหมูไม่เกิน 2-3
ความเรียวของใบมีดคืออัตราส่วนของคอร์ดที่ก้นต่อคอร์ดปลาย
โปรไฟล์ใบมีดคือรูปร่างของหน้าตัด โปรไฟล์ที่คล้ายกับปีกเครื่องบินใช้สำหรับใบพัดโรเตอร์ โดยปกติแล้วสิ่งเหล่านี้จะเป็นโปรไฟล์ที่ไม่สมมาตรซึ่งมีความหนาสัมพัทธ์ c =
7-=-14%' รูปร่างโปรไฟล์ตามความยาวสามารถเปลี่ยนแปลงได้ (การบิดตามหลักอากาศพลศาสตร์ของใบมีด) เมื่อเลือก รูปร่างโปรไฟล์จะพยายามให้แน่ใจว่ามีคุณภาพตามหลักอากาศพลศาสตร์สูงสุด

มุมการโจมตีของส่วนใบมีด a คือมุมระหว่างคอร์ดโปรไฟล์และทิศทางของการไหลของอากาศที่กำลังมาถึงในส่วนที่กำหนด ขนาดของมุมการโจมตีจะกำหนดค่าของค่าสัมประสิทธิ์แรงตามหลักอากาศพลศาสตร์

มุมการติดตั้ง Fเรียกว่ามุมระหว่างคอร์ดของโปรไฟล์กับระนาบการหมุนของโรเตอร์หลัก มุมการติดตั้งของใบพัดเฮลิคอปเตอร์วัดที่ระยะ 0.7 ของรัศมีโรเตอร์ อนุสัญญานี้ถูกนำมาใช้เนื่องจากมีการบิดทางเรขาคณิตของใบมีดเนื่องจากใบพัดทุกส่วนมีการติดตั้งที่แตกต่างกัน (ลดลงไปจนสุด) มุม ความจำเป็นในการบิดทางเรขาคณิตมีอธิบายดังนี้ ประการแรก เนื่องจากความเร็วรอบนอกที่เพิ่มขึ้นไปยังปลายใบมีด จึงมีการกระจายความเร็วเหนี่ยวนำที่ไม่สม่ำเสมอ และด้วยเหตุนี้ แรงทางอากาศพลศาสตร์ตามความยาวของใบมีด เพื่อให้แน่ใจว่ามีการกระจายน้ำหนักที่สม่ำเสมอมากขึ้น มุมการติดตั้งที่หันไปทางปลายใบมีดจึงลดลง ประการที่สอง ในการบินไปข้างหน้า เนื่องจากการเพิ่มมุมการโจมตีที่ตำแหน่งหนึ่งของใบพัด การไหลหยุดนิ่งจึงเกิดขึ้นที่ปลายใบพัด การมีอยู่ของการบิดทางเรขาคณิตจะดันแผงกั้นเทอร์มินัลไปสู่ความเร็วในการบินที่สูงขึ้น ปัญหานี้จะมีการหารือโดยละเอียดด้านล่าง
ระยะพิทช์ของใบพัดโรเตอร์หลักจะเปลี่ยนไปเมื่อหมุนในบานพับตามแนวแกน เช่น รอบแกนตามยาว
ตามโครงสร้าง โรเตอร์หลักได้รับการออกแบบในลักษณะที่ใบพัดทั้งหมดในบานพับตามแนวแกนสามารถหมุนไปยังมุมเดียวกันหรือมุมที่ต่างกันได้พร้อมๆ กัน
มุมของการโจมตีของโรเตอร์ กล่าวข้างต้นว่าพื้นที่ที่โรเตอร์หลักกวาดนั้นถือได้ว่าเป็นพื้นผิวแบริ่งต่อหน่วยพื้นที่ซึ่งมีภาระบางอย่างตกอยู่
ให้เราแนะนำแนวคิด - มุมการโจมตีของโรเตอร์หลัก A โดยที่เราหมายถึงมุมระหว่างระนาบการหมุนของโรเตอร์หลักกับทิศทางของการไหลของอากาศที่กำลังมาถึง (ทิศทางการบิน) หากการไหลเข้าใกล้ระนาบการหมุนของโรเตอร์หลักจากด้านล่าง (รูปที่ 1.36) มุมของการโจมตีจะถือเป็นบวกหากจากด้านบน - เป็นลบ
เนื่องจากเฮลิคอปเตอร์เคลื่อนที่ไปในอากาศในทุกทิศทาง มุมการโจมตีของโรเตอร์หลักจึงสามารถเปลี่ยนแปลงได้ภายใน ±180° โดยมีทางลาดลงแนวตั้ง A = +90°, มีทางลาดลงแนวตั้ง A = -90°

มุมตำแหน่งมุมของใบมีด เมื่อเฮลิคอปเตอร์บิน การเคลื่อนที่แบบหมุนของใบพัดหลักจะรวมกับการเคลื่อนที่ไปข้างหน้าของเฮลิคอปเตอร์ทั้งหมดโดยรวม ด้วยเหตุนี้ สภาพการทำงานของใบพัดจึงขึ้นอยู่กับตำแหน่งที่สัมพันธ์กับทิศทางการบินเป็นส่วนใหญ่ เพื่อประเมินลักษณะการทำงานของใบมีดโดยขึ้นอยู่กับตำแหน่ง จึงมีการนำแนวคิดเกี่ยวกับตำแหน่งแอซิมัททัลของใบมีดมาใช้
มุมตำแหน่งมุมราบของใบมีดคือมุมระหว่างทิศทางการบินกับแกนตามยาวของใบมีด (รูปที่ 1.37)

เป็นที่ยอมรับกันโดยทั่วไปว่า φ = 0 หากแกนตามยาวของใบมีดเกิดขึ้นพร้อมกับทิศทางของการไหลของอากาศที่กำลังมาถึง ควรสังเกตว่า (เนื่องจากเฮลิคอปเตอร์สามารถเคลื่อนที่ไปข้างหน้า ถอยหลัง หรือไปด้านข้างได้) ว่าในทุกกรณี มุมของตำแหน่งแอซิมุทัลจะต้องวัดจากทิศทางของใบพัด ซึ่งเกิดขึ้นพร้อมกันกับทิศทางของการไหลของอากาศที่กำลังจะมาถึง โดยปกติการนับจะดำเนินการในทิศทางการหมุนของโรเตอร์หลัก เห็นได้ชัดว่ามุมของตำแหน่งแอซิมัททัลของใบมีดเปลี่ยนจาก 0 เป็น 360° (จาก 0 เป็น 2 ลิตร) ต่อการปฏิวัติ
จำนวนรอบของโรเตอร์หลัก เนื่องจากใบพัดของเฮลิคอปเตอร์เป็นโรเตอร์ที่มีเส้นผ่านศูนย์กลางขนาดใหญ่ความเร็วจึงต่ำ - 100-600 รอบต่อนาที
ตามที่คำนวณไว้ เพื่อให้มีใบพัดที่มีแรงขับมากที่สุดเท่าที่จะเป็นไปได้ (สำหรับกำลังที่กำหนด) จำเป็นต้องเพิ่มเส้นผ่านศูนย์กลางและลดความเร็ว ตัวอย่างเช่น ในการเพิ่มแรงขับสามเท่า ความเร็วจะต้องลดลงสิบห้าเท่า (ในกรณีนี้ เส้นผ่านศูนย์กลางของใบพัดจะเพิ่มขึ้นประมาณห้าเท่า)
สำหรับใบพัดชนิดใดชนิดหนึ่ง แรงขับจะเพิ่มขึ้นตามความเร็วที่เพิ่มขึ้น แต่จะต้องเพิ่มกำลังไฟฟ้าเข้าด้วย
จำนวนการหมุนของโรเตอร์หลักถูกจำกัดโดยวิกฤตคลื่น ซึ่งส่วนใหญ่เกิดขึ้นที่ปลายใบพัดซึ่งเคลื่อนไปทางกระแสที่กำลังไหลเข้ามา (ใกล้แอซิมัท r = 90°)
เพื่อหลีกเลี่ยงการสูญเสียจำนวนมากเนื่องจากการเอาชนะแรงต้านของคลื่น จำนวนรอบการหมุนของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์สมัยใหม่จึงถูกเลือกเพื่อให้ปลายของใบพัดมีความเร็วการไหลแบบเปรี้ยงปร้าง ในเฮลิคอปเตอร์สมัยใหม่ ความเร็วรอบนอกของปลายใบมีดอยู่ที่ 200-250 ม./วินาที
§ 3. แรงขับของโรเตอร์ในอุดมคติระหว่างการไหลตามแนวแกน
สกรูในอุดมคติคือสกรูที่การทำงานไม่คำนึงถึงการสูญเสียจากแรงเสียดทานและการบิดของเจ็ทที่อยู่ด้านหลังสกรู โหมดการไหลตามแนวแกนเป็นโหมดที่การไหลของอากาศพุ่งไปตามแกนการหมุนของใบพัด ในกรณีนี้ มุมการโจมตีของโรเตอร์หลักคือ 90° ในโหมดการไหลตามแนวแกน โรเตอร์หลักจะทำงานในระหว่างการบินโฉบ การขึ้นในแนวตั้ง และการลงตามแนวตั้งของเฮลิคอปเตอร์
โรเตอร์หลักดูดอากาศด้วยความเร็ว U1 และพ่นออกไปด้วยความเร็ว U2 ความเร็ว U1 และ U2 เรียกว่าความเร็วอุปนัย (รูปที่ 1.38)

หากความเร็วของการไหลรอบใบพัดเท่ากับ V ดังนั้นด้านหน้าใบพัดจะเท่ากับ V + U1 และด้านหลังใบพัด V+U2
มวลอากาศเมื่อผ่านพื้นที่กวาดไปแล้วจะได้รับความเร่ง j ภายใต้การกระทำของแรง F ที่สร้างโดยใบพัด ตามกฎข้อที่สามของกลศาสตร์ อากาศกระทำต่อโรเตอร์ที่มีขนาดเท่ากันแต่มีแรงกระทำในทิศทางตรงกันข้ามกับ T แรง T คือแรงขับของใบพัด ตามกฎข้อที่สองของกลศาสตร์ T=mj มวลของอากาศที่ไหลผ่านพื้นที่กวาดสามารถกำหนดได้โดยการคูณปริมาตรด้วยความหนาแน่นของมวล N. E. Zhukovsky ได้รับการพิสูจน์ทางทฤษฎีและยืนยันจากการทดลองว่าความเร็วของการปฏิเสธแบบเหนี่ยวนำนั้นเป็นสองเท่าของความเร็วการดูดแบบเหนี่ยวนำ กล่าวอีกนัยหนึ่ง ความเร็วเหนี่ยวนำที่จานใบพัดเท่ากับครึ่งหนึ่งของความเร็วที่เพิ่มขึ้นทั้งหมดที่ได้จากอากาศที่ไหลผ่านใบพัด

ความเร็วในการดูดแบบเหนี่ยวนำถูกกำหนดโดยการทดลองและมีค่าเท่ากับ 8-15 ม./วินาที
จากสูตรแรงขับที่เกิดขึ้น แรงขับของโรเตอร์หลักขึ้นอยู่กับความหนาแน่นของมวลอากาศ พื้นที่กวาด และความเร็วการดูดแบบเหนี่ยวนำ
เมื่อระดับความสูงในการบินเพิ่มขึ้นหรืออุณหภูมิโดยรอบเพิ่มขึ้น ความหนาแน่นของมวล P และแรงผลักดันจึงลดลง ด้วยความเร็วที่เพิ่มขึ้นและระยะพิทช์ของใบพัด ความเร็วอุปนัย U1 (แรงขับของใบพัด) จะเพิ่มขึ้น
พื้นที่ที่ถูกกวาดโดยโรเตอร์หลัก Fоv เป็นพารามิเตอร์การออกแบบและเป็นค่าคงที่สำหรับโรเตอร์ตัวใดตัวหนึ่ง
แรงขับของโรเตอร์สามารถรับได้ในอีกทางหนึ่ง เนื่องจากผลรวมของแรงแอโรไดนามิกที่สร้างขึ้นโดยใบพัดแต่ละใบ เนื่องจากการไหลรอบใบพัดจะคล้ายกับการไหลรอบปีก อย่างไรก็ตามความแตกต่างก็คือใบมีดไม่ได้ทำการแปล แต่เป็นการเคลื่อนที่แบบหมุนดังนั้นส่วน (องค์ประกอบ) ทั้งหมดจึงเคลื่อนที่ด้วยความเร็วที่แตกต่างกัน ดังนั้นแรงแอโรไดนามิกที่สร้างขึ้นโดยใบมีดจะต้องคำนวณเป็นผลรวมของแรงแอโรไดนามิกที่กระทำ
บนองค์ประกอบใบมีด (รูปที่ 1.39)

แรงยกขององค์ประกอบใบมีด ΔY และการลากขององค์ประกอบ ΔX ตามลำดับ ขนาดแตกต่างกันจากแรงผลักดันขององค์ประกอบ ΔT และแรงต้านทานการหมุนขององค์ประกอบ ΔQ
สิ่งนี้อธิบายได้จากข้อเท็จจริงที่ว่าแรงยกตั้งฉากกับการไหลที่เกิดขึ้นในส่วนนั้น แรงลากนั้นพุ่งไปตามการไหล แรงดึงตั้งฉากกับระนาบการหมุนขององค์ประกอบและแรงต้านทานต่อ การหมุนจะอยู่ในระนาบการหมุน
§ 4. แรงขับของโรเตอร์ระหว่างการไหลเฉียง
ระบบการไหลแบบเฉียงเป็นที่เข้าใจกันว่าเป็นโหมดที่การไหลของอากาศถูกส่งไปยังมุมที่กำหนดโดยพลการของการโจมตีไปยังระนาบการหมุนของโรเตอร์หลัก (ไม่เท่ากับ 90°) โหมดนี้จะดำเนินการในระหว่างการบินในแนวนอนของเฮลิคอปเตอร์ เช่นเดียวกับระหว่างการขึ้นและลงตามวิถีโคจรเอียง

เพื่อลดความซับซ้อนของปัญหาภายใต้การศึกษา ก่อนอื่นเราจะพิจารณากรณีของการไหลด้านข้างรอบโรเตอร์หลัก เช่น กรณีที่การไหลพุ่งขนานกับระนาบการหมุนของโรเตอร์หลักและมุมการโจมตีของโรเตอร์คือ ศูนย์. ในกรณีนี้ ความเร็วการไหลที่กำลังจะมาถึง V จะถูกเพิ่มเข้ากับความเร็วการดูด u และให้ความเร็วผลลัพธ์ V1 (รูปที่ 1.41) เห็นได้ชัดว่า V>u1

จากสูตรเป็นที่ชัดเจนว่าที่ความเร็วดีดออก U2 ที่เท่ากัน แรงขับของใบพัดระหว่างการไหลด้านข้างจะมากกว่าในระหว่างการไหลตามแนวแกน ในทางกายภาพ สิ่งนี้อธิบายได้จากการเพิ่มขึ้นของมวลอากาศที่สองที่ไหลผ่านบริเวณที่ใบพัดพัดพา
เมื่อพิจารณากรณีทั่วไปของการไหลเฉียง เมื่ออากาศเข้าใกล้เครื่องบินที่ถูกใบพัดกวาดไปที่มุมหนึ่งของการโจมตีของโรเตอร์หลัก A เราจะได้ภาพที่คล้ายกัน จำเป็นต้องจำไว้ว่าในแต่ละกรณี ความเร็วผลลัพธ์ของอากาศที่ไหลไปยังระนาบของโรเตอร์จะต้องเท่ากับผลรวมทางเรขาคณิตของความเร็วการไหลที่กำลังจะมาถึงและความเร็วในการดูด
§ 5. การเปลี่ยนแรงขับของโรเตอร์หลัก
มีการไหลเฉียง ขึ้นอยู่กับตำแหน่งแอซิมัททัลของใบพัด
ด้วยการไหลเฉียงรอบโรเตอร์ ความเร็วของการไหลรอบใบพัดคือผลรวมของความเร็วของการเคลื่อนที่แบบหมุนและความเร็วการแปลของการไหลของอากาศที่กำลังมาถึง เพื่อความง่ายในการให้เหตุผล ขอให้เราพิจารณาการไหลรอบส่วนปลายของใบมีด โปรดทราบว่าส่วนประกอบของความเร็วการไหลที่กำลังจะมาถึงซึ่งพุ่งไปตามใบพัดไม่มีส่วนร่วมในการสร้างแรงยก ความเร็วรอบนอกของส่วนท้ายคือ wR ปล่อยให้ความเร็วของการไหลที่กำลังมาถึงเท่ากับ V ให้เราแยกความเร็วนี้เป็นทิศทางตามใบมีดและตั้งฉากกับมัน (รูปที่ 1.42)

ที่ราบ 90° จะเท่ากับ + V และที่ราบ 270° เท่ากับ -V ดังนั้น ในระหว่างการหมุนใบพัดหนึ่งครั้ง ความเร็วการไหลรอบๆ ใบพัดจะไปถึงสูงสุดที่มุมฉาก 90° และต่ำสุดที่มุมมุม 270°
จากสูตรเราจะเห็นว่าแรงขับของใบมีดเป็นปริมาณที่แปรผันและขึ้นอยู่กับแอซิมัท โดยจะได้ค่าสูงสุดที่มุมราบ 90° เมื่อเพิ่มค่าของความเร็วรอบนอกเข้ากับความเร็วในการบิน ค่าต่ำสุดจะอยู่ที่มุมราบ 270° เมื่อลบความเร็วในการบินออกจากความเร็วรอบนอก
ขนาดของแรงขับของใบพัดแบบสองใบพัดจะขึ้นอยู่กับมุมราบและเป็นค่าที่แปรผันได้ ส่วนประกอบที่แปรผันของแรงขับของโรเตอร์แบบสองใบพัดทำให้เฮลิคอปเตอร์มีการสั่นสะเทือนเพิ่มขึ้น ดังนั้นการใช้โรเตอร์แบบสองใบพัดจึงมีจำกัด ในการคำนวณแรงขับของใบพัดแบบสามใบ จำเป็นต้องบวกแรงขับของใบพัดสามใบซึ่งอยู่ห่างจากกัน 120° ในแนวราบ การคำนวณทางคณิตศาสตร์เบื้องต้นแสดงให้เห็นว่าสำหรับใบพัดที่มีใบพัดสามใบขึ้นไป ส่วนประกอบที่แปรผันจะหายไปและแรงขับทั้งหมดจะกลายเป็นค่าคงที่ โดยไม่ขึ้นอยู่กับแอซิมัท
เป็นสิ่งสำคัญมากที่จะต้องทราบว่าแรงขับรวมของโรเตอร์ที่มีใบมีดยึดติดกับดุมอย่างแน่นหนาในระหว่างการเป่าแบบเฉียงไม่ตรงกับแกนการหมุน แต่ถูกเลื่อนไปทางใบพัดที่เคลื่อนไปทางการไหลของอากาศ สิ่งนี้อธิบายได้จากข้อเท็จจริงที่ว่าแรงยกของใบมีดที่เคลื่อนที่ไปทางการไหลนั้นมากกว่าแรงยกของใบมีดที่เคลื่อนที่ในทิศทางของการไหล และเป็นผลจากการเพิ่มทางเรขาคณิต ผลลัพธ์ของแรงยกจะเลื่อนไปทาง ใบพัดเคลื่อนไปตามกระแส แรงขับที่ถูกแทนที่ของโรเตอร์หลักจะสร้างโมเมนต์การพลิกคว่ำ (การกลิ้ง) สัมพันธ์กับจุดศูนย์ถ่วงของเฮลิคอปเตอร์ (รูปที่ 1.43) โรเตอร์หลักที่มีใบพัดคงที่อย่างมั่นคงจะทำให้เฮลิคอปเตอร์พลิกคว่ำอย่างหลีกเลี่ยงไม่ได้หากพยายามสร้างความเร็วไปข้างหน้าอย่างมีนัยสำคัญ
นอกเหนือจากโมเมนต์การพลิกคว่ำซึ่งมีแนวโน้มที่จะพลิกคว่ำเฮลิคอปเตอร์สัมพันธ์กับแกนตามยาว ด้วยการพัดของโรเตอร์หลักแบบเฉียง โมเมนต์ตามยาวก็เกิดขึ้นเช่นกัน โดยเปลี่ยนระนาบการหมุนของโรเตอร์หลักสัมพันธ์กับแกนตามขวางเพื่อเพิ่ม มุมของการโจมตี การเกิดขึ้นของโมเมนต์นี้อธิบายได้จากข้อเท็จจริงที่ว่าสภาพการไหลรอบใบพัดใกล้กับมุมราบ 180° นั้นดีกว่าที่มุมราบ 360° เป็นผลให้จุดที่ใช้แรงขับของใบพัดถูกเลื่อนไปข้างหน้าจากแกนหมุนซึ่งนำไปสู่การก่อตัวของโมเมนต์ความร่วมมือ ขนาดของโมเมนต์ตามยาวของใบมีดยืดหยุ่นเพิ่มขึ้นเพิ่มเติมเนื่องจากการโค้งงอของใบมีดขึ้นด้านบนภายใต้การกระทำของแรงยกเนื่องจากความจริงที่ว่าการไหลที่กำลังมาถึงกระทำกับใบมีดที่อยู่ในขอบเขตราบ 180° จากด้านล่าง ในขณะที่ ในรูป 1.43.

การเกิดเหตุการณ์พลิกคว่ำในใบพัดที่มีใบพัดคงที่อย่างมั่นคง
ใบมีดที่อยู่ในพื้นที่ราบ 0° อยู่ด้านบน (รูปที่ 1.44) การกำจัดอิทธิพลที่เป็นอันตรายของการพลิกคว่ำและช่วงเวลาตามยาวนั้นดำเนินการโดยระบบกันสะเทือนแบบบานพับ

ใบมีด
§ 6. ความต้านทานของโรเตอร์ในการไหลเฉียง
เครื่องบินที่ถูกโรเตอร์กวาดถือเป็นพื้นผิวรับน้ำหนัก พื้นผิวนี้สร้างการยกและลากเนื่องจากการไหลของอากาศที่กำลังมาถึง ความต้านทานของโรเตอร์หลักโดยการเปรียบเทียบกับปีกประกอบด้วยโปรไฟล์และอุปนัย
ในการไหลตามแนวแกน ความต้านทานโปรไฟล์ของเบลดในแอซิมัททั้งหมดจะเท่ากันและผลลัพธ์จะเป็นศูนย์

ความหมายทางกายภาพของการปรากฏตัวของความต้านทานโปรไฟล์ในแนวเฉียง
การไหลสามารถแสดงได้ดังนี้
ในระหว่างการปฏิวัติครั้งหนึ่ง ความต้านทานของใบมีดจะเปลี่ยนแปลงเป็นระยะ
ขึ้นถึงจุดสูงสุดที่มุมราบ 90° และต่ำสุดที่มุมราบ 270° ความแตกต่างของความต้านทานระหว่างใบพัด "ที่กำลังรุก" และ "ถอย" ทำให้เกิดแรงที่พุ่งไปในทิศทางตรงกันข้ามกับการเคลื่อนที่ของเฮลิคอปเตอร์ แรงนี้คือความต้านทานโปรไฟล์ของโรเตอร์หลัก X pr (รูปที่ 1.45) รีแอคแทนซ์แบบเหนี่ยวนำของโรเตอร์หลักสามารถอธิบายได้เช่นเดียวกัน
ด้วยเหตุผลเดียวกับเมื่อไหลไปรอบๆ ปีก คือ การก่อตัวของกระแสน้ำวนซึ่งกินพลังงานของการไหล ความต้านทานส่วนหน้าของโรเตอร์หลักประกอบด้วยโปรไฟล์และอุปนัย X nv = X pr + X in
ขนาดของการลากของโรเตอร์หลักขึ้นอยู่กับรูปร่างของใบพัด มุมของการติดตั้ง จำนวนรอบ ความเร็วในการบิน และมุมการโจมตีของโรเตอร์หลัก
ต้องคำนึงถึงการลากของโรเตอร์หลักเมื่อบินในโหมดการหมุน

§ 7. โซนการไหลย้อนกลับ
เมื่อใบมีดเคลื่อนที่ในแนวราบ Ф = 180-:-360° ส่วนของใบมีดที่อยู่ใกล้กับก้นจะไหลไปรอบๆ ไม่ใช่จากขอบการโจมตี แต่มาจากขอบการไหล แท้จริงแล้วในราบ

270° การไหลดังกล่าวจะอยู่รอบๆ ทุกส่วนของใบมีดซึ่งอยู่ห่างจากแกนการหมุนไปยังจุดบนใบมีดที่ v = wr นั่นคือ ไปยังจุดที่ความเร็วรอบข้างเท่ากับความเร็วในการบิน (รูปที่ 1.46) . เนื่องจากทิศทางตรงกันข้ามกับความเร็วเหล่านี้ ความเร็วรวม
การไหลรอบจุดนี้เป็นศูนย์ (Wr = 0)
ด้วยค่าต่าง ๆ ของ φ จึงง่ายต่อการรับจากค่าหลัง
นิพจน์สำหรับโซนการไหลย้อนกลับ ง่ายต่อการตรวจสอบว่าโซนนี้เป็นวงกลมที่มีเส้นผ่านศูนย์กลาง d = V/w ซึ่งอยู่บนจานที่โรเตอร์หลักกวาด (รูปที่ 1.46)
การมีอยู่ของโซนการไหลย้อนกลับถือเป็นปรากฏการณ์เชิงลบ ส่วนของใบพัดที่ผ่านโซนนี้จะสร้างแรงลงซึ่งจะช่วยลดแรงขับของโรเตอร์และส่งผลให้มีแรงขับเพิ่มขึ้น

การสั่นสะเทือนของใบพัดและเฮลิคอปเตอร์ทั้งหมด เมื่อความเร็วในการบินเพิ่มขึ้น โซนการไหลย้อนกลับจะเพิ่มขึ้น
ขนาดของโซนการไหลย้อนกลับสามารถประมาณได้โดยค่าสัมประสิทธิ์คุณลักษณะของโหมดการทำงานของโรเตอร์หลัก m ภายใต้
ค่าสัมประสิทธิ์ของลักษณะของโหมดการทำงานของโรเตอร์หลักนั้นเป็นที่เข้าใจกันว่าเป็นอัตราส่วนของความเร็วในการแปลต่อความเร็วรอบเส้นรอบวง
ความเร็วของส่วนปลายของใบมีด
ค่าสัมประสิทธิ์แสดงว่าส่วนใดของใบมีดอยู่ที่
มุมราบ 270° ซึ่งอยู่ในโซนการไหลย้อนกลับ ตัวอย่างเช่น,
ถ้า m = 0.25 ดังนั้น d = 0.25 R ซึ่งหมายความว่าส่วนที่สี่ของใบมีดทำงานในสภาวะย้อนกลับ
ไหลไปรอบๆ และเส้นผ่านศูนย์กลางของโซนการไหลย้อนกลับคือ 25% ของรัศมีโรเตอร์
§ 8 การสูญเสียพลังงานจากโรเตอร์หลัก ประสิทธิภาพของใบพัดสัมพัทธ์
เมื่อได้สูตรสำหรับแรงขับของใบพัดในอุดมคติ (§ 3 ของบทนี้) เราละเลยการสูญเสียทุกประเภท เมื่อใบพัดจริงทำงานในสภาวะการทำงาน ประมาณ 30% ของกำลังที่จำเป็นในการหมุนจะถูกใช้ไปกับการเอาชนะความต้านทานของโปรไฟล์ของใบพัด ขนาดของการสูญเสียโปรไฟล์ขึ้นอยู่กับรูปร่างของโปรไฟล์และสภาพพื้นผิว
จากการวิเคราะห์การทำงานของสกรูในอุดมคติ เราสันนิษฐานว่าความเร็วอุปนัยที่ทุกจุดของพื้นที่กวาดจะเท่ากัน แต่นั่นไม่เป็นความจริง ใกล้กับใบพัด ความเร็วเหนี่ยวนำจะมากกว่าในช่องว่างระหว่างใบพัด นอกจากนี้ ความเร็วเหนี่ยวนำจะเปลี่ยนไปตามใบมีด โดยเพิ่มขึ้นตามรัศมีของหน้าตัดที่เพิ่มขึ้น เนื่องจากความเร็วรอบเส้นรอบวงของหน้าตัดเพิ่มขึ้น (รูปที่ 1.47) ดังนั้นสนามความเร็วเหนี่ยวนำที่สร้างขึ้นโดยโรเตอร์จึงไม่สม่ำเสมอ

กระแสอากาศที่อยู่ติดกันเคลื่อนที่ด้วยความเร็วที่แตกต่างกันเนื่องจากอิทธิพลของความหนืดของอากาศทำให้เกิดการสูญเสียเนื่องจากการไหลไม่สม่ำเสมอหรือการสูญเสียแบบเหนี่ยวนำซึ่งคิดเป็นประมาณ 6% ของกำลังที่ต้องการ วิธีหนึ่งในการลดการสูญเสียเหล่านี้คือการบิดใบมีดในเชิงเรขาคณิต
โรเตอร์หลักไม่เพียงแต่ปล่อยมวลอากาศออกมาเท่านั้น แต่ยังสร้างแรงผลักดัน แต่ยังหมุนเจ็ตด้วย การสูญเสียจากการหมุนวนของไอพ่นคือประมาณ 0.2% ของกำลังที่จ่ายให้กับใบพัด
เนื่องจากความแตกต่างของความดันใต้และเหนือระนาบการหมุนของโรเตอร์ อากาศจึงไหลจากล่างขึ้นบนตามแนวเส้นรอบวงของจานโรเตอร์ ด้วยเหตุนี้ วงแหวนแคบบางวงที่อยู่รอบๆ เส้นรอบวงของเครื่องบินที่ถูกโรเตอร์หลักกวาดไปจึงไม่มีส่วนร่วมในการสร้างแรงขับ (รูปที่ 1.48) ส่วนก้นของใบมีดซึ่งเป็นที่ตั้งของจุดยึดนั้นไม่ได้มีส่วนร่วมในการสร้างแรงฉุดเช่นกัน โดยรวมแล้วการสูญเสียส่วนท้ายและก้นคิดเป็นประมาณ 3% ของกำลังที่ต้องการ
เนื่องจากการมีอยู่ของการสูญเสียที่ระบุไว้ พลังงานที่จำเป็นในการหมุนใบพัดจริง ซึ่งสร้างแรงขับเท่ากับแรงขับของใบพัดในอุดมคติจึงมากกว่า
ความสำเร็จนี้หรือใบพัดที่แท้จริงนั้นประสบความสำเร็จเพียงใดจากมุมมองของการรับรองว่าสามารถตัดสินการสูญเสียขั้นต่ำได้

ตามประสิทธิภาพสัมพัทธ์ของโรเตอร์หลัก g| 0 ซึ่งเป็นอัตราส่วนของกำลังที่ต้องใช้ในการปฏิเสธอากาศและสร้างแรงผลักดันที่กำหนดต่อกำลังที่ใช้จริงในการหมุนใบพัดจริงซึ่งสร้างแรงผลักดันเดียวกัน

§ 9. ระบบกันสะเทือนแบบบานพับของใบพัด
ใน § 2 ของบทนี้ ชี้ให้เห็นว่าโรเตอร์มีบานพับตามแนวแกน ซึ่งทำหน้าที่เปลี่ยนระดับเสียงของใบพัดขณะบิน การเปลี่ยนแปลงระยะพิทช์ทำได้โดยการหมุนใบมีดรอบบานพับแกนภายใน? = 0-15° นอกจากบานพับตามแนวแกนแล้ว สกรูยังมีบานพับแนวนอนและแนวตั้งอีกด้วย
บานพับแนวนอน (HS) ช่วยให้ใบมีดเบนทิศทางในระนาบแนวตั้งได้ ขอบคุณ
บานพับนี้ช่วยให้ใบมีดแกว่งขึ้นเมื่อเคลื่อนที่ทวนกระแส และแกว่งลงเมื่อเคลื่อนที่ในทิศทางของการไหล ดังนั้นบานพับแนวนอนช่วยให้ใบมีดสามารถกระพือปีกได้
มุมระหว่างแกนของใบพัดกับระนาบของดุมใบพัดเรียกว่ามุมกระพือ? คอน-
ตามโครงสร้าง การโก่งตัวของใบมีดสัมพันธ์กับบานพับแนวนอนถูกจำกัดด้วยจุดหยุด (สูงสุด
25-30° ลดลง 4-8°) แม้จะมีการเคลื่อนไหวกระพือปีกในการบิน แต่ใบมีดก็ไม่ได้สัมผัสจุดหยุดเนื่องจากช่วงของมุมกระพือน้อยกว่ามุมระหว่างจุดหยุด ใบมีดจะสัมผัสจุดหยุดเฉพาะเมื่อมีความเร็วลดลงอย่างมาก และตามลำดับ เมื่อมีแรงเหวี่ยงหนีศูนย์กลางของใบมีดลดลงอย่างไม่อาจยอมรับได้
เมื่อเฮลิคอปเตอร์จอดอยู่ เมื่อโรเตอร์หลักไม่หมุนหรือหมุนด้วยความเร็วต่ำ ปลายใบพัดจะงอลงเนื่องจากน้ำหนักของมัน และหากใบพัดวางพิงกับจุดหยุดด้านล่าง การกระแทกที่บูมส่วนท้ายหรือลำตัวเครื่องบินจะเสียหาย เป็นไปได้. ดังนั้นนอกเหนือจากจุดหยุดที่ต่ำกว่าแล้ว ยังมีตัวจำกัดส่วนยื่นพิเศษ ซึ่งที่ความเร็วต่ำจะป้องกันไม่ให้ใบพัดตกลงมามากเกินไปและชนเฮลิคอปเตอร์
เมื่อความเร็วเพิ่มขึ้น เมื่อแรงตามหลักอากาศพลศาสตร์โค้งงอปลายใบมีดขึ้น ตัวจำกัดระยะยื่นจะถูกปิด หลังจากนั้นใบมีดจะสามารถเคลื่อนตัวกระพือไปจนถึงจุดหยุดด้านล่างได้
บานพับแนวตั้ง (VH) ช่วยให้ใบมีดโก่งตัวสัมพันธ์กับบุชชิ่งในระนาบ
การหมุนของสกรู จะแสดงไว้ด้านล่างว่าเมื่อโรเตอร์หลักหมุน ใบมีดสามารถเคลื่อนที่จากตำแหน่งที่เป็นกลาง (รัศมี) กลับไปหรือไปข้างหน้าในมุมที่กำหนดได้ มุมนี้เรียกว่ามุมล่าช้า (ล่วงหน้า) และเขียนแทนด้วยตัวอักษร ? ขนาดของมุมนี้ถูกจำกัดด้วยการหยุด ใบมีดหมุนกลับได้ด้วย? = 10-:-18° และเดินหน้าด้วย? = 6-:-8°*
การมีบานพับแนวนอนและแนวตั้งทำให้เกิดการเปลี่ยนแปลงที่สำคัญในการทำงานของแบริ่งรับน้ำหนัก
สกรู

* ในคำอธิบายทางเทคนิค ค่าของมุมหน่วง (ล่วงหน้า) ไม่ได้กำหนดไว้โดยสัมพันธ์กับตำแหน่งในแนวรัศมีของใบมีด แต่สัมพันธ์กับตั้งฉากกับบานพับแนวนอน
25
ประการแรกจำเป็นต้องสังเกตการก่อตัวของกรวยที่เรียกว่า (ทิวลิป) เนื่องจากความจริงที่ว่าภายใต้การกระทำของการยกแรงใบมีดจะเบี่ยงเบนไปสัมพันธ์กับบานพับแนวนอนและลอยขึ้นเหนือระนาบการหมุนของฮับ ประการที่สอง เนื่องจากการเคลื่อนที่ของการกระพือ แรงยกของใบพัดในมุมราบที่แตกต่างกันจึงเท่ากัน ซึ่งทำให้สามารถกำจัดการพลิกคว่ำและการขว้างของเฮลิคอปเตอร์ในระหว่างการบินไปข้างหน้า ในที่สุด ส่วนชนของใบมีดจะถูกขนออกจากช่วงเวลาการโค้งงอขนาดใหญ่ที่เกิดขึ้นเมื่อใบมีดฝังอย่างแน่นหนา
§ 10. บานพับแนวนอน (HS)
ให้เราพิจารณาความสมดุลของใบมีดสัมพันธ์กับบานพับแนวนอน เช่น แรงที่กระทำต่อใบมีด
ปากอยู่ในระนาบตั้งฉากกับระนาบการหมุน (รูปที่ 1.49)

ในระนาบนี้ แรงต่อไปนี้กระทำต่อใบมีด: (Gl - น้ำหนัก; Yl - แรงยก; Fc. b -
แรงเหวี่ยง
แรงยกคือ 10-15 เท่าของน้ำหนักใบมีด แรงสูงสุดคือแรงเหวี่ยงซึ่งเกินน้ำหนักของใบมีดประมาณ 100-150 เท่า ในตำแหน่งสมดุล ผลรวมของโมเมนต์ของแรงทั้งหมดที่กระทำต่อใบมีดสัมพันธ์กับเพลาหลักควรเท่ากับศูนย์ กล่าวอีกนัยหนึ่ง ผลลัพธ์ของแรงเหล่านี้จะต้องผ่านแกนของเพลาหลัก
เมื่อหมุน ใบมีดจะอธิบายพื้นผิวใกล้กับกรวย ดังนั้นมุมกระพือจึงเรียกว่ามุมเรียว

ด้วยการไหลตามแนวแกน ระยะพิทช์คงที่ และการหมุนรอบ ค่ามุม
ความเรียวค่อนข้างแน่นอน ตัวอย่างเช่น หากคุณเพิ่มขึ้น

ระยะพิทช์ของใบมีด จากนั้นภายใต้อิทธิพลของโมเมนต์ที่เพิ่มขึ้นจากแรงยก ใบมีดจะเริ่มเบี่ยงเบนไปในทิศทางที่มุมกระพือเพิ่มขึ้น..
เมื่อมุมสวิงเพิ่มขึ้น โมเมนต์ก็จะเพิ่มขึ้นไปพร้อมๆ กัน
แรงเหวี่ยงที่ป้องกันไม่ให้ใบมีดเบี่ยง และเมื่อเกิดความสมดุลอีกครั้ง ใบมีดจะหมุนด้วยมุมกระพือขนาดใหญ่
ในการไหลเฉียงในมุม 0-180° ใบพัดจะเคลื่อนไปทางการไหล และในมุม 180-360° - ไปในทิศทางของการไหล ใบมีดที่เคลื่อนที่ไปทางกระแสจะได้รับแรงยกเพิ่มขึ้นและกระพือขึ้นด้านบน เนื่องจากโมเมนต์ของแรงยกกลายเป็นมากกว่าโมเมนต์ของแรงเหวี่ยง (โมเมนต์ของแรงน้ำหนักถูกละเลยเนื่องจากค่าที่น้อย)
เมื่อใบมีดเคลื่อนที่ไปในทิศทางการไหล แรงยกจะลดลง และอยู่ภายใต้อิทธิพลของโมเมนต์นั้น
แรงเหวี่ยงจะกระพือลงด้านล่าง ดังนั้นในการปฏิวัติครั้งหนึ่ง ใบมีดจะเหวี่ยงขึ้นและ
แกว่งลง
ความเร็วการไหลสูงสุดที่มุมราบ 90° ดังนั้นการเพิ่มขึ้นของแรงยกจึงสูงสุดที่นี่
แรงยกต่ำสุดจะอยู่ที่มุมราบ 270° โดยที่ความเร็วการไหลน้อยที่สุดและอิทธิพลของโซนการไหลย้อนกลับจะเด่นชัดที่สุด อย่างไรก็ตาม เนื่องจากการมีอยู่ของเพลาหลักและการกระพือของใบมีด แรงยกที่เพิ่มขึ้นและลดลงในราบที่ระบุจึงค่อนข้างน้อย สิ่งนี้อธิบายได้จากการเปลี่ยนแปลงมุมการโจมตีของใบมีดที่กระพือปีก อันที่จริง เมื่อใบมีดกระพือขึ้น มุมการโจมตีจะลดลง และเมื่อใบมีดกระพือลง มุมของการโจมตีจะเพิ่มขึ้น (รูปที่ 1.50) ด้วยเหตุนี้ ขนาดของแรงยกในมุมราบจึงเท่ากัน ซึ่งในทางปฏิบัติจะกำจัดโมเมนต์การส้นเท้าและตามยาวที่กระทำบนเฮลิคอปเตอร์ได้

ด้วยเหตุนี้จึงต้องบอกว่าจุดประสงค์ของบานพับแนวนอนคือการทำให้แรงยกของใบมีดเท่ากันในราบทั้งหมดและเพื่อขนถ่ายส่วนก้นจากช่วงเวลาที่โค้งงอ บานพับแนวนอนมีระยะห่างจากแกนหมุนของใบพัดตามระยะทาง Lgsh (รูปที่ 1.51) ในการไหลตามแนวแกน แกนของกรวยหมุนและแกนของปลอกจะตรงกัน ดังนั้นแรงเหวี่ยงของใบมีด Fcb ที่จ่ายตามเงื่อนไขให้กับเพลาหลักจึงมีความสมดุลร่วมกัน ในการไหลเฉียง แกนของกรวยและแกนของปลอกไม่ตรงกัน และแรงเหวี่ยงจะอยู่ในระนาบที่ต่างกัน (ขนานกัน) แรงเหล่านี้ที่แขน c จะสร้างโมเมนต์ M g. w = FcbS ซึ่งช่วยเพิ่มความสามารถในการควบคุมของเฮลิคอปเตอร์ นอกจากนี้ เมื่อเฮลิคอปเตอร์เบี่ยงเบนไปโดยไม่ได้ตั้งใจสัมพันธ์กับแกนตามยาวหรือตามขวาง ช่วงเวลานี้จะมีผลกระทบต่อการสั่นสะเทือน กล่าวคือ มันถูกชี้ไปในทิศทางตรงกันข้ามกับการโก่งตัว ซึ่งจะช่วยปรับปรุงเสถียรภาพของเฮลิคอปเตอร์

§ 11. การยุบตัวของกรวยการหมุนระหว่างการเป่าเฉียง
ในย่อหน้าก่อนหน้านี้ มีการระบุว่าเนื่องจากมีบานพับแนวนอน ใบพัดจึงแกว่งขึ้นในมุม 0-180° และลดลงในมุม 180-360° ในความเป็นจริงภาพการกระพือของใบมีดดูค่อนข้างซับซ้อนกว่า เนื่องจากใบมีดมีมวลทำให้มุมเพิ่มขึ้น

การกระพือด้วยความเฉื่อยยังคงไม่อยู่ที่มุม 180° แต่ค่อนข้างไกลออกไป ลดลง - ไม่ใช่ 360° และค่อนข้างไกลออกไป นอกจากนี้ เมื่ออยู่ใกล้มุมราบ 180° อากาศจะไหลจากด้านล่างไปยังใบพัดและใกล้มุมราบ 360° จากด้านบน ซึ่งยังมีส่วนทำให้มุมกระพือปีกใกล้กับมุมราบ 180° เพิ่มขึ้นอย่างต่อเนื่อง และมุมกระพือใกล้มุมราบ 360° ลดลงอีกด้วย
รูปที่ 1.52a แสดงเส้นโค้งการทดลองของการขึ้นต่อกันของมุมกระพือบนมุมราบที่ได้จากการติดตั้ง B-1 สำหรับรุ่นที่ทดสอบของโรเตอร์หลักที่มีใบพัดแข็งที่ความเร็วลมเฉียง 20 ม./วินาที มุมกระพือสูงสุดอยู่ที่มุมราบ 196° และมุมต่ำสุดอยู่ที่มุมมุม 22° ซึ่งหมายความว่าแกนของกรวยหมุนจะเอียงไปทางซ้าย ปรากฏการณ์การเบี่ยงเบนของแกนของกรวยโรเตอร์ของการหมุนระหว่างการไหลแบบเฉียงเรียกว่าการอุดตันของกรวยการหมุน (รูปที่ 1.53)

ตามทฤษฎีแล้ว กรวยโรเตอร์หลักจะเอียงไปทางซ้ายและขวาในระหว่างการเป่าแบบเฉียง การอุดตันนี้ได้รับการยืนยันจากการทดลองข้างต้น อย่างไรก็ตาม ทิศทางของการพังทลายด้านข้างได้รับอิทธิพลอย่างมีนัยสำคัญจากการเสียรูปของใบมีดและการแยกบานพับแนวนอน ใบพัดโรเตอร์หลักที่แท้จริงไม่มีความแข็งแกร่งเพียงพอ และได้รับอิทธิพลจากแรงที่กระทำต่อใบพัด
27

ผิดรูปอย่างรุนแรง - โค้งงอและบิด การบิดตัวเกิดขึ้นในทิศทางที่มุมการโจมตีลดลง ดังนั้นการแกว่งขึ้นด้านบนจึงหยุดเร็วขึ้น (Ф = 160°) ด้วยเหตุนี้ การแกว่งลงจึงหยุดเร็วขึ้นด้วย (φ = 340°)
รูปที่ 1.52, b แสดงเส้นโค้งการทดลองของการขึ้นต่อกันของมุมสวิง a บนมุมราบ ที่ได้จากการติดตั้ง V-2 เมื่อทดสอบแบบจำลองใบพัดด้วยใบพัดที่มีความยืดหยุ่น จะได้มุมกระพือสูงสุดที่ราบ φ = 170° และค่าต่ำสุดที่ราบ φ = 334° ดังนั้นในเฮลิคอปเตอร์จริง กรวยของการหมุนจึงเอียงไปทางขวา ค่าของมุมแผงลอยขึ้นอยู่กับความเร็วในการบิน ระยะพิทช์ของใบพัด และรอบต่อนาที เมื่อระยะห่างและความเร็วของใบพัดเพิ่มขึ้น และความเร็วที่ลดลง เพลาของกรวยการหมุนจะเพิ่มขึ้น
เฮลิคอปเตอร์สมัยใหม่ถูกควบคุมโดยการเอียงกรวยหมุนตามทิศทางการเคลื่อนที่ของเฮลิคอปเตอร์ ตัวอย่างเช่น หากต้องการเคลื่อนที่ไปข้างหน้า นักบินจะเบี่ยงแกนของกรวยโรเตอร์ไปข้างหน้า (โดยใช้แผ่นสวอชเพลท) การเอียงของกรวยจะมาพร้อมกับการเอียงของแรงขับของโรเตอร์หลักในทิศทางที่สอดคล้องกันซึ่งเป็นส่วนประกอบที่จำเป็นสำหรับการเคลื่อนย้ายเฮลิคอปเตอร์ (รูปที่ 1.32) อย่างไรก็ตาม ทันทีที่ความเร็วในการบินเริ่มเพิ่มขึ้น เนื่องจากการไหลเฉียง กรวยจะตกลงไปด้านข้าง ผลของการยุบตัวของกรวยจะถูกแก้ไขโดยการเคลื่อนที่เพิ่มเติมของแท่งควบคุมเฮลิคอปเตอร์
§ 12. บานพับแนวตั้ง (VH)
เพื่อให้แน่ใจว่าจำเป็นต้องติดตั้ง นอกเหนือจากแนวนอนแล้วยังมีลูกบอลแนวตั้ง-
nir ให้พิจารณาแรงที่กระทำต่อใบมีดในระนาบการหมุน
เมื่อใบพัดหมุน แรงต้านทานการหมุน Q l จะกระทำกับใบพัดในระนาบการหมุน ในโหมดโฮเวอร์ แรงเหล่านี้จะเท่ากันในทุกแอซิมัท เมื่อมีกระแสเอียงไปรอบๆ ใบพัด ความต้านทานของใบพัดที่เคลื่อนที่ไปทางกระแสจะมากกว่าความต้านทานของใบพัดที่เคลื่อนที่ในทิศทางของการไหล การปรากฏตัวของบานพับแนวนอนและการเคลื่อนตัวของใบมีดจะช่วยลดความแตกต่างนี้ (เนื่องจากการปรับมุมการโจมตีให้เท่ากัน) แต่ไม่ได้กำจัดมันทั้งหมด ดังนั้นแรงต้านทานการหมุนจึงเป็นแรงแปรผันที่รับน้ำหนักส่วนรากของใบมีด
เมื่อความเร็วเปลี่ยนแปลง แรงเฉื่อยจะกระทำต่อใบพัดหลัก เมื่อความเร็วเพิ่มขึ้น ใบพัดจะหันไปทางการหมุน และเมื่อความเร็วลดลง ใบพัดจะหันไปทางการหมุนของโรเตอร์ แรงเฉื่อยยังสามารถเกิดขึ้นได้ที่การหมุนของดุมโรเตอร์อย่างต่อเนื่อง เนื่องจากการไหลเวียนของอากาศที่ไม่สม่ำเสมอไปยังจานโรเตอร์ ซึ่งนำไปสู่การเปลี่ยนแปลงของแรงแอโรไดนามิก และแนวโน้มเพิ่มเติมของใบพัดที่จะเคลื่อนที่สัมพันธ์กับดุม ในการบิน แรงเฉื่อยค่อนข้างน้อย อย่างไรก็ตาม บนพื้นในขณะนี้ เรือบรรทุกเริ่มหมุนขึ้น
แรงเฉื่อยของใบพัดมีค่าสูงและหากเปิดระบบส่งกำลังอย่างกะทันหัน อาจทำให้ใบพัดแตกหักได้
นอกจากนี้การมีบานพับแนวนอนที่ให้การกระพือของใบพัดทำให้จุดศูนย์ถ่วงของใบมีดเข้าใกล้และเคลื่อนออกจากแกนการหมุนของใบพัดเป็นระยะ (รูปที่ 1.54)

ตามกฎการอนุรักษ์พลังงาน พลังงานจลน์ของตัวพาที่หมุนอยู่
ใบพัดจะต้องคงที่โดยไม่คำนึงถึงการเคลื่อนที่ของใบพัด (การเปลี่ยนแปลงของพลังงานประเภทอื่นจะถูกละเลย) พลังงานจลน์ของใบพัดหมุนถูกกำหนดโดยสูตร:

โดยที่ m คือมวลของใบมีดหมุน
ว-
ความเร็วเชิงมุมของการหมุนของใบมีด
g-distance จากแกนหมุนถึงจุดศูนย์ถ่วงของใบมีด

สูตรแสดงให้เห็นว่าที่พลังงานจลน์คงที่ การเข้าใกล้จุดศูนย์ถ่วงของใบมีดถึงแกนหมุน (แกว่งขึ้น) ควรมาพร้อมกับการเพิ่มขึ้นของความเร็วเชิงมุมของการหมุน และการกำจัดจุดศูนย์ถ่วงของ ใบมีดจากแกนหมุน (สวิงลง) ควรมาพร้อมกับความเร็วเชิงมุมของการหมุนที่ลดลง ปรากฏการณ์นี้เป็นที่รู้จักกันดีสำหรับนักเต้นที่เพิ่มความเร็วในการหมุนของร่างกายโดยยกแขนเข้ามาใกล้ร่างกายมากขึ้น (รูปที่ 1.55) แรงภายใต้อิทธิพลที่ความเร็วเชิงมุมของการหมุนเพิ่มขึ้นหรือลดลงเมื่อโมเมนต์ความเฉื่อยของระบบหมุนเปลี่ยนไปเรียกว่าโบลิทาร์

เมื่อใบพัดกระพือขึ้น แรงโบลิทาร์จะพุ่งไปในทิศทางการหมุนของโรเตอร์หลัก และเมื่อใบพัดกระพือลง แรงโบลิทาร์จะพุ่งเข้าหาโรเตอร์
แรงโบลิทาร์ที่เกิดขึ้นระหว่างการกระพือปีกถึงค่าที่สำคัญและโหลดส่วนรากของใบมีดด้วยตัวแปร
โมเมนต์การดัดที่กระทำในระนาบการหมุนของโรเตอร์หลัก
ดังนั้นการติดตั้งบานพับแนวนอนจึงทำได้
กำจัดการถ่ายโอนโมเมนต์การโค้งงอไปยังดุมใบพัดและขนส่วนชนของใบพัดในระนาบกระพือในเวลาเดียวกันทำให้เกิดปรากฏการณ์ที่ไม่พึงประสงค์ที่เกี่ยวข้องกับการเกิดแรงโบลิทาร์ที่โหลดส่วนรากของใบพัดด้วยโมเมนต์แปรผันใน ระนาบการหมุน โมเมนต์สลับจากแรงโบลิทาร์จะถูกส่งไปยังแบริ่งเพลาหลัก ดุมโรเตอร์หลัก และเพลาเครื่องยนต์ ทำให้เกิดโหลดสลับกัน ซึ่งนำไปสู่การสึกหรอเร่งของแบริ่งหลักและการสั่นสะเทือน
เฮลิคอปเตอร์.
ในการขนถ่ายส่วนรากของใบมีดจากการสลับโมเมนต์การดัดที่กระทำในระนาบการหมุนและบุชชิ่งจากโหลดสลับที่ทำให้เกิดการสั่นสะเทือนของเฮลิคอปเตอร์จะมีการติดตั้งบานพับแนวตั้งซึ่งในระนาบการหมุนของโรเตอร์ให้การเคลื่อนที่แบบสั่นของ ใบมีด
นอกจากแรงที่พิจารณาแล้ว แรงเหวี่ยงยังกระทำต่อใบมีดในระนาบการหมุนด้วย
เมื่อมีบานพับแนวตั้งและสนามความเร็วสม่ำเสมอของการไหลของอากาศที่เข้ามาในโหมด
ใบมีดที่โฉบอยู่จะล่าช้าไปด้านหลังตำแหน่งรัศมีในมุมหนึ่งใช่หรือไม่? รูปที่ 1.56 แสดงขนาดของมุมแล็ก? ซึ่งกำหนดโดยความเท่าเทียมกันของช่วงเวลา:

Fts.bLts.b = Ql LQ
เมื่อเปลี่ยนไปบินด้วยความเร็วการแปล แรงเฉื่อยแปรผันและแรงโบลิทาร์จะถูกเพิ่มเข้าไปในแรงทางอากาศพลศาสตร์ และแรงทางอากาศพลศาสตร์เองก็แปรผันเช่นกัน ภายใต้อิทธิพลของแรงเหล่านี้ ใบพัดทำให้เกิดการเคลื่อนไหวที่ซับซ้อน ซึ่งประกอบด้วยการเคลื่อนที่แบบหมุน การเคลื่อนที่แบบแปลน (ร่วมกับเฮลิคอปเตอร์) มู่เล่ที่สัมพันธ์กับเพลาหลัก และการเคลื่อนที่แบบแกว่งสัมพันธ์กับเพลาหลัก
หากมี VSC ใบมีดจะหมุนไป

มีมุมแลคบ้างไหม? (รูปที่ 1.57, ก) ในกรณีนี้ ใบมีดอยู่ในตำแหน่งเพื่อให้ผลลัพธ์ของแรงแอโรไดนามิกและแรงเหวี่ยง N พุ่งไปตามแกน โดยการถ่ายโอนผลลัพธ์ไปยังแกนเพลาหลักและแบ่งออกเป็นแรง A และ B เราตรวจสอบให้แน่ใจว่าแบริ่งเพลาหลักไม่ได้รับน้ำหนักเท่ากัน แท้จริงแล้วต่อหน้าพลัง A เพียงอย่างเดียว
ตลับลูกปืน GSH ด้านหน้าและด้านหลังจะรับภาระในแนวรัศมีเท่ากัน อย่างไรก็ตามความแข็งแกร่ง
B การขนถ่ายแบริ่งด้านหลังจะโหลดด้านหน้าเพิ่มเติมทำให้แบริ่งสึกหรอไม่สม่ำเสมอ นอกจากนี้ แรง B ซึ่งเป็นแกนสำหรับ GS จำเป็นต้องติดตั้งตลับลูกปืนกันรุน
เพื่อให้สภาพการทำงานของตลับลูกปืนหลักใกล้เคียงกับสภาวะของโหลดแบบสมมาตรมากขึ้น จะมีการแทนที่
เพลาหลักที่สัมพันธ์กับบุชชิ่งจะหมุนไปข้างหน้า (รูปที่ 1.57, b) ในกรณีนี้มีมุมล่าช้าหรือไม่?
นำไปสู่ความจริงที่ว่าแกนใบมีดนั้นตั้งฉากกับแกนเพลาหลักโดยประมาณ

เนื่องจากบานพับแนวตั้งช่วยให้ใบพัดสามารถเคลื่อนที่แบบสั่นในระนาบการหมุนของโรเตอร์หลักได้ เพื่อป้องกันความเป็นไปได้ในการเพิ่มความกว้างของการสั่นสะเทือนเหล่านี้บนโรเตอร์

โรเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์สมัยใหม่ติดตั้งแดมเปอร์พิเศษ - แดมเปอร์สั่นสะเทือน แดมเปอร์เป็นแบบเสียดทานหรือแบบไฮดรอลิก หลักการทำงานของทั้งสองอย่างคือการแปลงพลังงานการสั่นสะเทือนเป็นพลังงานความร้อน ซึ่งจากนั้นจะกระจายออกสู่พื้นที่โดยรอบ
บนพื้นก่อนที่จะสตาร์ทเครื่องยนต์และหมุนโรเตอร์หลัก จะต้องวางใบพัดไว้บนส่วนรองรับด้านหน้าของใบพัด ทำเพื่อลดความเร่งเชิงมุม (แรงเฉื่อย) ของใบพัดในช่วงเริ่มต้นของการหมุน
การหมุนใบพัดที่ไม่สม่ำเสมอสัมพันธ์กับใบพัดทำให้เกิดการกระจัดของจุดศูนย์ถ่วงของโรเตอร์หลักจากแกนหมุน เป็นผลให้เมื่อใบพัดหมุนจะเกิดแรงเฉื่อยทำให้เกิดการสั่นสะเทือน (โยก) ของเฮลิคอปเตอร์
ปรากฏการณ์นี้ก่อให้เกิดอันตรายโดยเฉพาะเมื่อโรเตอร์หลักทำงานบนพื้น เนื่องจากความถี่ธรรมชาติของเฮลิคอปเตอร์บนโครงที่ยืดหยุ่นอาจเท่ากับหรือหลายเท่าของความถี่ของแรงขับเคลื่อน ซึ่งนำไปสู่การสั่นสะเทือนที่เรียกโดยทั่วไปว่าพื้นดิน เสียงก้อง.
§ 13. การชดเชยการสวิง
ดังที่ทราบกันดีว่าสาเหตุหลักของการล่มสลายของกรวยโรเตอร์คือการเคลื่อนที่ของใบพัดระหว่างการไหลแบบเฉียง ยิ่งมุมสวิงขึ้นสูงสุดมากเท่าใด การยุบตัวของกรวยการหมุนก็จะยิ่งมากขึ้นเท่านั้น การมีสิ่งกีดขวางขนาดใหญ่ของกรวยเป็นสิ่งที่ไม่พึงปรารถนาเนื่องจากต้องมีการโก่งคันบังคับคำสั่งเพิ่มเติมเพื่อชดเชยสิ่งกีดขวางเมื่อควบคุมเฮลิคอปเตอร์ในการบินไปข้างหน้า ดังนั้นจึงจำเป็นต้องสร้างสมดุลของช่วงเวลาที่สัมพันธ์กับเพลาหลักที่แอมพลิจูดที่น้อยกว่าของการเคลื่อนที่ของวงสวิง
เพื่อให้แน่ใจว่าแอมพลิจูดของการเคลื่อนที่ของวงสวิงอยู่ภายในเกณฑ์ที่ยอมรับได้ จึงมีการใช้การชดเชยวงสวิง หลักการของการชดเชยการกระพือปีกคือไม่ได้ติดตั้งจุดยึดแขนควบคุม (A) บนแกนของบานพับแนวนอน แต่จะเลื่อนไปทางใบมีด (รูปที่ 1.58)

หากจุด A ไม่ได้อยู่บนแกนของบานพับแนวนอนและไม่เคลื่อนไหว จากนั้นเมื่อแกว่งขึ้นมุมของการติดตั้งและมุมการโจมตีของใบมีดจะลดลงและเมื่อแกว่งลงก็จะเพิ่มขึ้น เนื่องจากการเปลี่ยนแปลงมุมการโจมตีเมื่อใบพัดกระพือ แรงตามหลักอากาศพลศาสตร์จึงเกิดขึ้นเพื่อป้องกันไม่ให้แอมพลิจูดของการเคลื่อนที่กระพือเพิ่มขึ้น
ประสิทธิภาพของการชดเชยส่วนใหญ่ขึ้นอยู่กับสีแทน ?1 (รูปที่ 1.58) เรียกว่าลักษณะการชดเชยการกระพือ ยิ่งมีสีแทน ?1 มาก มุมที่มุมการติดตั้งใบมีดจะเปลี่ยนไปในระหว่างการกระพือก็จะยิ่งมากขึ้นเท่านั้น ผลที่ตามมาเมื่อแทน ?1 เพิ่มขึ้น ประสิทธิภาพของการชดเชยการกระพือก็จะเพิ่มขึ้น
มีมุมแล็กมั้ย? เมื่อติดตั้งบานพับแนวตั้งจะสามารถเพิ่มความกว้างของมู่เล่ได้
การเคลื่อนไหว (รูปที่ 1.59) เมื่อใบพัดเอียงไปรอบ ๆ ใบพัดเป็นมุม? ขอบนำ (จุด A) จะอยู่ห่างจากปืนหลักมากกว่าขอบท้าย (จุด B) ดังนั้นเมื่อกระพือ เส้นทางของจุด A จะมากกว่าเส้นทางที่เดินทางโดยจุด B ซึ่งเป็นผลมาจากการที่เมื่อกระพือขึ้น มุมการโจมตีของใบมีดจะเพิ่มขึ้น และเมื่อกระพือลง มุมการโจมตีของ ใบมีดลดลง

ดังนั้นมุมแล็กจะส่งผลต่อการปรากฏตัวของแรงแอโรไดนามิกเพิ่มเติมบนใบมีด ซึ่งมีแนวโน้มว่าจะเพิ่มแอมพลิจูดของการเคลื่อนที่ของการกระพือปีก ดังนั้นจึงขอแนะนำอย่างยิ่งให้ใช้การชดเชยสำหรับการกระพือใบมีดด้วยบานพับแนวตั้ง

§ 14. แรงบิดของโรเตอร์
เมื่อโรเตอร์หลักหมุน แรงต้านอากาศจะกระทำต่อใบพัด ซึ่งจะสร้างโมเมนต์ความต้านทานต่อการหมุนสัมพันธ์กับแกนโรเตอร์ เพื่อเอาชนะช่วงเวลานี้ แรงบิดจะถูกส่งไปยังเพลาโรเตอร์หลักบนเฮลิคอปเตอร์ที่ขับเคลื่อนด้วยกลไกจากเครื่องยนต์ที่ติดตั้งในลำตัว แรงบิดจะถูกส่งผ่านกระปุกเกียร์หลักไปยังเพลาโรเตอร์หลัก ตามกฎข้อที่สามของกลศาสตร์ (กฎแห่งความเท่าเทียมกันของการกระทำและปฏิกิริยา) แรงบิดปฏิกิริยาจะเกิดขึ้นซึ่งจะถูกส่งผ่านจุดยึดกระปุกเกียร์หลักไปยังลำตัวเฮลิคอปเตอร์และมีแนวโน้มที่จะหมุนไปในทิศทางตรงกันข้ามกับแรงบิด แรงบิดและแรงบิดรีแอกทีฟ ไม่ว่าโหมดการทำงานของใบพัดจะเป็นอย่างไรก็ตาม จะมีขนาดเท่ากันเสมอและมีทิศทางตรงกันข้าม Mkr = Mr.
หากติดตั้งมอเตอร์บนใบพัด จะเห็นได้ชัดว่าไม่มีแรงบิดปฏิกิริยา ปฏิกิริยา
นอกจากนี้ยังไม่มีแรงบิดในโหมดหมุนตัวเองของโรเตอร์หลักเช่น ในทุกกรณีเมื่อมีแรงบิด
แรงบิดจะไม่ถูกส่งไปยังเพลาโรเตอร์หลักจากเครื่องยนต์ที่ติดตั้งในลำตัว
ได้มีการกล่าวไว้ก่อนหน้านี้ว่าการปรับสมดุลของแรงบิดปฏิกิริยาบนเฮลิคอปเตอร์แบบโรเตอร์เดี่ยวที่มีการขับเคลื่อนแบบกลไกจะดำเนินการตามเวลาที่สร้างขึ้นโดยแรงขับของโรเตอร์ส่วนท้ายที่สัมพันธ์กับจุดศูนย์ถ่วงของเฮลิคอปเตอร์
ในเฮลิคอปเตอร์โรเตอร์คู่ การชดเชยโมเมนต์ปฏิกิริยาของโรเตอร์หลักทั้งสองทำได้โดยการหมุนโรเตอร์ในทิศทางที่ต่างกัน ยิ่งไปกว่านั้น เพื่อรักษาความเท่าเทียมกันของโมเมนต์ปฏิกิริยาที่มีทิศทางตรงกันข้ามของสกรูทั้งสองตัว สกรูจึงถูกสร้างขึ้นมาเหมือนกันทุกประการโดยมีการซิงโครไนซ์การหมุนรอบอย่างแม่นยำ

กำลังที่ส่งไปยังโรเตอร์หลักมีค่าเท่ากับ
จากสูตรจะเห็นได้ว่ายิ่งความเร็วของโรเตอร์ต่ำลง แรงบิดก็จะมากขึ้นตามไปด้วย
ถูกต้องและมีปฏิกิริยา
จำนวนรอบการหมุนของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์นั้นน้อยกว่าจำนวนรอบการหมุนของใบพัดเครื่องบินอย่างมาก ดังนั้น ด้วยกำลังเครื่องยนต์เท่ากัน แรงบิดปฏิกิริยาของโรเตอร์เฮลิคอปเตอร์จึงมากกว่าแรงบิดของโรเตอร์เครื่องบินอย่างมาก
แรงบิดและโมเมนต์ปฏิกิริยายังแตกต่างกันไปขึ้นอยู่กับขนาดของแรงขับของโรเตอร์หลัก ตัวอย่างเช่น ในการเพิ่มแรงขับของใบพัด จำเป็นต้องเพิ่มระดับเสียงโดยรวม การเพิ่มขึ้นของระยะพิทช์ของใบพัดจะมาพร้อมกับโมเมนต์ความต้านทานต่อการหมุนที่เพิ่มขึ้น ดังนั้นเมื่อระยะพิทช์ของใบพัดเพิ่มขึ้น จำเป็นต้องเพิ่มแรงบิดที่จ่ายให้กับใบพัด หากไม่ทำเช่นนี้ จำนวนการหมุนของโรเตอร์หลักจะลดลง ซึ่งจะทำให้แรงขับของโรเตอร์หลักลดลง
ดังนั้น ในการเพิ่มแรงขับของโรเตอร์ จำเป็นต้องเพิ่มไม่เพียงแต่ระยะพิทช์ของใบพัดเท่านั้น แต่ยังต้องเพิ่มแรงบิดด้วย เพื่อจุดประสงค์นี้ มีการติดตั้งคันโยก "สเต็ปคันเร่ง" ในห้องนักบินของนักบิน ซึ่งเชื่อมต่อทางจลนศาสตร์กับเครื่องยนต์และกลไกที่เปลี่ยนระดับเสียงของใบพัด เมื่อคันบังคับเคลื่อนที่ แรงบิดและระยะพิทช์ของสกรูจะเปลี่ยนไปตามสัดส่วน และในขณะเดียวกันก็เกิดการเปลี่ยนแปลงแรงบิดปฏิกิริยาด้วย สำหรับเฮลิคอปเตอร์แบบใบพัดเดียว การเปลี่ยนแปลงแรงบิดปฏิกิริยาจำเป็นต้องเปลี่ยนแรงขับของโรเตอร์หางที่สอดคล้องกันเพื่อกำจัดการเลี้ยว

§ 15. แรงขับของโรเตอร์หาง
ขนาดของแรงขับของโรเตอร์หาง (รูปที่ 1.60) สามารถกำหนดได้จากความเท่าเทียมกัน

พลังงานที่ใช้โดยใบพัดจะลดลง และด้วยเหตุนี้ แรงขับที่ต้องการซึ่งสร้างโดยโรเตอร์ส่วนท้ายก็จะเพิ่มขึ้น
โรเตอร์หางทำงานภายใต้สภาวะการเป่าแบบเฉียง เนื่องจากในการบิน ระนาบการหมุนของมันไม่ได้ตั้งฉากกับทิศทางของการไหลที่กำลังมาถึง
เมื่อเป่าใบพัดแข็งอย่างเฉียง ความเร็วที่เปลี่ยนแปลงของการไหลจะกระทบกับใบพัดนั้น
ใบมีดจะทำให้เกิดเป็นระยะ
การเปลี่ยนแปลงแรงขับของใบมีดแต่ละใบจะทำให้เกิดการสั่นสะเทือน
เพื่อให้แรงขับของใบมีดเท่ากันในทุกมุมและ
ปลดใบมีดออกจากการกระทำ
โมเมนต์การดัดงอ ใบพัดของโรเตอร์หางจริงจะติดอยู่กับดุมโดยใช้บานพับแนวนอน ซึ่งช่วยให้ใบพัดสามารถเคลื่อนไหวแบบกระพือปีกได้
การมีบานพับตามแนวแกนในการออกแบบดุมใบพัดทำให้มั่นใจได้ว่าใบพัดจะหมุนสัมพันธ์กับ
แกนตามยาวซึ่งจำเป็นต่อการเปลี่ยนระดับเสียง
สำหรับเฮลิคอปเตอร์ขนาดใหญ่ บานพับแนวตั้งสามารถติดตั้งบนโรเตอร์หางได้
§ 16. กำลังโรเตอร์ที่มีอยู่
โรงไฟฟ้าของเฮลิคอปเตอร์สมัยใหม่ใช้เครื่องยนต์ลูกสูบหรือเครื่องยนต์เทอร์โบใบพัด
ลักษณะพิเศษของการทำงานของเครื่องยนต์ลูกสูบระบายความร้อนด้วยอากาศในเฮลิคอปเตอร์คือ
ความจำเป็นในการบังคับเป่าพื้นผิวระบายความร้อนของเครื่องยนต์โดยใช้พัดลมพิเศษ การบังคับระบายความร้อนของเครื่องยนต์บนเฮลิคอปเตอร์นั้นสัมพันธ์กับความเป็นไปได้ที่ไม่เพียงพอในการใช้แรงดันสูงเพื่อระบายความร้อนในการบินไปข้างหน้าและการขาดแรงกดดันในโหมดโฉบ เฮลิคอปเตอร์ที่ใช้เครื่องยนต์เทอร์โบพร็อปมักจะติดตั้งพัดลมเพื่อระบายความร้อนให้กับกระปุกเกียร์หลัก เครื่องทำความเย็นน้ำมัน เครื่องกำเนิดไฟฟ้า และหน่วยอื่นๆ เพื่อขับเคลื่อนพัดลม ส่วนหนึ่งของกำลังเครื่องยนต์ Noxl จะถูกใช้ไป
กำลังเครื่องยนต์ส่วนหนึ่งถูกใช้ไปกับการเอาชนะแรงเสียดทานในระบบส่งกำลังที่เชื่อมต่อกับเครื่องยนต์
สกรู Ntr สำหรับการหมุนโรเตอร์หาง Npв และสำหรับการขับเคลื่อนของปั๊มระบบไฮดรอลิกและยูนิตอื่น ๆ
นา
ดังนั้นกำลังที่ส่งไปยังโรเตอร์หลักจึงน้อยกว่ากำลังที่มีประสิทธิภาพ
เนพัฒนาบนเพลามอเตอร์
หากเราลบต้นทุนออกจากกำลังที่มีประสิทธิผล เราจะได้กำลังโรเตอร์ที่มีอยู่ Np
Np= Ne.- Noxl.- Nтp – Npв – Na
สำหรับเฮลิคอปเตอร์ต่างๆ Np คือ 75-85% Ne
กล่าวอีกนัยหนึ่ง การสูญเสียกำลังสำหรับหน่วยทำความเย็น ระบบเกียร์ ระบบบังคับเลี้ยว และชุดขับเคลื่อนมีจำนวนเท่ากับ
15-25% ของกำลังเครื่องยนต์ที่มีประสิทธิภาพ
กำลังเครื่องยนต์ที่มีประสิทธิภาพและกำลังของโรเตอร์ที่มีอยู่นั้นขึ้นอยู่กับความเร็วและระดับความสูง
อย่างไรก็ตาม เนื่องจากเฮลิคอปเตอร์มีความเร็วในการบินต่ำ อิทธิพลของความเร็วที่มีต่อ Ne และ Np จึงสามารถละเลยได้
ลักษณะของการเปลี่ยนแปลงกำลังที่มีอยู่จากระดับความสูงของการบินขึ้นอยู่กับประเภทของเครื่องยนต์และถูกกำหนด
ลักษณะความสูงของมัน (รูปที่ 1.61)

เป็นที่ทราบกันว่ากำลังของเครื่องยนต์ลูกสูบที่ไม่มีซูเปอร์ชาร์จเจอร์ที่ความเร็วคงที่พร้อมกับเพิ่มขึ้น
ความสูงลดลงเนื่องจากประจุน้ำหนักของส่วนผสมอากาศและเชื้อเพลิงที่เข้าสู่กระบอกสูบลดลง กำลังที่ส่งไปยังโรเตอร์หลักเปลี่ยนแปลงไปในทำนองเดียวกัน (รูปที่ 1.61/a)
กำลังของเครื่องยนต์ลูกสูบที่ติดตั้งซูเปอร์ชาร์จเจอร์ความเร็วเดียวจะเพิ่มขึ้นตามระดับความสูงของระดับความสูงที่ออกแบบ เนื่องจากการเพิ่มขึ้นของน้ำหนักของส่วนผสมอากาศและเชื้อเพลิง เนื่องจากอุณหภูมิโดยรอบลดลง และการไล่ล้างกระบอกสูบที่ดีขึ้น ด้วยการค่อยๆ เปิดแดมเปอร์อากาศแบบซุปเปอร์ชาร์จเจอร์ แรงดันเพิ่มจะคงที่ตามความสูงของการออกแบบ ที่ระดับความสูงที่ออกแบบ แดมเปอร์อากาศจะเปิดจนสุดและกำลังของเครื่องยนต์ถึงระดับสูงสุด เหนือความสูงของการออกแบบ กำลังที่มีประสิทธิภาพ และกำลังที่มีอยู่ของโรเตอร์หลัก จะลดลงในลักษณะเดียวกับเครื่องยนต์ที่ไม่มีซูเปอร์ชาร์จเจอร์ (รูปที่ 1.61, b)

สำหรับเครื่องยนต์ที่มีซูเปอร์ชาร์จเจอร์สองสปีด ลักษณะของการเปลี่ยนแปลงในกำลังที่มีประสิทธิผลและที่มีอยู่ตามฟังก์ชันของระดับความสูงในการบินจะแสดงไว้ในรูปที่ 1 1.61 ค.
สำหรับเครื่องยนต์เทอร์โบพร็อป ธรรมชาติของการพึ่งพากำลังของโรเตอร์ที่มีกับระดับความสูงของการบินจะแสดงในรูปที่ 1 1.61, g. การเพิ่มกำลังของเครื่องยนต์เทอร์โบโพรปในระดับความสูงหนึ่งนั้นอธิบายได้โดยระบบควบคุมที่นำมาใช้ซึ่งช่วยให้มั่นใจว่าอุณหภูมิของก๊าซที่อยู่หน้ากังหันจะเพิ่มขึ้นจนถึงระดับความสูงที่แน่นอน