INTRODUKSJON

Helikopterdesign er en kompleks prosess i utvikling som er delt inn i sammenhengende designfaser og stadier. Laget fly må tilfredsstille tekniske krav og oppfylle de tekniske og økonomiske egenskapene som er spesifisert i designspesifikasjonen. Teknisk oppgave inneholder den første beskrivelsen av helikopteret og dets egenskaper for flyytelse som sikrer høy økonomisk effektivitet og konkurranseevne til den konstruerte maskinen, nemlig: bæreevne, flyhastighet, rekkevidde, statisk og dynamisk tak, ressurs, holdbarhet og pris.

Referansebetingelsene er spesifisert på forskningsstadiet, hvor patentsøk, analyse av eksisterende tekniske løsninger, forsknings- og utviklingsarbeid utføres. Hovedoppgaven med pre-design forskning er søk og eksperimentell verifisering av nye prinsipper for funksjonen til det designede objektet og dets elementer.

På stadium av foreløpig design er det aerodynamiske skjemaet valgt, helikopterets utseende dannes og hovedparametrene beregnes for å sikre oppnåelse av den angitte flyytelsen. Disse parametrene inkluderer: helikopterets masse, fremdriftssystemets kraft, dimensjonene til hoved- og halerotoren, massen av drivstoffet, massen av instrumental og spesialutstyr. Beregningsresultatene brukes i utviklingen oppsettdiagram helikopter og tegne et sentreringsark for å bestemme plasseringen til massesenteret.

Utformingen av individuelle enheter og samlinger av helikopteret, tatt i betraktning de valgte tekniske løsningene, utføres på scenen for utvikling av en teknisk design. I dette tilfellet må parametrene til de utformede enhetene tilfredsstille verdiene som tilsvarer utkast design... Noen av parametrene kan raffineres for å optimalisere designet. Under teknisk design utføres aerodynamisk styrke og kinematiske beregninger av enheter, valg av strukturelle materialer og strukturelle skjemaer.

På det detaljerte designet, design av arbeids- og monteringstegninger av helikopteret, spesifikasjoner, plukklister og annet teknisk dokumentasjon i samsvar med aksepterte standarder

Denne artikkelen presenterer en metodikk for å beregne parametrene til et helikopter på stadium av foreløpig design, som brukes til å utføre kursprosjekt i disiplinen "Designing helicopters".

1. Beregning av den første tilnærmet startvekten for helikopteret

hvor er massen av nyttelasten, kg;

Mannskapsvekt, kg

Rekkevidde

2. Beregning av parametrene til helikopterets hovedrotor

2.1 Radius R, m, hovedrotor for helikopter med en rotor beregnet med formelen:

hvor er startvekten til helikopteret, kg;

g - fri fallakselerasjon lik 9,81 m / s 2;

s - spesifikk belastning på området feid av rotoren,

=3,14.

Spesifikk lastverdi s på området som er feid bort av skruen er valgt i henhold til anbefalingene presentert i arbeidet / 1 /: hvor s= 280

Vi tar radius av rotoren lik R= 7.9

Vinkelhastighet , s -1, er rotorens rotasjon begrenset av verdien av den perifere hastigheten R endene på bladene, som avhenger av startvekten til helikopteret og var R= 232 m / s.

C -1.

Rpm

2.2 Relative lufttettheter på statiske og dynamiske tak

2.3 Beregning av økonomisk hastighet på bakken og ved det dynamiske taket

Det relative arealet til den tilsvarende skadelige platen bestemmes:

Hvor S eh= 2.5

Verdien av den økonomiske hastigheten på bakken beregnes V s, km / t:

hvor Jeg = 1,09…1,10 er induksjonskoeffisienten.

Km / time.

Verdien av den økonomiske hastigheten ved det dynamiske taket beregnes V dekanus, km / t:

hvor Jeg = 1,09…1,10 er induksjonskoeffisienten.

Km / time.

2.4 De relative verdiene for maksimum og økonomisk på det dynamiske taket beregnes horisontale flyhastigheter:

hvor V maks\u003d 250 km / t og V dekanus \u003d 182,298 km / t - flyhastighet;

R\u003d 232 m / s - knivenes perifere hastighet.

2.5 Beregning av det tillatte forholdet mellom skyvekraft og rotorfylling for maksimal hastighet på bakken og for økonomisk hastighet ved det dynamiske taket:

på

2.6 Hovedrotorkraftkoeffisienter ved bakken og ved det dynamiske taket:

2.7 Beregning av rotorfylling:

Hovedrotorfylling beregnet for tilfeller av fly med maksimal og økonomisk hastighet:

Som en beregnet fyllingsverdi rotoren er adoptert største verdi av Vmax og V dekanus:

Vi aksepterer

Akkordlengde b og forlengelse rotorbladene vil være like:

Hvor zl er antall rotorblad (zl \u003d 3)

2.8 Relativ økning i hovedrotorens skyvekraft for å kompensere for den aerodynamiske motstanden i skroget og den horisontale halen:

hvor Sf er området for den horisontale projeksjonen av skroget;

S go - området av den horisontale halen.

S f \u003d 10 m 2;

Sth \u003d 1,5 m 2.

3. Beregning av kraften til helikopterets fremdriftssystem.

3.1 Effektberegning når du henger i et statisk tak:

Den spesifikke effekten som kreves for å kjøre hovedrotoren i svevemodus på det statistiske taket, beregnes med formelen:

hvor N H st. - nødvendig kraft, W;

m 0 startvekt, kg;

g - fri fallakselerasjon, m / s 2;

s - spesifikk belastning på området feid bort av rotoren, N / m 2;

st. - relativ tetthet av luft i høyden av det statiske taket;

0 - relativ effektivitet hovedrotor i svevemodus ( 0 =0.75);

Relativ økning i rotorkraft for å balansere den aerodynamiske luftmotstanden i skroget og den horisontale halen:

3.2 Beregning av effekttetthet i nivåflyging ved maksimal hastighet

Den spesifikke kraften som kreves for å kjøre hovedrotoren i nivåflyging med maksimal hastighet, beregnes med formelen:

hvor er den perifere hastigheten til endene av bladene;

Relativ ekvivalent farlig plate;

Jeg eh - induksjonskoeffisienten, bestemt avhengig av flyhastigheten ved hjelp av følgende formler:

Ved km / t,

I km / t.

3.3 Beregning av effekttetthet under flyging i et dynamisk tak med økonomisk hastighet

Den spesifikke effekten til hovedrotordrevet i det dynamiske taket er lik:

hvor dekanus - den relative tettheten av luft i det dynamiske taket,

V dekanus - helikopterets økonomiske hastighet i det dynamiske taket,

3.4 Beregning av effekttetthet under flyging nær bakken med økonomisk hastighet i tilfelle svikt av en motor under start

Effekttettheten som kreves for å fortsette start med økonomisk hastighet i tilfelle en enkelt motorfeil, beregnes med formelen:

hvor er den økonomiske hastigheten på bakken,

3.5 Beregning av spesifikke reduserte krefter for forskjellige tilfeller av flyging

3.5.1 Spesifikk redusert kraft når du svever over et statisk tak er lik:

hvor er den spesifikke gasskarakteristikken, som avhenger av høyden på det statiske taket H st. og beregnes med formelen:

0 - fremdriftssystemets effektutnyttelsesfaktor i svevemodus, hvis verdi avhenger av helikopterets startvekt m 0 :

Når m 0 < 10 тонн

På 10 25 tonn

Når m 0\u003e 25 tonn

3.5.2 Spesifikk redusert effekt i nivåflyging med maksimal hastighet er lik:

hvor er effektutnyttelsesfaktoren ved maksimal flyhastighet,

Gassegenskaper til motorer, avhengig av flyhastighet V maks :

3.5.3 Spesifikk redusert kraft under flyging i et dynamisk tak med økonomisk hastighet V dekanus er lik:

hvor er effektutnyttelsesfaktoren ved den økonomiske flyhastigheten,

og - graden av struping av motorene, avhengig av høyden på det dynamiske taket H og flyhastighet V dekanus i henhold til følgende strupegenskaper:

3.5.4 Spesifikk redusert kraft under flyging nær bakken med økonomisk hastighet i tilfelle svikt av en motor under start er lik:

hvor er effektutnyttelsesfaktoren ved den økonomiske flyhastigheten,

Graden av struping av motoren i nøddrift,

n \u003d 2 - antall helikoptermotorer.

3.5.5 Beregning av den nødvendige kraften til fremdriftssystemet

For å beregne den nødvendige kraften til fremdriftssystemet, velges maksimumsverdien for spesifikk redusert effekt:

kraft krav N fremdriftssystemet til helikopteret vil være lik:

hvor m 0 1 - startvekt av helikopteret,

g \u003d 9,81 m 2 / s - gravitasjonsakselerasjon.

Ti,

3.6 Motorvalg

Vi aksepterer to turbosaksmotorer VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) med en total effekt på hver N\u003d 1,405 10 6 W

VK-2500-motoren (TV3-117VMA-SB3) er designet for installasjon på nye generasjoner av helikoptre, samt for erstatning av motorer på eksisterende helikoptre for å forbedre flyytelsen. Den er opprettet på grunnlag av den seriell sertifiserte TV3-117VMA-motoren og er produsert på Federal State Unitary Enterprise “Anlegg oppkalt etter V.Ya. Klimov ".

4. Beregning av drivstoffmasse

For å beregne massen av drivstoff som gir et gitt flyområde, er det nødvendig å bestemme marsjfarten V cr... Marsjfarten beregnes etter metoden for suksessive tilnærminger i følgende sekvens:

a) verdien av marsjfarten til den første tilnærmingen er tatt:

km / t;

b) induksjonskoeffisienten beregnes Jeg eh:

I km / t

I km / t

c) den spesifikke kraften som kreves for å kjøre hovedrotoren under flyging i cruise-modus bestemmes:

hvor er den maksimale verdien av den spesifikke reduserte effekten til fremdriftssystemet,

Effektendringsfaktor avhengig av flyhastighet V cr 1, beregnet med formelen:

d) Marsjfarten til den andre innflygningen beregnes:

e) Den relative avviket til hastighetene til den første og andre tilnærmingen bestemmes:

Når marsjhastigheten til den første tilnærmingen er spesifisert V cr 1, blir den tatt lik den beregnede hastigheten til den andre tilnærmingen. Deretter gjentas beregningen fra punkt b) og slutter på betingelse.

Spesifikt drivstofforbruk beregnes med formelen:

hvor er endringskoeffisienten i spesifikt drivstofforbruk avhengig av motorens driftsmodus,

Endringskoeffisient i spesifikt drivstofforbruk avhengig av flyhastighet,

Spesifikt drivstofforbruk i startmodus.

I tilfelle en cruisetur godtas det:

Ved kW;

Ved kW.

Kg / W time,

Masse drivstoff brukt på fly m t vil være lik:

hvor forbrukes den spesifikke kraften i marsjfart,

Marsjfart,

L - rekkevidde for flyturen.

5. Bestemmelse av massen av komponenter og samlinger av helikopteret.

5.1 Massen til rotorbladene bestemmes av formelen:

hvor R - rotorens radius,

- fylle rotoren,

Kg,

5.2 Massen til hovedrotornavet beregnes etter formelen:

hvor k tir - vektkoeffisient for bøsninger av moderne design,

k l - påvirkningskoeffisient for antall kniver på hylsen.

I beregningen kan du ta:

Kg / kN,

derfor, som et resultat av transformasjonene, får vi:

For å bestemme massen til hovedrotoren, er det nødvendig å beregne sentrifugalkraften som virker på bladene N sentralbank (i kN):

KN,

kg.

5.3 Vekt på boosterkontrollsystemet, som inkluderer swashplate, hydrauliske boostere, hydraulisk kontrollsystem til hovedrotoren beregnes med formelen:

hvor b - bladakkord,

k boo - vektkoeffisienten til boosterkontrollsystemet, som kan tas lik 13,2 kg / m 3.

Kg.

5.4 Vekter av det manuelle kontrollsystemet:

hvor k rU er vektkoeffisienten til det manuelle kontrollsystemet, tatt for helrotoptre med en rotor, lik 25 kg / m.

Kg.

5.5 Hovedgirkassens masse avhenger av dreiemomentet på hovedrotorakselen og beregnes med formelen:

hvor k red - vektkoeffisient, hvis gjennomsnittsverdi er 0,0748 kg / (Nm) 0,8.

Maksimalt dreiemoment på rotorakselen bestemmes gjennom den reduserte kraften til fremdriftssystemet N og rotorhastighet :

hvor 0 - fremdriftssystemets effektutnyttelsesfaktor, hvis verdi tas avhengig av helikopterets startvekt m 0 :

Når m 0 < 10 тонн

På 10 25 tonn

Når m 0\u003e 25 tonn

N m,

Vekt på hovedgirkasse:

Kg.

5.6 For å bestemme massen til halerotordrivenhetene, beregnes dens skyvekraft T pv :

hvor M nv - dreiemoment på rotorakselen,

L pv - avstanden mellom aksene til hoved- og halerotoren.

Avstanden mellom aksene til hoved- og halerotoren er lik summen av radiene og klaring mellom endene av bladene:

hvor - avstanden som er lik 0,15 ... 0,2 m,

Halerotorens radius, som avhengig av helikopterets startvekt, er:

Når t,

Når t,

Når t.

Makt N pv, brukt på rotasjonen av halerotoren, beregnes med formelen:

hvor 0 - den relative effektiviteten til halerotoren, som kan tas lik 0,6 ... 0,65.

Ti,

Moment M pvoverført av rattstangen er:

N m,

hvor er hastigheten på styreakselen,

med -1,

Dreiemomentet overføres av overføringsakselen, N m, med en hastighet n på= 3000 o / min er lik:

N m,

Vekt m på girkasse:

hvork på - vektkoeffisient for overføringsakselen, som er 0,0318 kg / (Nm) 0,67.

Vekt m etc av mellomgirkassen er lik:

hvor k etc - vektingsfaktor for mellomgiret lik 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Vekt på halen utstyret som roterer halen rotoren:

hvor k xp vektingsfaktoren for bakgiret, hvis verdi er 0,105 kg / (Nm) 0,8

kg.

5.7 Vekten og hoveddimensjonene til halerotoren beregnes avhengig av skyvekraften T pv .

Trykk koeffisient C pv halerotor er lik:

Fylle halerotorbladene pv beregnet på samme måte som for hovedrotoren:

hvor er den tillatte verdien av forholdet mellom skyvekoeffisienten og fyllingen av halerotoren.

Akkordlengde b pv og forlengelse pv halerotorbladene beregnes etter formlene:

hvor z pv er antall halerotorblader.

Vekt på halerotorbladene m lr beregnet ved hjelp av den empiriske formelen:

Sentrifugalkraftverdi N cBDvirker på halerotorbladene og absorberes av navhengslene,

Vekt på halerotorhylsen m tir beregnet med samme formel som for hovedrotoren:

hvor N sentralbank - sentrifugalkraft som virker på bladet,

k tir - vektkoeffisienten for hylsen, tatt lik 0,0527 kg / kN 1,35

k z - vektkoeffisient, avhengig av antall kniver og beregnet av formelen:

5.8 Beregning av massen til helikopterets fremdriftssystem

Den spesifikke tyngdekraften til helikopterets fremdriftssystem dv beregnet ved hjelp av den empiriske formelen:

hvor N fremdriftssystemets kraft.

Framdriftssystemets masse vil være lik:

kg.

5.9 Beregning av massen på skroget og helikopterutstyr

Helikopterkroppens masse beregnes med formelen:

hvor S ohm - arealet av den vasket overflaten av skroget, som bestemmes av formelen:

M 2,

m 0 - startvekt for den første tilnærmingen,

k f - koeffisient lik 1.7.

kg,

Vekt drivstoffsystem:

hvor m t - masse drivstoff brukt på fly,

k mf vektingsfaktoren tatt for drivstoffsystemet lik 0,09.

Kg,

Helikopterlandingsutstyrets masse er:

hvor k w - vektfaktor avhengig av chassisdesign:

For ikke uttrekkbart chassis,

For uttrekkbart landingsutstyr.

kg,

Helikopterets elektriske utstyr beregnes med formelen:

hvor L pv - avstanden mellom aksene til hoved- og halerotoren,

z l - antall rotorblad,

R - rotorens radius,

l - den relative forlengelsen av rotorbladene,

k etc og k e-post - vektfaktorer for elektriske ledninger og annet elektrisk utstyr, hvis verdier er lik:

kg,

Vekt av annet helikopterutstyr:

hvor k etc vektingsfaktoren, hvis verdi er 2.

kg.

5.10 Beregning av den andre startmassen for tilnærmet helikopter

Massen til et tomt helikopter er lik summen av massene til hovedenhetene:

Andre tilnærmet startvekt for helikopter m 02 vil være lik summen:

hvor m t - drivstoffvekt,

m gr - massen av nyttelasten,

m ekv - massen til mannskapet.

kg,

6. Beskrivelse av helikopteroppsettet

Det projiserte helikopteret er laget i henhold til en enkeltrotorordning med en halerotor, to gassturbinemotorer og to-støtte ski. Skroget til et helikopter av rammetypen består av en nese og en sentral del, en hale og endebjelker. I baugen er det en mannskapshytte med to seter, bestående av to piloter. Hyttevinduer gir god oversikt, høyre og venstre glideblære er utstyrt med nødutløsningsmekanismer. I den sentrale delen er det en hytte med dimensjonene 6,8 x 2,05 x 1,7 m, og en sentral skyvedør med dimensjonene 0,62 x 1,4 m med en nødutløsermekanisme. Bagasjerommet er designet for å transportere gods som veier opptil 2 tonn og er utstyrt med sammenleggbare seter for 12 passasjerer, samt noder for å feste 5 bårer. I passasjerversjonen er det 12 seter i cockpiten, installert med et trinn på 0,5 m og en passasje på 0,25 m; og bak er det en åpning for ryggen inngangsdørbestående av to blader.

Halebommen er av en naglet bjelke-stringer-type med arbeidshud, utstyrt med noder for å feste en kontrollert stabilisator og halestøtte.

En stabilisator med en størrelse på 2,2 m og et areal på 1,5 m 2 med en NACA 0012-profil med en enkelt spar-design, med et sett med ribber og duralumin og lerretskappe.

To-støttede ski, selvorienterende frontstøtte, dimensjoner 500 x 185 mm, hovedstøtter av formet type med flytende gass-to-kammer støtdempere med dimensjoner på 865 x 280 mm. Halestøtten består av to stag, en støtdemper og en ambolt; skispor 2m, skibase 3,5m.

Hovedrotor med hengslede kniver, hydrauliske dempere og pendulvibrasjonsdempere, installert med en fremoverhelling på 4 ° 30 ". Hele metallblad består av en presset bjelke laget av AVT-1 aluminiumslegering, herdet av arbeidsherdende stålhengsler på et vibrasjonsbord, en haleseksjon, en stålspiss og en stålspiss Bladene har en rektangulær form i plan med en akkord på 0,67 m og NACA 230-profiler og en geometrisk vri på 5%, den perifere hastigheten på endene på bladene er 200 m / s, bladene er utstyrt med et visuelt signaleringssystem om skader på bjelken og en elektrisk termisk anti-ising enhet.

Halerotor med en diameter på 1,44 m, trebladet, skyvende, med et kardan-nav og rektangulære kniver av metall i plan, med en akkord på 0,51 m og en NACA 230M-profil.

Kraftverket består av to turbo-gass turbinemotorer med en gratis turbin VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) av St. V.Ya. Klimov med en total effekt på hver N \u003d 1405 W, installert på toppen av skroget og lukket av en felles hette med åpningsklaffer. Motoren har en ni-trinns aksialkompressor, et ringformet forbrenningskammer og en to-trinns turbin, og motorene er utstyrt med støvbeskyttelsesinnretninger.

Girkassen består av hoved-, mellom- og bakgirkasser, bremseaksler og en rotor. Hovedgirkassen VR-8A er i tre trinn, gir kraftoverføring fra motorene til hovedrotoren, halerotoren og viften for kjøling, motoroljekjølere og hovedgirkassen; den totale kapasiteten til oljesystemet er 60 kg.

Kontrollen er duplisert, med stive ledninger og hydrauliske boostere drevet fra hoved- og reservehydraulikksystemene. AP-34B firekanals autopilot gir stabilisering av helikopteret under flyging når det gjelder rull, kurs, stigning og høyde. Det viktigste hydrauliske systemet gir kraft til alle hydrauliske enheter, og den overflødige - bare hydrauliske boostere.

Varme- og ventilasjonssystemet gir oppvarmet eller kald luft til cockpittene og passasjerene, anti-icing-systemet beskytter rotor- og halerotorbladene, cockpitvinduene foran og motorens luftinntak mot ising.

Utstyret for instrumentflyging i komplekse meteorologiske forhold, dag og natt, inkluderer to kunstige horisonter, to NV-hastighetsindikatorer, et kombinert kurssystem GMK-1A, et automatisk radiokompass og et RV-3 radiohøydemåler.

Kommunikasjonsutstyr inkluderer kommando VHF-radiostasjoner R-860 og R-828, kommunikasjon HF-radiostasjoner R-842 og "Karat", flyintercom SPU-7.

7. Beregning av sentrering av helikopteret

Tabell 1. Sentreringsark med tomt helikopter

Statiske øyeblikk beregnes M cx jeg og M su jeg i forhold til koordinataksene:

Koordinatene til massesenteret til hele helikopteret beregnes ved hjelp av formlene :

Tabell 2. Sentreringsliste med maksimal belastning

Tabell 3. Sentreringsark med 5% gjenværende drivstoff og full nyttelast

Senter for massekoordinatertomt helikopter: x0 \u003d -0,003; y0 \u003d -1,4524;

Senter for massekoordinater med maksimal belastning: x0 \u003d 0,0293; y0 \u003d -2,0135;

Massekoordinatsenter med 5% gjenværende drivstoff og full kommersiell belastninghardt: x 0 \u003d -0,0678; y 0 = -1,7709.

Konklusjon

I dette kursprosjektet ble det gjort beregninger av startvekten til helikopteret, massen av komponentene og enhetene, samt helikopterets utforming. Under monteringsprosessen ble justeringen av helikopteret avklart, hvis beregning foregikk med utarbeidelse av en vektrapport basert på vektberegningene til enhetene og kraftverket, lister over utstyr, utstyr, last osv. Formålet med designet er å bestemme den optimale kombinasjonen av helikopterets hovedparametere og dets systemer, og sikre oppfyllelsen av de spesifiserte kravene.

Kurs om design

Lett helikopter

1 Utvikling av taktiske og tekniske krav. 2

2 Beregning av helikopterets parametere. 6

2.1 Beregning av massen av nyttelasten. 6

2.2 Beregning av parametrene til helikopterets hovedrotor. 6

2.3 Relative lufttettheter på statiske og dynamiske tak 8

2.4 Beregning av den økonomiske hastigheten på bakken og ved det dynamiske taket. 8

2.5 Beregning av de relative verdiene for de maksimale og økonomiske horisontale flyhastighetene i det dynamiske taket. ti

2.6 Beregning av tillatte forhold mellom skyvekoeffisienten til rotorens fylling for maksimal hastighet på bakken og for den økonomiske hastigheten ved det dynamiske taket. ti

2.7 Beregning av skyvekoeffisientene til hovedrotoren på bakken og på det dynamiske taket 11

2.8 Beregning av fyllingen av rotoren. 12

2.9 Bestemmelse av den relative økningen i rotorkraft for å kompensere for den aerodynamiske luftmotstanden i skroget og den horisontale halen. tretten

3 Beregning av kraften til fremdriftssystemet til helikopteret. tretten

3.1 Effektberegning når du henger i et statisk tak. tretten

3.2 Beregning av effekttetthet i nivåflyging ved maksimal hastighet. fjorten

3.3 Beregning av spesifikk kraft under flyging i et dynamisk tak med økonomisk hastighet

3.4 Beregning av effekttetthet under flyging nær bakken med økonomisk hastighet i tilfelle svikt av en motor under start. femten

3.5 Beregning av spesifikke reduserte krefter for forskjellige tilfeller av flyging 16

3.5.1 Beregning av spesifikk redusert effekt når du svever over et statisk tak 16

3.5.2 Beregning av spesifikk redusert effekt i nivåflyging med maksimal hastighet. seksten

3.5.3 Beregning av spesifikk redusert effekt under flyging ved dynamisk tak med økonomisk hastighet .. 17

3.5.4 Beregning av spesifikk redusert effekt under flyging nær bakken med økonomisk hastighet i tilfelle svikt i en motor. atten

3.5.5 Beregning av den nødvendige kraften til fremdriftssystemet. 19

3.6 Valg av motorer. 19

4 Beregning av drivstoffmasse. 20

4.1 Beregning av marsjfarten til den andre tilnærmingen. 20

4.2 Beregning av spesifikt drivstofforbruk. 22

4.3 Beregning av drivstoffmasse. 23

5 Bestemmelse av massen av komponenter og samlinger av helikopteret. 24

5.1 Beregning av massen til rotorbladene. 24

5.2 Beregning av massen til hovedrotornavet. 24

5.3 Beregning av massen til boosterkontrollsystemet. 25

5.4 Beregning av massen til det manuelle kontrollsystemet. 25

5.5 Beregning av massen til hovedgirkassen. 26

5.6 Beregning av massen til halerotorene. 27

5.7 Beregning av massen og grunnleggende dimensjoner til halerotoren. tretti

5.8 Beregning av massen til helikopterets fremdriftssystem. 32

5.9 Beregning av massen på skroget og helikopterutstyr. 32

5.10 Beregning av den andre startmassen for tilnærmet helikopter. 35

6 Beskrivelse av helikopterets utforming. 36

Referanser .. 39

1 Utvikling av taktiske og tekniske krav

Den designede gjenstanden er et lett enkeltrotorhelikopter med en maksimal startvekt på 3500 kg. Vi velger 3 prototyper på en slik måte at deres maksimale startvekt er i området 2800-4375 kg. Prototypene er lette helikoptre: Mi-2, Eurocopter EC 145, Ansat.

Tabell 1.1 viser deres taktiske og tekniske egenskaper som kreves for beregningen.

Tabell 1.1- Taktiske og tekniske egenskaper til prototyper

Figur 1.1, 1.2 og 1.3 viser prototypeskjemaer.

Figur 1.1 - Diagram over Mi-2-helikopteret

Figur 1.2 - Diagram over Eurocopter EC 145-helikopteret

Figur 1.3 - Diagram over Ansat-helikopteret

Av taktiske og tekniske egenskaper og prototypeskjemaer, bestemmer vi gjennomsnittsverdiene for mengdene og innhenter de første dataene for utformingen av helikopteret.

Tabell 1.2 - Innledende data for helikopterdesign

2 Beregning av helikopterparametere

2.1 Beregning av nyttelastmassen

Formel (2.1.1) for å bestemme massen av nyttelasten:

hvor m mg er massen av nyttelasten, kg; m eq er massen til mannskapet, kg; L - rekkevidde, km; m 01 - maksimal startvekt for helikopteret, kg.

Nyttelastvekt:

2.2 Beregning av parametrene til helikopterets hovedrotor

Radius R, m, blir hovedrotoren til et enkeltrotorhelikopter beregnet med formelen (2.2.1):

, (2.2.1)

hvor m 01 - helikopterets startvekt, kg; g - fri fallakselerasjon lik 9,81 m / s 2; s - spesifikk belastning på området feid av rotoren, p \u003d 3.14.

Vi tar radius av rotoren lik R= 7,2 m.

Bestem verdien av periferihastigheten wR endene av bladene fra diagrammet vist i figur 3:

Figur 3 - Diagram over avhengigheten av bladhastigheten til bladets hastighet for konstante verdier M 90 og μ

Når V maks \u003d 258 km / t wR = 220 m / s.

Bestem vinkelhastigheten w, s -1, og hovedrotorhastigheten i henhold til formlene (2.2.2) og (2.2.3):

2.3 Relative lufttettheter på statiske og dynamiske tak

De relative lufttettheter på statiske og dynamiske tak bestemmes av henholdsvis formler (2.3.1) og (2.3.2):

2.4 Beregning av økonomisk hastighet på bakken og i det dynamiske taket

Det relative arealet bestemmes S e av den tilsvarende skadelige platen i henhold til formelen (2.4.1):

hvor S E er bestemt fra figur 4.

Figur 4 - Endring i området til den tilsvarende skadelige platen til forskjellige transporthelikoptre

Vi aksepterer S E \u003d 1,5

Verdien av den økonomiske hastigheten på bakken beregnes V s, km / t:

hvor Jeg induksjonskoeffisient:

Jeg =1,02+0,0004V maks = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

Verdien av den økonomiske hastigheten ved det dynamiske taket beregnes V din, km / t:

2.5 Beregning av de relative verdiene for de maksimale og økonomiske horisontale flyhastighetene i det dynamiske taket

Beregningen av de relative verdiene for de maksimale og økonomiske horisontale flyhastighetene i det dynamiske taket utføres i henhold til formlene (2.5.1) og (2.5.2):

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Beregning av tillatte forhold mellom skyvekoeffisienten og rotorens fylling for maksimal hastighet på bakken og for den økonomiske hastigheten ved det dynamiske taket

Siden formelen (2.6.1) for forholdet mellom tillatt skyvekoeffisient og fylling av hovedrotoren for maksimal hastighet på bakken har formen:

Formel (2.6.2) for forholdet mellom den tillatte skyvekoeffisienten og fyllingen av rotoren for den økonomiske hastigheten i det dynamiske taket:

2.7 Beregning av skyvekoeffisientene til hovedrotoren på bakken og i det dynamiske taket

Beregningen av rotorkraftkoeffisientene på bakken og på det dynamiske taket utføres i henhold til formlene (2.7.1) og (2.7.2):

2.8 Beregning av fylling av hovedrotoren

Hovedrotorfylling s beregnet for tilfeller av fly med maksimal og økonomisk hastighet:

Som en beregnet fyllingsverdi s hovedrotorverdien er hentet fra tilstand (2.8.3):

vi aksepterer.

Akkordlengde b og forlengelse l rotorbladene vil være like:

2.9 Bestemmelse av den relative økningen i rotorkraft for å kompensere for den aerodynamiske luftmotstanden i skroget og den horisontale halen

Den relative økningen i rotorkraften for å kompensere for den aerodynamiske motstanden i skroget og den horisontale halen er tatt.

3 Beregning av kraften til helikopterets fremdriftssystem

3.1 Effektberegning når du henger i et statisk tak

Den spesifikke effekten som kreves for å kjøre hovedrotoren i svevemodus på det statistiske taket, beregnes med formelen (3.1.1)

hvor N H st er den nødvendige kraften, W;

Gasskarakteristikk, som avhenger av høyden på det statiske taket og beregnes av formelen (3.1.2)

m 0 - startvekt, kg;

g - fri fallakselerasjon, m / s 2;

s - spesifikk belastning på området feid bort av rotoren, N / m 2;

D Art - den relative tettheten av luft i høyden av det statiske taket;

h 0 - relativ effektivitet hovedrotor i svevemodus ( h 0 =0.75);

Relativ økning i rotorkraft for å balansere skrogetes aerodynamiske luftmotstand:

3.2 Beregning av effekttetthet i nivåflyging ved maksimal hastighet

Den spesifikke kraften som kreves for å kjøre hovedrotoren i nivåflyging med maksimal hastighet, beregnes med formelen (3.2.1)

hvor er den perifere hastigheten til endene av bladene;

Relativ ekvivalent farlig plate;

Induksjonskoeffisient bestemt av formelen (3.2.2)

3.3 Beregning av effekttetthet under flyging i et dynamisk tak med økonomisk hastighet

Den spesifikke effekten til hovedrotordriven i det dynamiske taket er lik:

hvor er den relative tettheten av luft i det dynamiske taket;

Helikopterets økonomiske hastighet i det dynamiske taket;

3.4 Beregning av effekttetthet under flyging nær bakken med økonomisk hastighet i tilfelle svikt av en motor under start

Den spesifikke effekten som kreves for å fortsette start med en økonomisk hastighet i tilfelle svikt i en motor, beregnes med formelen (3.4.1)

hvor er den økonomiske hastigheten på bakken;

3.5 Beregning av spesifikke reduserte krefter for forskjellige tilfeller av flyging

3.5.1 Beregning av spesifikk redusert effekt når du svever i et statisk tak

Beregningen av spesifikk redusert effekt når du svever over et statisk tak, utføres i henhold til formelen (3.5.1.1)

hvor er den spesifikke gassegenskapen:

x 0 - fremdriftssystemets effektutnyttelsesfaktor i svevemodus. Siden massen av det projiserte helikopteret er 3,5 tonn;

3.5.2 Beregning av spesifikk redusert effekt i nivåflyging med maksimal hastighet

Beregningen av spesifikk redusert effekt i nivåflyging ved maksimal hastighet utføres i henhold til formelen (3.5.2.1)

hvor er effektutnyttelsesfaktoren ved maksimal flyhastighet,

Gassegenskaper til motorer avhengig av flyhastighet:

3.5.3 Beregning av spesifikk redusert effekt under flyging ved dynamisk tak med økonomisk hastighet

Beregningen av spesifikk redusert effekt under flyging i et dynamisk tak med økonomisk hastighet utføres i henhold til formelen (3.5.3.1)

hvor er effektutnyttelsesfaktoren ved den økonomiske flyhastigheten,

og - graden av struping av motorene, avhengig av høyden på det dynamiske taket H og flyhastighet V din i samsvar med følgende strupegenskaper:

3.5.4 Beregning av spesifikk redusert effekt under flyging nær bakken med økonomisk hastighet i tilfelle svikt i en motor

Beregningen av den spesifikke reduserte effekten under flyging nær bakken med økonomisk hastighet i tilfelle svikt i en motor utføres i henhold til formelen (3.5.4.1)

hvor er effektutnyttelsesfaktoren ved den økonomiske flyhastigheten;

Graden av gasspjeld i nøddrift;

Antall helikoptermotorer;

Graden av gasspjeld når du flyr nær bakken med økonomisk hastighet:

3.5.5 Beregning av den nødvendige kraften til fremdriftssystemet

For å beregne den nødvendige kraften til fremdriftssystemet, velges verdien av den spesifikke reduserte effekten fra tilstanden (3.5.5.1)

kraft krav N fremdriftssystemet til helikopteret vil være lik:

hvor er startvekten til helikopteret;

g \u003d 9,81 m 2 / s - fri fallakselerasjon;

3.6 Motorvalg

Vi aksepterer to gasturbinemotorer GTD-1000T med en total effekt på 2 × 735,51 kW. Vilkåret er oppfylt.

4 Beregning av drivstoffmasse

4.1 Beregning av marsjfarten til den andre innflygningen

Vi tar verdien av marsjfarten til den første tilnærmingen.

Siden vi beregner induksjonskoeffisienten med formelen (4.1.1):

Vi bestemmer den spesifikke effekten som kreves for å kjøre hovedrotoren under flyging i cruisemodus i henhold til formelen (4.1.2):

hvor er den maksimale verdien av den spesifikke reduserte effekten til fremdriftssystemet,

Effektendringsfaktor avhengig av flyhastighet, beregnet med formelen:

Vi beregner marsjfarten til den andre tilnærmingen:

Bestem den relative avviket til marsjhastighetene i første og andre tilnærming:

Siden vi foredler marsjfarten til den første tilnærmingen, blir det tatt å være lik den beregnede hastigheten til den andre tilnærmingen. Deretter gjentar vi beregningen med formler (4.1.1) - (4.1.5):

Vi aksepterer.

4.2 Beregning av spesifikt drivstofforbruk

Vi beregner det spesifikke drivstofforbruket etter formelen (4.2.1):

hvor er endringskoeffisienten i spesifikt drivstofforbruk avhengig av motorens driftsmodus,

Endringskoeffisienten i spesifikt drivstofforbruk avhengig av flyhastigheten, som bestemmes av formelen (4.2.2):

Spesifikt drivstofforbruk i startmodus ,;

Endringskoeffisient i spesifikt drivstofforbruk avhengig av temperatur,

Endringskoeffisient i spesifikt drivstofforbruk avhengig av flyhøyde;

4.3 Beregning av drivstoffmasse

Massen drivstoff brukt på flyturen vil være lik:

, (4.3.1)

hvor er den spesifikke kraften som forbrukes i marsjfart;

Marsjfart;

Spesifikt drivstofforbruk;

L - rekkevidde for flyging

5 Bestemmelse av massen av komponenter og samlinger av helikopteret

5.1 Beregning av massen til rotorbladene

Massen til rotorbladene bestemmes av formelen (5.1.1):

hvor R - rotorens radius;

s - fylle rotoren;

5.2 Beregning av massen til hovedrotornavet

Hovedrotornavmassen beregnes med formelen (5.2.1):

hvor er vektkoeffisienten til bøsninger av moderne design ,;

Innflytelseskoeffisienten til antall kniver på hylsen, som beregnes med formelen (5.2.2):

Sentrifugalkraft som virker på bladet, som beregnes med formelen (5.2.3):

5.3 Beregning av massen til boosterkontrollsystemet

Booster-kontrollsystemet inkluderer en swashplate, hydrauliske boostere og et hydraulisk kontrollsystem for hovedrotoren. Beregningen av massen til boosterkontrollsystemet utføres i henhold til formelen (5.3.1):

hvor b - bladakkord;

Vektfaktoren til boosterkontrollsystemet, som kan tas lik 13,2 kg / m 3;

5.4 Beregning av vekten til det manuelle kontrollsystemet

Beregningen av massen til det manuelle kontrollsystemet utføres i henhold til formelen (5.4.1):

hvor er vektkoeffisienten til det manuelle kontrollsystemet, tatt for helrotoptre med en rotor lik 25 kg / m,

5.5 Beregning av massen til hovedgirkassen

Hovedgirkassens masse avhenger av dreiemomentet på hovedrotorakselen og beregnes med formelen (5.5.1):

hvor er vektkoeffisienten, hvis gjennomsnittsverdi er 0,0748 kg / (Nm) 0,8.

Maksimalt dreiemoment på rotorakselen bestemmes gjennom den reduserte fremdriften til drivsystemet N og rotorhastigheten w:

hvor er fremdriftssystemets effektutnyttelsesfaktor, hvis verdi er tatt avhengig av helikopterets startvekt. Siden da;

5.6 Beregning av massen til halerotorene

Bakrotorens skyvekraft beregnes:

hvor er dreiemomentet på rotorakselen;

Avstanden mellom aksene til hoved- og halerotoren.

Avstand L mellom aksene til hoved- og halerotoren er lik summen av deres radier og klaring d mellom endene av bladene:

hvor er gapet tatt lik 0,15 ... 0,2 m;

Halerotorens radius. Siden da

Effekten som forbrukes for rotasjonen av halerotoren beregnes med formelen (5.6.3):

hvor er den relative effektiviteten til halerotoren, som kan tas lik 0,6 ... 0,65.

Dreiemomentet som overføres av styreakselen er:

hvor er rotasjonsfrekvensen til styreakselen, som er funnet med formelen (5.6.5):

Dreiemomentet som overføres av overføringsakselen med en hastighet på rpm er:

Vekt m i girkassen:

hvor er vektfaktoren for overføringsakselen, som er 0,0318 kg / (Nm) 0,67;

Massen til den primære girkassen bestemmes av formelen (5.6.9):

hvor er vektfaktoren for mellomgirkassen lik 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Vekt på halen utstyret som roterer halen rotoren:

hvor er vektkoeffisienten for bakgiret, hvis verdi er 0,105 kg / (Nm) 0,8;

5.7 Beregning av masse og grunnleggende dimensjoner til halerotoren

Massen og hoveddimensjonene til halerotoren beregnes avhengig av skyvekraften.

Bakrotorens skyvekoeffisient er:

Fyllingen av halerotorbladene beregnes på samme måte som for hovedrotoren:

hvor er den tillatte verdien av forholdet mellom skyvekoeffisienten og fyllingen av halerotoren,

Akkordlengden og den relative forlengelsen av halerotorbladene beregnes med formlene (5.7.3) og (5.7.4):

hvor er antall rotorblad,

Massen til halerotorbladene beregnes ved hjelp av den empiriske formelen (5.7.5):

Verdien av sentrifugalkraften som virker på halerotorbladene og oppfattes av navfuger, beregnes med formelen (5.7.6):

Massen til halerotornavet beregnes med samme formel som for hovedrotoren:

hvor virker sentrifugalkraften på halerotorbladet;

Vektfaktoren for hylsen, som er 0,0527 kg / kN 1,35;

Vektingsfaktoren avhengig av antall kniver og beregnet av formelen (5.7.8):

5.8 Beregning av massen til helikopterets fremdriftssystem

Den spesifikke tyngdekraften til fremdriftssystemet til helikopteret beregnes ved hjelp av den empiriske formelen (5.8.1):

, (5.8.1)

hvor N fremdriftssystemet;

Framdriftssystemets masse vil være lik:

5.9 Beregning av massen på skroget og helikopterutstyr

Helikopterkroppens masse beregnes med formelen (5.9.1):

hvor er arealet av den vasket skrogetoverflaten:

Tabell 5.8.1

Startvekt for den første tilnærmingen;

Koeffisient lik 1.1;

Drivstoffsystemvekt:

hvor er massen av drivstoff brukt på flyturen;

Vektingsfaktoren for drivstoffsystemet er 0,09;

Helikopterlandingsutstyrets masse er:

hvor er en vektingsfaktor avhengig av chassisdesign. Siden det designede helikopteret har et uttrekkbart landingsutstyr,

Massen til helikopterets elektriske utstyr beregnes med formelen (5.9.5):

hvor er avstanden mellom aksene til hoved- og halerotoren;

Antall rotorblad;

R - rotorens radius;

Forlengelse av hovedrotorbladene;

og - vektingsfaktorer for elektriske ledninger og annet elektrisk utstyr,

Vekt av annet helikopterutstyr:

hvor er vektingsfaktoren, hvis verdi er 1.

5.10 Beregning av den andre startmassen for tilnærmet helikopter

Massen til et tomt helikopter er lik summen av massene til hovedenhetene:

Startvekt for det andre tilnærmingshelikopteret:

Vi bestemmer den relative avviket til massene til den første og andre tilnærmingen:

Det relative avviket til massene i den første og andre tilnærmingen tilfredsstiller tilstanden. Dette betyr at beregningen av parametrene til helikopteret er riktig.

6 Beskrivelse av helikopterets utforming

Det projiserte helikopteret er laget i henhold til en enkeltrotorordning med en halerotor, to gassturbinemotorer og et glidende landingsutstyr.

Skroget er halvmonokoque. De bærende strukturelle elementene i skroget er laget av aluminiumslegeringer og har et korrosjonsbeskyttende belegg. Nese-delen av skroget med cockpit-baldakinen og nacellehettene er laget av et komposittmateriale basert på glassfiber. Cockpiten har to dører, glasset er utstyrt med et isingssystem og vindusviskere. Venstre og høyre dører i bagasjerommet og en ekstra luke på baksiden av skroget sørger for bekvemmeligheten av å laste pasienter og ofre på bårer, så vel som omfangsrik last. Glidechassiset er laget av solide bøyde metallrør. Fjærene er dekket av kledninger. Halestøtten hindrer halerotoren i å berøre landingsplaten. Hoved- og halerotorbladene er laget av komposittmaterialer basert på glassfiber og kan utstyres med et anti-isingssystem. Det firebladede rotornavet er ikke hengslet, laget av to kryssende glassfiberbjelker, til hver av dem er to kniver festet. To-bladet rotornav med vanlig vannrett skjøt. Drivstofftanker med en total kapasitet på 850 liter er plassert i skroggulvet. Helikopterkontrollsystemet er fly-by-wire uten mekanisk ledning, med fire ganger digital redundans og dobbeltredundant uavhengig strømforsyning. Moderne fly- og navigasjonsutstyr gir flyreiser i enkle og vanskelige værforhold, samt flyreiser under VFR- og IFR-regler. Kontroll av parametrene til helikoptersystemer utføres ved hjelp av ombord informasjon System kontroll BISK-A. Helikopteret er utstyrt med et advarsel- og alarmsystem.

Helikopteret kan utstyres med et vannlandingssystem, samt brannslokkingssystemer og kjemiske sprøytingssystemer.

Kraftverket er to gasturbinemotorer GTD-1000T med en total effekt på 2 × 735,51 kW. Motorene er montert på skroget i separate naceller. Sideluftinntak er utstyrt med støvbeskyttelsesinnretninger. Sidepanelene på nacellene er hengslet for å danne serviceplattformer. Motorakslene strekker seg i en vinkel mot midtkassen og tilbehørsrommet. Motorens eksosdyser er vinklet utover i en vinkel på 24 ". For å beskytte mot sand er det installert filtre som med 90% forhindrer penetrering av partikler med en diameter på mer enn 20 mikron inn i motoren.

Girkassen består av motor girkasser, mellom girkasser, skrå girkasser, hoved girkasse, ekstra kraftaksel og girkasse, ratt aksel og skrå girkasse. Overføringssystemet bruker titanlegeringer.

Det elektriske systemet består av to isolerte kretser, hvorav den ene drives av en generator som genererer en spenning på 115-120V, og den andre kretsen drives av en generator likestrøm med en spenning på 28V. Generatorene drives av hovedrotorgirkassen.

Kontrollen er duplisert, med stive ledninger og hydrauliske boostere drevet fra hoved- og reservehydraulikksystemene. AP-34B firekanals autopilot gir stabilisering av helikopteret under flyging når det gjelder rull, kurs, stigning og høyde. Det viktigste hydrauliske systemet gir strøm til alle hydrauliske enheter, og den overflødige - bare hydrauliske boostere.

Varme- og ventilasjonssystemet gir oppvarmet eller kald luft til cockpittene og passasjerene, anti-icing-systemet beskytter rotor- og halerotorbladene, cockpitvinduene foran og motorens luftinntak mot ising.

Kommunikasjonsutstyr inkluderer kommando HF-bånd - "Yurok", intercom SPU-34.

Bibliografi

1. Designe helikoptre / V.S. Krivtsov, L.I. Losev, Ya.S. Karpov. - Lærebok. - Kharkiv: Nat. romfart. un-t "Khark. Luftfart Institute ", 2003. - 344s.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. narod.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

Nedlasting: Du har ikke tilgang til å laste ned filer fra serveren vår.

Jeg

Løft og skyv for fremoverbevegelsen til helikopteret genereres av hovedrotoren. Slik skiller den seg fra et fly og en seilfly, der løftekraften når den beveger seg i luften, er skapt av en lagerflate - en vinge som er stivt forbundet med skroget og skyvet - av en propell eller jetmotor (fig. 6).

I prinsippet kan fly av et fly og et helikopter være analogt. I begge tilfeller opprettes løftestyrken på grunn av samspillet mellom to kropper: luft og et fly (fly eller helikopter).

I henhold til loven om likhet med handling og reaksjon følger det at med hvilken kraft flyet virker på luften (vekt eller tyngdekraft), med samme styrke virker luften på flyet (heis).

Under flyturen av flyet oppstår følgende fenomen: den møtende møtende luftstrømmen flyter rundt vingen og bøyer seg nedover bak vingen. Men luft er et uoppløselig, ganske viskøst medium, og ikke bare luftlaget som ligger i umiddelbar nærhet av vingeflaten, men også dets tilstøtende lag deltar i denne klippingen. Når det flyter rundt vingen, vippes et ganske betydelig volum luft nedover for hvert sekund, omtrent lik volumet på sylinderen, hvis tverrsnitt er en sirkel med en diameter som er lik vingespennet, og lengden er flyhastigheten per sekund. Dette er ikke noe mer enn en andre strømningshastighet for luft som deltar i etableringen løfte vinge (fig. 7).

Figur: 7. Volumet av luft involvert i å skape heisen til flyet

Det er kjent fra teoretisk mekanikk at endringen i bevegelsesmengden per tidsenhet er lik virkningskraften:

hvor R -fungerende kraft;

som et resultat av samhandling med en flyfløy. Følgelig vil løftingen av vingen være lik den andre økningen i mengden vertikal bevegelse i den utgående strålen.

og -hastigheten på skråningen av strømmen bak vingen vertikalt inn m / sek.På samme måte er det mulig å uttrykke den totale aerodynamiske kraften til helikopterens hovedrotor når det gjelder den andre luftstrømningshastigheten og luftstrømningshastigheten (induktiv hastighet for den utgående luftstrålen).

Den roterende hovedrotoren feier bort overflaten, som kan tenkes som en bærer, som ligner vingen på et fly (fig. 8). Luft som strømmer gjennom overflaten feid bort av rotoren, som et resultat av interaksjon med de roterende bladene, kastes ned med en induktiv hastighet og.I tilfelle horisontal eller skrå flyging strømmer luft til overflaten som feies bort av rotoren i en viss vinkel (skråblåsing). Som med et fly, kan luftvolumet som er involvert i å skape den totale aerodynamiske kraften til hovedrotoren representeres som en sylinder, hvis basisareal er lik overflatearealet feid bort av hovedrotoren, og lengden er flyhastigheten uttrykt i m / sek.

Når hovedrotoren fungerer på plass eller i vertikal flyging (direkte blåser), sammenfaller retningen av luftstrømmen med aksen til hovedrotoren. I dette tilfellet vil luftsylinderen være plassert vertikalt (fig. 8, b). Den totale aerodynamiske kraften til hovedrotoren uttrykkes som produktet av massen av luft som strømmer gjennom overflaten feid bort av hovedrotoren på ett sekund av den induktive hastigheten til den utgående strålen:

induktiv hastighet til den utgående strålen m / sek.Det skal bemerkes at i tilfellene som ble vurdert, både for vingens vinge og for helikopterets hovedrotor for den induktive hastigheten. ogden induktive hastigheten til den utgående strålen tas i en viss avstand fra lagerflaten. Den induktive hastigheten til luftstrålen, som oppstår på selve lagerflaten, er halvparten av verdien.

En slik tolkning av opprinnelsen til vingeliften eller den totale aerodynamiske kraften til hovedrotoren er ikke helt nøyaktig og er bare gyldig i et ideelt tilfelle. Det forklarer bare hovedsakelig riktig og tydelig den fysiske betydningen av fenomenet. Her er det hensiktsmessig å merke seg en veldig viktig omstendighet som følger av det analyserte eksemplet.

Hvis den totale aerodynamiske kraften til rotoren uttrykkes som produktet av luftmassen som strømmer gjennom overflaten feid av rotoren med den induktive hastigheten, og volumet av denne massen er en sylinder, hvis base er overflatearealet feid av rotoren, og lengden er flyhastigheten, så absolutt det er klart at for å skape en konstant skyvekraft (for eksempel lik helikopterets vekt) ved høyere flyhastighet, og derfor, med et større volum kastet luft, kreves en lavere induktiv hastighet og derfor lavere motoreffekt.

Tvert imot, for å opprettholde helikopteret i luften mens du "svever" på plass, krever det mer kraft enn under flyturen med en viss hastighet fremover, der det er en motstrøm av luft på grunn av helikopterets bevegelse.

Med andre ord, med utgiftene til den samme kraften (for eksempel motorens nominelle effekt) i tilfelle skrå flyging med tilstrekkelig høy hastighet, kan et høyere tak oppnås enn med vertikal stigning, når den totale kjørehastigheten

helikopteret er mindre enn i det første tilfellet. Derfor har helikopteret to tak: statisknår høyden oppnås i vertikal flyging, og dynamisknår høyden oppnås i skrå flukt, og det dynamiske taket alltid er høyere enn det statiske.

I driften av helikopterets hovedrotor og flyets propell er det mange likheter, men det er også grunnleggende forskjeller, som vil bli diskutert senere.

Sammenligning av arbeidet deres, kan det sees at den totale aerodynamiske kraften og følgelig skyvekraften til helikopterens hovedrotor, som er en del av styrken

Ri retning av navaksen, er alltid større (5-8 ganger) med samme motoreffekt og samme vekt av fly på grunn av at diameteren på helikopterets hovedrotor er flere ganger større enn diameteren på flypropellen. Samtidig er hastigheten på luftavvisning ved hovedrotoren mindre enn avvisningshastigheten til propellen.

Størrelsen på hovedrotorens skyvekraft avhenger i stor grad av diameteren

Dog antall revolusjoner. Når propellens diameter dobler seg, vil dens skyvekraft øke omtrent 16 ganger, med en økning i antall omdreininger to ganger, vil skyvekraften øke omtrent 4 ganger. I tillegg avhenger rotorkraften også av lufttettheten ρ, bladvinkelen φ (stigningen til hovedrotoren),de geometriske og aerodynamiske egenskapene til denne propellen, samt flymodus. Påvirkningen av de fire siste faktorene kommer vanligvis til uttrykk i formlene til propellkraften gjennom skyvekoeffisienten og T . .

Dermed vil skyvekraften til helikopterets hovedrotor være proporsjonal med:

- trykk koeffisient............. α r

Det skal bemerkes at størrelsen på skyvekraften når den flyr nær bakken, påvirkes av den såkalte "luftpute", som helikopteret kan ta av fra bakken og stige flere meter med et strømforbruk mindre enn det som kreves for å "sveve" i en høyde på 10 femten m.Tilstedeværelsen av en "luftpute" forklares med det faktum at luften som drives av propellen treffer bakken og er komprimert noe, dvs. øker densiteten. Effekten av "luftpute" er spesielt sterk når propellen kjører nær bakken. På grunn av luftkompresjon øker rotorkraften i dette tilfellet, med samme strømforbruk, med 30

40%. Imidlertid, med avstand fra bakken, reduseres denne effekten raskt, og i en flyghøyde lik halvparten av propellens diameter, øker "luftpute" bare trykk med 1520%. Høyden på "luftputen" er omtrent lik diameteren til hovedrotoren. Videre forsvinner økningen i skyvekraft.

For en grov beregning av hovedrotorens skyvekraft i svevemodus, brukes følgende formel:

koeffisient som karakteriserer den aerodynamiske kvaliteten på rotoren og effekten av "luftpute". Avhengig av rotorens egenskaper, verdien av koeffisienten ognår den svever nær bakken, kan den ha verdier på 15 - 25.

Helikopterets hovedrotor har en ekstremt viktig egenskap - evnen til å skape løft i selvrotasjonsmodus (autorotasjon) i tilfelle motorstopp, som gjør at helikopteret kan gjøre sikker gliding eller fallskjermhopping og landing.

Den roterende hovedrotoren opprettholder det nødvendige antall omdreininger ved gliding eller fallskjermhopping hvis bladene forskyves til en liten stigningsvinkel

(l - 5 0) 1. Samtidig beholdes løftekraften og gir en nedstigning med konstant vertikal hastighet (6-10 m / s), sderetter redusere den når du planerer før plantingen till - 1.5 m / sek.

Det er en signifikant forskjell i driften av hovedrotoren når det gjelder motorflyging når kraften fra motoren overføres til propellen, og i tilfelle selvrotasjonsflyging når den mottar energi for rotasjonen av rotoren fra den møtende luftstrømmen.

Under motorflukt løper motgående luft inn i rotoren ovenfra eller ovenfra i en vinkel. Når propellen kjører i selvrotasjonsmodus, løper luft inn på rotasjonsplanet nedenfra eller i en vinkel nedenfra (fig. 9). I begge tilfeller vil strømningshellingen bak rotoren være rettet nedover, siden den induktive hastigheten, ifølge setningen på momentum, vil bli dirigert rett motsatt trykkraften, dvs. omtrent ned langs rotoraksen.

Her snakker vi om den effektive installasjonsvinkelen, i motsetning til den konstruktive.

Introduksjon

Helikopterdesign er en kompleks prosess i utvikling som er delt inn i sammenhengende designfaser og stadier. Flyet som skapes må oppfylle de tekniske kravene og oppfylle de tekniske og økonomiske egenskapene som er spesifisert i designspesifikasjonen. Referansebetingelsene inneholder den første beskrivelsen av helikopteret og dets ytelsesegenskaper som sikrer høy økonomisk effektivitet og konkurransedyktighet til den konstruerte maskinen, nemlig: nyttelast, flyhastighet, rekkevidde, statisk og dynamisk tak, ressurs, holdbarhet og kostnad.

Referansebetingelsene er spesifisert på forskningsstadiet, hvor patentsøk, analyse av eksisterende tekniske løsninger, forsknings- og utviklingsarbeid utføres. Hovedoppgaven med pre-design forskning er søk og eksperimentell verifisering av nye prinsipper for funksjonen til det designede objektet og dets elementer.

På stadium av foreløpig design velges det aerodynamiske skjemaet, utseendet til helikopteret dannes og hovedparametrene beregnes for å sikre oppnåelse av de spesifiserte flyytelsesegenskapene. Disse parametrene inkluderer: helikopterets masse, fremdriftssystemets kraft, dimensjonene til hoved- og halerotoren, massen av drivstoffet, massen av instrumental og spesialutstyr. Beregningsresultatene brukes i utviklingen av helikopteroppsettet og sammenstillingen av justeringsarket for å bestemme plasseringen til massesenteret.

Utformingen av individuelle enheter og samlinger av helikopteret, tatt i betraktning de valgte tekniske løsningene, utføres på scenen for utvikling av et teknisk prosjekt. I dette tilfellet må parametrene til de utformede enhetene tilfredsstille verdiene som tilsvarer utkastet. Noen av parametrene kan raffineres for å optimalisere designet. Under teknisk design utføres aerodynamisk styrke og kinematiske beregninger av enheter, valg av strukturelle materialer og strukturelle skjemaer.

På stadium av arbeidsprosjektet utføres design av arbeids- og monteringstegninger av helikopteret, spesifikasjoner, plukklister og annen teknisk dokumentasjon i samsvar med de aksepterte standardene.

Denne artikkelen presenterer en metodikk for å beregne parametrene til et helikopter på stadium av foreløpig design, som brukes til å gjennomføre et kursprosjekt i disiplinen "Design of helicopters".

1. Beregning av den første tilnærmet startvekten for helikopteret

- nyttelastmasse, kg; -mannskap vekt, kg. -rute av flytur kg.

2. Beregning av parametrene til helikopterets hovedrotor

2.1Radius R , m, blir hovedrotoren til et enkeltrotorhelikopter beregnet med formelen:

, - startvekt av helikopteret, kg;

g - fri fallakselerasjon lik 9,81 m / s 2;

s - spesifikk belastning på området feid av rotoren,

s =3,14.

Spesifikk lastverdi s på området feid bort av skruen er valgt i henhold til anbefalingene presentert i arbeidet / 1 / hvor s = 280

m.

Vi tar radius av rotoren lik R = 7.9

Vinkelhastighet w , s -1, er rotasjonen til hovedrotoren begrenset av verdien av den perifere hastigheten w R endene på bladene, som avhenger av startvekten

helikopter og laget w R = 232 m / s. med -1. rpm

2.2 Relative lufttettheter på statiske og dynamiske tak

2.3 Beregning av økonomisk hastighet på bakken og ved det dynamiske taket

Det relative arealet bestemmes

tilsvarende skadelig plate: hvor S eh = 2.5

Verdien av den økonomiske hastigheten på bakken beregnes V s , km / t:

,

hvor Jeg

km / t.

Verdien av den økonomiske hastigheten ved det dynamiske taket beregnes V dekanus , km / t:

,

hvor Jeg \u003d 1.09 ... 1.10 er induksjonskoeffisienten.

km / t.

2.4 De relative verdiene for maksimum og økonomisk ved det dynamiske taket av horisontale flyhastigheter beregnes:

, ,

hvor V maks \u003d 250 km / t og V dekanus \u003d 182,298 km / t - flyhastighet;

w R \u003d 232 m / s - knivenes perifere hastighet.

2.5 Beregning av tillatt fyllingsforhold for skyve til rotor for maksimal hastighet på bakken og for økonomisk hastighet ved det dynamiske taket:

prip

2.6 Koeffisientene til hovedrotoren ved bakken og ved det dynamiske taket:

, , , .

2.7 Beregning av rotorfylling:

Hovedrotorfylling s beregnet for tilfeller av fly med maksimal og økonomisk hastighet:

; .

Som en beregnet fyllingsverdi s hovedrotoren er den største verdien av s Vmax og s V dekanus .

La oss beregne skyvekraften til hovedrotoren. Hvis vi betrakter overflaten (område F), feid bort av skruen under rotasjonen, som et ugjennomtrengelig plan, vil vi se at trykk pi virker på dette planet ovenfra, og trykk p2 nedenfra, og p-2 er større enn px.

Det er kjent fra den andre mekanikkloven at masse bare akselereres når noen krefter virker på den. Videre er denne kraften lik produktet av masse og akselerasjon og er rettet mot akselerasjon (i vårt tilfelle nedover).

Hva er denne kraften? På den ene siden er det åpenbart at denne kraften er et resultat av skruens innvirkning på luften. På den annen side, er det? kraft i henhold til den tredje mekanikkloven skal tilsvare den like i størrelse og motsatt i retning av effekten av luft på skruen. Sistnevnte er ingenting annet enn propellens trekkraft.

Men hvis vi ser på dynamometeret som måler propellens faktiske skyvekraft, finner vi at beregningen vår er noe unøyaktig. I virkeligheten vil skyvekraften være mindre, siden vi anså propellens arbeid for å være ideell og ikke tok høyde for energitapene på grunn av friksjon og vridning av luftstrømmen bak propellen.

Faktisk nærmer seg luftpartikler skruen, og har ikke bare en induktiv hastighet i aksial retning vinkelrett på rotasjonsplanet, men også en vrihastighet. Derfor, når man beregner de induktive hastighetene til deres sug og avvisning u2, blir også vridning av luften under rotasjonen av rotoren tatt i betraktning.

I skyveformelen er hevekoeffisienten su lik skyvekoeffisienten; flyhastigheten tilsvarer den perifere hastigheten til endene på propellbladene som har en radius r og en vinkelhastighet, arealet av vingen 5 tilsvarer området av skiven feid av propellen, nr2. Koeffisienten bestemmes fra nedblåsningskurven til en gitt propell i forskjellige angrepsvinkler.

Verdien av den dimensjonsløse skyvekoeffisienten for en spesifikk, allerede opprettet propell som opererer i denne modusen, kan beregnes ved å dele propellens skyvekraft T, uttrykt i kg, med produktet av andre propellparametere, som også har dimensjonen til trykkraften kg.

Vi har slått fast at hvis heisen til flyet opprettes ved å kaste luft nedover av vingen, så opprettes heisen av helikopteret ved å kaste luften ned fra hovedrotoren.

Når helikopteret har hastighet fremover, øker naturligvis luftvolumet nedover.

På grunn av dette, på bekostning av samme kraft, utvikler hovedrotoren til et helikopter med fremoverhastighet et høyere trykk enn rotoren til et hengende helikopter.

Omvendt, for å skape samme skyvekraft, må mindre kraft overføres til propellen til et helikopter med fremoverhastighet enn til propellen til et hengende helikopter.

En reduksjon i den nødvendige kraften med økende hastighet skjer bare opp til en viss hastighetsverdi, hvor en økning i luftmotstand mot helikopterets bevegelse ikke bare absorberer kraftforsterkningen, men krever til og med at den sistnevnte økes.