§ 1. Назначение и типы воздушных винтов
Назначение воздушного винта состоит в преобразовании крутящего момента, передаваемого от двигателя, в аэродинамическую силу. Образование аэродинамической силы объясняется третьим законом механики. Воз- душный винт при своем вращении захватывает и отбрасывает некоторую массу воздуха. Эта масса, сопротивляясь отбрасыванию, толкает винт вместе с летательным аппаратом в сторону, противоположную на- правлению отбрасывания.
Причиной создания аэродинамической силы воздушного винта является реакция отбрасываемой винтом массы воздуха.
Воздушные винты самолета служат для создания силы тяги, необходимой для поступательного движения самолета.
Несущий винт вертолета служит для создания подъемной силы, необходимой для удержания вертолета в воздухе, и силы тяги, необходимой для поступательного движения вертолета. Как было указано, одним из достоинств вертолета является его способность перемещаться в любом направлении. Направление перемещения вертолет а зависит от того, куда наклонена сила тяги несущего винта - вперед, назад или вбок (рис.1.32).
Несущий винт обеспечивает управляемость и устойчивость вертолета на всех режимах. Таким образом, несущий винт одновременно выполняет роль крыла, тянущего винта и основных органов управления.
Рулевые винты вертолета служат для уравновешивания реактивного момента и путевого управления вертолетом.

§ 2. Основные параметры, характеризующие несущий винт
К основным параметрам, характеризующим несущий винт вертолета, относятся:
Количество лопастей. На современных вертолетах применяются трех-, четырех- и пятилопастные винты. Увеличение количества лопастей ухудшает работу несущего винта из-за вредного взаимного влияния лопастей. Уменьшение количества лопастей (меньше трех) приводит к пульсирующему характеру тяги, соз- даваемой винтом, и повышенным вибрациям вертолета в полете. Диаметр несущего винта D - диаметр окружности, описываемой концами лопастей при вращении. Радиус этой окружности обозначается буквой R и называется радиусом несущего винта. Расстояние от оси вращения несущего винта до рассматриваемого сечения обозначается буквой г (рис. 1.33).

Расчеты показывают, что при одной и той же подводимой к винту мощности его тяга увеличивается с увеличением диаметра. Так, например, увеличение диаметрa вдвое увеличивает тягу в 1,59 раза, увеличение диаметра в пять раз увеличивает тягу в 2,92 раза.
Однако увеличение диаметра связано с увеличением веса винта, с большой сложностью обеспечения прочности лопастей, с усложнением технологии изготовления лопастей, увеличением длины хвостовой балки и др.
Поэтому при разработке вертолета выбирается некоторый оптимальный диаметр.

Площадь, ометаемая несущим винтом F0M, - площадь окружности, описываемой концами лопастей несущего винта при вращении.
Понятие ометаемой площади вводится потому, что эта площадь может рассматриваться как некоторая несущая поверхность, аналогичная крылу самолета ввиду вязкости и инертности воздуха, образующего при протекании через площадь, ометаемую винтом, одну общую струю. У современных вертолетов F0M= 100-:-1000 м2.
Нагрузка на ометаемую площадь р есть отношение веса вертолета G к площади, ометаемой винтом при его вращении:
FомР=G/Fом(кг/ м2) .
Увеличение р приводит к уменьшению максимальной высоты полета и к увеличению скорости снижения на режиме самовращения несущего винта.
У современных вертолетов Р=12-:-45кг/ м2 , или 118-:-440н/ м2

Коэффициент заполнения Q - величина, показывающая, какую часть ометаемой площади составляет площадь всех лопастей винта.

Форма лопастей в плане (рис. 1.34). Лопасть несущего винта может иметь прямоугольную, трапециевидную или смешанную форму в плане. Сужение трапециевидной лопасти не более 2-3.
Сужением лопасти называется отношение хорды у комля к концевой хорде.
Профиль лопасти - форма ее поперечного сечения. Для лопастей несущих винтов применяются профили, аналогичные профилям крыльев самолетов. Обычно это несимметричные профили с относительной толщиной с =
7-=-14%’. Форма профиля по длине может быть переменной (аэродинамическая крутка лопасти). При выборе, формы профиля стремятся к тому, чтобы он обладал наибольшим аэродинамическим качеством

Угол атаки сечения лопасти а - угол между хордой профиля и направлением набегающего потока воздуха в данном сечении. Величиной угла атаки определяются значения коэффициентов аэродинамических сил.

Углом установки Ф называется угол между хордой профиля и плоскостью вращения несущего винта. Угол установки вертолетных винтов замеряется на расстоянии 0,7 радиуса винта, Эта условность введена благодаря наличию геометрической крутки лопастей, вследствие которой все сечения лопастей имеют разные (уменьшающиеся к концу) углы установки. Необходимость геометрической крутки объясняется следующим. Во-первых, ввиду увеличивающейся к концу лопасти окружной скорости происходит неравномерное распределение ин- дуктивных скоростей, а следовательно, и аэродинамических сил по длине лопасти. Для обеспечения более рав- номерного распределения нагрузки угол установки к концу лопасти уменьшается. Во-вторых, в поступательном полете из-за роста угла атаки в определенном положении лопастей возникает срыв потока с концов лопастей, наличие геометрической крутки отодвигает концевой срыв в сторону больших скоростей полета. Подробнее этот вопрос будет рассмотрен ниже.
Шаг лопасти несущего винта изменяется при повороте ее в осевом шарнире, т.е. вокруг продольной оси.
Конструктивно несущий винт выполнен так, что все его лопасти в осевом шарнире могут одновременно поворачиваться на один и тот же угол или на разные углы.
Угол атаки несущего винта. Выше было сказано, что площадь, ометаемая несущим винтом, может рассматриваться как несущая поверхность, на единицу площади которой приходится определенная нагрузка.
Введем понятие - угол атаки несущего винта А, под которым будем понимать угол между плоскостью вращения несущего винта и направлением набегающего потока воздуха (направлением полета). Если поток набегает на плоскость вращения несущего винта снизу (рис. 1.36), угол атаки считается положительным, если сверху - отрицательным.
Поскольку вертолет перемещается в воздухе в любом направлении, угол атаки несущего винта может изменяться в пределах ±180°. При вертикальном снижении А = +90°, при вертикальном подъеме А = -90°.

Угол азимутального положения лопасти. При полете вертолета вращательное движение лопастей несущего винта складывается с поступательным движением всего вертолета в целом. По этой причине условия работы лопастей в большей степени зависят от их положения относительно направления полета. Для оценки особенностей работы лопастей в зависимости от их положения вводится понятие азимутального положения лопасти.
Углом азимутального положения лопасти называется угол между направлением полета и продольной осью лопасти (рис. 1.37).

Принято считать ф=0, если продольная ось лопасти совпадает с направлением набегающего потока воздуха. Следует заметить (поскольку вертолёт может совершать движение вперёд, назад или вбок), что во всех случаях отсчет угла азимутального положения должен производиться от направления лопасти, совпадающего с направлением набегающего потока воздуха. Отсчет принято вести в направлении вращения несущего винта. Очевидно, что величина угла азимутального положения лопасти за один оборот изменяется от 0 до 360° (от 0 до 2л).
Число оборотов несущего винта. В связи с тем что, несущие винты вертолетов - это винты больших диаметров, число оборотов их невелико - 100-600 об.мин.
Как показывают расчеты, чтобы иметь винт возможно большей тяги (при заданной мощности), необходимо увеличивать его диаметр и уменьшать обороты. Так, например, для того чтобы увеличить тягу в три раза, обороты надо уменьшить в пятнадцать раз (при этом диаметр винта возрастет примерно в пять раз).
Для конкретного винта тяга с увеличением оборотов возрастает, но для этого требуется увеличение подводимой мощности.
Число оборотов несущего винта ограничивается волновым кризисом, возникающим в первую очередь на концах лопастей, движущихся навстречу набегающему потоку (вблизи азимута г|) = 90°).
Во избежание больших потерь на преодоление волнового сопротивления число оборотов несущих винтов современных вертолетов выбирается таким, чтобы концы лопастей имели дозвуковые скорости обтекания. У современных вертолетов окружные скорости концов лопастей достигают 200-250 м/сек.
§ 3. Сила тяги идеального несущего винта при осевом обтекании
Идеальным винтом называется винт, при работе которого не учитываются потери на трение и закручивание струи за винтом. Режимом осевого обтекания называется такой режим, при котором воздушный поток направлен вдоль оси вращения винта. При этом угол атаки несущего винта равен 90°. На режиме осевого обтекания несущий винт работает при висении, вертикальном подъеме и вертикальном снижении вертолета.
Несущий винт подсасывает воздух со скоростью U1 и отбрасывает его со скоростью U2. Скорости U1 и U2 называются индуктивными скоростями (рис. 1.38).

Если скорость потока, обтекающего винт, равна V, то перед винтом она становится равной V + U1, а за винтом V+U2.
Масса воздуха, пройдя ометаемую площадь, получает ускорение j под действием силы F, создаваемой винтом. На основании третьего закона механики с такой же по величине, но противоположно направленной силой Т воздух действует на несущий винт. Сила Т является тягой винта. На основании второго закона механики T=mj.Массу воздуха, проходящего через ометаемую площадь, можно определить умножением объема на массовую плотность. Н. Е. Жуковским теоретически доказано и экспериментально подтверждено, что индуктивная скорость отбрасывания вдвое больше индуктивной скорости подсасывания. Иначе говоря, индуктивная скорость у диска винта равна половине общего приращения скорости, полученного воздухом, прошедшим через винт.

Индуктивная скорость подсасывания определяется опытным путем и равна 8-15 м/сек.
Из полученной формулы тяги следует, что сила тяги несущего винта зависит от массовой плотности воздуха, ометаемой площади и индуктивной скорости подсасывания.
С увеличением высоты полета или повышением температуры окружающего воздуха массовая плотность P, а следовательно, и сила тяги уменьшаются. С увеличением оборотов и шага винта индуктивная скорость U1 (тяга винта) возрастает.
Площадь, ометаемая несущим винтом Fоv, является конструктивным параметром и для конкретного винта постоянна.
Сила тяги несущего винта может быть получена и другим путем - как сумма аэродинамических сил, создаваемых отдельными лопастями, поскольку обтекание лопастей аналогично обтеканию крыла. Разница, однако, состоит в том, что лопасть совершает не поступательное, а вращательное движение, в связи с чем все ее сечения (элементы) движутся с разными скоростями. Поэтому аэродинамическая сила, создаваемая лопастью, должна вычисляться как сумма аэродинамических сил, действующих
на элемент лопасти (рис. 1.39).

Подъемная сила элемента лопасти ΔY и лобовое сопротивление элемента ΔХ соответственно отличаются по величине от силы тяги элемента ΔT и силы сопротивления вращению элемента ΔQ.
Объясняется это тем, что подъемную силу направляют перпендикулярно к набегающему на сечение потоку, лобовое сопротивление - по потоку, силу тяги - перпендикулярно к плоскости вращения элемента, а силу сопротивления вращению располагают в плоскости вращения.
§ 4. Сила тяги несущего винта при косом обтекании
Под режимом косого обтекания понимают такой режим, при котором воздушный поток направлен под некоторым произвольным углом атаки к плоскости вращения несущего винта (не равном 90°). Этот режим осуществляется при горизонтальном полете вертолета, а также при подъеме и снижении по наклонной траектории.

Для упрощения изучаемого вопроса- предварительно рассмотрим случай бокового обтекания несущего винта, т. е. такой случай, при котором поток направлен параллельно плоскости вращения несущего винта и угол атаки винта равен нулю. При этом скорость набегающего потока V складывается со скоростью подсасывания щ и дает результирующую скорость V1 (рис. 1.41). Очевидно, что V>u1.

Из формулы видно, что при одной и той же скорости отбрасывания U2 тяга винта при боковом обтекании больше, чем при осевом. Физически это объясняется увеличением секундной массы воздуха, протекающего через площадь, ометаемую винтом.
При рассмотрении более общего случая косого обтекания, когда воздух подходит к плоскости, ометаемой винтом под некоторым произвольным углом атаки несущего винта А, получим аналогичную картину. Необходимо только иметь в виду, что в каждом конкретном случае результирующая скорость воздуха, притекающего к плоскости несущего винта, должна равняться геометрической сумме скорости набегающего потока и скорости подсасывания.
§ 5. Изменение силы тяги несущего винта
при косом обтекании в зависимости от азимутального положения лопастей
При косом обтекании несущего винта скорость потока, обтекающего лопасти, складывается из скорости вращательного движения и поступательной скорости набегающего потока воздуха. Для простоты рассуждения рассмотрим обтекание концевого сечения лопасти. Заметим, что составляющая скорости набегающего потока, направленная вдоль лопасти, в создании подъемной силы не участвует. Окружная скорость концевого сечения равна wR. Пусть скорость набегающего потока равна V. Разложим эту скорость на на правление вдоль лопасти и перпендикулярно к ней (рис. 1.42).

В азимуте 90° она становится равной + V и в азимуте 270° равной -V. Таким образом, за один оборот лопасти скорость ее обтекания достигает максимума в азимуте 90° и минимума в азимуте 270°.
Из формулы видим, что сила тяги лопасти - величина переменная и зависит от азимута. Максимальное значение она приобретает в азимуте 90°, когда величина окружной скорости складывается со скоростью полета, минимальное значение - в азимуте 270°, когда скорость полета вычитается из окружной скорости.
величина силы тяги двухлопастного винта зависит от азимута и является величиной переменной. Переменная составляющая силы тяги двухлопастного винта вызывает повышенную вибрацию вертолета, в связи с чем применение двухлопастных несущих винтов ограничено. Для вычисления силы тяги трехлопастного винта необходимо сложить тяги трех лопастей, отстоящих по азимуту на 120° друг от друга. Элементарные математические вычисления показывают, что для винтов, имеющих три и более лопастей, переменная составляющая исчезает и общая тяга становится величиной постоянной, не зависящей от азимута.
Очень важно отметить, что общая сила тяги несущего винта с жестко закрепленными на втулке лопастями при косой обдувке не совпадает с осью вращения, а смещена в сторону лопастей, движущихся навстречу потоку воздуха. Это объясняется тем, что подъемная сила лопастей, движущихся навстречу потоку, больше, чем у лопастей, движущихся по направлению потока, и в результате геометрического сложения равнодействующая подъемных сил оказывается смещенной в сторону лопастей, движущихся навстречу потоку. Смещенная сила тяги несущего винта создает относительно центра тяжести вертолета опрокидывающий (кренящий) момент (рис. 1.43). Несущий винт с жестко закрепленными лопастями неминуемо опрокинул бы вертолет при попытке создать сколько-нибудь существенную поступательную скорость.
Помимо кренящего момента, стремящегося опрокинуть вертолет относительно продольной оси, при косой обдувке несущего винта возникает еще и продольный момент, поворачивающий плоскость вращения несущего винта относительно поперечной оси на увеличение угла атаки. Возникновение этого момента объясняется тем, что условия обтекания лопастей вблизи азимута 180° лучше, чем в азимуте 360°. Вследствие этого точка приложения силы тяги винта смещается вперед от оси вращения, что и приводит к образованию кобрирующего момента. Величина продольного момента упругой лопасти дополнительно увеличивается благодаря изгибу лопастей вверх под действием подъемных сил по причине того, что на лопасть, находящуюся в районе азимута 180°, встречный поток действует снизу, тогда как на Рис. 1.43.

Возникновение опрокидывающего момента у винта с жестко закрепленными лопастями
лопасть, находящуюся в районе азимута 0°, - сверху (рис. 1.44). Устранение вредного влияния опрокидывающего и продольного моментов осуществляется шарнирной подвеской

лопастей.
§ 6. Сопротивление несущего винта при косом обтекании
Плоскость, ометаемая несущим винтом, рассматривается как несущая поверхность. Эта поверхность создает подъемную силу и лобовое сопротивление за счет набегающего потока воздуха. Сопротивление несущего винта по аналогии с крылом состоит из профильного и индуктивного.
При осевом обтекании профильные сопротивления лопастей во всех азимутах одинаковы и равнодействующая их равна нулю.

Физический смысл появления профильного сопротивления при косом
обтекании можно представить следующим образом.
За один оборот сопротивление лопасти периодически изменяется,
достигая своего максимума в азимуте 90° и минимума в азимуте 270°. Разность сопротивлений «наступающей» и«отступающей» лопастей дает силу, направленную в сторону, противоположную движению верто- лета. Эта сила и есть профильное сопротивление несущего винта Х пр (рис. 1.45). Индуктивное сопротивление несущего винта можно объяснить теми же
причинами, что и при обтекании крыла, т. е. образованием вихрей, на которые расходуется энергия потока. Лобовое сопротивление несущего винта складывается из профильного и индуктивного Х нв = Х пр + Х ин
Величина лобового сопротивления несущего винта зависит от формы профиля лопастей, угла их установки, числа оборотов, скорос ти полета и угла атаки нес ущего винта.
Лобовое сопротивление несущего винта необходимо учитыват ь пр и полете н а режи ме са мовр ащения.

§ 7. Зона обратного обтекания
При движении лопасти в азимутах Ф = 180-:-360° сечения лопасти, расположенные вблизи комля, обтекаются не с ребра атаки, а с ребра обтекания. Действительно, в азимуте

270° такое обтекание будет у всех сечений лопасти, расположенных от оси вращения до точки на лопасти, в которой v = wr, т. е. до той точки, где окружная скорость равна скорости полета (рис. 1.46). Из-за противоположного направления этих скоростей суммарная скорость
обтекания в этой точке равна нулю (Wr = 0).
Задаваясь различными значениями ф, легко получить из последнего
выражения зону обратного обтекания. Нетрудно убедиться в том, что эта зона представляет окружность диаметром d= V/w, расположенную на диске, ометаемом несущим винтом (рис. 1.46).
Наличие зоны обратного обтекания - явление отрицательное. Часть лопасти, проходящая через эту зону, создает силу, направленную вниз, что уменьшает тягу несущего винта и приводит к увеличению

вибраций лопастей и всего вертолета. С увеличением скорости полета зона обратного обтекания увеличивается.
Величину зоны обратного обтекания можно оценить коэффициентом характеристики режима работы несущего винта м. Под
коэффициентом характеристики режима работы несущего винта понимают отношение скорости поступательного движения к окружной
скорости концевого сечения лопасти.
Коэффициент показывает, какая часть лопасти, находящейся в
азимуте 270°, расположена в зоне обратного обтекания. Так, например,
если м=0,25, то d = 0,25 R. Это означает, что четвертая часть лопасти работает в условиях обратного
обтекания, а диаметр зоны обратного обтекания составляет 25% радиуса несущего винта.
§ 8 Потери энергии несущим винтом. Относительный КПД винта
При выводе формулы тяги идеального винта (§ 3 настоящей главы) мы пренебрегали всеми видами потерь. При работе реального винта на рабочих режимах около 30% потребной для его вращения мощности затрачивается на преодоление профильного сопротивления лопастей. Величина профильных потерь зависит от формы профиля и состояния поверхности.
Анализируя работу идеального винта, мы предполагали, что индуктивная скорость во всех точках ометаемой площади одинакова. Но это не так. Вблизи лопасти индуктивная скорость больше, чем в промежутках между лопастями. Кроме того, индуктивная скорость изменяется вдоль лопасти, возрастая с увеличением радиуса сечения, из-за увеличения окружной скорости сечения (рис. 1.47). Таким образом, поле индуктивных скоростей, создаваемое несущим винтом, неоднородно.

Соседние струйки воздуха движутся с разными скоростями, ввиду чего из-за влияния вязкости воздуха возникают потери на неравномерность потока или индуктивные потери, составляющие около 6% потребной мощности. Одним из способов уменьшения этих потерь является геометрическая крутка лопастей.
Несущий винт не только отбрасывает массу воздуха, создавая тем самым тягу, но и закручивает струю. Потери на закрутку струи составляют около 0,2% подводимой к винту мощности.
Из-за разности давлений под и над плоскостью вращения винта воздух перетекает снизу вверх по окруж- ности диска несущего винта. По этой причине некоторое узкое кольцо, расположенное по окружности плоскости, ометаемой несущим винтом, в создании тяги не участвует (рис. 1.48). Комлевые части лопастей, где распо- ложены узлы крепления, также не участвуют в создании силы тяги. В общей сложности концевые и ком- левые потери составляют около 3% потребной мощности.
Благодаря наличию перечисленных потерь мощность, потребная для вращения реального винта, создающего тягу, равную тяге идеального винта, получается больше.
Насколько удачен тот или иной реальный винт с точки зрения обеспечения минимума потерь, можно судить

по относительному КПД несущего винта г| 0 , который представляет собой отношение мощности, потребной для отбрасывания воздуха и получения данной тяги, к мощности, фактически затраченной на вращение ре- ального винта, создающего такую же тягу.

§ 9. Шарнирная подвеска лопастей несущего винта
В § 2 настоящей главы было указано на наличие у несущих винтов осевых шарниров, которые служат для изменения шага винта в полете. Изменение шага дости- гается поворотом лопастей вокруг осевых шарниров в пределах? = 0- 15°.Кроме осевых шарниров, винты имеют горизонтальный и вертикальный шарниры.
Горизонтальный ш а р н и р (ГШ)позв ол яе т лопасти отклоняться в вертикальной плоскости. Благодаря
этому шарниру лопасть имеет возможность при движении навстречу потоку взмахивать вверх, а при движении по направлению потока - вниз. Таким образом, горизонтальный шарнир позволяет лопастям совершать маховые движения.
Угол, заключенный между осью лопасти и плоскостью втулки винта, называется углом взмаха?. Кон-
структивно отклонение лопасти относительно горизонтального шарнира ограничивается упорами (вверх на
25-30°, вниз на 4-8°). Несмотря на наличие маховых движений в полете, лопасть не касается упоров, по- скольку диапазон углов взмаха меньше, чем угол между упорами. Касание лопасти упоров происходит лишь при сильном падении оборотов, а соответственно и при недопустимом уменьшении центробежной силы лопасти.
При стоянке вертолета, когда несущий винт не вращается или вращается с малыми оборотами, концы ло- пастей за счет своего веса прогибаются вниз, а если лопасть будет упираться в нижний упор, то возможен удар по хвостовой балке или фюзеляжу. Поэтому, помимо нижнего упора, имеется еще специальный ограничитель свеса, который при малых оборотах не дает возможности лопасти чрезмерно опуститься вниз и ударить по вертолету.
При повышении оборотов, когда аэродинамические силы прогибают концы лопастей вверх, ограничитель свеса выключается, после чего лопасть может совершать маховые движения вплоть до нижнего упора.
В е р т и к а л ь н ы й ш а р н и р (ВШ) обеспечивает отклонение лопасти относительно втулки в плоскости
вращения винта. Ниже будет показано, что при вращении несущего винта лопасть может уходить от нейтраль- ного (радиального) положения назад или вперед на некоторый угол. Этот угол называется углом отставания (опережения) и обозначается буквой?. Величина этого угла ограничивается упорами. Лопасть может повора- чиваться назад на? = 10-:-18° и вперед на? = 6-:-8°*.
Наличие горизонтального и вертикального шарниров вносит существенное изменение в работу несущего
винта.

* В технических описаниях величина угла отставания (опережения) дается не относительно радиального положения лопасти, а относительно перпендикуляра к горизонтальному шарниру.
25
Во-первых, необходимо отметить образование так называемого конуса (тюльпана) вследствие того, что под действием подъемных сил лопасти отклоняются относительно горизонтальных шарниров и поднимаются над плоскостью вращения втулки. Во-вторых, за счет маховых движений выравниваются подъемные силы лопастей в разных азимутах, что дает возможность устранить опрокидывание и кабрирование вертолета при поступательном полете. Наконец, комлевые сечения лопастей разгружаются от больших изгибающих моментов, которые имеют место при жесткой заделке лопастей.
§ 10. Горизонтальный шарнир (ГШ)
Рассмотрим равновесие лопасти относительно горизонтального шарнира, т. е. силы, действующие на ло-
пасть в плоскости, перпендикулярной к плоскости вращения (рис. 1.49).

В этой плоскости на лопасть действуют следующие силы: (Gл - вес; Yл - подъемная сила; Fц. б -
центробежная сила.
Подъемная сила в 10-15 раз больше веса лопасти. Самой больш ой я вл я е тся цен тр о бежная сила, превышающая вес лопасти в 100-150 раз. В равновесном положении сумма моментов всех сил, действующих на лопасть относительно ГШ, должна быть равна нулю. Иначе говоря, равнодействующая этих сил должна про- ходить через ось ГШ.
При вращении лопасть описывает поверхность, близкую к конусу, и поэтому угол взмаха называют углом конусности.

При осевом обтекании, постоянном шаге и оборотах значение угла
конусности вполне определенное. Если, например, увеличить

шаг лопасти, то под действием возросшего момента от подъемной силы лопасть начнет отклоняться в сторону увеличения угла взмаха..
С увеличением угла взмаха одновременно увеличивается момент
центробежной силы, препятствующей отклонению лопасти, и когда вновь установится равновесие, лопасть будет вращаться с большим значением угла взмаха.
При косом обтекании в азимутах 0-180° лопасть движется навстречу потоку, а в азимутах 180-360° - по направлению потока. Лопасть, движущаяся навстречу потоку, получает прирост подъемной силы и взмахивает вверх, поскольку момент подъемной силы оказывается больше момента центробежной силы (моментом силы веса из-за малых величин пренебрегают).
У лопасти, движущейся по направлению потока, подъемная сила уменьшается, и под действием момента
центробежной силы она взмахивает вниз. Таким образом, за один оборот лопасть совершает взмах вверх и
взмах вниз.
Скорость обтекания наибольшая в азимуте 90°, поэтому и прирост подъемной силы здесь наибольший.
Наименьшая подъемная сила будет в азимуте 270°, где скорость обтекания минимальна и сильнее всего ска- зывается влияние зоны обратного обтекания. Однако благодаря наличию ГШ и маховых движений лопастей увеличение и уменьшение подъемных сил в указанных азимутах получаются сравнительно небольшими. Объясняется это изменением углов атаки у машущих лопастей. Действительно, при взмахе лопасти вверх угол атаки уменьшается, а при взмахе вниз - увеличивается (рис. 1.50). По этой причине величина подъемных сил по азимутам выравнивается, чем практически устраняется кренящий и продольный моменты, действующие на вертолет.

В итоге необходимо сказать, что назначение горизонтальных шарниров сводится к выравниванию подъемных сил лопастей во всех азимутах и к разгрузке комлевых сечений от изгибающих моментов. Го ри з он тальные шарниры конструктивно разнесены от оси вращения винта на не которое расстояние Lгш (рис. 1.51). При осевом обтекании ось конуса вращения и ось втулки совпадают. Поэтому центробежные силы лопастей Fцб, условно приложенные к ГШ, взаимно уравновешиваются. При косом обтекании ось конуса и ось втулки не совпадают и центробежные силы лежат в разных (параллельных) плоскостях. Эти силы на некотором плече с создают момент М г. ш = FцбС, который улучшает управляемость вертолета. Кроме того, указанный момент при случайном отклонении вертолета относительно продольной или поперечной оси оказывает демпфирующее действие, т. е. направлен в сторону, противоположную отклонению, что улучшает устойчивость вертолета.

§ 11. Завал конуса вращения при косой обдувке
В предыдущем параграфе было указано, что благодаря наличию горизонтальных шарниров лопасти в ази- мутах 0-180° взмахивают вверх, а в азимутах 180- 360° - вниз. В действительности картина маховых движений лопастей выглядит несколько сложнее. Ввиду тог о что лопасти обладают массой, увеличение угла

взмаха по инерции продолжается не до азимута 180°, а несколько дальше, уменьшение - не до 360°, а также не ско льк о д а льш е. Пом и мо это г о, вб л изи а зи м ут а 180° воздушный поток притекает к лопасти снизу, а вблизи азимута 360°-сверху, что также дополнительно способствует продолжению увеличения угла взмаха вблизи азимута 180° и уменьшению угла взмаха вблизи азимута 360°.
На рисунке 1.52, а приведена экспериментальная кривая зависим ости у гла взмаха от азиму т а, полученн ая на установке В-1. Для испытуемой модели несущего винта с жесткими лопастями при скорости косой обдувки 20 м/сек максимальный угол взмаха оказался в азимуте 196°, а минимальный -в азимуте 22°. Это означает, что ось конуса вращения отклонена назад и влево. Явление отклонения оси конуса вращения несущего винта при косом обтекании называется завалом конуса вращения (рис. 1.53).

Теоретически конус несущего винта при косой обдувке заваливается назад и влево. Этот завал подтвержден и приведенным выше экспериментом. Однако на направление бокового завала существенное влияние оказывает деформация лопастей и разнос горизонтальных шарниров. Реальная лопасть несущего винта не обладает достаточной жесткостью и под влиянием действующих на нее сил
27

сильно деформируется - изгибается и закручивается. Закрутка происходит в сторону уменьшения углов атаки, в связи с чем взмах вверх прекращается раньше (Ф= 160°). Соответственно раньше прекращается и взмах вниз (ф=340°).
На рисунке 1.52, б приведена экспериментальная кривая зависим ости угла взмах а от азим у та, полученн ая на установке В-2. При испытании модели винта с гибкими лопастями максимальный угол взмаха получен в азимуте ф=170°, а минимальный - в азимуте ф = 334°. Таким образом, у реальных вертолетов конус вра щения заваливается назад и вправо. Величина угла завала зависит от скорости полета, шага винта и оборотов. С увеличением шага винта и скорости и с уменьшением об оротов за вал ко нуса вр ащени я увеличи вается.
Управление современными вертолетами осуществляется наклоном конуса вращения в сторону перемещения вертолета. Например, для перемещения вперед летчик отклоняет ось конуса вращения несущего винта вперед (с помощью автомата перекоса). Наклон конуса сопровождается наклоном тяги несущего винта в соот- ветствующую сторону, что и дает необходимую составляющую для перемещения вертолета (рис. 1.32). Однако как только скорость полета начинает возрастать, вследствие косого обтекания конус заваливается назад и вбок. Влияние завала конуса парируется дополнительным движением ручки управления вертолетом.
§ 12. Вертикальный шарнир (ВШ)
Для того чтобы убедиться в необходимости установки, кроме горизонтального, еще и вертикального шар-
нира, рассмотрим силы, действующие на лопасть в плоскости вращения.
При вращении винта на его лопасти в плоскости вращения действуют силы сопротивления вращению Q л. На режиме висения эти силы будут одинаковы во всех азимутах. При косом обтекании винта сопротивление лопасти, движущейся навстречу потоку, больше, чем у лопасти, движущейся по направлению потока. Наличие горизонтальных шарниров и маховых движений лопастей способствует уменьшению этой разницы (благодаря выравниванию углов атаки), однако не устраняет ее полностью. Поэтому сила сопротивления вращению является переменной силой, нагружающей корневые части лопастей.
При изменении оборотов на лопасти несущего винта действуют инерционные силы, при увеличении оборо- тов- направленные против вращения, а при уменьшении оборотов - в сторону вращения винта. Инерционные силы могут возникать и при постоянных оборотах втулки несущего винта из-за неравно мерности потока воздуха, притекающего к диску несущего винта, что приводит к изменению аэро- динамических сил и дополнительному стремлению лопастей к перемещению относительно втулки. В полёте инерционные силы сравнительно невелики. Однако на земле в момент начала раскрутки несущего
винта инерционные силы достигают большой величины и при резком включении трансмиссии могут привести даже к поломке лопастей.
Кроме того, наличие горизонтальных шарниров, обеспечивающих маховые движения лопастей, приводит к тому, что центр тяжести лопасти периодически приближается и удаляется от оси вращения винта (рис. 1.54).

Исходя из закона сохранения энергии, кинетическая энергия вращающегося несущего
винта должна оставаться постоянной независимо от махового движения лопасти (изменениями остальных видов энергии пренебрегают). Кинетическая энергия вращающегося винта определяется по формуле:

где т- масса вращающихся лопастей;
w -
угловая скорость вращения лопасти,
г-расстояние от оси вращения до центра тяжести лопасти;

Из формулы видно, что при постоянной кинетической энергии приближение центра тяжести лопасти к оси вращения (взмах вверх) должно сопровождаться увеличением угловой скорости вращения, а удаление центра тяжести лопасти от оси вращения (взмах вниз) должно сопровождаться уменьшением угловой скорости вращения. Это явление хорошо известно танцорам, увеличивающим скорость вращения своего тела путем резкого приближения рук к туловищу (рис. 1.55). Силы, под действием которых происходит увеличение или уменьшение угловой скорости вращения при изменении момента инерции вращающейся системы, называют кориолисовыми.

При взмахе лопастей вверх кориолисовы силы направлены в сторону вращения несущего винта, при взмахе вниз - против.
Кориолисовы силы, возникающие при маховых движениях, достигают значительной величины и нагружают корневые части лопастей переменными
изгибающими моментами, действующими в плоскости вращения несущего винта.
Таким образом, постановка горизонтальных шарниров, позволившая
устранить передачу изгибающих моментов на втулку винта и разгрузить комлевые части лопастей в плоскости взмаха, в то же время вызвала и нежелательные явления, связанные с возникновением кориолисовых сил, нагружающих корневые части лопастей переменным моментом в плоскости вращения. Переменный момент от кориолисовых сил передается на подшипники ГШ, втулку несущего винта и вал двигателя, вызывая знакопеременные нагрузки, что приводит к ускоренному износу подшипников ГШ и вибрациям
вертолета.
Для разгрузки корневых частей лопастей от знакопеременных изгибающих моментов, действующих в плоскости вращения, а втулки - от знакопеременных нагрузок, вызывающих вибрации вертолета, устанавливаются вертикальные шарниры, которые в плоскости вращения, винта обеспечивают колебательные движения лопастей.
Кроме рассмотренных сил, на лопасть в плоскости вращения действует также центробежная сила.
При наличии вертикального шарнира и равномерном поле скоростей набегающего потока воздуха на режиме
висения лопасть отстает от радиального положения на определенный угол?. На рисунке 1.56 показана величина угла отставания?, обусловливаемая равенством моментов:

Fц.бLц.б =Qл LQ.
При переходе к полету с поступательной скоростью к аэродинамическим силам добавляются переменные инерционные и кориолисовы силы, а сами аэродинамические силы тоже становятся переменными. Под действием этих сил лопасть совершает сложное движение, состоящее из вращательного движения, поступательного (вместе с вертолетом), махового относительно ГШ и колебательного относительно ВШ.
При наличии ВЩ лопасть поворачивается на

Некоторый угол отставания? (рис.1.57,а). При этом лопасть располагается так, что равнодействующая аэродинамических и центробежных сил N направлена по ее оси. Перенося равнодействующую на ось ГШ и раскла- дывая ее на силы А и В, убеждаемся, что подшипники ГШ нагружены не одинаково. Действительно, при наличии одной силы А как
передний, так и задний подшипники ГШ были бы нагружены одинаковыми радиальными нагрузками. Однако сила
В, разгружая задний подшипник, дополнительно нагружает передний, вызывая неравномерный износ подшипников. Помимо этого, сила В, являющаяся для ГШ осевой, требует установки упорных подшипников.
Для приближения условий работы подшипников ГШ к условиям симметричной нагрузки применяется смещение
ГШ относительно втулки вперед по вращению (рис. 1.57, б). В этом случае наличие угла отставания?
приводит к тому, что ось лопасти располагается примерно перпендикулярно к оси ГШ.

Так как верт икальн ые шарниры позво ляют лопастям совершать колебательные движения в плоскости вращения несущего винта, то для предотвращения возможности роста амплитуды этих колебаний на несущих

винтах современных вертолетов устанавливаются специальные демпферы - гасители колебаний. Демпферы бывают фрикционные и гидравлические. Принцип действия как тех, так и других состоит в превращении энергии колебаний в тепловую энергию, которая затем рассеивается в окружающее пространство.
На земле перед запуском двигателя и раскруткой несущего винта его лопасти должны быть поставлены на передние упоры ВШ. Делается это для уменьшения углового ускорения (силы инерции) лопастей в начальный момент раскрутки.
Неодинаковый поворот лопастей относительно ВШ вызывает смещение центра тяжести несущего винта от оси вращения. В результате при вращении винта возникает инерционная сила, вызывающая вибрацию (раскачку) вертолета.
Это явление представляет особую опасность при работе несущего винта на земле, поскольку частота собст- венных колебаний вертолета на упругом шасси может оказаться равной или кратной частоте вынуждающей силы, что приводит к колебаниям, которые принято называть земным резонансом.
§ 13. Компенсация взмаха
Как известно, основной причиной завала конуса вращения винта являются маховые движения лопастей при косом обтекании. Чем больше максимальный угол взмаха вверх, тем больше завал конуса вращения. Наличие большого завала конуса нежелательно, так как требует дополнительного отклонения командных рычагов для компенсации завала при управлении вертолетом в поступательном полете. Поэтому необходимо, чтобы равновесие моментов относительно ГШ устанавливалось при меньшей величине амплитуды маховых движений.
Для того чтобы амплитуда маховых движений была в пределах допуска, применяют компенсацию взмаха. Принцип компенсации взмаха заключается в том, что узел крепления поводка управления (А) устанавливается не на оси горизонтального шарнира, а сдвигается в сторону лопасти (рис. 1.58).

Если точка А не лежит на оси горизонтального шарнира и неподвижна, то при взмахе вверх угол установки, а значит, и угол атаки лопасти уменьшаются, а при взмахе вниз - увеличиваются. Вследствие изменения углов атаки при взмахах лопасти возникают аэродинамические силы, препятствующие возрастанию амплитуды маховых движений.
Эффективность компенсации в большой степени зависит от tg ?1 (рис. 1.58), называемого характеристикой компенсации взмаха. Чем больше tg ?1, тем на больший угол изменяется угол установки лопасти при взмахе. Следовательно, при увеличении tg ?1 эффективность компенсации взмаха возрастает.
Наличие угла отставания? при установке вертикального шарнира может увеличивать амплитуду маховых
движений (рис. 1.59). При отклонении лопасти вокруг ВШ на угол? передняя кромка (точка А) будет отстоять от ГШ дальше, чем задняя кромка (точка В). Поэтому при взмахе путь точки А больше пути, пройденного точкой В, в результате чего при взмахе вверх угол атаки лопасти возрастает, при взмахе вниз угол атаки лопасти уменьшается.

Таким образом, угол отставания будет способствовать возникновению на лопасти дополнительных аэро- динамических сил, стремящихся увеличить амплитуду маховых движений. Поэтому особенно целесообразно применение компенсации взмаха лопастей, имеющих вертикальный шарнир.

§ 14. Реактивный момент несущего винта
При вращении несущего винта на его лопасти действуют силы сопротивления воздуха, которые относи- тельно оси винта создают момент сопротивления вращению. Для преодоления этого момента к валу несущего винта на вертолетах с механическим приводом от двигателя, установленного в фюзеляже, подводится крутящий момент. Крутящий момент передается через главный редуктор на вал несущего винта. В соответствии с третьим законом механики (законом равенства действия противодействию) возникает реактивный момент, который через узлы крепления главного редуктора передается на фюзеляж вертолета и стремится вращать его в направлении, противоположном крутящему моменту. Крутящий момент и реактивный момент независимо от режима работы винта всегда равны между собой по величине и противоположны по направлению Мкр = Мр.
Если двигатели установлены на самих лопастях, очевидно, что реактивный момент отсутствует. Реактивный
момент отсутствует также и на режиме самовращения несущего винта, т. е. во всех случаях, когда крутящий
момент на вал несущего винта не передается от двигателя, уст ановл енного в фюзел яже.
Ранее было сказано, что уравновешивание реактивного момента на вертолетах одновинтовой схемы с ме- ханическим приводом производится моментом, создаваемым тягой рулевого винта относительно центра тя- жести вертолета.
У двухвинтовых вертолетов компенсация реактивных моментов обоих несущих винтов достигается вра- щением винтов в разные стороны. Причем для соблюдения равенства противоположно направленных реактивных моментов обоих винтов винты выполняются совершенно одинаковыми с точной синхронизацией их оборотов.

Мощность, пере давае мая на несу щий ви нт, р авна
Из формулы видно, что чем меньше обороты несущего винта, тем больше крутящий момент, а следова-
тельно, и реактивный.
Число оборотов несущего винта вертолета значительно меньше числа оборотов самолетного винта. По- этому при одинаковой мощности двигателя реактивный момент несущего винта вертолета значительно больше, чем самолетного винта.
Крутящий и реактивный моменты Изменяются также в зависимости от величины тяги несущего винта. Так, например, для увеличения силы тяги винта необходимо увеличить общий шаг. Увеличение шага винта сопровождается ростом момента сопротивления его вращению. Поэтому с увеличением шага винта необходимо увеличить подводимый к винту крутящий момент. Если же этого не сделать, то число оборотов несущего винта будет уменьшаться, что приведет к снижению тяги несущего винта.
Следовательно, для увеличения тяги несущего винта необходимо увеличить не только шаг винта, но и крутящий момент. Для этого в кабине летчика установлен рычаг «шаг - газ», кинематически связанный с двигателем и механизмом, изменяющим шаг винта. При перемещении рычага происходит пропорциональное изме- нение крутящего момента и шага винта и одновременно изменение реактивного момента. На одновинтовом вертолете изменение реактивного момента требует соответствующего изменения тяги рулевого винта для устра- нения разворота.

§ 15. Сила тяги рулевого винта
Величину силы тяги рулевого винта (рис. 1.60) можно определить из равенства

растает мощность, потребляемая винтом, а следовательно, возрастает и потребная тяга, создаваемая рулевым винтом.
Рулевой винт работает в условиях косой обдувки, так как в полете плоскость его вращения не перпендикулярна к на правлени ю набегающ его по тока.
При косой обдувке жесткого винта изменяющаяся скорость потока, набегающего на его
лопасти, вызовет периодическое
изменение силы тяги каждой лопасти и приведет к возникновению вибраций.
Для выравнивания силы тяги лопастей во всех азимутах и
разгрузки лопастей от действия
изгибающих моментов лопасти реального рулевого винта крепятся к втулке при помощи горизонтальных шарниров, которые позволяют лопастям совершать маховые движения.
Наличие в конструкции втулки винта осевых шарниров обеспечивает поворот лопастей относительно про-
дольной оси, который необходим для изменения шага.
На тяжелых вертолетах вертикальные шарниры могут устанавливаться и на рулевых винтах.
§ 16. Располагаемая мощность несущего винта
В силовых установках современных вертолетов используются поршневые или турбовинтовые авиационные двигатели.
Особенностью работы поршневых авиационных двигателей воздушного охлаждения на вертолетах является
необходимость принудительной обдувки охлаждаемых поверхностей двигателя при помощи специальных вентиляторов. Принудительный обдув двигателей на вертолетах связан с недостаточными возможностями ис- пользования скоростного напора для охлаждения в поступательном полете и с отсутствием напора на режиме висения. На вертолетах с турбовинтовыми двигателями, как правило, устанавливаются вентиляторы для охлаж- дения главного редуктора, маслорадиаторов, генераторов и других агрегатов. Для привода вентиляторов за- трачивается часть мощности двигателя Noxл.
Часть мощности двигателя расходуется на преодоление трения в трансмиссии, соединяющей двигатель с
винтами N тp, на вращение рулевого винта Npв и на привод насосов гидравлической системы и других агрегатов
Nа.
Таким образом, мощность, передаваемая на несущий винт, оказывается меньше эффективной мощности
Nе, развиваемой на валу двигателя.
Если из эффективной мощности вычесть затраты, получим располагаемую мощность несущего винта Np
Np= Ne.- Noxл.- Nтp – Npв – Nа
Для различных вертолетов Np составляет 75- 85% Ne.
Иначе говоря, потери мощности на охлаждение, трансмиссию, рулевой виит и привод агрегатов составляют
15-25% эффективной мощности двигателя.
Эффективная мощность двигателя и располагаемая мощность несущего винта зависят от скорости и высоты
полета, однако ввиду небольших скоростей полета вертолета влиянием скорости на Ne и Np можно пренебречь.
Характер изменения располагаемой мощности от высоты полета зависит от типа двигателя и определяется
его высотной характеристикой (рис. 1.61).

Известно, что мощность поршневого двигателя без нагнетателя, при постоянных оборотах с подъемом на
высоту падает вследствие уменьшения весового заряда, топливовоздушной смеси, поступающей в цилиндры. Аналогично изменяется мощность, передаваемая на несущий винт (рис.1.61/а).
Мощность поршневого двигателя, снабженного односкоростным нагнетателем, с подъемом на высоту увеличивается до расчетной высоты вследствие увеличения весового заряда топливовоздушной смеси по причине снижения температуры окружающего воздуха и улучшения продувки цилиндров. Путем постепенного откры- вания воздушной заслонки нагнетателя давление наддува до расчетной высоты поддерживается постоянным. На расчетной высоте воздушная заслонка открывается полностью и мощность двигателя достигает максимума. Выше расчетной высоты эффективная мощность, а значит, и располагаемая мощность несущего винта уменьшаются так же, как у двигателя без нагнетателя (рис. 1.61, б).

Для двигателя с двухскоростным нагнетателем характер изменения эффективной и располагаемой мощностей от высоты полета приведен на рис. 1.61, в.
Для турбовинтового двигателя характер зависимости располагаемой мощности несущего винта от высоты полета приведен на рис. 1.61, г. Увеличение мощности турбовинтового двигателя до некоторой высоты объясняется принятой системой регулирования, обеспечивающей рост температуры газов перед турбиной до некоторой высоты.

0

Курсовая работа по проектированию

Легкий вертолет

1 Разработка тактико-технических требований. 2

2 Расчет параметров вертолета. 6

2.1 Расчет массы полезного груза. 6

2.2 Расчет параметров несущего винта вертолета. 6

2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках 8

2.4 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке. 8

2.5 Расчет относительных значении максимальной и экономической скоростей горизонтального полета на динамическом потолке. 10

2.6 Расчет допускаемых отношений коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке. 10

2.7 Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке 11

2.8 Расчет заполнения несущего винта. 12

2.9 Определение относительного увеличения тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения. 13

3 Расчет мощности двигательной установки вертолета. 13

3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке. 13

3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости. 14

3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью.. 15

3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете. 15

3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета 16

3.5.1 Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке 16

3.5.2 Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости. 16

3.5.3 Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью.. 17

3.5.4 Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя. 18

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки. 19

3.6 Выбор двигателей. 19

4 Расчет массы топлива. 20

4.1 Расчет крейсерской скорости второго приближения. 20

4.2 Расчет удельного расхода топлива. 22

4.3 Расчет массы топлива. 23

5 Определение массы узлов и агрегатов вертолета. 24

5.1 Расчет массы лопастей несущего винта. 24

5.2 Расчет массы втулки несущего винта. 24

5.3 Расчет массы системы бустерного управления. 25

5.4 Расчет массы системы ручного управления. 25

5.5 Расчет массы главного редуктора. 26

5.6 Расчет массы узлов привода рулевого винта. 27

5.7 Расчет массы и основных размеров рулевого винта. 30

5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета. 32

5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета. 32

5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения. 35

6 Описание компоновки вертолета. 36

Список литературы.. 39

1 Разработка тактико-технических требований

Проектируемый объект - легкий вертолет одновинтовой схемы с максимальной взлетной массой 3500 кг. Подбираем 3 прототипа таким образом, чтобы их максимальная взлетная масса находилась в пределах 2800-4375 кг. Прототипами являются легкие вертолеты: Ми-2, Eurocopter EC 145, Ансат.

В таблице 1.1 приведены их тактико-технические характеристики, необходимые для расчета.

Таблица 1.1- Тактико-технические характеристики прототипов

Вертолет
Диаметр несущего винта, м
Длина фюзеляжа, м
Масса пустого, кг
Дальность полета, км
Статический потолок, м
Динамический потолок, м
Максимальная скорость, км/ч
Крейсерская скорость, км/ч
Масса топлива, кг
Силовая установка	2 ГТД Климов ГТД-350	2 ТВД Turbomeca	Whitney РW-207K
Мощность двигателей, кВт

На рисунках 1.1, 1.2 и 1.3 изображены схемы прототипов.

Рисунок 1.1 - Схема вертолета Ми-2

Рисунок 1.2 - Схема вертолета Eurocopter EC 145

Рисунок 1.3 - Схема вертолета Ансат

Из тактико-технических характеристик и схем прототипов определяем средние значения величин и получаем исходные данные для проектирования вертолета.

Таблица 1.2 - Исходные данные для проектирования вертолета

Максимальная взлетная масса, кг
Масса пустого, кг
Максимальная скорость, км/ч
Дальность полета, км
Статический потолок, м
Динамический потолок, м
Крейсерская скорость, км/ч
Количество лопастей несущего винта
Количество лопастей рулевого винта
Длина фюзеляжа, м
Нагрузка на площадь ометаемой несущим винтом, H/м 2

2 Расчет параметров вертолета

2.1 Расчет массы полезного груза

Формула (2.1.1) для определения массы полезного груза:

где m мг - масса полезного груза, кг; m эк - масса экипажа, кг; L - дальность полета, км; m 01 - максимальная взлетная масса вертолета, кг.

Масса полезного груза:

2.2 Расчет параметров несущего винта вертолета

Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле (2.2.1):

, (2.2.1)

где m 01 - взлетная масса вертолета, кг; g - ускорение свободного падения, равное 9,81 м/с 2 ; p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, p = 3,14.

Принимаем радиус несущего винта равным R = 7,2 м.

Определяем величину окружной скорости w R концов лопастей из диаграммы изображенной на рисунке 3:

Рисунок 3 - Диаграмма зависимости концевой скорости лопасти от скорости полета для постоянных значений М 90 и μ

При V max = 258 км/ч w R = 220 м/с.

Определяем угловую скорость w , с -1 , и частоту вращения несущего винта по формулам (2.2.2) и (2.2.3):

2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках

Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках определяются по формулам (2.3.1) и (2.3.2) соответственно:

2.4 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке

Определяется относительная площадь S э эквивалентной вредной пластинки по формуле (2.4.1):

где S Э определяем по рисунку 4.

Рисунок 4 - Изменение площади эквивалентной вредной пластинки различных транспортных вертолетов

Принимаем S Э = 1,5

Рассчитывается значение экономической скорости у земли V з, км/час:

где I - коэффициент индукции:

I =1,02+0,0004V max = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

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

2.5 Расчет относительных значении максимальной и экономической скоростей горизонтального полета на динамическом потолке

Расчет относительных значений максимальной и экономической скоростей горизонтального полета на динамическом потолке производится по формулам (2.5.1) и (2.5.2) соответственно:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Расчет допускаемых отношений коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке

Так как формула (2.6.1) для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли имеет вид:

Формула (2.6.2) для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для экономической скорости на динамическом потолке:

2.7 Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке

Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке производится по формулам (2.7.1) и (2.7.2) соответственно:

2.8 Расчет заполнения несущего винта

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

В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается значение из условия (2.8.3):

принимаем.

Длина хорды b и относительное удлинение l лопастей несущего винта будет равны:

2.9 Определение относительного увеличения тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения

Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения принимаем .

3 Расчет мощности двигательной установки вертолета

3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле (3.1.1)

где N H ст - потребная мощность, Вт;

Дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка и рассчитывается по формуле (3.1.2)

m 0 - взлетная масса, кг;

g - ускорение свободного падения, м/с 2 ;

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

D ст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;

h 0 - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (h 0 =0.75);

Относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа:

3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле (3.2.1)

где - окружная скорость концов лопастей;

Относительная эквивалентная вредная пластинка;

Коэффициент индукции, определяемый по формуле (3.2.2)

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

Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:

где - относительная плотность воздуха на динамическом потолке;

Экономическая скорость вертолета на динамическом потолке;

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

Удельная мощность, необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле (3.4.1)

где - экономическая скорость у земли;

3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета

3.5.1 Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке

Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке производится по формуле (3.5.1.1)

где - удельная дроссельная характеристика:

x 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения. Так как масса проектируемого вертолета составляем 3,5 тонн, ;

3.5.2 Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости производится по формуле (3.5.2.1)

где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,

Дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета:

3.5.3 Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью проводится по формуле (3.5.3.1)

где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,

и - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета V дин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:

3.5.4 Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя

Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя проводится по формуле (3.5.4.1)

где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета;

Степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы;

Количество двигателей вертолета;

Степень дросселирования двигателя при полете у земли с экономической скоростью:

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки

Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается значение удельной приведенной мощности из условия (3.5.5.1)

Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:

где - взлетная масса вертолета;

g = 9.81 м 2 /с - ускорение свободного падения;

3.6 Выбор двигателей

Принимаем два газотурбинных двигателя ГТД-1000Т общей мощностью 2×735,51 кВт. Условие выполняется.

4 Расчет массы топлива

4.1 Расчет крейсерской скорости второго приближения

Принимаем значение крейсерской скорости первого приближения.

Так как рассчитываем коэффициент индукции по формуле (4.1.1):

Определяем удельную мощность, потребную для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме по формуле (4.1.2):

где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,

Коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета, рассчитываемый по формуле:

Рассчитываем крейсерскую скорость второго приближения:

Определяем относительное отклонение крейсерских скоростей первого и второго приближения:

Так как производим уточнение крейсерской скорости первого приближения, она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения. Затем повторяем расчет по формулам (4.1.1) - (4.1.5):

Принимаем.

4.2 Расчет удельного расхода топлива

Удельный расход топлива рассчитываем по формуле (4.2.1):

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

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета, который определяется по формуле (4.2.2):

Удельный расход топлива на взлетном режиме, ;

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от температуры,

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от высоты полета, ;

4.3 Расчет массы топлива

Масса топлива затрачиваемого на полет будет равна:

, (4.3.1)

где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости;

Крейсерская скорость;

Удельный расход топлива;

L - дальность полета;

5 Определение массы узлов и агрегатов вертолета

5.1 Расчет массы лопастей несущего винта

Масса лопастей несущего винта определяется по формуле (5.1.1):

где R - радиус несущего винта;

s - заполнение несущего винта;

5.2 Расчет массы втулки несущего винта

Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле (5.2.1):

где - весовой коэффициент втулок современных конструкций, ;

Коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки, который рассчитывается по формуле (5.2.2):

Центробежная сила, действующая на лопасти, которая рассчитывается ко формуле (5.2.3):

5.3 Расчет массы системы бустерного управления

В систему бустерного управления входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом. Расчет массы системы бустерного управления проводится по формуле (5.3.1):

где b - хорда лопасти;

Весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м 3 ;

5.4 Расчет массы системы ручного управления

Расчет массы системы ручного управления проводится по формуле (5.4.1):

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

5.5 Расчет массы главного редуктора

Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле (5.5.1):

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

Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта w:

где - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета. Так как, то;

5.6 Расчет массы узлов привода рулевого винта

Рассчитывается тяга рулевого винта:

где - крутящий момент на валу несущего винта;

Расстояние между осями несущего и рулевого винтов.

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

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

Радиус рулевого винта. Так как, то

Мощность, расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле (5.6.3):

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

Крутящий момент, передаваемый рулевым валом, равен:

где - частота вращения рулевого вала, которая находится по формуле (5.6.5):

Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, при частоте вращения об/мин равен:

Масса m в трансмиссионного вала:

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

Масса промежуточного редуктора определяется по формуле (5.6.9):

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

Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:

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

5.7 Расчет массы и основных размеров рулевого винта

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

Коэффициент тяги рулевого винта равен:

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

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

Длина хорды и относительное удлинение лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам (5.7.3) и (5.7.4):

где -число лопастей несущего винта,

Масса лопастей рулевого винта рассчитывается по эмпирической формуле (5.7.5):

Значение центробежной силы, действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки, рассчитывается по формуле (5.7.6):

Масса втулки рулевого винта рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:

где - центробежная сила, действующая на лопасть рулевого винта;

Весовой коэффициент для втулки, который равен 0,0527 кг/кН 1,35 ;

Весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле (5.7.8):

5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета

Удельная масса двигательной установки вертолета рассчитывается по эмпирической формуле (5.8.1):

, (5.8.1)

где N - мощность двигательной установки;

Масса двигательной установки будет равна:

5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета

Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле (5.9.1):

где - площадь омываемой поверхности фюзеляжа:

Таблица 5.8.1

Взлетная масса первого приближения;

Коэффициент, равный 1,1;

Масса топливной системы:

где - масса затрачиваемого на полет топлива;

Весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09;

Масса шасси вертолета равна:

где - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси. Так как в проектируемом вертолете предусмотрено убираемое шасси, то

Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле (5.9.5):

где - расстояние между осями несущего и рулевого винтов;

Число лопастей несущего винта;

R - радиус несущего винта;

Относительное удлинение лопастей несущего винта;

и - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования,

Масса прочего оборудования вертолета:

где - весовой коэффициент, значение которого равно 1.

5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

Взлетная масса вертолета второго приближения:

Определяем относительное отклонение масс первого и второго приближения:

Относительное отклонение масс первого и второго приближения удовлетворяет условию. Это значит, что расчет параметров вертолета выполнен верно.

6 Описание компоновки вертолета

Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и полозковым шасси.

Фюзеляж типа полумонокок. Несущие силовые элементы фюзеляжа выполнены из алюминиевых сплавов и имеют антикоррозионное покрытие. Носовая часть фюзеляжа с фонарем кабины пилотов и капоты мотогондолы выполнены из композиционного материала на основе стеклоткани. Кабина пилота имеет две двери, стекла оборудованы противооблединительной системой и стеклоочистителями. Левая и правая двери грузопассажирской кабины и дополнительный люк в задней части фюзеляжа обеспечивают удобство погрузки больных и потерпевших на носилках, а также крупногабаритных грузов. Полозковое шасси выполнено из цельногнутых металлических труб. Рессоры закрыты обтекателями. Хвостовая опора предотвращает касание рулевым винтом посадочной площадки. Лопасти несущего и рулевого винтов выполнены из композиционных материалов на основе стеклоткани и могут быть оснащены противообледенительной системой. Четырехлопастная втулка несущего винта бесшарнирная, выполнена из двух перекрещивающихся стеклопластиковых балок, к каждой из которых крепятся по две лопасти. Двухлопастная втулка рулевого винта с общим горизонтальным шарниром. Топливные баки общей емкостью 850 л расположены в полу фюзеляжа. Система управления вертолетом электродистанционная без механической проводки, имеющая четырехкратное цифровое резервирование и двукратно резервированное независимое электрическое питание. Современное пилотажно-навигационное оборудование обеспечивает полеты в простых и сложных метеоусловиях, а также полеты по правилам ПВП и ППП. Контроль параметров вертолетных систем производится с помощью бортовой информационной системы контроля БИСК-А. Вертолет оборудован системой предупредительной и аварийной сигнализации.

Вертолет может быть укомплектован системой посадки на воду, а также системами пожаротушения и распыления химикатов.

Силовая установка два газотурбинных двигателя ГТД-1000Т общей мощностью 2×735,51 кВт. Двигатели установлены на фюзеляже в отдельных гондолах. Воздухозаборники боковые, снабжены пылезащитными устройствами. Боковые панели гондол откидываются на шарнирах, образуя платформы для обслуживания. Валы двигателей выходят под углом к центральному редуктору и отсеку вспомогательных агрегатов. Выхлопные сопла двигателей отклонены наружу под углом 24". Для защиты от песка установлены фильтры, предотвращающие на 90% проникновение в двигатель частиц, имеющих диаметр более 20 микрон.

Трансмиссия состоит из редукторов двигателей, промежуточных редукторов, угловых редукторов, главного редуктора, вала и редуктора вспомогательной силовой установки, вала и углового редуктора рулевого колеса. В системе трансмиссии используются титановые сплавы.

Электросистема состоит из двух изолированных цепей, одна из которых питается от генератора переменного тока, создающего напряжение 115-120В, а вторая цепь питается от генератора постоянного тока с напряжением 28В. Генераторы приводятся от главного редуктора несущего винта.

Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем. Четырехканальный автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте. Основная гидравлическая система обеспечивает питание всех гидроагрегатов, а дублирующая, - только гидроусилителей.

Система отопления и вентиляции обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров, противообледенительная система защищает от обледенения лопасти несущего и рулевого винтов, передние стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.

Связное оборудование включает командные КВ-диапазона - "Юрок", переговорное устройство СПУ-34.

Список литературы

1. Проектирование вертолетов/ В.С. Кривцов, Л.И. Лосев, Я.С. Карпов. - Учебник. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2003. - 344с.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. narod.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

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

Расчет винта условно можно разделить на три последовательных этапа.

Целью первого этапа расчета является определение предполагаемых радиуса, тяги и КПД винта.

Исходными данными первого этапа являются:

Расчет целесообразно вести с использованием международной системы единиц СИ.

Если частота вращения винта задана в оборотах в минуту, то, воспользовавшись формулой

Ее необходимо перевести в радианы в секунду.

Расчетная скорость винта V выбирается в зависимости от назначения СЛА и величины

Где К-расчетное максимальное аэродинамическое качество сверхлегкого самолета; m -взлетная масса.

При Э
При значениях величины Э от 1000 до 1500 за расчетную скорость винта V о целесообразно принимать крейсерскую скорость полета V кр.

И при значениях Э более 1500 за расчетную скорость можно принять скорость, вычисленную по формуле

При выборе V о следует учитывать то обстоятельство, что при заданной мощности двигателя уменьшение расчетной скорости V ведет к уменьшению максимальной скорости полета, а ее увеличение - к ухудшению взлетных характеристик СЛА.

Исходя из условия недопущения трансзвуковых течений, скорость конца лопасти u . не должна превышать 230... 250 м/с и только в отдельных случаях, когда не предполагается установка редуктора, а винт не может снять полную мощность двигателя, допускается до 260 м/с.

Исходное значение желаемого КПД выше 0,8 для скоростных и выше 0,75 для нескоростных СЛА выбирать нецелесообразно, поскольку на практике это неосуществимо. Шаг его снижения первоначально можно принять равным 0,05 и затем уменьшать по мере приближения к действительному значению КПД.

На основании исходных данных последовательно определяются:

Если потребный радиус R окажется больше граничного R ГР, то это значит, что первоначально заданный КПД получен быть не может. Необходимо уменьшить на выбранную величину и цикл повторить, начиная с определения нового значения? .

Цикл повторяется до тех пор, пока не выполнится условие RR ГР. Если это условие выполнилось, то далее производится проверка, не превышает ли окружная скорость конца лопасти u К допустимое значение u К.ГР.

Если u К u К.ГР, то задается новое значение на величину меньше предыдущего, и цикл повторяется.

После определения значений радиуса R, тяги Р и КПД винта можно переходить ко второму этапу расчета.

Второй этап расчета воздушного винта

Целью второго этапа расчета является определение тяги, потребляемой мощности и геометрических размеров воздушного винта.

Исходными данными для второго этапа расчета являются:

Для проведения расчетов лопасть винта (рис. 6. 7)

Рис 6.7 Силовое воздействие потока на элементы лопасти винта

Разбивается на конечное число участков с размерами bR.. При этом считается, что на каждом выбранном участке закрутка лопасти отсутствует, а скорости и углы набегания потока по радиусу-не меняются. При уменьшении R, то есть при увеличении числа рассматриваемых участков, погрешность, вызванная принятым допущением, уменьшается. Практика показывает, что если для каждого участка принимать скорости и углы, присущие его центральному сечению, то погрешность становится несущественной при разбиве лопасти на 10 участков с R=0,1r, При этом можно считать, что первые три участка, отсчитываемые от оси винта, тяги не дают, потребляя при этом 4... 5% мощности двигателя. Таким образом, расчет целесообразно вести для семи участков с =0,3 до =1,0.

Дополнительно задаются:

Первоначально максимальную относительную ширину лопасти для деревянных винтов целесообразно задавать равной 0,08.

Закон изменения ширины лопасти и относительной толщины может быть задан в виде формулы, таблицы или чертежа винта (рис. 6. 1).

Рис 6.1 Воздушный винт фиксированного шага

Величины углов атаки выбранных сечений задаются конструктором с учетом обратного аэродинамического качества . Значения коэффициентов Су и K=1/ снимаются с графиков рис. 6.4 и 6.5 с учетом выбранного профиля и значений и .

Рис 6.4 Зависимость коэффициента подьемной силы и обратного аэродинамического качества от угла атаки и относительной толщины для профиля ВС-2

Рис 6.5 Зависимость коэффициента подьемной силы и обратного аэродинамического качества от угла атаки и относительной толщины для профиля РАФ-6

Первым шагом второго этапа расчета является определение скорости потока V в плоскости винта. Эта скорость определяется по формуле

Полученной из совместного решения уравнений тяги и расхода воздуха, проходящего через ометаемую винтом площадь.

Предполагаемые значения тяги Р, радиуса R и площади S ом берутся из первого этапа расчета.

Если в результате расчета окажется, что мощность, потребляемая винтом, отличается от располагаемой не более чем на 5... 10%, то второй этап расчета можно считать выполненным.

Если потребляемая винтом мощность отличается от располагаемой на 10... 20 %, то необходимо увеличить или уменьшить ширину лопасти, учитывая, что потребляемая мощность и тяга винта изменяются примерно пропорционально хорде лопасти. Диаметр, относительные толщины и углы установки сечений при этом остаются неизменными.

В некоторых случаях может оказаться, что потребляемая винтом мощность и его тяга более чем на 20% отличаются от предполагаемых по результатам первого этапа расчета. В этом случае по соотношению потребляемой и располагаемой мощностей

С использованием графика (рис. 6. 10) определяются значения коэффициентов k R и k P . Эти коэффициенты показывают, во сколько раз необходимо изменить предполагаемые радиус и тягу винта, являющиеся исходными для второго этапа расчета. После этого второй этап расчета повторяется.

Рис 6.10 Зависимость поправочных коэффициентов от соотношения потребляемой и располагаемой мощностей

По окончании второго этапа расчета необходимые для изготовления геометрические размеры винта (R, r, b, с и ) в удобных для его изготовления единицах сводятся в таблицу.

Третий этап расчета воздушного винта

Целью третьего этапа является проверка воздушного винта на прочность. Этот этап расчета сводится к определению нагрузок, действующих в различных сечениях лопастей, и сравнению их с допустимыми с учетом геометрии и материала, из которого изготовлены лопасти.

Для определения нагрузок лопасть разбивается на отдельные элементы, как и на втором этапе расчета, начиная с сечения =0,3 с шагом 0,1 до =1.

На каждый выделенный элемент лопасти массой т на радиусе r (рис. 6. 11) действуют инерционная сила

Рис 6.11 Силовое воздействие аэродниамических сил на элемент лопасти винта

И элементарная аэродинамическая сила F. Под воздействием этих сил, от всех элементарных участков, лопасть растягивается и изгибается. В результате в материале лопасти возникают напряжения растяжения-сжатия. Наиболее нагруженными (рис. 6. 12)

Рис 6.12 Распределение напряжений в сечении лопасти винта

Оказываются волокна задней стороны лопасти, так как в этих волокнах напряжения от инерционных сил и изгибающего момента складываются. Для обеспечения заданной прочности необходимо, чтобы фактические напряжения в этих наиболее отдаленных от оси сечения лопасти участках были меньше допустимых для выбранного материала.

Значения необходимых для расчетов радиусов r, на которых расположены рассматриваемые участки лопасти, хорд b, относительных толщин и сил F берутся из таблиц второго этапа расчета. Затем для каждого участка последовательно определяются:

Коэффициент заполнения k 3 зависит от профиля, используемого для винта. Для наиболее распространенных винтовых профилей он равняется: Clark-Y- k 3 =0,73; BC-2- k 3 =0,7 и РАФ-6- k 3 = 0,74.

После вычислений величин P ин на каждом отдельном участке производится их суммирование от свободного конца лопасти до рассматриваемого сечения. Разделив суммарную силу, действующую в каждом рассматриваемом сечении, на площадь этого сечения, можно получить напряжения растяжения от инерционных сил.

Напряжения изгиба лопасти под воздействием аэродинамических сил F определяются как для консольной балки с неравномерно распределенной нагрузкой.

Как отмечалось ранее, максимальные напряжения будут в задних волокнах лопасти и определяются как сумма напряжений от инерционных и аэродинамических сил. Величина этих напряжений не должна превышать 60... 70 % от временного сопротивления материала лопасти.

Если прочность лопасти обеспечена, то расчет воздушного винта можно считать завершенным.

Если прочность лопасти не обеспечивается, то необходимо либо выбрать другой, более прочный материал, либо, увеличив относительную ширину лопасти, повторить все три этапа расчета.

Если относительная ширина лопасти превышает 0,075 для винтов, выполненных из твердых пород дерева, и 0,09 для винтов, выполненных из мягких пород дерева, то необходимость выполнения третьего этапа расчета отпадает, так как заведомо будет обеспечена необходимая прочность.

по материалам: П.И.Чумак, В.Ф Кривокрысенко "Расчет и проектирование СЛА"

Введение

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

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

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

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

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

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

1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения

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

2. Расчет параметров несущего винта вертолета

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

, - взлетная масса вертолета, кг;

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

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,

p =3,14.

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

м.

Принимаем радиус несущего винта равным R = 7.9

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

вертолета и составили w R = 232 м/с. с -1 . об/мин.

2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках

2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке

Определяется относительная площадь

эквивалентной вредной пластинки: , где S э = 2.5

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

,

где I

км/час.

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

,

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

км/час.

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

, ,

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

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

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

припри

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

, , , .

2.7 Расчет заполнения несущего винта:

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

; .

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

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

где - взлетная масса вертолета, кг;

g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с2;

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,

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

м.

Принимаем радиус несущего винта равным R=7.9

Угловая скорость w, с-1, вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости wR концов лопастей, которая зависит от взлетной массы вертолета и составили wR=232 м/с.

с-1.

об/мин.

Установка передних электростеклоподъемников
В автомобиле, на передних дверях, имеются ручные стеклоподъемники. В целях повышения потребительских качеств установим электростеклоподъемники. Исходя из следующих расчетов: Стоимость одного механизма электоростеклоподъемника – 2000 руб. Стоимость одного механизма ручного стеклоподъемника – 1000 руб. Ц =2*1000=2000 руб. Ц =2*2000=4000 ру...

Расчет площади отделения
Fотд = Sfоб × Ко, м2 (2.26) где Sfоб – суммарная площадь, занимаемая оборудованием, м2; Ко - коэффициент, учитывающий рабочие зоны, проходы, проезды; Fуч = 18,721 × 3 = 56 м 2.6Расчет освещения В производственных помещениях предусматривается естественное и искусственное освещение. ...

Состояние якорной цепи при съеме судна с якоря
При подтягивании судна к месту заложения якоря изменяется состояние якорной цепи, что приводит к изменению нагрузки электропривода. Для облегчения анализа работы якорного механизма и оценки усилий на клюзе рассматриваемый процесс условно разделяют на четыре стадии. I стадия – выбирание лежащей на грунте цепи. С включением якорного механи...