Проектирование соосных вертолетов

Раздел 3_1 Расчет взлетного веса, определение основных параметров и выбор двигателя вертолета.docx

Расчет взлетного веса определение основных параметров и выбор двигателя вертолета
1 Определение взлетной массы вертолета в первом приближении
1.1 Определение массы целевой служебной нагрузки и экипажа
Масса целевой нагрузки для многоцелевых вертолетов равна массе коммерческой нагрузки и определяется:
(из задания на проектирование);
= 90 кг – средняя масса пассажира сопровождающего груз;
= 3 – количество пассажиров сопровождающих груз;
Снаряжение служебная нагрузка экипаж:
= 100 кг – масса одного члена летного подъемного состава с личными вещами;
- число членов экипажа;
= 100 кг - масса одного члена вспомогательного состава (борттехник) с личными вещами;
- число членов экипажа вспомогательного состава;
снаряжение и служебная нагрузка (вода в бортовом кипятильнике не вырабатываемое топливо масло в двигателях редукторах радиаторах трубопроводах аптечки и инструмент чехлы для агрегатов и т. п. спасательное оборудование (аварийные трапы и т. д.) посадочные места) 325 кг.
1.2 Определение относительной массы топлива вертолета в первом приближении
Масса топлива определяется таким образом чтобы обеспечивалось выполнение одного полетного задания со стандартным аэронавигационным запасом на 30 мин.
Относительную массу топлива потребного для полета на заданную дальность определим по безразмерной формуле
L - дальность полета (из задания на проектирование)
- относительный километровый расход топлива т. е. километровый расход отнесенный к взлетной массе вертолета 1км. Определяется по формуле:
- взлетная масса проектируемого варианта берем по Ми-26Т: при котором на прототипе достигается дальность 500 км.
- относительный часовой расход топлива 1ч. Определяется по формуле:
Отсюда относительная масса топлива:
1.3 Определение относительной массы пустого вертолета в первом приближении
По статистическим данным принимаем для проектируемого вертолета значение
1.4 Взлетная масса вертолета в первом приближении
Максимальная взлетная масса вертолета в первом (I) приближении определяется по формуле:
- коэффициент массовой отдачи по полной нагрузке (выше чем у вертолета-прототипа)
2 Расчет параметров несущего винта вертолёта
2.1 Радиус несущего винта
где - взлетная масса вертолета кг;
g - ускорение свободного падения равное 981 мс2;
p - удельная нагрузка на площадь ометаемую несущим винтом;
Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям представленным в работе [1]: где = 600 Нм2.
Принимаем радиус несущего винта равным
2.2 Выбор окружной скорости вращения концов лопастей НВ
Угловая скорость с-1 вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости концов лопастей которая зависит от взлетной массы вертолета и составляет
2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках
- плотность воздуха на высоте Н = 0 м
- плотность воздуха на высоте статического потолка (из задания на проектирование)
- плотность воздуха на высоте динамического потолка Ндин = 3500 км (из задания на проектирование)
2.4 Экономические скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки (характеристика удельного лобового сопротивления ненесущих элементов):
Рассчитывается значение экономической скорости у земли кмчас:
где = 109 110 - коэффициент индукции несущей системы.
Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке кмчас:
2.5 Относительные значения максимальной у земли и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета
где - скорость на высоте H = 500 м (из задания на проектирование)
2.6 Допускаемые отношения коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке
2.7 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке
2.8 Заполнения несущего винта
Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
Принимаем заполнение несущего винта равным
В качестве расчетной величины заполнения несущего винта принимается наибольшее значение из и :
Длина хорды и относительное удлинение лопастей несущего винта будут равны:
где - число лопастей несущего винта ()
2.9 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения
где Sф - площадь горизонтальной проекции фюзеляжа;
Sго - площадь горизонтального оперения.
3 Расчет мощности двигательной установки вертолета (Определение потребной энерговооруженности силовой установки)
3.1 Удельная мощность при висении на статическом потолке
Удельная мощность потребная для привода несущего винта в режиме висения на статическом потолке рассчитывается по формуле:
где - потребная мощность Вт;
- взлетная масса первого приближения кг;
g - ускорение свободного падения мс2;
p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь Нм2;
- относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;
- относительный К.П.Д. несущего винта на режиме висения; 072 075;
- относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения :
3.2 Удельная мощность 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.
- коэффициент индукции несущей системы определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:
3.3 Удельная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости
Удельная мощность потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости рассчитывается по формуле:
где - окружная скорость концов лопастей несущего винта;
- относительная эквивалентная вредная пластинка;
Iэ - коэффициент индукции несущей системы определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:
3.4 Удельная мощность в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете
Удельная мощность потребная для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:
где - экономическая скорость у земли
3.5 Удельные приведенные к Н = 0 км и V = 0 кмч мощности для различных случаев полета
3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке
где - удельная дроссельная характеристика которая зависит от высоты статического потолка и рассчитывается по формуле:
- коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения значение которого зависит от взлетной массы вертолета :
3.5.2 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета
и - степени дросселирования двигателей зависящие от высоты динамического потолка и скорости полета в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:
3.5.3 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости Vmax
где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета
- дроссельные характеристики двигателей зависящие от высоты потолка
- дроссельные характеристики двигателей зависящие от скорости полета Vmax:
3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете
- степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы
- количество двигателей вертолета.
3.6 Расчет потребной приведенной мощности двигательной установки
Для расчета потребной приведенной мощности двигательной установки выбирается максимальное значение удельной приведенной мощности:
Потребная мощность двигательной установки вертолета будет равна:
где - взлетная масса вертолета первого приближения
g = 981 м2с - ускорение свободного падения.
4 Расчет массы топлива вертолета во втором приближении
4.1 Крейсерская скорость полета
Для расчета массы топлива обеспечивающей заданную дальность полета необходимо определить крейсерскую скорость Vкр. Расчет крейсерской скорости выполняется методом последовательных приближений в следующей последовательности:
а) Принимается значение крейсерской скорости первого приближения:
б) Рассчитывается коэффициент индукции Iэ:
в) Определяется удельная мощность потребная для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме:
где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки
- коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета рассчитываемый по формуле:
- коэффициент изменения мощности;
- коэффициент использования мощности на крейсерской скорости полета
г) Рассчитывается крейсерская скорость второго приближения:
д) Определяется относительное отклонение скоростей первого и второго приближения:
При производится уточнение крейсерской скорости первого приближения она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения . Затем расчет повторяется с пункта б) и заканчивается при условии .
4.2 Удельный расход топлива
- удельный расход топлива на крейсерском режиме;
- удельный расход топлива на взлетном режиме;
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от высоты полета;
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета;
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от температуры наружного воздуха;
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей.
В случае полета на крейсерском режиме принимается:
Масса топлива mт затрачиваемого на полет будет равна:
где - удельная мощность потребляемая на крейсерской скорости
- крейсерская скорость
L - дальность полета.
5 Определение взлетной массы вертолета во втором приближении
5.1 Определение веса узлов и агрегатов вертолета
5.1.1 Вес лопастей несущего винта
где - радиус несущего винта м;
- заполнение несущего винта;
- весовой коэффициент лопастей
5.1.2 Вес втулки несущего винта
где - весовой коэффициент втулок современных конструкций
- коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.
В расчете можно принять:
следовательно в результате преобразований мы получим:
Для определения веса втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу :
5.1.3 Вес системы бустерного управления (автомат перекоса гидроусилители гидросистема управления несущим винтом)
где – хорда лопасти несущего винта с закрылками = 08 м;
- весовой коэффициент системы бустерного управления который можно принять равным 132 кгсм3.
5.1.4 Вес системы ручного управления
где - весовой коэффициент системы ручного управления принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кгсм.
5.1.5 Вес главного редуктора в зависимости от крутящего момента на валу несущего винта
где – весовой коэффициент среднее значение которого равно 00616 кгс(Нм)08.
Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки и частоту вращения винта :
где 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m0:
Вес главного редуктора:
5.1.6 Расчет тяги для определения массы узлов привода рулевого винта
где – крутящий момент на валу несущего винта
– расстояние между осями несущего и рулевого винтов.
5.1.6.1 Расстояние между осями несущего и рулевого винтов
Равно сумме их радиусов и зазора между концами их лопастей:
где - зазор принимаемый равным 015 02 м для легких вертолетов и не менее 0415 м для транспортных вертолетов.
- радиус рулевого винта который в зависимости от взлетной массы вертолета составляет:
где - относительный радиус РВ
5.1.7 Мощность расходуемая на вращение рулевого винта
где – относительный КПД рулевого винта который можно принять равным 06 065.
Крутящий момент на валу рулевого винта равен:
где - частота вращения вала рулевого винта
Крутящий момент передаваемый трансмиссионным валом при частоте вращения nвал. = 2684 обмин равен:
5.1.8 Вес трансмиссионного вала
где kвал. – весовой коэффициент для трансмиссионного вала который равен 00318 кгс(Нм)53
– расстояние между осями несущего и рулевого винтов м
5.1.9 Вес промежуточного редуктора
где – весовой коэффициент для промежуточного редуктора равный 0135 кгс(Нм)08.
5.1.10 Вес хвостового редуктора вращающего рулевой винт
где - весовой коэффициент для хвостового редуктора значение которого равно 0101 кгс(Нм)08.
5.1.11 Вес и основные размеры рулевого винта 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:
где - число лопастей рулевого винта.
5.1.12 Вес лопастей рулевого винта
- весовой коэффициент для лопасти РВ
5.1.13 Вес втулки рулевого винта
где - центробежная сила действующая на лопасть
- весовой коэффициент для втулки принимаемый равным 00595 кгскН135
- весовой коэффициент зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле:
Значение центробежной силы действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки
5.1.14 Вес двигательной установки
Удельный вес двигательной установки вертолета рассчитывается по эмпирической формуле:
где - приведенная мощность двигательной установки.
Вес двигательной установки будет равен:
5.1.15 Вес вспомогательной силовой установки
5.1.16 Вес топливной системы
где - вес затрачиваемого на полет топлива
- весовой коэффициент принимаемый для топливной системы равным 009.
где - площадь омываемой поверхности фюзеляжа которая определяется по формуле:
– взлетная масса первого приближения кг
kф - коэффициент равный 17.
5.1.18 Вес горизонтального оперения (стабилизатора)
где - весовой коэффициент горизонтального оперения
Вес шасси оценивается в процентах от взлетного веса
где kш - весовой коэффициент зависящий от конструкции шасси:
- для неубираемого шасси
- для убираемого шасси.
Вес конструкции стоек шасси примем .
Тогда суммарный вес колес
Число колес носовой опоры шасси - .
Число тормозных колес основных опор шасси .
Число нетормозных колес основных опор шасси .
По полученному весу шасси подбираем тип и марку колес шасси носовой и основных опор.
Характеристики колес
Пневматики полубаллонного типа
Давление в шине кгссм2
5.1.19 Вес электрооборудования
где – расстояние между осями несущего и рулевого винтов
– число лопастей несущего винта
– радиус несущего винта
– относительное удлинение лопастей несущего винта
и - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования значения которых равны:
5.1.20 Вес прочего оборудования
где - весовой коэффициент значение которого равно 2.
5.2 Определение массы пустого вертолета во втором приближении
5.3 Взлетная масса вертолета во втором приближении
Используя уточненный расчет пустого вертолета рассчитаем взлетную массу вертолета во втором приближении.
По уравнению относительности весов определяем погрешность между первым и вторым приближением
Выбор двигателя для проектируемого вертолета осуществляется по величине потребной энерговооруженности наибольшей из числа рассматриваемых наиболее нагруженных режимов и значению рассчитанной во втором приближении взлетной массы вертолета:
Висение на статическом потолке вертолет-прототип Ми-26Т выполняет при нормальной взлетной массе тоже примем и для проектируемого вертолета.
В качестве силовой установки выберем два двигателя Д-127 общей мощностью
Характеристики двигателя Д-127 представлены в таблице 3.2.
Турбовальный со свободной турбиной
Чрезвычайный режим л. с.
Максимальный взлётный режим л. с.
Взлётный режим л. с.
Удельный расход топлива на крейсерском режиме кгл. с.ч
Наименование нагрузок
Промежуточный редуктор
Лопасти несущего винта
Втулка несущего винта
Система бустерного управления
Система ручного управления
Лопасти рулевого винта
Втулка рулевого винта
Носовая часть фюзеляжа (15%)
Центральная часть фюзеляжа (24%)
Хвостовая балка (13%)
Крепление редуктора (4%)
Носовая стойка шасси (16%)
Основные стойки шасси (82%)
Хвостовая опора (2%)
Оборудование и управление
Приборы в кабине (25%)
Радиооборудование (27%)
Гидрооборудование (20%)
Пневмооборудование (6%)
Дополнительное оборудование (22%)
Снаряжение и служебная нагрузка
Топливо (полный запас)

КАМОВ.cdw

Максимальная скорость полёта
Динамический потолок
Крейсерская скорость полета
Экономическая скорость полёта у земли H=0 м
Экономическую скорость полёта на динамическом потолке
Максимальная дальность полёта
Взлётная мощность двигателя

Раздел 14 Анализ результатов проектирования.docx

Анализ результатов проектирования
Основные характеристики спроектированного вертолета и вертолетов-прототипов
Максимальная взлетная масса кг
Максимальная скорость кмч
Крейсерская скорость кмч
Статический потолок м:
Динамический потолок м
Взлетная мощность двигателя л. с.
Диаметр несущегорулевого винта м
Длина вертолета с вращающимися винтами м
Высота до втулки НВ м
Габариты грузовой кабины (длинавысоташирина) м
Количество лопастей НВРВ
Характеристики спроектированного вертолета соответствуют техническому заданию вертолет отвечает требованиям безопасности НЛГВ для транспортных вертолетов АП-27.
Хвостовая опора расположена таким образом что при посадке с большими углами кабрирования препятствует поломке киля и РВ. Наличие на вертолете двух независимо работающих двигателей повышает безопасность перелетов.
Использование нового бортового радиолокационного оборудования применение многофункциональных жидкокристаллических индикаторов и локатора ночного видения позволяет использовать вертолет при полетах над водным (морским) пространством другой безориентирной местностью в том числе ночью в простых и сложных метеоусловиях таким образом обеспечивая круглосуточность выполнения задач уменьшая простой вертолета увеличивая его конкурентноспособность и оправдывая затраты на его эксплуатацию.
Список используемой литературы
Акимов А. Я. Аэродинамика и летные характеристики вертолетов. М.: Машиностроение 1988
Аксёнов А. И. Аэродинамика и ЛТХ вертолётов. Учебное пособие по курсовому и дипломному проектированию. Харьков: ХАИ. 1976
Игнаткин Ю. М. Сборник задач. Учебное пособие по курсу “Аэродинамический расчет вертолета”. Москва: МАИ 1998
Миль М. Л. и др. Вертолеты. Расчет и проектирование. Ч. 1. Аэродинамика. Москва: Машиностроение 1966
Муганлинский С. Г. Учебное пособие. Аэродинамическое проектирование балансировка и расчет летно-технических характеристик вертолета одновинтовой схемы. Таганрог.: ТРТУ. 2005
Юрьев Б. И. Аэродинамический расчёт вертолётов. М.: Машиностроение 1956
Братухин И. П. Проектирование и конструкции вертолётов. М.: Воениздат 1955
Братухин И.П. Шайдаков В.И. Артамонов Б.Л. Перелыгин С. И. Алгоритмы и программы расчетов при проектировании вертолетов. М.: МАИ 1978
Завалов А.О. Скулков Д.Д. Проектирование вертолета. Метод. указ. к курсовой работе. М.: МАИ 1990
Кривцов В. С. Карпов Я.С. Лосев Л. И. Проектирование вертолетов. Учебник. Харьков: Национ. аэрокосмич. университет “ХАИ”. 2003
Тищенко М. Н. Некрасов А. В. Радин А. С. Вертолеты. Выбор параметров при проектировании. М.: Машиностроение 1976
Богданов Ю. С. Конструкция вертолётов. М.: Машиностроение 1990
Володко А. М. Вертолёты. Справочник по аэродинамике динамике конструкции. М.: Воениздат 1992
Воскобойник М. С. Конструкция и прочность вертолетов и вертолётов. М.: Транспорт 1972
Далин В. Н. Конструкция вертолетов. М.: Машиностроение 1971
Далин В. Н. Конструирование агрегатов планера вертолета. Москва: 1979
Михеев Р. А. Расчет на прочность Ч. 1. М.: МАИ. 1974
Пащенко Ж. А. Рыбальченко С.Н. Сердюк А.Д. Полимерные композиционные материалы и их применение в вертолетостроении. Таганрог.: Таганрогский авиационный колледж имени В. М. Петлякова. 1993
Нормы Летной Годности вертолетов (НЛГВ-2). 1987
Анурьев В. И. Справочник конструктора-машиностроителя. М.: Машиностроение 1980
Изаксон А. М. Советское вертолётостроение. М.: Машиностроение 1988
Общий вид вертолета (А0);
Компоновка вертолета (А0
Схема членения вертолета (А0);
Стабилизатор (сборочный) (А0
Стапель сборки стабилизатора (сборочный) (А0);
Плакат "Области возможных полетов" и "Профили полетов" (А1);
Плакат иллюстрирующий НИР (А1).

Раздел 3_2.docx

Расчет взлетного веса определение основных параметров и выбор двигателя вертолета
1 Определение взлетной массы вертолета в первом приближении
1.1 Определение массы целевой служебной нагрузки и экипажа
Масса целевой нагрузки для многоцелевых вертолетов равна массе коммерческой нагрузки и определяется:
(из задания на проектирование);
= 90 кг – средняя масса пассажира сопровождающего груз;
= 3 – количество пассажиров сопровождающих груз;
Снаряжение служебная нагрузка экипаж:
= 100 кг – масса одного члена летного подъемного состава с личными вещами;
- число членов экипажа;
= 100 кг - масса одного члена вспомогательного состава (борттехник) с личными вещами;
- число членов экипажа вспомогательного состава;
снаряжение и служебная нагрузка (вода в бортовом кипятильнике не вырабатываемое топливо масло в двигателях редукторах радиаторах трубопроводах аптечки и инструмент чехлы для агрегатов и т. п. спасательное оборудование (аварийные трапы и т. д.) посадочные места) 325 кг.
1.2 Определение относительной массы топлива вертолета в первом приближении
Масса топлива определяется таким образом чтобы обеспечивалось выполнение одного полетного задания со стандартным аэронавигационным запасом на 30 мин.
Относительную массу топлива потребного для полета на заданную дальность определим по безразмерной формуле
L - дальность полета (из задания на проектирование)
- относительный километровый расход топлива т. е. километровый расход отнесенный к взлетной массе вертолета 1км. Определяется по формуле:
- взлетная масса проектируемого варианта берем по Ми-26Т: при котором на прототипе достигается дальность 500 км.
- относительный часовой расход топлива 1ч. Определяется по формуле:
Отсюда относительная масса топлива:
1.3 Определение относительной массы пустого вертолета в первом приближении
По статистическим данным принимаем для проектируемого вертолета значение
1.4 Взлетная масса вертолета в первом приближении
Максимальная взлетная масса вертолета в первом (I) приближении определяется по формуле:
- коэффициент массовой отдачи по полной нагрузке (выше чем у вертолета-прототипа)
2 Расчет параметров несущего винта вертолёта
2.1 Радиус несущего винта
где - взлетная масса вертолета кг;
g - ускорение свободного падения равное 981 мс2;
p - удельная нагрузка на площадь ометаемую несущим винтом Нм2;
Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям представленным в работе [1]: где = 600 Нм2.
Принимаем радиус несущего винта равным
2.2 Выбор окружной скорости вращения концов лопастей НВ
Угловая скорость с-1 вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости концов лопастей которая зависит от взлетной массы вертолета и составляет
2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках
- плотность воздуха на высоте Н = 0 м;
- плотность воздуха на высоте достижения максимальной скорости (из задания на проектирование).
- плотность воздуха на высоте статического потолка (из задания на проектирование).
- плотность воздуха на высоте динамического потолка Ндин = 3500 км (из задания на проектирование).
2.4 Экономические скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки (характеристика удельного лобового сопротивления ненесущих элементов):
Экономическую скорость полёта можно вычислить как
- коэффициент индукции несущей системы по высоте определим по формуле:
- коэффициент зависящий от удельного лобового сопротивления определим по формуле
Рассчитывается значение экономической скорости у земли кмчас:
где = 109 110 - коэффициент индукции несущей системы.
Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке кмчас:
2.5 Относительные значения максимальной у земли и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета
где - скорость на высоте H = 500 м (из задания на проектирование)
2.6 Допускаемые отношения коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке
2.7 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке
2.8 Заполнения несущего винта
Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
Принимаем заполнение несущего винта равным
В качестве расчетной величины заполнения несущего винта принимается наибольшее значение из и :
Длина хорды и относительное удлинение лопастей несущего винта будет равны:
где - число лопастей несущего винта ()
2.9 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения
где Sф - площадь горизонтальной проекции фюзеляжа м2;
Sго - площадь горизонтального оперения м2.
3 Расчет мощности двигательной установки вертолета (Определение потребной энерговооруженности силовой установки)
3.1 Удельная мощность при висении на статическом потолке
Удельная мощность потребная для привода несущего винта в режиме висения на статическом потолке рассчитывается по формуле:
где - потребная мощность л. с.;
- коэффициент учитывающий влияние формы лопасти на индуктивное сопротивление винта на режиме висения
- удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь кгс;
- относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;
Для приближенного расчёта при закрутке прямоугольной лопасти на угол можно принять = 1035 [8] и
- отношение коэффициента профильного сопротивления лопасти к коэффициенту подъемной силы лопасти [8] что соответствует су0 = 0407 и 6-типроцентной относительной толщине профиля на концах лопастей.
Для одновинтового вертолёта можно принять [8].
- относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения :
3.2 Удельная мощность 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.
- коэффициент индукции несущей системы определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:
3.3 Удельная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости
Удельная мощность потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости рассчитывается по формуле:
где - окружная скорость концов лопастей несущего винта;
- относительная эквивалентная вредная пластинка;
3.4 Удельная мощность в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете
Удельная мощность потребная для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:
где - экономическая скорость у земли кмч;
3.5 Удельные приведенные к Н = 0 км и V = 0 кмч мощности для различных случаев полета
3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке
где - удельная дроссельная характеристика которая зависит от высоты статического потолка и рассчитывается по формуле:
- коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения значение которого зависит от взлетной массы вертолета :
3.5.2 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета
и - степени дросселирования двигателей зависящие от высоты динамического потолка и скорости полета в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:
3.5.3 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости Vmax
где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета
- дроссельные характеристики двигателей зависящие от высоты потолка
- дроссельные характеристики двигателей зависящие от скорости полета Vmax:
3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете
- степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы
- количество двигателей вертолета.
3.6 Расчет потребной приведенной мощности двигательной установки
Для расчета потребной приведенной мощности двигательной установки выбирается максимальное значение удельной приведенной мощности:
Потребная мощность двигательной установки вертолета будет равна:
где - взлетная масса вертолета первого приближения
g = 981 м2с - ускорение свободного падения.
4 Расчет массы топлива вертолета во втором приближении
4.1 Крейсерская скорость полета
Для расчета массы топлива обеспечивающей заданную дальность полета необходимо определить крейсерскую скорость Vкр. Расчет крейсерской скорости выполняется методом последовательных приближений в следующей последовательности:
а) Принимается значение крейсерской скорости первого приближения:
б) Рассчитывается коэффициент индукции Iэ:
в) Определяется удельная мощность потребная для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме:
где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки
- коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета рассчитываемый по формуле:
- коэффициент изменения мощности;
- коэффициент использования мощности на крейсерской скорости полета
г) Рассчитывается крейсерская скорость второго приближения:
д) Определяется относительное отклонение скоростей первого и второго приближения:
При производится уточнение крейсерской скорости первого приближения она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения . Затем расчет повторяется с пункта б) и заканчивается при условии .
4.2 Удельный расход топлива
- удельный расход топлива на крейсерском режиме;
- удельный расход топлива на взлетном режиме;
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от высоты полета;
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета;
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от температуры наружного воздуха;
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей.
В случае полета на крейсерском режиме принимается:
Масса топлива mт затрачиваемого на полет будет равна:
где - удельная мощность потребляемая на крейсерской скорости
- крейсерская скорость
L - дальность полета.
5 Определение взлетной массы вертолета во втором приближении
5.1 Определение веса узлов и агрегатов вертолета
5.1.1 Вес лопастей несущего винта
где - радиус несущего винта м;
- заполнение несущего винта;
- весовой коэффициент лопастей
5.1.2 Вес втулки несущего винта
где - весовой коэффициент втулок современных конструкций
- коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.
В расчете можно принять:
следовательно в результате преобразований мы получим:
Для определения веса втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу :
5.1.3 Вес системы бустерного управления (автомат перекоса гидроусилители гидросистема управления несущим винтом)
где – хорда лопасти несущего винта с закрылками = 08 м;
- весовой коэффициент системы бустерного управления который можно принять равным 132 кгсм3.
5.1.4 Вес системы ручного управления
где - весовой коэффициент системы ручного управления принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кгсм.
5.1.5 Вес главного редуктора в зависимости от крутящего момента на валу несущего винта
где – весовой коэффициент среднее значение которого равно 00616 кгс(Нм)08.
Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки и частоту вращения винта :
где 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m0:
Вес главного редуктора:
5.1.6 Расчет тяги для определения массы узлов привода рулевого винта
где – крутящий момент на валу несущего винта
– расстояние между осями несущего и рулевого винтов.
5.1.6.1 Расстояние между осями несущего и рулевого винтов
Равно сумме их радиусов и зазора между концами их лопастей:
где - зазор принимаемый равным 015 02 м для легких вертолетов и не менее 0415 м для транспортных вертолетов.
- радиус рулевого винта который в зависимости от взлетной массы вертолета составляет:
где - относительный радиус РВ
5.1.7 Мощность расходуемая на вращение рулевого винта
где – относительный КПД рулевого винта который можно принять равным 06 065.
Крутящий момент на валу рулевого винта равен:
где - частота вращения вала рулевого винта
Крутящий момент передаваемый трансмиссионным валом при частоте вращения nвал. = 2684 обмин равен:
5.1.8 Вес трансмиссионного вала
где kвал. – весовой коэффициент для трансмиссионного вала который равен 00318 кгс(Нм)53
– расстояние между осями несущего и рулевого винтов м
5.1.9 Вес промежуточного редуктора
где – весовой коэффициент для промежуточного редуктора равный 0135 кгс(Нм)08.
5.1.10 Вес хвостового редуктора вращающего рулевой винт
где - весовой коэффициент для хвостового редуктора значение которого равно 0101 кгс(Нм)08.
5.1.11 Вес и основные размеры рулевого винта 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:
где - число лопастей рулевого винта.
5.1.12 Вес лопастей рулевого винта
- весовой коэффициент для лопасти РВ
5.1.13 Вес втулки рулевого винта
где - центробежная сила действующая на лопасть
- весовой коэффициент для втулки принимаемый равным 00595 кгскН135
- весовой коэффициент зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле:
Значение центробежной силы действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки
5.1.14 Вес двигательной установки
Удельный вес двигательной установки вертолета рассчитывается по эмпирической формуле:
где - приведенная мощность двигательной установки.
Вес двигательной установки будет равен:
5.1.15 Вес вспомогательной силовой установки
5.1.16 Вес топливной системы
где - вес затрачиваемого на полет топлива
- весовой коэффициент принимаемый для топливной системы равным 009.
где - площадь омываемой поверхности фюзеляжа которая определяется по формуле:
– взлетная масса первого приближения кг
kф - коэффициент равный 17.
5.1.18 Вес горизонтального оперения (стабилизатора)
где - весовой коэффициент горизонтального оперения
Вес шасси оценивается в процентах от взлетного веса
где kш - весовой коэффициент зависящий от конструкции шасси:
- для неубираемого шасси
- для убираемого шасси.
Вес конструкции стоек шасси примем .
Тогда суммарный вес колес
Число колес носовой опоры шасси - .
Число тормозных колес основных опор шасси .
Число нетормозных колес основных опор шасси .
По полученному весу шасси подбираем тип и марку колес шасси носовой и основных опор.
Характеристики колес
Пневматики полубаллонного типа
Давление в шине кгссм2
Основная опора шасси
5.1.19 Вес электрооборудования
где – расстояние между осями несущего и рулевого винтов
– число лопастей несущего винта
– радиус несущего винта
– относительное удлинение лопастей несущего винта
и - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования значения которых равны:
5.1.20 Вес прочего оборудования
где - весовой коэффициент значение которого равно 2.
5.2 Определение массы пустого вертолета во втором приближении
5.3 Взлетная масса вертолета во втором приближении
Используя уточненный расчет пустого вертолета рассчитаем взлетную массу вертолета во втором приближении.
По уравнению относительности весов определяем погрешность между первым и вторым приближением
Выбор двигателя для проектируемого вертолета осуществляется по величине потребной энерговооруженности наибольшей из числа рассматриваемых наиболее нагруженных режимов и значению рассчитанной во втором приближении взлетной массы вертолета:
Висение на статическом потолке вертолет-прототип Ми-26Т выполняет при нормальной взлетной массе тоже примем и для проектируемого вертолета.
В качестве силовой установки выберем два двигателя Д-127 общей мощностью
Характеристики двигателя Д-127 представлены в таблице 3.2.
Турбовальный со свободной турбиной
Чрезвычайный режим л. с.
Максимальный взлётный режим л. с.
Взлётный режим л. с.
Удельный расход топлива на крейсерском режиме кгл. с.ч
Наименование нагрузок
Промежуточный редуктор
Лопасти несущего винта
Втулка несущего винта
Система бустерного управления
Система ручного управления
Лопасти рулевого винта
Втулка рулевого винта
Носовая часть фюзеляжа (15%)
Центральная часть фюзеляжа (24%)
Хвостовая балка (13%)
Крепление редуктора (4%)
Носовая стойка шасси (16%)
Основные стойки шасси (82%)
Хвостовая опора (2%)
Оборудование и управление
Приборы в кабине (25%)
Радиооборудование (27%)
Гидрооборудование (20%)
Пневмооборудование (6%)
Дополнительное оборудование (22%)
Снаряжение и служебная нагрузка
Топливо (полный запас)

Раздел 4 Аэродинамическая компоновка вертолета.docx

Аэродинамическая компоновка вертолета
Задачей аэродинамической компоновки является определение формы размеров и взаимного положения частей вертолета омываемых воздушным потоком. Основой для решения задачи аэродинамической компоновки в дипломном проекте является:
— выбранная схема и эскиз общего вида проектируемого вертолета;
— геометрические параметры и характеристики вертолета.
Результатом аэродинамической компоновки является чертеж общего вида проектируемого вертолета.
Применительно к вертолетам аэродинамическая компоновка характеризуется:
— количеством и расположением несущих и рулевых винтов;
— наличием расположением и формами крыла и оперения;
— количеством и формами выступающих в поток элементов (шасси внешние подвески).
1. Взаимное расположение винтов
1.1 Выбор параметров и места расположения несущего винта
Чтобы не было крена фюзеляжа при вертикальном взлете и на режиме висения ось вращения рулевого винта расположена в плоскости проходящей через центр втулки несущего винта перпендикулярно его оси. При этом ось несущего винта расположили не перпендикулярно продольной оси фюзеляжа а наклоняют вперед на 4°. Это необходимо для того чтобы на крейсерском режиме полета ось фюзеляжа была направлена вдоль траектории полета и фюзеляж за счет этого имел бы наименьшее лобовое сопротивление.
Основные геометрические данные:
Форма лопасти в плане – прямоугольная. Лопасти выбираем закрученные это позволяет улучшить работу несущего винта на вертолетных режимах и снизить себестоимость изготовления.
Лопасть НВ имеет геометрическую и аэродинамическую крутку. Геометрическая крутка: 6°30' у комля лопасти меняющаяся до 0° на конце лопасти.
Аэродинамическая крутка:
от 1 до 3 отсека =2095 %;
от 4 до 11 отсека =205 % - 1194 %;
от 12 до 24 отсека =1083 %;
от 24 до 26 отсека =1096 %.
F – площадь ометаемая несущим винтом определяется по формуле
– коэффициент заполнения несущего винта равен отношению площади лопастей к площади ометаемой НВ
= 8 (число лопастей);
= 0835 м (хорда лопасти при r = 07R)
R = 16 м - радиус НВ
1.2 Выбор параметров и места расположения рулевого винта
Диаметр d и обороты РВ а также коэффициент заполнения определяют исходя из того чтобы получить достаточную тягу для уравновешивания реактивного крутящего момента несущего винта и для путевого управления при минимальной мощности затрачиваемой на РВ.
Максимальная тяга РВ на режиме висения должна быть не меньше:
где – максимальный крутящий момент НВ;
– плечо тяги рулевого винта.
РВ с изменяемым шагом устанавливают на килевой балке с зазором между концами лопастей несущего и рулевого винтов не менее 250 мм (для легких вертолетов) и не менее 415 мм (для транспортных вертолетов).
Плечо тяги хвостового винта можно посчитать по формуле:
Согласно статистическому анализу прототипов примем = 02378
При расчете диаметра несущего винта было получено значение DНВ = 32 м.
Обороты и коэффициент заполнения РВ можно наметить исходя из допустимой окружной скорости винта которую нужно выбирать так чтобы на всех режимах полета отсутствовали срыв потока с концов лопастей и влияние сжимаемости потока.
Расчетная окружная скорость вращения РВ по статистике находится в пределах 180 230 мс отсюда найдем = 576 с-1 ÷ 736 с-1
Частота вращения РВ . n = 550 ÷ 703.
Примем = 68 с-1 (n = 650).
Ометаемая площадь РВ
Для РВ примем количество лопастей – 5 (лопасть - прямоугольная в плане незакрученная).
где – площадь лопастей;
F – ометаемая площадь РВ;
– количество лопастей ( = 5).
По статистике заполнение винта примем = 0198 тогда хорда лопасти РВ ; b = 0474 м.
Мощность на валу НВ:
где – угловая скорость вращения НВ = 185 с-1
n – частота вращения НВ n = 132 .
Суммарная мощность двух двигателей
NДВ = 2х11500 л. с. = 23000 л. с.
Длина вертолета с вращающимися винтами:
L = DНВ + dРВ + 0415 = 32 + 761 + 0415 = 40025 м
2 Проектирование фюзеляжа вертолета
А) Носовая часть фюзеляжа:
Длина носовой части фюзеляжа м:
где - численность экипажа находящегося в кабине пилотов;
= 3; kH = 1905 – длина кабины сопровождения.
Б) Центральная часть фюзеляжа
Габариты грузовой кабины:
Высота Hкаб = 316 м
Ширина Bкаб = 320 м
Такие габариты грузовой кабины обеспечивают размещение стандартных контейнеров самоходной и несамоходной техники.
Длина хвостовой балки
3 Расположение и форма киля (килевой балки)
Килевая балка расположена хвостовой части фюзеляжа и является его продолжением. Примененный в конструкции несимметричный профиль разгружает рулевой винт на 25-30 % тем самым способствуя уменьшению отбора мощности силовой установки для привода РВ.
4 Расположение и форма стабилизатора
Стабилизатор вынесен на переднюю кромку киля что положительно сказалось на продольную статическую устойчивость по скорости полета и углу атаки.
- форма в плане - прямоугольная
- угол установки относительно СГФ ст = 027 °.
5 Определение параметров и расположения шасси
Рис. 4.1 Параметры характеризующие расположение шасси вертолетов
В качестве основных параметров примем:
углы выноса шасси = 4131 = 1475;
угол опрокидывания = 976;
высота винта над землей Н = 8145 м;
база шасси b = 8950 м.

Проектирование соосника курсовая_.docx

Анализ и формирование исходных данных для расчета4
Расчет массы полезной нагрузки вертолёта6
Расчет параметров несущего винта вертолета7
1 Радиус несущего винта вертолёта7
2 Определение окружной скорости несущего винта8
3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке9
4 Вычисление коэффициента заполнения несущего винта10
Расчет мощности двигательной установки вертолета12
1 Расчёт удельной мощности при висении на статическом потолке12
3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью13
4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете14
5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета14
5.1 Удельная приведённая мощность при висении на статическом потолке рассчитывается как:14
Расчет массы топлива18
Определение массы узлов и агрегатов вертолета20
1 Расчет массы лопастей несущего винта20
2 Расчет массы втулки несущего винта20
3 Расчет массы системы управления21
4колонки управления22
5главного редуктора23
6 Расчёт массы элементов трансмиссии23
7 Расчет массы двигательной установки вертолета24
8 Расчет массы фюзеляжа оборудования и шасси вертолета25
9 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения27
Сводные результаты проектировочного расчета вертолета28
Описание компоновки вертолета29
Список использованных литературы33
Проектирование вертолета представляет собой процесс разработки технической документации определяющей летно-технические характеристики его аэродинамическую компоновку и конструктивно-силовую схему а также конструкцию основных узлов и агрегатов и компоновку основных систем вертолета.
Задачей проектирования является разработка схемы структуры и конструкции будущего вертолета и составляющих его элементов которая должна обеспечить при определенных ограничениях наиболее эффективное выполнение поставленных целей.
Ограничениями являются физические параметры сроки проектирования и производственно-технологические аспекты.
В связи с большим количеством факторов влияющих на летно-технические характеристики проектируемого вертолета а также ввиду необходимости определения большого числа взаимозависимых параметров проектирование вертолета является сложной инженерной задачей.
Анализ и формирование исходных данных для расчета
Подбор параметров по ЛТХ вертолетов-прототипов
Таблица 1 - Летно-технические характеристики прототипов
Взлётная масса вертолёта кг
Соосной схемы с двумя несущими винтами
Масса пустого вертолёта кг
Максимальная дальность полёта км
Высота статического потолка м
Высота динамического потолка м
Максимальная скорость полёта кмч
Диаметр несущего винта м
Количество лопастей несущего винта
Количество и тип двигателей в составе силовой установки вертолёта
Рисунок 1 – Схема вертолета Ка-27
Рисунок 2 – Схема вертолета Ка-31
Рисунок 3 – Схема вертолета Ка-32
Расчет массы полезной нагрузки вертолёта
Масса полезной нагрузки вертолёта вычисляется как:
где – масса полезной нагрузки кг; – масса экипажа кг (масса 1 члена экипажа принимается равной 90 кг); – максимальная взлетная масса вертолета кг; – коэффициент массовой отдачи по полной нагрузке вычисляется как:
- относительная масса топлива первого приближения вычисляется как:
где – относительный километровый расход топлива равный 000022; – относительный часовой расход топлива равный 000057. Тогда по формуле (2.1):
Расчет параметров несущего винта вертолета
1 Радиус несущего винта вертолёта
Радиус несущего винта вертолёта соосной схемы рассчитывается по формуле:
где - ускорение свободного падения равное 981 ; - удельная нагрузка на площадь ометаемую несущим винтом вычисляется как:
где – среднее значение диаметра несущего винта м вычисленное по диаметрам несущих винтов трёх вертолётов – прототипов. По формуле (3.1.1) вычисляем радиус НВ:
Принимаем радиус несущего винта равным .
2 Определение окружной скорости несущего винта
Определяем величину окружной скорости R концов лопастей из диаграммы изображенной на рисунке 1:
Рисунок 1 – Диаграмма зависимости концевой скорости лопасти от скорости полета для постоянных значений и
При = 260 кмч R = 235 мс.
Определяем угловую скорость и частоту вращения несущего винта по формулам (3.2.1) и (3.2.2):
3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки по формуле:
где – площадь эквивалентной вредной пластинки для вертолетов с неубирающимся шасси равная:
Тогда по формуле (2.10) получаем следующие значения:
Экономическая скорость у земли (Н = 0) рассчитывается как:
Экономическая скорость на динамическом потолке (Н = ) рассчитывается как:
где – относительная плотность воздуха на динамическом потолке вычисляется как:
где и соответственно плотности воздуха на динамическом потолке и на уровне земли берутся согласно ГОСТ 4401-81.
Далее рассчитываются относительные значения максимальной скорости у земли и экономической скорости на динамическом потолке по формулам:
4 Вычисление коэффициента заполнения несущего винта
Так как формула (3.4.1) для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли имеет вид:
Формула для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для экономической скорости на динамическом потолке:
Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке производится по формулам (3.4.3) и (3.4.4) соответственно:
Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
В качестве расчетной величины заполнения несущего винта принимается значение из условия:
Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта будут равны:
где - число лопастей несущего винта.
Расчет мощности двигательной установки вертолета
1 Расчёт удельной мощности при висении на статическом потолке
Удельная мощность потребная для привода несущего винта на режиме висения на статическом потолке рассчитывается как:
где - потребная мощность для висения на статическом потолке Вт; - относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения для одновинтового и соосного вертолёта можно принять ;
– относительный КПД несущего винта на режиме висения для современных вертолётов находится в диапазоне (для соосной схемы); - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка.
где и соответственно плотности воздуха на динамическом потолке и на уровне земли берутся согласно ГОСТ 4401-81. По формуле (4.1.1) получаем:
2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости
Удельная мощность потребная для привода несущего винта в горизонтальном полёте на максимальной скорости вычисляется по формуле:
где – коэффициент индукции определяемый в зависимости от скорости полёта по следующим уравнениям:
для вертолёта соосной схемы коэффициент индукции вычисляется как:
Тогда по формуле (4.2.1) удельная мощность потребная для привода несущего винта в горизонтальном полёте на максимальной скорости рассчитывается как:
3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:
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 вычисляется как:
5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета
5.1 Удельная приведённая мощность при висении на статическом потолке рассчитывается как:
где - степень дросселирования двигателей зависящая от высоты статического потолка рассчитываемая по формуле:
- коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения. Так как масса проектируемого вертолета составляет 15 тонн.
Тогда по формуле (4.5.1) удельная приведённая мощность при висении на статическом потолке получается:
5.2 Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости:
где - степень дросселирования двигателей зависящая от скорости полёта рассчитываемая по формуле:
- коэффициент использования мощности двигательной установки на максимальной скорости полета равный . Тогда по формуле (4.5.4) получаем следующие значения:
5.3 Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
где - степень дросселирования на номинальном режиме равна ; - степень дросселирования двигателей зависящая от высоты динамического потолка рассчитываемая по формуле:
– степень дросселирования двигателей зависящая от скорости полёта рассчитываемая по формуле:
Тогда по формуле (4.5.7) получаем следующие значения:
5.4 Удельная приведённая мощность в полёте у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлёте равна:
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:
Тогда по формуле (4.5.11) получаем следующие значения:
5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки
Для расчёта потребной мощности двигательной установки выбирается максимальное значение удельной приведённой мощности (потребной энерговооружённости):
Потребная мощность двигательной (силовой) установки включающей будет равна:
Принимаем два газотурбинных двигателя Д-25В общей мощностью 2×4045 кВт. Условие выполняется.
Таблица 3 - Параметры выбранного двигателя
Мощность на максимальном режиме
Удельный расход топлива на максимальном режиме
Степень повышения давления
Расчет массы топлива
При расчёте массы топлива для полёта на заданную дальность предполагается что полёт совершается на высоте Н = 500 м с крейсерской скоростью при
где - относительная масса топлива второго приближения вычисляется как:
где – коэффициент учитывающий 5%-ный навигационный запас топлива расход топлива на переходных режимах а также запас топлива на возможные неточности расчёта и т.д. 119;
– крейсерская скорость полёта вертолёта кмч; – степень дросселирования на крейсерском режиме ; – удельный расход топлива при работе двигателей на крейсерском режиме:
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:
- 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 .
Определение массы узлов и агрегатов вертолета
1 Расчет массы лопастей несущего винта
Суммарная масса лопастей несущего винта одновинтового вертолёта определяется из следующего соотношения:
где - относительная суммарная масса лопастей определяется как:
– коэффициент характеризующий некоторые конструктивные особенности несущего винта: лёгких и лёгких вертолётов: из композиционных материалов = 1255 ; – коэффициент относительной массы лопастей несущего винта:
2 Расчет массы втулки несущего винта
Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле:
где – коэффициент относительной массы втулки несущего винта:
– коэффициент втулки для лёгких вертолётов ();
– коэффициент учитывающий влияния числа лопастей на массу втулки:
Тогда по формуле (6.2.2) вычисляем относительную суммарную массу винтов:
По формуле (6.2.1) рассчитываем массу втулки несущего винта вертолета:
3 Расчет массы системы управления
При оценке массы системы управления вертолётом её условно разделяют на две части:
) ручную (проводка управления от командных рычагов до бустеров управление двигателями стабилизатором вспомогательные системы управления для открытия грузовых створок трапов капотов выпуска шасси);
) бустерную (автомат перекоса бустеры с их креплением проводка управления от бустеров до автомата перекоса основная гидросистема).
Масса системы управления определяется в этом случае по формуле:
где и – масса ручного и бустерного управлений вычисляется как:
– коэффициент массы ручного управления равный кгм;
– коэффициент массы бустерного управления – коэффициент относительной массы системы бустерного управления:
Тогда по формуле (6.3.2) (6.3.3) и (6.3.1) рассчитаем массы ручного и бустерного управлений и массу системы управления:
- верхний и нижний автоматы перекоса;
- верхняя и нижняя ползушки;
- механизм общего и дифференциального шага;
- блоки продольного и поперечного управления автоматов перекоса.
Масса колонки определяемая суммарной массой втулок верхнего и нижнего несущих винтов вычисляется по соотношению:
5главного редуктора
Для соосной схемы масса главного редуктора несущих винтов вычисляется по формуле:
По формуле (6.5.1) определяем массу главного редуктора несущих винтов:
6 Расчёт массы элементов трансмиссии
Суммарная масса привода несущих винтов вертолёта соосной схемы (двух валов с муфтами):
где - суммарная относительная масса привода несущих винтов
7 Расчет массы двигательной установки вертолета
Масса двигательной установки с системами и вспомогательной силовой установкой рассчитывается по формуле:
где - удельная масса двигателя для современных вертолётных двигателей большой мощности (свыше 2000 кВт) – 008 кгкВт; - коэффициент учитывающий увеличение массы двигательной установки за счёт систем: охлаждения противопожарной запуска узлов крепления двигателей масляных систем двигателей и главного редуктора масла для средних вертолетов 004 кгкВт; - коэффициент характеризующий увеличение массы двигательной установки за счёт топливной системы; для средних вертолётов = 006; - относительная масса вспомогательной силовой установки (ВСУ):
Тогда масса двигательной установки по формуле (6.7.1) будет равна:
Масса одного двигателя будет равна:
Масса топливной системы:
8 Расчет массы фюзеляжа оборудования и шасси вертолета
Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле:
где – коэффициент относительной массы фюзеляжа ; – площадь наружной (омываемой) поверхности фюзеляжа которая приближённо определяется по формуле:
Тогда масса фюзеляжа по формуле (6.8.1) рассчитывается как:
Масса горизонтального оперения определяется по формуле:
где – площадь горизонтального оперения (стабилизатора) в проектных расчётах можно приближённо принять:
– удельная масса горизонтального оперения .
Масса электрооборудования вертолёта подсчитывается как:
где – коэффициент учитывающий массу единицы длины электропроводки кгм; – расстояние между осями несущего и рулевого винтов для одновинтового вертолёта м ; для продольной схемы – расстояние между осями несущих винтов ; для соосной схемы – ;
– коэффициент массы электрооборудования определяемого функционированием противообледенительной системы ; – общая площадь лопастей пропорционально связанная с площадью их обогреваемой поверхности:
Массы прочего оборудования вычисляется по формуле:
Масса шасси вертолета равна:
где - весовой коэффициент зависящий от конструкции шасси. Так как в проектируемом вертолете предусмотрено не убирающее шасси
9 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 парамров вертолета выполнен верно.
Сводные результаты проектировочного расчета вертолета
Таблица 4 – Рассчитанные параметры и характеристики вертолета и его агрегатов
Параметры и характеристики вертолета и его агрегатов
Взлетная масса второго приближения
Масса горизонтального оперения
Масса бустерного управления
Масса ручного управления
Масса колонки управления
Масса двигательной установки
Масса одного двигателя
Масса топливной системы
Масса лопастей несущего винта
Масса втулки несущего винта
Масса главного редуктора
Масса электрооборудования
Масса прочего оборудования
Масса топлива второго приближения
Диаметр несущего винта
Удельная нагрузка на площадь ометаемую несущим винтом
Окружная скорость несущего винта
Коэффициент заполнения несущего винта
Число лопастей несущего винта
Экономическая скорость у земли
Экономическая скорость на динамическом потолке
Длина хорды лопасти несущего винта
Удлинение лопасти несущего винта
Угловая скорость вращения несущего винта
Частота вращения несущего винта
Потребная мощность силовой установки
Тип и марка подобранного двигателя
Взлетная мощность выбранного двигателя
Массовая отдача по полной нагрузке
Описание компоновки вертолета
Проектируемый вертолет выполнен по соосной схеме с двумя ГТД и неубирающееся четырехстоечное шасси. .Фюзеляж типа полумонокок выполнен в основном из алюминиевых сплавов с двухместной кабиной экипажа в носовой части. Доступ в кабину экипажа осуществляется через сдвижные двери с обоих бортов в грузовую кабину - через сдвижную дверь
Хвостовое оперение состоит из стабилизатора прямоугольной формы в плане на концах которого установлены две килевые шайбы носками внутрь - для повышения путевой устойчивости шайбы снабжены большими рулями направления. Конструкция стабилизатора и шайб каркасная из алюминиевого сплава с широким применением композиционных материалов.
Шасси четырехопорное неубирающееся пирамидально-параллелограммного типа с двухкамерными масляно-воздушными амортизаторами низкого и высокого давления. Передние опоры самоориентирующиеся. Возможна установка лыж или аварийных надувных баллонетов наполнение которых осуществляется дистанционным управлением с помощью кнопки на рычаге общего шага.
Несущие винты соосные трехлопастные с шарнирным креплением лопастей и системой их складывания. Лопасти прямоугольной формы в плане имеют хорду 037 м. Лонжерон лопасти изготовлен из КМ на основе стеклопластика усиленного углеродными волокнами к лонжерону крепятся 13 секций слоистой конструкции с сотовым заполнителем. Лопасти снабжены регулируемыми на стоянке триммерами. Втулки несущих винтов изготовлены из титана и стали с антикоррозионной обработкой снабжены регулируемыми демпферами и системой гашения колебаний состоящей из двух грузов в комлевых частях лопастей нижних винтов настроенных таким образом чтобы их колебания были противофазны колебаниям лопастей.
Силовая установка состоит из двух ГТД со свободной турбиной Д-25В взлетной мощностью по 4045 кВт с системой автоматического регулирования обеспечивающей запуск двигателей и их устойчивую работу на всех режимах. Контроль над работой двигателей осуществляется с помощью указателя режимов на приборной доске. На случай отказа автоматики предусмотрено ручное управление двигателями. Запуск двигателей производится от вспомогательной силовой установки.
Главный редуктор планетарный двухступенчатый с двумя муфтами свободного хода и тормозом несущих винтов снабжен системой охлаждения с вентилятором и маслорадиаторами.
Топливная система включает 10 топливных баков объединенных в левую и правую группы. Под полом кабины размещены 8 топливных баков из которых два демпфируются при установке в кабине системы внешней подвески. Два бака размещаются снаружи в контейнерах по бокам фюзеляжа. В каждой группе баков имеется расходный бак в который поступает топливо из остальных баков. Система распределения топлива предусматривает возможность подачи топлива к одному двигателю от любой группы баков и к обоим двигателям от одной группы. В расходных баках установлено по два насоса работающих параллельно а в остальных баках - по одному насосу. Заправка вертолета производится через заливные горловины или штуцер централизованной заправки под давлением.
Электрическая система переменного тока трехфазная имеет два независимых генератора которые могут работать параллельно и раздельно с преобразователями и аккумуляторными батареями для цепи постоянного тока. Электросистема обогрева носков лопастей и воздухозаборников питается от сети трехфазного переменного тока рассчитана на непрерывную работу в течение всего полета.
Пилотажно-навигационный комплекс вертолета включает БЭВМ автопилот доплеровский измеритель скорости и сноса и радиовысотомер обеспечивающий автоматическую стабилизацию режимов полета и
автоматизированное управление включая полет по заданному маршруту и автоматический заход на посадку и зависание на высоте 25м над местом посадки. Комплект оборудования обеспечивает выполнение полетов по приборам днем и ночью в простых и сложных метеоусловиях используется также обзорная РЛС. Применена бортовая система регистрации полетных данных. Может быть установлена спасательная лебедка грузоподъемностью 300кг. Вертолет оснащен электродистанционной системой управления полетом и автоматической системой гашения колебаний груза на внешней тросовой подвеске.
В данной курсовой работе выполнено эскизное проектирование и весовые параметры а также параметры силовой установки подобранны два тубовальных двигатели Д-25В проектируемого многоцелевого вертолета с взлетной массой 15000 кг. Проведены расчеты полезной массы нагрузки вертолета параметров несущего винта расчет массы топлива и расчет мощности двигателя.
Все полученные параметры проектировочного расчета были сведены в одну таблицу для упрощения анализа проектируемого вертолета. После проектировочного расчета был выполнен чертеж общего вида в трех проекциях прототипа проектируемого вертолета на основе его основных параметров и геометрических размеров с учетом исходных данных. В результате вычислений масса второго приближения оказалась в пределах допустимой погрешности соотношение выполняется.
Экономическая скорость на динамическом потолке 2181 кмч экономическая скорость у земли 1798 кмч. рассчитанного вертолета отличается на 460% от заданной массы.
Список использованных литературы
Проектирование вертолётов: учебник В. С. Кривцов Я. С. Карпов Л. И. Лосев. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ун-т» 2003. – 344 с.
Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы): учебное пособие для технических вузов В. П. Мишин. В. К. Безвербый Б. М. Панкратов В. И. Зернов. - М.: Машиностроение 2005. – 375 с.
Методические указания к выполнению курсового проектирования по дисциплине «Проектирование ветолетов» Уфимск. гос. авиац. ун-т Б. Р. Абдуллин А. В. Зырянов: Уфа 2015.- 44с.
СТО УГАТУ–016–2007. – Графические и текстовые конструкторские документы. Общие требования к построению изложению оформлению. – Уфа: УГАТУ 2007. – 92 с.

Раздел 3 Расчет взлетного веса, определение основных параметров и выбор двигателя вертолета.docx

Расчет взлетного веса определение основных параметров и выбор двигателя вертолета
1 Определение взлетной массы вертолета в первом приближении
1.1 Определение массы целевой служебной нагрузки и экипажа
Масса целевой нагрузки для многоцелевых вертолетов равна массе коммерческой нагрузки и определяется:
(из задания на проектирование);
= 90 кг – средняя масса пассажира сопровождающего груз;
= 7 – количество пассажиров сопровождающих груз;
Снаряжение служебная нагрузка экипаж:
= 100 кг – масса одного члена летного подъемного состава с личными вещами;
- число членов экипажа;
= 100 кг - масса одного члена вспомогательного состава (борттехник) с личными вещами;
- число членов экипажа вспомогательного состава;
снаряжение и служебная нагрузка (вода в бортовом кипятильнике не вырабатываемое топливо масло в двигателях редукторах радиаторах трубопроводах аптечки и инструмент чехлы для агрегатов и т. п. спасательное оборудование (аварийные трапы и т. д.) посадочные места) 325 кг.
1.2 Определение относительной массы топлива вертолета в первом приближении
Масса топлива определяется таким образом чтобы обеспечивалось выполнение одного полетного задания со стандартным аэронавигационным запасом на 30 мин.
Относительную массу топлива потребного для полета на заданную дальность определим по безразмерной формуле
L - дальность полета (из задания на проектирование)
- относительный километровый расход топлива т. е. километровый расход отнесенный к взлетной массе вертолета 1км. Определяется по формуле:
- взлетная масса проектируемого варианта берем по Ми-26Т: при котором на прототипе достигается дальность 600 км.
- относительный часовой расход топлива 1ч. Определяется по формуле:
Отсюда относительная масса топлива:
1.3 Определение относительной массы пустого вертолета в первом приближении
По статистическим данным принимаем для проектируемого вертолета значение
1.4 Взлетная масса вертолета в первом приближении
Максимальная взлетная масса вертолета в первом (I) приближении определяется по формуле:
2 Определение основных параметров вертолета
2.1 Определение потребной энерговооруженности силовой установки
2.1.1 Удельная мощность несущего винта потребная для висения вертолета (на статическом потолке)
Определяется по формуле
- относительная плотность на высоте
- коэффициент учитывающий влияние формы лопасти на индуктивное сопротивление винта на режиме висения
- относительное увеличение силы тяги несущего винта для преодоления аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения находящихся в потоке от винта
Для приближенного расчёта при закрутке прямоугольной лопасти на угол можно принять = 1035 [8] и
- отношение коэффициента профильного сопротивления лопасти к коэффициенту подъемной силы лопасти [8] что соответствует су0 = 0407 и 6-типроцентной относительной толщине профиля на концах лопастей.
Для одновинтового вертолёта можно принять [8].
Исходя из этого получим выражение для определения удельной мощности на несущем винте:
Удельная мощность приведённая к Н = 0 потребная для обеспечения висения на статическом потолке
- коэффициент изменения мощности двигателя с высотой в полёте
Н - высота полёта км
- коэффициент использования мощности который на режиме висения можно принять 085 [по прототипу Ми-26Т]. В общем случае
- плотность воздуха на высоте Н = 0 м
- плотность воздуха на высоте статического потолка (из задания на проектирование)
– радиус несущего винта. Принимаем по вертолету-прототипу
– частота вращения несущего винта.
2.1.2 Удельная мощность на несущем винте потребная для горизонтального полёта на максимальной скорости у земли
Выражается зависимостью
- коэффициент индукции несущей системы = 112 [2]
- характеристика удельного лобового сопротивления ненесущих элементов
Vmax - максимальная скорость полета вертолета
Принимаем скорость на высоте H = 500 м при нормальной взлетной массе V = Vmax = 295 кмч (из задания на проектирование)
Потребная удельная мощность для Vmax приведена к мощности при Н = 0 V = 0.
- коэффициент изменения мощности двигателя по скорости на потолке
- плотность воздуха на высоте Н = 500 м
2.1.3 Удельная мощность на несущем винте потребная для горизонтального полёта на динамическом потолке
- коэффициент индукции несущей системы по высоте определим по формуле:
- коэффициент зависящий от удельного лобового сопротивления определим по формуле
Удельная мощность определяется с учётом того что полёт осуществляется на номинальном режиме работы двигателя
- отношение номинальной мощности двигателя к взлётной для двигателя Д-136
Экономическую скорость полёта можно вычислить как
- плотность воздуха на высоте динамического потолка Ндин = 4000 км
(из задания на проектирование)
2.2 Предварительное определение мощности двигателей
По результатам расчётов режимов выбираем наибольшее значение удельной мощности которое и будет определять необходимую мощность силовой установки
2.3 Предварительное определение диаметра НВ
По значению взлетного веса первого приближения и выбранной нагрузке на ометаемую площадь определим диаметр несущего винта
3 Определение взлетной массы вертолета во втором приближении
3.1 Весовой расчет основных агрегатов вертолёта
Лопасти несущего винта
Вес лопастей несущего винта складывается из весов лопастей несущей системы вертолета:
Подставляя и принимая получим:
где - количество лопастей НВ тогда
- вес одной лопасти определяется по формуле:
– хорда лопасти несущего винта с закрылками b = 08 м;
Значение находится из соотношения:
– весовой коэффициент ;
R – длина лопасти несущего винта R = 1207 м;
При выражение в квадратных скобках равно единице и стремится к единице
Уточняем коэффициент заполнения несущего винта :
Вес несущего винта (втулка автомат перекоса лопасти) определяется по формуле:
Вес трансмиссии вертолета определяется по формуле:
Для определения веса силовой установки используется формула:
- максимальная взлетная мощность двигателей СУ л. с.
- удельный вес двигателя:
Отсюда вес силовой установки:
Вес определяется по формуле:
- весовой коэффициент
Оперение и рулевой винт
Вес оперения и рулевого винта:
Вес оборудования и управления
Вес шасси оценивается в процентах от взлетного веса:
- весовой коэффициент колесного шасси вертолетов ;
Вес конструкции стоек шасси примем .
Тогда суммарный вес колес
Число колес носовой опоры шасси - .
Число колес основных опор шасси .
По полученному весу шасси подбираем тип и марку колес шасси носовой и основных опор.
Характеристики колес
Пневматики полубаллонного типа
Давление в шине кгссм2
3.2 Определение относительной массы пустого вертолета во втором приближении
3.3 Определение массы топлива вертолета во втором приближении
Уточняем массу топлива необходимую для полета на заданную дальность
- крейсерская скорость полёта прототипа Ми-26T
- удельный расход топлива на взлетном режиме
- зависимость изменения удельного расхода топлива от изменения режима работы двигателя. Для крейсерского режима = 1075
- изменение удельного расхода топлива в зависимости от скорости полёта.
Для полета с целевой нагрузкой вертолет-прототип Ми-26Т заправляется неполностью тоже примем и для проектируемого вертолета. Тогда масса топлива необходимая для полета с заданной целевой нагрузкой составит
3.4 Взлетная масса вертолета во втором приближении
Используя уточненный расчет пустого вертолета рассчитаем взлетную массу вертолета во втором приближении.
По уравнению относительности весов определяем погрешность между первым и вторым приближением
4 Окончательный выбор диаметра НВ
По значению взлетного веса второго приближения и выбранной нагрузки на ометаемую площадь определим диаметр несущего винта
Выбор двигателя для проектируемого вертолета осуществляется по величине потребной энерговооруженности наибольшей из числа рассматриваемых наиболее нагруженных режимов и значению рассчитанной во втором приближении взлетной массы вертолета:
В качестве силовой установки выберем два двигателя Д-127. Характеристики двигателя Д-127 представлены в таблице 3.2.
Турбовальный со свободной турбиной
Чрезвычайный режим л. с.
Максимальный взлётный режим л. с.
Взлётный режим л. с.
Удельный расход топлива на крейсерском режиме кгл. с.ч
Наименование нагрузок
Промежуточный редуктор
Лопасти несущего винта
Втулка несущего винта
Лопасти рулевого винта
Втулка рулевого винта
Носовая часть фюзеляжа
Центральная часть фюзеляжа
Носовая стойка шасси
Основные стойки шасси
Оборудование и управление
Снаряжение и служебная нагрузка
Топливо (полный запас)

Пояснительная записка.doc

Конструкторская часть .5
1 Обзор и характеристики вертолетов аналогичного класса .5
2 Определение основных параметров вертолёта 11
2.1 Расчет взлетной массы вертолета первого приближения 11
2.2 Расчет параметров несущего винта вертолета .12
2.3 Расчет мощности двигательной установки вертолета ..16
2.4 Расчет массы топлива ..23
2.5 Определение массы узлов и агрегатов вертолета 25
2.6 Расчет параметров вертолета c помощью ЭВМ 30
3 Разработка общего вида 30
4 Разработка компоновочной схемы ..31
5 Компоновка и расчет центровки вертолета .32
6 Аэродинамический расчет лопасти несущего винта ..38
7 Расчет поляры несущего винта .49
8 Расчёт лётно-технических характеристик 56
8.1 Расчет летных характеристик вертолета в режимах висения и вертикального взлета ..56
8.2 Расчет летных характеристик вертолета в горизонтальном полете ..66
Разработка технологического процесса изготовления маслобака ..90
1 Проектирование технологического маршрута сборки-сварки изделия 91
2 Подготовка поверхности заготовок под сварку химическим методом 92
3 Подготовка сварочного оборудования оснастки и инструмента к сварке ..92
4 Расчет расходных материалов 94
5 Назначение и расчет режимов и основного времени .94
6 Выбор и описание сварочного оборудования .96
7 Описание конструкции сварочного приспособления .96
8 Расчет зажимающих устройств ..96
9 Нормирование технологического процесса ..97
Безопасность жизнедеятельности .98
1 Анализ опасных и вредных факторов в сборочном цехе .98
2 Мероприятия по улучшению условий труда 100
2.1 Общие требования безопасности .100
2.2 Требования безопасности перед началом работы .101
2.3 Требования безопасности во время работы 101
2.4 Требования безопасности при аварийных ситуациях .102
2.5 Требования безопасности по окончании работы ..103
3 Расчёты естественного освещения и механической вентиляции ..103
3.1 Расчёт естественного освещения 103
3.2 Расчёт механической вентиляции .. ..105
4 Чрезвычайные ситуации ..108
Расчет экономических показателей проектируемого вертолета ..110
1 Расчет затрат на стадии проектирования вертолета ..110
2 Расчет затрат на серийное производство вертолетов ..112
3 Расчет эксплуатационных расходов и стоимости летного часа 115
Список использованных источников 122
Приложение А Комплект конструкторских документов 127
Приложение Б Комплект технологических документов . 129
Вертолет - летательный аппарат тяжелее воздуха с вертикальными взлетом и посадкой подъемная сила в котором создается одним или несколькими (чаще двумя) несущими винтами. Слово "вертолет" введено вместо иностранного "геликоптер". Вертолет взлетает вертикально вверх без разбега и совершает вертикальную посадку без пробега неподвижно висит над одним местом допуская поворот вокруг вертикальной оси в любую сторону производит полет в любом направлении со скоростями от нуля до максимальной. При вынужденной остановке двигателей в полете вертолет может совершить планирующий спуск и посадку используя самовращение (авторотацию) несущих винтов. Во избежание срыва потока с лопастей и для увеличения скорости полета некоторые вертолеты имеют небольшое крыло разгружающее несущие винты.
В зависимости от способа уравновешивания реактивного момента не расположением несущих винтов или поперечной схемой) и многовинтовые. Из них получили распространение вертолеты: одновинтовые с хвостовым винтом (без крыла и с крылом); двухвинтовые соосные и вертолеты продольной схемы.
Вертолеты любой схемы состоят из планера аналогичного самолетному (фюзеляж шасси органы управления электро- радио- и навигационное оборудование и т.д.) винтовой несущей системы (несущих винтов) двигательной (силовой) установки трансмиссии (привода). Одновинтовые вертолеты с механическим приводом кроме того имеют хвостовой винт и систему управления им.
Продольное и поперечное управление вертолетом осуществляется через автоматы перекоса; путевое управление - изменением шага лопастей хвостового винта (на одновинтовых вертолетах) или одновременным изменением общего шага лопастей в противоположных направлениях (на соосных вертолетах). При переходе на режим безмоторного планирования (режим самовращения несущих винтов) опусканием рычага общего шага уменьшают угол установки лопастей до 3-5 градусов.
За сравнительно короткий срок своего существования вертолёты превратились из вспомогательных средств доставки грузов в один из основных видов транспорта. Вертолёты в значительной степени вытеснили самолёты при перевозке грузов и людей на небольшие расстояния особенно в труднодоступной местности.
Конструкторская часть
1 Обзор и характеристики вертолетов аналогичного класса
Многоцелевой вертолет Во.105 начал разрабатываться в первой половине 60-х годов. Первый серийный образец был выпущен в конце 1969 года. На вертолете установлен четырехлопастный несущий винт с жестким креплением лопастей прямоугольной формы изготовленных из стеклопластика. Вертолет обладает высокой надежностью так как основные его системы дублированы. Данная машина нашла широкое применение в вооруженных силах Германии Великобритании Испании США и Канады. Серийно выпускается канадской фирмой "Геликоптер". В зависимости от целей и задач он используется в разведывательном и противотанковом вариантах. На новых модификациях вертолетов установлено современное радиоэлектронное оборудование. Французская система прицеливания фирмы "SLIM" имеющая инфракрасную и телевизионную аппаратуру обзора и лазерный дальномер обеспечивает возможность применения вертолета в сложных метеорологических условиях. На внешних узлах подвески вертолета может быть установлено шесть противотанковых управляемых ракет типа "Хот" или контейнеры с неуправляемыми авиационными ракетами. На турели под фюзеляжем установлена автоматическая пушка с боекомплектом 500 снарядов.
Правительство Федеративной Республики Германии заказало для бундесвера 439 машин Вo.105. В это число входило 227 аппаратов Вo.105 М(VBH) для разведки и обеспечения связи и 212 противотанковых вертолетов Вo.105 Р(РАН-1) способных нести шесть противотанковых управляемых ракет типа Euromissile HOT. Поставки начались в декабре 1980 г. Фирмой Мессершмитт-Бёльков-Блом также разработан противотанковый вариант способный нести восемь управляемых по проводам ракет типа Хьюз (Hughes) TOW. Другими военными пользователями аппаратов Вo.105 являются Военно-морские силы Мексики (6 вертолетов) и испанская армия (60 вертолетов 57 из которых собраны фирмой CASA). Вo.105 собирается также в Индонезии под обозначением Нуртаньо (Nurtanio) NBo.105 и в Чили. Вертолеты этого типа используются в Брунее Канаде Колумбии Голландии Ираке Нигерии Швеции. К 1991 г. более 1300 Вo.105 было поставлено
Рис.1.1 Общий вид Во.105
MD 500 Defender - многоцелевой вертолет разработанный американской фирмой McDonnell Douglas Helicopter на базе вертолета Model 500MD. Легкие чрезвычайно подвижные и относительно недорогие вертолеты относятся к самым маленьким вертолетам предназначенным для ведения разведки борьбы с танками и бронетехникой огневой поддержки сухопутных войск. На вертолете установлено лыжное шасси из алюминиевого сплава с масляными амортизаторами. Вертолет имеет на вооружении (в противотанковом варианте) 30-мм пушку или пулемет калибра 762 мм и четыре противотанковые управляемые ракеты "Toy" или 14 неуправляемых ракет калибра 70 мм. В разведывательном варианте - 40-мм гранатомет 14 неуправляемых ракет калибра 70 мм и 762-мм пулемет.
Рис.1.2 Общий вид MD 500 Defender
В 1988 г. вертолетное отделение фирмы McDonnel-Douglas начало разработку многоцелевого вертолета нового поколения с системой NOTAR для гражданского и военного применения. Вертолет MD 900 Explorer с
одинаковым успехом может использоваться как для выполнения гражданских грузопассажирских перевозок так и в военных целях для обеспечения наблюдения и связи борьбы с танками и огневой поддержки войск.
Разработка вертолета под обозначением MDX была начата фирмой McDonnell-Douglas в 1988 году и проводилась параллельно с разработкой испытаниями и запуском в серийное производство первых вертолетов с системой NOTAR у которых для уравновешивания реактивного крутящего момента несущего винта используется не рулевой винт а струйный руль. Опыт полученный при создании этих вертолетов в полной мере использован в конструкции MD 900.
Первый полет опытного образца вертолета состоялся 18 декабря 1992 года. Вертолет построен по одновинтовой схеме с системой NOTAR и двухдвигательной силовой установкой. Благодаря тому что силовая установка размещена над фюзеляжем а не в самом фюзеляже как это было принято на предыдущих моделях многоцелевых вертолетов фирмы фирмой McDonnell-Douglas практически все внутреннее пространство фюзеляжа может быть использовано в качестве кабины экипажа и грузовой кабины. В кабине экипажа установлены два кресла для летчиков или для летчика и пассажира в зависимости от предназначения вертолета. За кабиной экипажа находится грузовая кабина которая как правило не отделяется перегородкой от кабины экипажа. Здесь могут быть установлены до шести кресел для пассажиров или размещены двое носилочных больных. Благодаря тому что пол кабины выполнен на одном уровне вертолет может быть использован для перевозки грузов на стандартных грузовых поддонах соответствующих размеров. Загрузка крупногабаритных грузов производится через задний грузовой люк в передней части фюзеляжа по обеим его сторонам имеются также установленные на шарнирах двери для доступа в кабину экипажа а доступ в грузовую кабину осуществляется через две сдвижные двери размером 1.2х1.27м. К задней части фюзеляжа пристыкована оборудованная струйным рулем системы NOTAR хвостовая балка на которой установлен стабилизатор со стреловидными концевыми шайбами. Благодаря широкому использованию в конструкции фюзеляжа современных композиционных материалов (углепластик кевлар стекловолокно) и легких сплавов конструкторам удалось существенно снизить его массу.
Вертолет имеет полозковое шасси которое по желанию заказчика может быть заменено на колесное шасси. Для обеспечения возможности посадки на воду могут быть установлены надувные баллонеты.
За счет использования в силовой установке двух двигателей и возможности продолжения полета на одном двигателе при выходе из строя другого двигателя вертолет обладает более высокой эксплуатационной надежностью чем предыдущие модели вертолетов семейства MD500530. На первых серийных вертолетах устанавливаются газотурбинные двигатели Pratt & Whitney PW206B взлетной мощностью 465 кВт. каждый. Возможна также установка двигателей Turbomeca ТМ319. Емкость топливной системы оставляет 602 л. Несущий винт вертолета имеет пять лопастей прямоугольной формы в плане. Лопасти изготовлены из композиционных материалов и снабжены противоэрозионными накладками.
В бортовом радиоэлектронном оборудовании используются электронные системы отображения информации нашедшие широкое применение на самолетах. В частности на приборной доске установлены многофункциональные дисплеи (цветные или монохроматические - по желанию заказчика) на которые выводится вся необходимая пилотажная и навигационная информация. На вертолете военного назначения MD 900 Combat Explorer разрабатывавшемся параллельно с гражданским вертолетом предусмотрена установка пилотажного и навигационного оборудования обеспечивающего выполнение боевых задач в любое время суток в простых и сложных метеорологических условиях а также необходимой прицельной аппаратуры для подвешиваемого вооружения.
Рис.1.3 Общий вид MD 900
Многоцелевой вертолёт французской фирмой Aerospatial (теперь Eurocopter France) на базе многоцелевого вертолета SA.350 Ecureuil. Вертолет отличается от предшественника наличием 2 ГТД. Первый прототип совершил полет в сентябре 1979 года. Серийное производство вертолета началось в 1982 году.
Рис.1.4 Общий вид SA.355 Ecureuil II
Таблица 1. Обзор аналогов
Эксплутационный потолок
динамический потолокм
статический потолокм
Скоростные параметры
крейсерская скоростькмч
максимальная скоростькмч
Геометрические параметры
Наименование вертолёта
2 Определение основных параметров вертолёта
— масса полезного груза вертолетаmгр=500 кг;
— масса экипажаmэк=320 кг;
— дальность полета без дозаправкиL=700 км;
— статический потолокHст=2 км;
— динамический потолокHдин =55 км;
— максимальная скорость полетаVmax=205 кмч.
При выполнении расчетов выбираем значения варьируемых (изменяемых в некоторой области) параметров вертолета величина которых зависит от назначения вертолета условий и режимов эксплуатации принятой конструктивной схемы:
— удельная нагрузка на площадь ометаемую
— несущим винтомp =300 Нм2;
— окружная скорость вращения несущего винтаwR =200 мс;
— число лопастей несущего винтаzл =6;
— число двигателей n=2;
— площадь горизонтальной проекции фюзеляжаSф =8 м2;
— площадь омываемой поверхности фюзеляжа Sом =15 м2;
— площадь горизонтального оперения Sго =15 м2.
2.1 Расчет взлетной массы вертолета первого приближения
Взлётная масса вертолёта первого приближения m01 равна сумме:
гдетпуст – масса пустого вертолёта кг;
тт – масса топлива кг;
тгр – масса перевозимого груза кг;
тэк – масса экипажа кг.
Расчет значения массы первого приближения m01 выполняется по формуле полученной из уравнения существования вертолета:
2.2 Расчет параметров несущего винта вертолета
Радиус R м несущего винта вертолета рассчитывается по формуле:
где т01 – взлетная масса вертолета кг;
g – ускорение свободного падения равное 981 мс2;
- удельная нагрузка на площадь ометаемую несущим винтом Па
Частота с-1 вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости R концов лопастей которая зависит от взлетной массы т01 вертолета. Рекомендуемое по статистическим данным значение окружной скорости R концов лопастей составляет для взлетной массы вертолета 2 т ≤ т01≤ 5 т R=200 мс где т01 – взлетная масса вертолета.
Частота вращения несущего винта:
В режиме горизонтального полета скорость обтекания лопастей увеличивается за счет сложения окружной скорости R с поступательной скоростью V вертолета что может привести к срыву потока с лопастей увеличению переменных нагрузок на лопасти и органы управления и к другим нежелательным явлениям. Для исключения срыва потока необходимо рассчитать заполнение несущего винта равное отношению суммарной площади лопастей винта к площади круга ометаемого винтом:
где zл – число лопастей несущего винта;
b – длина хорды лопасти;
Расчет заполнения несущего винта выполняется по допускаемым значениям отношений коэффициента тяги винта СТ к заполнению в режимах полета с максимальной скоростью Vmax у земли и с экономической скоростью Vдин на высоте динамического потолка.
Расчет заполнения выполняем в следующем порядке.
Определяем относительные плотности воздуха ст и дин на высоте статического потолка и динамического потолка:
где Нст и Ндин – статический и динамический потолок км.
Рассчитаем коэффициенты тяги СТо и СТдин несущего винта у земли и на динамическом потолке:
где р – удельная нагрузка на площадь ометаемую несущим винтом Нм2.
Определим относительную площадь эквивалентной вредной пластинки:
где Sэ=схS=15 – эквивалентная вредная пластина.
Рассчитаем значение экономической скорости у земли на динамическом потолке Vдин кмчас:
де I=109 110 – коэффициент индукции.
Определим относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета:
где Vmax и Vдин – скорости полета в кмчас
R – окружная скорость лопастей в мс.
По графику представленному на рисунке 1 определим допускаемые значения отношений коэффициента СТ тяги к заполнению несущего винта соответствующие относительным скоростям и .
Относительная скорость V36R
Рисунок 1.5 - Допускаемые значения отношения коэффициента тяги к заполнению несущего винта
Допускаемые значения отношений СТ можно также рассчитать по формуле:
Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается наибольшее значение из sVmax и sVдин:
Длина хорды b и относительное удлинение l лопастей несущего винта будет равны:
2.3 Расчет мощности двигательной установки вертолета
Потребная мощность двигательной установки определяется для основных расчетных режимов полета вертолета:
-при висении на статистическом потолке;
-в горизонтальном полете на максимальной скорости;
-в полете на динамическом потолке с экономической скоростью;
-в полете у земли с экономической скоростью с одним отказавшим двигателем при продолжении взлета.
В первую очередь для всех четырех случаев по эмпирическим зависимостям рассчитываются значения удельной мощности равной отношению потребной мощности к весу вертолета. Затем для каждого случая определяется удельная мощность приведенная к нулевой высоте полета с учетом дроссельной характеристики и коэффициента использования двигательной установки вертолета. Потребная мощность двигательной установки N рассчитывается по максимальному значению удельной приведенной мощности .
Расчет мощности при висении на статическом потолке.
Удельная мощность потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке рассчитывается по формуле:
где NHст -потребная мощность Вт;
m0 - взлетная масса кг;
g - ускорение свободного падения мс2;
p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь Нм2;
Dст- относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;
h0 - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения;
- относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения :
где T – потребная тяга винта для висения на статическом потолке.
Приближенно принимается:
где Sф и Sго - площади горизонтальной проекции фюзеляжа и оперения м2
R - радиус несущего винта м.
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 (1.23):
где - окружная скорость концов лопастей;
- относительная эквивалентная вредная пластинка;
Iэ - коэффициент индукции определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:
Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью.
Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке рассчитывается по формуле (1.25):
где Dдин - относительная плотность воздуха на динамическом потол- ке
Vдин -экономическая скорость вертолета на динамическом потолке.
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 (1.26):
где - экономическая скорость у земли которая рассчитывается по формуле:
где Iэ – коэффициент индукции принимаемый равным 109 110.
Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета.
Значения удельной мощности приводятся к нулевой высоте полета с учетом дроссельной характеристики и коэффициента использования двигательных установок. В результате для каждого расчетного случая определяются значения удельной приведенной мощности из них выбирается максимальное по величине значение . Максимальное значение удельной приведенной мощности используется для расчета потребной мощности двигательной установки вертолета.
Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке равна:
где - удельная дроссельная характеристика которая зависит от высоты статического потолка Hст и рассчитывается по формуле:
x0 - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения значение которого зависит от взлетной массы вертолета m0:
Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости равна:
где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета;
и - дроссельные характеристики двигателей зависящие от скорости полета Vmax и высоты полета H:
Высоту полета H можно в этом случае принять равной нулю.
Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью Vдин равна:
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета
- степень дросселирования двигателей на номинальном режиме полета
и - степени дросселирования двигателей зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета Vдин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:
Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете равна:
где - коэффициент использования мощности на экономи-ческой скорости полета;
- степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы;
n - количество двигателей вертолета.
Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается максимальной значение удельной приведенной мощности:
Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:
где m01 - взлетная масса вертолета
g = 981 м2с - ускорение свободного падения.
Из каталога выбираем турбовальный двигатель ГТД-400. Двигатель предназначен ГТД-400 для установки на вертолеты новых поколений а также для замены двигателей на существующих вертолетах для повышения их летно-технических характеристик. Основные технические характеристики двигателя ГТД-400:
Взлётная мощность двигателя=350 кВт;
Удельный расход топлива=024кгкВт. час;
Крейсерская мощность двигателя=300 кВт;
Масса двигателя=85 кг;
Количество двигателей=2
2.4 Расчет массы топлива
Для расчета массы топлива обеспечивающей заданную дальность полета необходимо определить крейсерскую скорость Vкр. Расчет крейсерской скорости выполняется методом последовательных приближений в следующей последовательности:
а) принимается значение крейсерской скорости первого приближения:
б) рассчитывается коэффициент индукции Iэ:
в) определяется удельная мощность потребная для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме:
где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки
- коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета Vкр1 рассчитываемый по формуле:
г)Рассчитывается крейсерская скорость второго приближения:
д) Определяется относительное отклонение скоростей первого и второго приближения:
При производится уточнение крейсерской скорости первого приближения Vкр1 она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения .
Удельный расход топлива рассчитывается по формуле:
где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета
- удельный расход топлива на взлетном режиме.
В случае полета на крейсерском режиме принимается:
Масса затрачиваемого на полет топлива mт будет равна:
где - удельная мощность потребляемая на крейсерской скорости
- крейсерская скорость
L - дальность полета.
2.5 Определение массы узлов и агрегатов вертолета
Масса отдельных агрегатов вертолета рассчитывается по эмпирическим формулам соответствующим среднестатистическим показателям для большинства вертолетов.
Масса лопастей несущего винта определяется по формуле:
где R - радиус несущего винта
s - заполнение несущего винта
lл - относительное удлинение лопасти
- среднестатистическое относительное удлинение лопастей вертолетов
kл - относительная погонная масса лопастей.
При выполнении расчета для современных конструкций лопастей можно принять:
Для определения массы втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу Nцб (в кН):
Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле:
где kвт - весовой коэффициент втулок современных конструкций
kл – коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.
В расчете можно принять:
Масса системы бустерного управления в которую входят автомат перекоса гидроусилители гидросистема управления несущим винтом рассчитывается по формуле:
где b – хорда лопасти;
kбу - весовой коэффициент системы бустерного управления который можно принять равным 132 кгм3.
Масса системы ручного управления:
где kру - весовой коэффициент системы ручного управления (kру=25).
Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле:
где kред- весовой коэффициент среднее значение которого равно 00638 кг(Нм)08.
Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта w:
где x0 - коэффициент использования мощности двигательной установки значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m0:
Удельная масса двигательной установки вертолета gдв рассчитывается по эмпирической формуле:
где N - мощность двигательной установки.
Масса двигательной установки будет равна:
Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле:
где Sом - площадь омываемой поверхности фюзеляжа которая определяется по чертежам разработанным на стадии эскизного проектирования
m0 – взлетная масса первого приближения
kф - коэффициент равный 17.
Масса топливной системы:
где mт - масса затрачиваемого на полет топлива
kтс - весовой коэффициент принимаемый для топливной системы равным 009.
Масса шасси вертолета равна:
где kш - весовой коэффициент зависящий от конструкции шасси:
- для неубираемого шасси
- для убираемого шасси.
Масса прочего оборудования вертолета:
где kпр - весовой коэффициент значение которого равно 2.
Расчет взлетной массы вертолета второго приближения:
Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов и рассчитывается по формуле:
Взлетная масса вертолета второго приближения m02 будет равна:
где mт - масса топлива
mгр - масса полезного груза
mэк - масса экипажа.
Взлетная масса второго приближения m02 не должна отличаться от взлетной массы первого приближения m01 более чем на 5 процентов:
Если это условие выполняется расчет считается законченным в противном случае вычисление параметров вертолета повторяется с внесением поправок в исходные данные.
2.6 Расчет параметров вертолета c помощью ЭВМ
На основе представленной выше методики расчета основных параметров вертолета разработаны алгоритм и программа в системе MathCad. Текст программы приведен в приложении и записан в файле «Расчет верто антов с различными исходными данными и сравнить полученные результаты.
3 Разработка общего вида
Наиболее рациональным путем реализации проекта представляется максимальное сохранение конструкции вертолета Ка-226. Минимальное число переделок обеспечит быструю внедряемость данной модификации в производство уменьшит затраты на внедрение а также позволит не проводить большого объема НИОКР а также испытаний. Исходя из выше изложенного было принято решение остановиться на переделке носовой части пассажирского отсека и шасси. Вертолёт выполнен по сосной схеме с двумя газотурбинными двигателями и четырёх опорными шасси. В носовой части размещена двухместная кабина экипажа состоящего из лётчика и штурмана остекление кабины обеспечит хороший обзор правый и левый сдвижные блистеры снабжены механизмом аварийного сбрасывания. Пассажирская кабина цельнометаллическая имеет входную дверь которая оснащена аварийным сбрасыванием. В пассажирской кабине размещено два пристёгивающихся кресла и кабина оборудована стойками для крепления пулемётов. Вертолёт оснащён шестью лопастями по три лопасти в нижнем и верхних винтах нижние вращаются противоположно верхним лопастям Переделка носовой части необходима для размещения радара и оптико- электронной установки.
4 Разработка компоновочной схемы
В передней части фюзеляжа размещены; кабина экипажа отсеки оборудования.
В среднем отсеке размещены передние топливные баки с агрегатами топливной системы отсек электро- и радиооборудования агрегаты системы управления. Центральный отсек - основной силовой элемент фюзеляжа.
На нем размещается: редуктор ВР-226 с несущей системой; два двигателя; задние топливные баки; консоли с основными шасси; две хвостовые балки.
В верхней части центрального отсека расположены гондолы двигателей выполненные в виде общей мотогондолы. Мотогондола состоит из: редукторного отсека двух отсеков воздухозаборников двигателей отсека маслорадиаторов двух двигательных отсеков и концевого отсека. На хвостовых балках установлено рулевое оперение. Кабина экипажа расположена в носовой части фюзеляжа. Она состоит из основания фонаря пола кабины задней стенки двух сдвижных или распашных дверей и носового обтекателя. На бортах основания кабины установлены подножки. Фонарь кабины имеет остекление большой площади что обеспечивает хороший обзор.
Внутри кабины размещены органы управления вертолетом кресла пилота и второго члена экипажа приборная доска пульты управления оборудованием и системами вертолета аптечка и огнетушитель.
Пространство под полом кабины служит для проводки тросов и тяг систем управления и для размещения блоков электрооборудования посадочной фары и антенны радиокомпаса.
Изнутри кабина теплоизолирована. В зависимости от роста членов экипажа каждое кресло может быть отрегулировано по высоте в одном из пяти положений. Регулировка проводится на земле. Кресла оборудованы привязными ремнями. Плечевой ремень снабжен механизмом автоматического стопорения. Ручка управления механизмом установлена на кресле пилота слева на кресле второго члена экипажа - справа. Ручка имеет два положения – “Застопорено” и “Растопорено”.Дверь транспортной кабины при открывании скользит вдоль фюзеляжа по направляющим в открытом положении фиксируется флажком фиксатора для исключения несанкционированного открытия снаружи запирается на ключ.
Аварийные люки (на правой боковой панели и двери транспортной кабины) выполнены в виде стекла помещенного в проем с помощью резинового профиля. В верхней части установлено кольцо для снятия профиля и освобождения стекла.
В полу транспортной кабины находится технологический люк закрытый крышкой. В крышке имеется механизм фиксации открытие замка которого возможно как изнутри так и с наружной стороны кабины.
Для открытия верхней и нижней створок служащих для загрузки (выгрузки) грузов необходимо разбалансировать стопор внутри кабины и открыть сначала верхнюю (в открытом положении она удерживается замками на хвостовых балках) затем нижнюю (протолкнув под пол кабины по направляющим) створки. Закрытие створок производится в обратном порядке. Несущая система вертолета включает в себя лопасти двух соосно расположенных несущих винтов колонку несущих винтов и часть системы управления вертолетом.
Верхний несущий винт при виде сверху вращается по часовой стрелке а нижний несущий винт - против часовой стрелки.
Вертолет имеет два трехлопастных несущих винта противоположного направления вращения расположенных соосно. Лопасти верхнего и нижнего винтов отличаются друг от друга конфигурацией весом и положением центров тяжести. На рис. 1-17 представлена схема лопасти с указанием сечений. На каждом несущем винте устанавливаются три лопасти одного направления вращения.
Лопасти верхнего несущего винта не взаимозаменяемы с лопастями нижнего несущего винта.
Лопасть состоит из лонжерона узла крепления лопасти к втулке несущего винта триммера концевого и комлевого обтекателей и грузов статической и динамической балансировок.
Лонжерон изготовлен из стеклоуглепластика. В носовой части лонжерона по передней кромке от комлевой части до концевого обтекателя расположен нагревательный элемент который представляет собой четыре гофрированных ленты из нержавеющей стали завулканизированные в резиновую оболочку и по всей длине лонжерона защищен шестью стальными оковками. Таким Образом оковки кроме защиты нагревательного элемента защищают лонжерон от абразивного износа и участвуют в силовой схеме лонжерона.
Внутри лонжерона в носовой его части расположены центровочные грузы.
5 Компоновка и расчет центровки вертолета
Компоновкой называется взаимная пространственная увязка частей узлов и агрегатов вертолета с размещением экипажа полезного груза снаряжения оборудования. При разработке компоновки проектируемого вертолета учитывались эксплуатационные и технологические требования взаимосвязь основных агрегатов вертолета уточнялась конструктивно-силовая схема.
Разработка компоновки заключалась в создании компоновочного чертежа на котором в масштабе представлены продольный разрез вертолета и отдельные поперечные сечения. При проектировании компоновки использовались установочные чертежи двигателей главного редуктора специального оборудования и других агрегатов с указанными на них положениями центров масс. По компоновочному чертежу уточнены внешние обводы и общий вид вертолета которые необходимы для построения теоретического чертежа фюзеляжа.
В процессе компоновки выполнялось уточнение пространственного положения узлов и агрегатов обеспечивающего требуемую центровку вертолета.
При расчете центровки определяется положение центра масс вертолета в системе координат связанной с несущим винтом. На положение центра масс влияет компоновка и размещение агрегатов и узлов вертолета в фюзеляже размещение груза и пассажиров степень наполнения топливных баков и другие факторы. В связи с этим расчет центровки производился для трех случаев:
-в случае стоянки пустого вертолета без топлива экипажа и коммерческой нагрузки
-в случае взлета с максимальной коммерческой нагрузкой и полной заправкой топлива
-в случае посадки с 5-процентным остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой.
При расчете центровки составлялась центровочная ведомость в виде таблицы в которую входит перечень агрегатов оборудования экипаж коммерческая нагрузка топливо другие элементы их массы mi и координаты центров масс xi и yi. Для определения координат центров масс всех элементов использован продольный разрез вертолета с компоновочного чертежа совмещенный с координатной сеткой. Начало системы координат располагается в центре втулки несущего винта ось Y направляется по оси вращения несущего винта вверх ось X направляется перпендикулярно оси вращения в сторону передней части вертолета.
Для каждого элемента в центровочной ведомости рассчитываются статические моменты Мсхi и Мсуi кг·м относительно координатных осей по формулам:
Координаты центра масс всего вертолета рассчитывались по формулам:
Центровочный угол φ0 в градусах между осью несущего винта и линией соединяющей центр втулки несущего винта и центром масс вертолета рассчитывается по формуле:
Центровочные ведомости проектируемого вертолета для трех расчетных случаев представлены в таблицах 2 – 4.
Таблица 2 - Центровочная ведомость пустого вертолета на стоянке
Наименование агрегата
Масса агрегата mi кг
Координата xi центра масс агрегата м
Статический момент агрегата Мхi
Координата yi центра масс агрегата м
Статический момент агрегата Мyi кг·м
1 Система бустерного управления
2 Система ручного управления
Продолжение таблицы 2
Двигательная установка
1 Носовая часть (15 %)
2 Средняя часть (50 %)
3 Хвостовая часть (20 %)
4 Крепление редуктора (4 %)
1 Приборы в кабине (25%)
2 Радиооборудова-ние (27 %)
3 Гидрооборудова-ние (20 %)
4 Пневмооборудова-ние (6 %)
5 Дополнительное оборудование (22 %)
Координаты центра масс и центровочный угол для случая стоянки пустого вертолета без топлива экипажа и коммерческой нагрузки будут равны:
Таблица 3 - Центровочная ведомость для случая взлета с максимальной коммерческой нагрузкой и полной заправкой топлива
Координаты центра масс и центровочный угол в случае взлета с максимальной коммерческой нагрузкой и полной заправкой топлива будут равны:
Таблица 4 - Центровочная ведомость для случая посадки с 5-процентным остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой
Координаты центра масс и центровочный угол для случая посадки с 5-процентным остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой будут равны:

Раздел 2 Выбор схемы вертолета и типа двигателя.docx

Выбор схемы вертолета и типа двигателя
1 Выбор аэродинамической схемы вертолета
Вертолеты можно подразделить на несколько типов имеющих свои особенности преимущества и недостатки.
Одновинтовой вертолет. Преимуществами данного типа является относительная простота – один несущий винт простое управление - одна главная трансмиссия. Несмотря на то что хвостовой винт потребляет 8-10 % мощности двигателя на висении и 3-4 % в поступательном полете простота устройства и экономия в весе по сравнению с другими способами компенсации крутящего момента очевидно покрывают эти потери мощности.
Рис. 2.1 Одновинтовая схема вертолета
Соосный вертолет. В соосном вертолете момент на фюзеляже отсутствует вследствие наличия двух расположенных друг над другом винтов вращающихся в противоположных направлениях. Эти винты могут иметь одинаковые или различные диаметры. Единственным обязательным требованием является равенство крутящих моментов у обоих винтов. Соосный вертолет имеет меньшие габариты по сравнению с одновинтовым вертолетом; при этой схеме мощность на компенсацию крутящего момента не затрачивается. Однако управление у соосного вертолета значительно сложнее чем у других вертолетов и они имеют больший вес несущей системы.
Рис. 2.2 Двухвинтовая соосная схема вертолета
Вертолет с продольным расположением несущего винта. Главным преимуществом вертолета с продольным расположением несущего винта является вместительный фюзеляж и значительные пределы допускаемого перемещения центра тяжести. Полезная нагрузка может быть распределена между несущими винтами в различных пропорциях. Недостатки вызываемы усложненной трансмиссией и ее повышенным весом. Другим серьезным недостатком продольной схемы является пониженная эффективность винтов так как один из них работает в струе другого. Потеря качества при поступательном полете может быть несколько уменьшена расположением заднего несущего винта с некоторым превышением над передним. Вертолеты продольной схемы могут иметь винты различных диаметров. При соответствующем выборе соотношения размеров переднего и заднего винтов можно получить улучшение устойчивости и управляемости.
Рис. 2.3 Двухвинтовая продольная схема вертолета
Вертолет с поперечным расположением несущего винта. Основным преимуществом такого вертолета является уменьшение потребной для поступательного полета мощности подобно тому как это происходит при увеличении удлинения вертолетного крыла. Недостаток этого типа вертолета заключается в том что он имеет большое вредное сопротивление вследствие лобового сопротивления конструкции поддерживающей разнесенные несущие винты. Если эту конструкцию сделать небольшой по габаритам и обтекаемой то получается незначительная прибавка в весе. Конструкцию поддерживающую несущие винты можно сделать несущей тогда она частично разгрузит несущие винты при поступательном полете что повысит общее качество вертолета. По сравнению с одновинтовой схемой вертолет с поперечным расположением винтов имеет более сложную трансмиссию и увеличенные габариты хотя последние зависят от степени перекрытия несущего винта.
Рис. 2.4 Двухвинтовая поперечная схема вертолета
Синхроптер (вертолет с перекрещивающимися несущими винтами) у которого винты перекрывают друг друга очень сильно отличается компактностью и относительной простотой трансмиссии достигаемыми за счет снижения аэродинамического качества.
Рис. 2.5 Схема вертолета с перекрещивающимися несущими винтами
Многовинтовые вертолеты. Было много проектов многовинтовых вертолетов главным образом тяжелого типа. Несколько несущих винтов могут упростить управление так как поворот вертолета относительно любой из трех осей может производиться простым увеличением тяги одного несущего винта относительно других. Для тяжелых вертолетов многовинтовая схема позволяет сохранять размеры винтов в разумных пределах.
Жиродин – вертолет у которого ось винта компенсирующего крутящий момент направлена по полету. В этом случае винт создает тягу вперед вместо того чтобы для этого использовать главный несущий винт. Таким образом несколько повышается эффективность несущего винта поскольку исключается необходимость в его наклоне вперед что приводит к более равномерному распределению углов атаки по несущему винту.
Реактивный вертолет дает простейшее решение проблемы крутящего момента. Крутящий момент несущего винта создается двигателями расположенными на концах лопастей а не передаются через вал. Единственный момент который передается на фюзеляж - это момент трения подшипников. Путевое управление может быть осуществлено с помощью килевой поверхности или руля. Преимуществом реактивного несущего винта является его простота к недостаткам же следует отнести высокий расход топлива.
Рис. 2.6 Схема вертолета с реактивным приводом несущего винта
Анализируя возможные схемы вертолета следует выделить схемы которые обеспечивают лучшую весовую отдачу меньшую потерю мощности более экономичный полет лучшие устойчивость и управляемость большую безопасность полета удобства для экипажа и пассажиров.
По весовой отдаче для вертолетов со взлетной массой до 50 т наиболее целесообразной является одновинтовая схема (остальные схемы кроме соосной обладают повышенной весовой отдачей это влечет усложнение и утяжеление конструкции); двухвинтовая соосная схема обладает недостаточной путевой устойчивостью на режиме авторотации.
Исходя из опыта вертолётостроения в России и анализа эксплуатации тяжёлых вертолётов приходим к выводу что проектируемый вертолёт будет проектироваться по одновинтовой схеме с рулевым винтом при этом достоинства этой схемы превосходят её недостатки.
2 Выбор типа силовой установки
Силовая установка обеспечивает выработку крутящего момента и мощности для передачи через трансмиссию вертолёта на несущею систему.
Типы силовых установок
Силовые установки вертолетов можно подразделить на следующие группы:
с механическим приводом:
с поршневыми двигателями (ПД);
с газотурбинными двигателями (ГТД);
с реактивным приводом:
с компрессорным приводом;
с двигателями на концах лопастей;
со смешанным приводом.
ГТД имеют следующие преимущества перед ПД:
- небольшая удельная масса;
- возможность использования тяги выхлопных газов для увеличения максимальной скорости полета;
- меньше вибрации двигателя;
- большая надежность и меньшая трудоемкость эксплуатации двигателя.
Основным недостатком ГТД является потребность в большой степени редукции к НВ.
Реактивный привод обладает сравнительно небольшой массой трансмиссии и сравнительно невысокой стоимостью СУ и привода но влечет за собой усложнение конструкции лопастей снижение авторотационных характеристик НВ сложность обеспечения устойчивой работы двигателей в поле центробежных сил.
Исходя из вышеперечисленных достоинств и недостатков ГТД (турбовальный двигатель) обладает лучшими характеристиками большей надежностью и меньшей трудоемкостью эксплуатации двигателя.
В настоящее время используют в основном двухвальные газотурбинные двигатели со свободной турбиной.
Двигатель такой конструкции обладает следующими достоинствами:
- частота вращения свободной турбины значительно меньше частоты вращения ротора турбокомпрессора благодаря чему уменьшается потребная степень редукции;
- частота вращения НВ может выдерживаться постоянной при изменении частоты вращения ротора турбокомпрессора что позволяет оптимизировать аэродинамические характеристики НВ и расход топлива двигателем;
-нет необходимости иметь муфту включения.
Рис. 2.7 Схема двигателя принципиальная
Компрессор низкого давления
Промежуточный корпус
Компрессор высокого давления
Для проектируемого вертолета выбираем одновинтовую схему с двухвальной ГТД силовой установкой.
Вспомогательная силовая установка
В качестве вспомогательной силовой установки достаточно одновального газотурбинного двигателя который будет осуществлять воздушный запуск основных двигателей питать сжатым воздухом системы кондиционирования бортовую сеть вертолета электроэнергией на земле и при аварийном использовании в случае отказа основных источников электроэнергии.
3 Выбор схемы вертолета по отдельным её признакам
Планер вертолета представляет собой цельнометаллическую конструкцию переменного сечения и состоит из следующих агрегатов:
-носовая часть фюзеляжа;
-центральная часть фюзеляжа;
-шасси - передняя основная и хвостовая опоры.
Фюзеляж полумонококовой конструкции.
Взлетно-посадочные устройства (шасси) обеспечивают передвижение вертолета по земле на рулении разбеге и пробеге а также уменьшают перегрузки испытываемые конструкцией при посадке и при движении по земле.
На вертолетах ставят одно или два передних колеса. Ориентирующиеся передние колеса являются в основном противокапотажными и служат для рулежки; обычно на них посадки не делают. Задние колеса или костыли также являются предохранительными хотя при посадке с планированием вертолет может коснуться земли сначала задним колесом или костылем.
Размещение колес – выбор колеи и базы – диктуется соображениями устойчивого положения вертолета на земле при работе на месте рулежке и пробеге. Малая колея приводит к опрокидыванию вертолета на бок такой случай возможен в момент отрыва от земли при неблагоприятном боковом ветре. Для эксплуатации лучше иметь более широкую колею и достаточную базу чтобы исключить возможность опрокидывания вертолета на земле.
Шасси вертолета выполнены по трехопорной схеме и состоит из неубирающихся передней и двух основных опор.
В хвостовой части вертолета на килевой балке установлена убирающаяся хвостовая опора предохраняющая рулевой винт и килевую балку от поломки при посадке вертолета с большими углами кабрирования.
Передняя опора шасси представляет собой автономный агрегат который в совокупности с колесами поглощает энергию удара при посадке вертолета разбеге рулежке имеет устройство для проведения весоизмерения и определения центровки вертолета. На передней опоре установлено два нетормозных колеса.
Силовая установка обеспечивает выработку крутящего момента который через главный редуктор и трансмиссию передается на несущий и рулевой винты.
Силовая установка включает в себя два газотурбинных двигателя бортовую вспомогательную силовую установку а также агрегаты и системы обеспечивающие их бесперебойную работу.
Двигатели работают независимо друг от друга что позволяет производить полет вертолета на одном работающем двигателе.
Бортовая ВСУ расположена в носовой части фюзеляжа под полом кабин экипажа и сопровождающих справа по полету.
Несущий винт состоит из втулки несущего винта закрепленной на валу главного редуктора автомата перекоса установленного на верхней крышке главного редуктора и лопастей.
Лопасть своим наконечником стыкуется с гребенкой осевого шарнира втулки несущего винта и крепится двумя болтами.
Несущий винт вращается по часовой стрелке (при виде сверху).
Рулевой винт расположен на правой стороне килевой балки (по полету) и состоит из втулки рулевого винта закрепленной на валу хвостового редуктора и лопастей.
Рулевой винт вращается против часовой стрелки если смотреть со стороны рулевого винта (на правый борт).
Лопасти стыкуются с проушинами осевых шарниров втулки рулевого винта и крепятся двумя болтами.

Раздел 6 Объемно-весовая компоновка и центровка вертолета.docx

Объемно-весовая компоновка и центровка вертолета
1 Объемно-весовая компоновка вертолета
Для проектируемого вертолета выбрана грузовая объемно-весовая компоновка.
2 Расчет центровок вертолета
Центровочная ведомость вертолета
Наименование нагрузок
Промежуточный редуктор
Лопасти несущего винта
Втулка несущего винта
Лопасти рулевого винта
Втулка рулевого винта
Носовая часть фюзеляжа
Центральная часть фюзеляжа
Носовая стойка шасси
Основные стойки шасси
Оборудование и управление
Снаряжение и служебная нагрузка
Топливо (полный запас)
Взлетный вес без груза
Взлетный вес с грузом
Посадочный вес без груза
Посадочный вес с грузом
Вес пустого вертолёта
Начало систему координат лежит в точке пересечения оси несущего винта и вертикали проходящей через центр втулки.
-Ось OY совпадает с вертикалью. За положительное направление оси OY принято направление сверху вниз
-За положительное направление оси OX принято направление справа налево.
Координаты центра тяжести для различных случаев определяются по формулам:
- определяются центровочной ведомостью
2.1 Положение центра тяжести вертолета относительно оси Х
Взлетный вес без груза (полный запас топлива):
Взлетный вес с грузом:
Посадочный вес без груза:
Посадочный вес с грузом:
2.2 Положение центров тяжести вертолета относительно оси Y
Взлетный вес без груза:
2.3 Центровочный угол
Для одновинтовой схемы вертолета с рулевым винтом:
-предельно допустимая передняя центровка = - 60;
-предельно допустимая задняя центровка = 20;
-нормальная центровка = - 30.
Все найденные положения центров тяжестей находятся в диапазоне
- 0222 0157 это полностью удовлетворяет требованиям допустимой центровки.
Положения центров тяжести и центровочного угла для различных случаев приведены на центровочной схеме вертолета (Рис. 6.1).

Раздел 14_1.docx

Анализ результатов проектирования
Основные характеристики спроектированного вертолета и вертолетов-прототипов
Максимальная взлетная масса кг
Максимальная скорость кмч
Крейсерская скорость кмч
Статический потолок м:
Динамический потолок м
Взлетная мощность двигателя л. с.
Диаметр несущегорулевого винта м
Длина вертолета с вращающимися винтами м
Высота до втулки НВ м
Габариты грузовой кабины (длинавысоташирина) м
Количество лопастей НВРВ
Характеристики спроектированного вертолета соответствуют техническому заданию вертолет отвечает требованиям безопасности НЛГВ для транспортных вертолетов АП-27.
Хвостовая опора расположена таким образом что при посадке с большими углами кабрирования препятствует поломке киля и РВ. Наличие на вертолете двух независимо работающих двигателей повышает безопасность перелетов.
Использование нового бортового радиолокационного оборудования применение многофункциональных жидкокристаллических индикаторов и локатора ночного видения позволяет использовать вертолет при полетах над водным (морским) пространством другой безориентирной местностью в том числе ночью в простых и сложных метеоусловиях таким образом обеспечивая круглосуточность выполнения задач уменьшая простой вертолета увеличивая его конкурентноспособность и оправдывая затраты на его эксплуатацию.
Список используемой литературы
Акимов А. Я. Аэродинамика и летные характеристики вертолетов. М.: Машиностроение 1988
Аксёнов А. И. Аэродинамика и ЛТХ вертолётов. Учебное пособие по курсовому и дипломному проектированию. Харьков: ХАИ. 1976
Игнаткин Ю. М. Сборник задач. Учебное пособие по курсу “Аэродинамический расчет вертолета”. Москва: МАИ 1998
Миль М. Л. и др. Вертолеты. Расчет и проектирование. Ч. 1. Аэродинамика. Москва: Машиностроение 1966
Муганлинский С. Г. Учебное пособие. Аэродинамическое проектирование балансировка и расчет летно-технических характеристик вертолета одновинтовой схемы. Таганрог.: ТРТУ. 2005
Юрьев Б. И. Аэродинамический расчёт вертолётов. М.: Машиностроение 1956
Братухин И. П. Проектирование и конструкции вертолётов. М.: Воениздат 1955
Братухин И.П. Шайдаков В.И. Артамонов Б.Л. Перелыгин С. И. Алгоритмы и программы расчетов при проектировании вертолетов. М.: МАИ 1978
Завалов А.О. Скулков Д.Д. Проектирование вертолета. Метод. указ. к курсовой работе. М.: МАИ 1990
Кривцов В. С. Карпов Я.С. Лосев Л. И. Проектирование вертолетов. Учебник. Харьков: Национ. аэрокосмич. университет “ХАИ”. 2003
Тищенко М. Н. Некрасов А. В. Радин А. С. Вертолеты. Выбор параметров при проектировании. М.: Машиностроение 1976
Богданов Ю. С. Конструкция вертолётов. М.: Машиностроение 1990
Володко А. М. Вертолёты. Справочник по аэродинамике динамике конструкции. М.: Воениздат 1992
Воскобойник М. С. Конструкция и прочность вертолетов и вертолётов. М.: Транспорт 1972
Далин В. Н. Конструкция вертолетов. М.: Машиностроение 1971
Далин В. Н. Конструирование агрегатов планера вертолета. Москва: 1979
Михеев Р. А. Расчет на прочность Ч. 1. М.: МАИ. 1974
Пащенко Ж. А. Рыбальченко С.Н. Сердюк А.Д. Полимерные композиционные материалы и их применение в вертолетостроении. Таганрог.: Таганрогский авиационный колледж имени В. М. Петлякова. 1993
Нормы Летной Годности вертолетов (НЛГВ-2). 1987
Анурьев В. И. Справочник конструктора-машиностроителя. М.: Машиностроение 1980
Изаксон А. М. Советское вертолётостроение. М.: Машиностроение 1988
Общий вид вертолета (А0);
Компоновка вертолета (А0
Схема членения вертолета (А0);
Стабилизатор (сборочный) (А0
Стапель сборки стабилизатора (сборочный) (А0);
Плакат "Области возможных полетов" и "Профили полетов" (А1);
Плакат иллюстрирующий НИР (А1).

Раздел 6_1.docx

Объемно-весовая компоновка и центровка вертолета
1 Объемно-весовая компоновка вертолета
Для проектируемого вертолета выбрана грузовая объемно-весовая компоновка.
2 Расчет центровок вертолета
Центровочная ведомость вертолета
Наименование нагрузок
Промежуточный редуктор
Лопасти несущего винта
Втулка несущего винта
Система бустерного управления
Система ручного управления
Лопасти рулевого винта
Втулка рулевого винта
Носовая часть фюзеляжа (15%)
Центральная часть фюзеляжа (24%)
Хвостовая балка (13%)
Крепление редуктора (4%)
Носовая стойка шасси (16%)
Основные стойки шасси (82%)
Хвостовая опора (2 %)
Приборы в кабине (25%)
Радиооборудование (27%)
Гидрооборудование (20%)
Пневмооборудование (6%)
Дополнительное оборудование (22%)
Снаряжение и служебная нагрузка
Топливо (полный запас)
Взлетный вес без груза
Взлетный вес с грузом
Посадочный вес без груза
Посадочный вес с грузом
Вес пустого вертолёта
Начало системы координат лежит в точке пересечения оси несущего винта и перпендикулярной ей оси проходящей через центр втулки в продольной плоскости вертолета.
-Ось OY совпадает с осью несущего винта. За положительное направление оси OY принято направление сверху вниз
-За положительное направление оси OX принято направление справо налево.
Координаты центра тяжести для различных случаев определяются по формулам:
- определяются центровочной ведомостью
2.1 Положение центра тяжести вертолета относительно оси Х
Взлетный вес без груза (полный запас топлива):
Взлетный вес с грузом:
Посадочный вес без груза:
Посадочный вес с грузом:
2.2 Положение центров тяжести вертолета относительно оси Y
Взлетный вес без груза:
2.3 Центровочный угол
Для одновинтовой схемы вертолета с хвостовым винтом:
-предельно допустимая передняя центровка = - 60;
-предельно допустимая задняя центровка = 20;
-нормальная центровка = - 30.
Все найденные положения центров тяжестей находятся в диапазоне
- 0222 0157 это полностью удовлетворяет требованиям допустимой центровки.
Положения центров тяжести и центровочного угла для различных случаев приведены на центровочной схеме вертолета (Рис. 6.1).

Проектирование соосника курсовая.docx

Анализ и формирование исходных данных для расчета4
Расчет массы полезной нагрузки вертолёта6
Расчет параметров несущего винта вертолета7
1 Радиус несущего винта вертолёта7
2 Определение окружной скорости несущего винта8
3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке9
4 Вычисление коэффициента заполнения несущего винта10
Расчет мощности двигательной установки вертолета12
1 Расчёт удельной мощности при висении на статическом потолке12
3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью13
4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете14
5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета14
5.1 Удельная приведённая мощность при висении на статическом потолке рассчитывается как:14
Расчет массы топлива18
Определение массы узлов и агрегатов вертолета20
1 Расчет массы лопастей несущего винта20
2 Расчет массы втулки несущего винта20
3 Расчет массы системы управления21
4колонки управления22
5главного редуктора23
6 Расчёт массы элементов трансмиссии23
7 Расчет массы двигательной установки вертолета24
8 Расчет массы фюзеляжа оборудования и шасси вертолета25
9 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения27
Сводные результаты проектировочного расчета вертолета28
Описание компоновки вертолета29
Список использованных литературы33
Проектирование вертолета представляет собой процесс разработки технической документации определяющей летно-технические характеристики его аэродинамическую компоновку и конструктивно-силовую схему а также конструкцию основных узлов и агрегатов и компоновку основных систем вертолета.
Задачей проектирования является разработка схемы структуры и конструкции будущего вертолета и составляющих его элементов которая должна обеспечить при определенных ограничениях наиболее эффективное выполнение поставленных целей.
Ограничениями являются физические параметры сроки проектирования и производственно-технологические аспекты.
В связи с большим количеством факторов влияющих на летно-технические характеристики проектируемого вертолета а также ввиду необходимости определения большого числа взаимозависимых параметров проектирование вертолета является сложной инженерной задачей.
Анализ и формирование исходных данных для расчета
Подбор параметров по ЛТХ вертолетов-прототипов
Таблица 1 - Летно-технические характеристики прототипов
Взлётная масса вертолёта кг
Соосной схемы с двумя несущими винтами
Масса пустого вертолёта кг
Максимальная дальность полёта км
Высота статического потолка м
Высота динамического потолка м
Максимальная скорость полёта кмч
Диаметр несущего винта м
Количество лопастей несущего винта
Количество и тип двигателей в составе силовой установки вертолёта
Рисунок 1 – Схема вертолета Ка-27
Рисунок 2 – Схема вертолета Ка-31
Рисунок 3 – Схема вертолета Ка-32
Расчет массы полезной нагрузки вертолёта
Масса полезной нагрузки вертолёта вычисляется как:
где – масса полезной нагрузки кг; – масса экипажа кг (масса 1 члена экипажа принимается равной 90 кг); – максимальная взлетная масса вертолета кг; – коэффициент массовой отдачи по полной нагрузке вычисляется как:
- относительная масса топлива первого приближения вычисляется как:
где – относительный километровый расход топлива равный 000022; – относительный часовой расход топлива равный 000057. Тогда по формуле (2.1):
Расчет параметров несущего винта вертолета
1 Радиус несущего винта вертолёта
Радиус несущего винта вертолёта соосной схемы рассчитывается по формуле:
где - ускорение свободного падения равное 981 ; - удельная нагрузка на площадь ометаемую несущим винтом вычисляется как:
где – среднее значение диаметра несущего винта м вычисленное по диаметрам несущих винтов трёх вертолётов – прототипов. По формуле (3.1.1) вычисляем радиус НВ:
Принимаем радиус несущего винта равным .
2 Определение окружной скорости несущего винта
Определяем величину окружной скорости R концов лопастей из диаграммы изображенной на рисунке 1:
Рисунок 1 – Диаграмма зависимости концевой скорости лопасти от скорости полета для постоянных значений и
При = 260 кмч R = 235 мс.
Определяем угловую скорость и частоту вращения несущего винта по формулам (3.2.1) и (3.2.2):
3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки по формуле:
где – площадь эквивалентной вредной пластинки для вертолетов с неубирающимся шасси равная:
Тогда по формуле (2.10) получаем следующие значения:
Экономическая скорость у земли (Н = 0) рассчитывается как:
Экономическая скорость на динамическом потолке (Н = ) рассчитывается как:
где – относительная плотность воздуха на динамическом потолке вычисляется как:
где и соответственно плотности воздуха на динамическом потолке и на уровне земли берутся согласно ГОСТ 4401-81.
Далее рассчитываются относительные значения максимальной скорости у земли и экономической скорости на динамическом потолке по формулам:
4 Вычисление коэффициента заполнения несущего винта
Так как формула (3.4.1) для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли имеет вид:
Формула для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для экономической скорости на динамическом потолке:
Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке производится по формулам (3.4.3) и (3.4.4) соответственно:
Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
В качестве расчетной величины заполнения несущего винта принимается значение из условия:
Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта будут равны:
где - число лопастей несущего винта.
Расчет мощности двигательной установки вертолета
1 Расчёт удельной мощности при висении на статическом потолке
Удельная мощность потребная для привода несущего винта на режиме висения на статическом потолке рассчитывается как:
где - потребная мощность для висения на статическом потолке Вт; - относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения для одновинтового и соосного вертолёта можно принять ;
– относительный КПД несущего винта на режиме висения для современных вертолётов находится в диапазоне (для соосной схемы); - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка.
где и соответственно плотности воздуха на динамическом потолке и на уровне земли берутся согласно ГОСТ 4401-81. По формуле (4.1.1) получаем:
2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости
Удельная мощность потребная для привода несущего винта в горизонтальном полёте на максимальной скорости вычисляется по формуле:
где – коэффициент индукции определяемый в зависимости от скорости полёта по следующим уравнениям:
для вертолёта соосной схемы коэффициент индукции вычисляется как:
Тогда по формуле (4.2.1) удельная мощность потребная для привода несущего винта в горизонтальном полёте на максимальной скорости рассчитывается как:
3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:
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 вычисляется как:
5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета
5.1 Удельная приведённая мощность при висении на статическом потолке рассчитывается как:
где - степень дросселирования двигателей зависящая от высоты статического потолка рассчитываемая по формуле:
- коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения. Так как масса проектируемого вертолета составляет 15 тонн.
Тогда по формуле (4.5.1) удельная приведённая мощность при висении на статическом потолке получается:
5.2 Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости:
где - степень дросселирования двигателей зависящая от скорости полёта рассчитываемая по формуле:
- коэффициент использования мощности двигательной установки на максимальной скорости полета равный . Тогда по формуле (4.5.4) получаем следующие значения:
5.3 Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
где - степень дросселирования на номинальном режиме равна ; - степень дросселирования двигателей зависящая от высоты динамического потолка рассчитываемая по формуле:
– степень дросселирования двигателей зависящая от скорости полёта рассчитываемая по формуле:
Тогда по формуле (4.5.7) получаем следующие значения:
5.4 Удельная приведённая мощность в полёте у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлёте равна:
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:
Тогда по формуле (4.5.11) получаем следующие значения:
5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки
Для расчёта потребной мощности двигательной установки выбирается максимальное значение удельной приведённой мощности (потребной энерговооружённости):
Потребная мощность двигательной (силовой) установки включающей будет равна:
Принимаем два газотурбинных двигателя Д-25В общей мощностью 2×4045 кВт. Условие выполняется.
Таблица 3 - Параметры выбранного двигателя
Мощность на максимальном режиме
Удельный расход топлива на максимальном режиме
Степень повышения давления
Расчет массы топлива
При расчёте массы топлива для полёта на заданную дальность предполагается что полёт совершается на высоте Н = 500 м с крейсерской скоростью при
где - относительная масса топлива второго приближения вычисляется как:
где – коэффициент учитывающий 5%-ный навигационный запас топлива расход топлива на переходных режимах а также запас топлива на возможные неточности расчёта и т.д. 119;
– крейсерская скорость полёта вертолёта кмч; – степень дросселирования на крейсерском режиме ; – удельный расход топлива при работе двигателей на крейсерском режиме:
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:
- 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 .
Определение массы узлов и агрегатов вертолета
1 Расчет массы лопастей несущего винта
Суммарная масса лопастей несущего винта одновинтового вертолёта определяется из следующего соотношения:
где - относительная суммарная масса лопастей определяется как:
– коэффициент характеризующий некоторые конструктивные особенности несущего винта: лёгких и лёгких вертолётов: из композиционных материалов = 1255 ; – коэффициент относительной массы лопастей несущего винта:
2 Расчет массы втулки несущего винта
Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле:
где – коэффициент относительной массы втулки несущего винта:
– коэффициент втулки для лёгких вертолётов ();
– коэффициент учитывающий влияния числа лопастей на массу втулки:
Тогда по формуле (6.2.2) вычисляем относительную суммарную массу винтов:
По формуле (6.2.1) рассчитываем массу втулки несущего винта вертолета:
3 Расчет массы системы управления
При оценке массы системы управления вертолётом её условно разделяют на две части:
) ручную (проводка управления от командных рычагов до бустеров управление двигателями стабилизатором вспомогательные системы управления для открытия грузовых створок трапов капотов выпуска шасси);
) бустерную (автомат перекоса бустеры с их креплением проводка управления от бустеров до автомата перекоса основная гидросистема).
Масса системы управления определяется в этом случае по формуле:
где и – масса ручного и бустерного управлений вычисляется как:
– коэффициент массы ручного управления равный кгм;
– коэффициент массы бустерного управления – коэффициент относительной массы системы бустерного управления:
Тогда по формуле (6.3.2) (6.3.3) и (6.3.1) рассчитаем массы ручного и бустерного управлений и массу системы управления:
- верхний и нижний автоматы перекоса;
- верхняя и нижняя ползушки;
- механизм общего и дифференциального шага;
- блоки продольного и поперечного управления автоматов перекоса.
Масса колонки определяемая суммарной массой втулок верхнего и нижнего несущих винтов вычисляется по соотношению:
5главного редуктора
Для соосной схемы масса главного редуктора несущих винтов вычисляется по формуле:
По формуле (6.5.1) определяем массу главного редуктора несущих винтов:
6 Расчёт массы элементов трансмиссии
Суммарная масса привода несущих винтов вертолёта соосной схемы (двух валов с муфтами):
где - суммарная относительная масса привода несущих винтов
7 Расчет массы двигательной установки вертолета
Масса двигательной установки с системами и вспомогательной силовой установкой рассчитывается по формуле:
где - удельная масса двигателя для современных вертолётных двигателей большой мощности (свыше 2000 кВт) – 008 кгкВт; - коэффициент учитывающий увеличение массы двигательной установки за счёт систем: охлаждения противопожарной запуска узлов крепления двигателей масляных систем двигателей и главного редуктора масла для средних вертолетов 004 кгкВт; - коэффициент характеризующий увеличение массы двигательной установки за счёт топливной системы; для средних вертолётов = 006; - относительная масса вспомогательной силовой установки (ВСУ):
Тогда масса двигательной установки по формуле (6.7.1) будет равна:
Масса одного двигателя будет равна:
Масса топливной системы:
8 Расчет массы фюзеляжа оборудования и шасси вертолета
Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле:
где – коэффициент относительной массы фюзеляжа ; – площадь наружной (омываемой) поверхности фюзеляжа которая приближённо определяется по формуле:
Тогда масса фюзеляжа по формуле (6.8.1) рассчитывается как:
Масса горизонтального оперения определяется по формуле:
где – площадь горизонтального оперения (стабилизатора) в проектных расчётах можно приближённо принять:
– удельная масса горизонтального оперения .
Масса электрооборудования вертолёта подсчитывается как:
где – коэффициент учитывающий массу единицы длины электропроводки кгм; – расстояние между осями несущего и рулевого винтов для одновинтового вертолёта м ; для продольной схемы – расстояние между осями несущих винтов ; для соосной схемы – ;
– коэффициент массы электрооборудования определяемого функционированием противообледенительной системы ; – общая площадь лопастей пропорционально связанная с площадью их обогреваемой поверхности:
Массы прочего оборудования вычисляется по формуле:
Масса шасси вертолета равна:
где - весовой коэффициент зависящий от конструкции шасси. Так как в проектируемом вертолете предусмотрено не убирающее шасси
9 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.
Сводные результаты проектировочного расчета вертолета
Таблица 4 – Рассчитанные параметры и характеристики вертолета и его агрегатов
Параметры и характеристики вертолета и его агрегатов
Взлетная масса второго приближения
Масса горизонтального оперения
Масса бустерного управления
Масса ручного управления
Масса колонки управления
Масса двигательной установки
Масса одного двигателя
Масса топливной системы
Масса лопастей несущего винта
Масса втулки несущего винта
Масса главного редуктора
Масса электрооборудования
Масса прочего оборудования
Масса топлива второго приближения
Диаметр несущего винта
Удельная нагрузка на площадь ометаемую несущим винтом
Окружная скорость несущего винта
Коэффициент заполнения несущего винта
Число лопастей несущего винта
Экономическая скорость у земли
Экономическая скорость на динамическом потолке
Длина хорды лопасти несущего винта
Удлинение лопасти несущего винта
Угловая скорость вращения несущего винта
Частота вращения несущего винта
Потребная мощность силовой установки
Тип и марка подобранного двигателя
Взлетная мощность выбранного двигателя
Массовая отдача по полной нагрузке
Описание компоновки вертолета
Проектируемый вертолет выполнен по соосной схеме с двумя ГТД и неубирающееся четырехстоечное шасси.
Фюзеляж типа полумонокок выполнен в основном из алюминиевых сплавов с двухместной кабиной экипажа в носовой части. Доступ в кабину экипажа осуществляется через сдвижные двери с обоих бортов в грузовую кабину - через сдвижную дверь
Хвостовое оперение состоит из стабилизатора прямоугольной формы в плане на концах которого установлены две килевые шайбы носками внутрь - для повышения путевой устойчивости шайбы снабжены большими рулями направления. Конструкция стабилизатора и шайб каркасная из алюминиевого сплава с широким применением композиционных материалов.
Шасси четырехопорное неубирающееся пирамидально-параллелограммного типа с двухкамерными масляно-воздушными амортизаторами низкого и высокого давления. Передние опоры самоориентирующиеся. Возможна установка лыж или аварийных надувных баллонетов наполнение которых осуществляется дистанционным управлением с помощью кнопки на рычаге общего шага.
Несущие винты соосные трехлопастные с шарнирным креплением лопастей и системой их складывания. Лопасти прямоугольной формы в плане имеют хорду 037 м. Лонжерон лопасти изготовлен из КМ на основе стеклопластика усиленного углеродными волокнами к лонжерону крепятся 13 секций слоистой конструкции с сотовым заполнителем. Лопасти снабжены регулируемыми на стоянке триммерами. Втулки несущих винтов изготовлены из титана и стали с антикоррозионной обработкой снабжены регулируемыми демпферами и системой гашения колебаний состоящей из двух грузов в комлевых частях лопастей нижних винтов настроенных таким образом чтобы их колебания были противофазны колебаниям лопастей.
Силовая установка состоит из двух ГТД со свободной турбиной Д-25В взлетной мощностью по 4045 кВт с системой автоматического регулирования обеспечивающей запуск двигателей и их устойчивую работу на всех режимах. Контроль над работой двигателей осуществляется с помощью указателя режимов на приборной доске. На случай отказа автоматики предусмотрено ручное управление двигателями. Запуск двигателей производится от вспомогательной силовой установки.
Главный редуктор планетарный двухступенчатый с двумя муфтами свободного хода и тормозом несущих винтов снабжен системой охлаждения с вентилятором и маслорадиаторами.
Топливная система включает 10 топливных баков объединенных в левую и правую группы. Под полом кабины размещены 8 топливных баков из которых два демпфируются при установке в кабине системы внешней подвески. Два бака размещаются снаружи в контейнерах по бокам фюзеляжа. В каждой группе баков имеется расходный бак в который поступает топливо из остальных баков. Система распределения топлива предусматривает возможность подачи топлива к одному двигателю от любой группы баков и к обоим двигателям от одной группы. В расходных баках установлено по два насоса работающих параллельно а в остальных баках - по одному насосу. Заправка вертолета производится через заливные горловины или штуцер централизованной заправки под давлением.
Электрическая система переменного тока трехфазная имеет два независимых генератора которые могут работать параллельно и раздельно с преобразователями и аккумуляторными батареями для цепи постоянного тока. Электросистема обогрева носков лопастей и воздухозаборников питается от сети трехфазного переменного тока рассчитана на непрерывную работу в течение всего полета.
Пилотажно-навигационный комплекс вертолета включает БЭВМ автопилот доплеровский измеритель скорости и сноса и радиовысотомер обеспечивающий автоматическую стабилизацию режимов полета и
автоматизированное управление включая полет по заданному маршруту и автоматический заход на посадку и зависание на высоте 25м над местом посадки. Комплект оборудования обеспечивает выполнение полетов по приборам днем и ночью в простых и сложных метеоусловиях используется также обзорная РЛС. Применена бортовая система регистрации полетных данных. Может быть установлена спасательная лебедка грузоподъемностью 300кг. Вертолет оснащен электродистанционной системой управления полетом и автоматической системой гашения колебаний груза на внешней тросовой подвеске.
В данной курсовой работе выполнено эскизное проектирование и весовые параметры а также параметры силовой установки подобранны два тубовальных двигатели Д-25В проектируемого многоцелевого вертолета с взлетной массой 15000 кг. Проведены расчеты полезной массы нагрузки вертолета параметров несущего винта расчет массы топлива и расчет мощности двигателя.
Все полученные параметры проектировочного расчета были сведены в одну таблицу для упрощения анализа проектируемого вертолета. После проектировочного расчета был выполнен чертеж общего вида в трех проекциях прототипа проектируемого вертолета на основе его основных параметров и геометрических размеров с учетом исходных данных. В результате вычислений масса второго приближения оказалась в пределах допустимой погрешности соотношение выполняется.
Экономическая скорость на динамическом потолке 2181 кмч экономическая скорость у земли 1798 кмч. рассчитанного вертолета отличается на 460% от заданной массы.
Список использованных литературы
Проектирование вертолётов: учебник В. С. Кривцов Я. С. Карпов Л. И. Лосев. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ун-т» 2003. – 344 с.
Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы): учебное пособие для технических вузов В. П. Мишин. В. К. Безвербый Б. М. Панкратов В. И. Зернов. - М.: Машиностроение 2005. – 375 с.
Методические указания к выполнению курсового проектирования по дисциплине «Проектирование ветолетов» Уфимск. гос. авиац. ун-т Б. Р. Абдуллин А. В. Зырянов: Уфа 2015.- 44с.
СТО УГАТУ–016–2007. – Графические и текстовые конструкторские документы. Общие требования к построению изложению оформлению. – Уфа: УГАТУ 2007. – 92 с.

Раздел 1 Предварительные изыскания.docx

Раздел 1 Предварительные изыскания .6
2 Выбор вертолетов-прототипов 9
3 Выбор вероятных значений характеристик проектируемого вертолёта .24
Раздел 2 Выбор схемы вертолета и типа двигателей .26
1 Выбор аэродинамической схемы вертолета .27
2 Выбор типа силовой установки .30
3 Выбор схемы вертолета по отдельным признакам .32
Раздел 3 Расчет взлетного веса определение основных параметров и выбор двигателя .35
1 Определение взлетной массы вертолета в первом приближении .36
1.1 Определение массы целевой и служебной нагрузки и экипажа .. .37
1.2 Определение относительной массы топлива вертолета в первом приближении . .37
1.3 Определение относительной массы пустого вертолета .37
1.4 Взлетная масса вертолета в первом приближении 37
2 Определение основных параметров вертолета .37
2.1 Определение потребной энерговооруженности СУ .37
2.1.1 Удельная мощность на НВ потребная для висения вертолета (на статическом потолке) . .37
2.1.2 Удельная мощность на НВ потребная для горизонтального полета на максимальной скорости .39
2.1.3 Удельная мощность на НВ потребная для горизонтального полета на динамическом потолке . .40
2.2 Предварительное определение мощности двигателей .41
2.3 Предварительное определение диаметра НВ 41
3 Определение взлетной массы вертолета во втором приближении .42
3.1 Весовой расчет основных агрегатов вертолета .42
3.2 Определение относительной массы пустого вертолета во втором приближении . . 44
3.3 Определение относительной массы топлива вертолета во втором приближении 44
3.4 Взлетная масса вертолета во втором приближении . .45
4 Окончательный выбор диаметра НВ .45
5 Выбор двигателя . .46
6 Весовая сводка .46
Раздел 4 Аэродинамическая компоновка вертолета .48
1 Взаимное расположение винтов 49
1.1 Выбор параметров и места расположения несущего винта 49
1.2 Выбор параметров и места расположения рулевого винта 50
2 Проектирование фюзеляжа вертолета .. .52
3 Расположение и форма киля (килевой балки) .52
4 Расположение и форма стабилизатора .52
5 Определение параметров и расположения шасси 53
Раздел 5 Расчет летно-технических характеристик вертолёта .54
1 Исходные данные для расчета 55
2 Режимы полета вертолета 55
2.1 Определение располагаемых мощностей 55
2.2 Определение потребных мощностей горизонтального полета 58
2.3 Определение вертикальной скорости набора высоты 66
2.4 Определение теоретического практического и статического
2.5 Области возможных полетов .69
2.6 Определение времени набора высоты 72
2.7 Определение расхода топлива для набора высоты 73
2.8 Определение расхода топлива при снижении 75
3 Определение дальности и продолжительности
3.1 Определение длины участка набора высоты 75
3.2 Определение длины участка снижения 76
3.3 Определение крейсерского участка полета 76
3.4 Построение профиля полета .77
Раздел 6 Объемно-весовая компоновка и центровка вертолета 79
1 Выбор типа объемно-весовой компоновки 80
2 Расчет центровок вертолета 80
2.1 Положение центра тяжести вертолета относительно оси Х 81
2.2 Положение центра тяжести вертолета относительно оси Y 82
2.3 Центровочный угол 83
Раздел 7 Расчет продольной балансировки вертолёта .86
1 Исходные данные для расчета . ..87
2 Расчет продольной балансировки на режиме горизонтального полета при 015 90
Раздел 8 Конструктивно-силовая компоновка вертолета 96
Раздел 9 Разработка конструкции и расчет на прочность стабилизатора 98
1 Разработка требований к стабилизатору 97
1.1 Разработка основных требований к стабилизатору 97
1.2 Функциональные требования к конструкции стабилизатора 97
1.3 Эксплуатационные требования к конструкции стабилизатора 100
1.4 Производственно-технологические требования предъявляемые к конструкции стабилизатора .. 101
1.5 Взаимозаменяемость узлов и деталей стабилизатора ..101
2 Определение геометрических параметров стабилизатора 102
3 Выбор конструктивно-силовой схемы стабилизатора 102
4 Выбор конструкционных материалов стабилизатора 103
5 Определение внешних нагрузок действующих на горизонтальное оперение 105
6 Построение эпюр сил и моментов 108
6.1 Выбор расчетной схемы стабилизатора для расчета статического нагружения 108
6.2 Расчет погонных нагрузок qа от аэродинамических нагрузок 109
6.3 Расчет поперечных сил от аэродинамических нагрузок 109
6.4 Расчет изгибающих моментов от аэродинамических нагрузок .112
6.5 Расчет крутящих моментов от аэродинамических нагрузок 112
7 Расчет сечений стабилизатора на прочность .114
8 Расчет нервюры на прочность ..118
9 Расчет стыкового соединения стабилизатора с килевой балкой 120
Раздел 10 Технологический раздел 123
1 Схема членения вертолета 124
2 Технологичность конструкции ..125
3 Конструктивные решения .127
4 Технологические решения 130
5 Проектирование сборочного приспособления .133
Раздел 11 Организационно-экономический раздел 137
1 Расчет полной калькулятивной себестоимости вертолета 138
2 Расчет отпускной цены вертолета .142
Раздел 12 Обеспечение безопасности и экологичности при сборке стабилизатора вертолета 144
1 Общая характеристика возможных неблагоприятных воздействий на окружающих на помещение и оборудование в процессе сборки стабилизатора вертолета .145
2 Предложения и обоснования мероприятий по уменьшению вред-ных воздействий на персонал оборудование и помещение 146
Раздел 13 Научно-исследовательский раздел 149
Раздел 14 Анализ результатов проектирования 169
Список используемой литературы .172
Список чертежей .173
Предварительные изыскания
Вертолётом называется летательный аппарат способный при помощи несущих винтов подниматься в воздух вертикально без разбега висеть в воздухе на одном месте опускаться на землю вертикально без последующего пробега.
Горизонтальная скорость у вертолетов создается с помощью наклона всего аппарата или осей несущих винтов на несколько градусов вперёд. В последнем случае тяга несущего винта даёт горизонтальную составляющею которая и приводит машину в горизонтальное движение. Наклоняя машину назад или в сторону можно получить соответственно либо заднее либо боковое движение.
Вертолеты являются универсальным транспортным средством обладающим возможностью без аэродромного базирования зависания над местностью полета на малой высоте и скорости благодаря этому они нашли широкое применение в сфере перевозок различных грузов.
Россия обладает недостаточно развитой аэродромной инфраструктурой многие отдаленные от центральной части регионы не имеют своих аэродромов в силу климатических географических или материальных факторов поэтому наша страна нуждается в развитии этого вида транспорта.
Вертолёт в отличие от вертолета совершенно не связан с аэродромами. Он может взлетать с самых малых площадок а также с крыш зданий с палубы кораблей и садиться на них. Не опускаясь на землю он может выгружать грузы и высаживать людей с помощью подъёмной клети.
Кроме чисто транспортной работы вертолёты используют для подкормки насаждений и посева некоторых культур для обнаружения косяков рыб разведки ледовой обстановки обнаружения и борьбы с лесными пожарами для перевозки больных и раненых для спасательных работ на земле и на море для геологических исследований и поиска полезных ископаемых для прокладки линий высоковольтных передач.
Объёмы выполняемых вертолётом работ неуклонно растут в связи с этим особенно остро встаёт вопрос о повышении экономичности вертолётов что в свою очередь заставляет особенно щепетильно подходить к выбору оптимальных параметров вновь проектируемых машин.
Исходя из всех перечисленных преимуществ и предпосылок вертолет с данными функциями будет востребован в России и ее рубежами.
Ежегодно в мире значительно растет объем грузовых перевозок авиационным транспортом. На дальних расстояниях это обеспечивают грузовые вертолеты такие как Ан-124 “Руслан” С-5 “Galaxy” Ил-76МТ и др. На небольших расстояниях грузоперевозки в труднодоступных районах может обеспечить только вертолет а поскольку востребованность в перевозке грузов не уменьшается то и объемы перевозок увеличиваются что требует использование вертолетов с повышенной грузоподъемностью и вместимостью. В настоящее время эти задачи выполняет вертолет Ми-26 а в дальнейшем потребуется создание новых тяжелых и сверхтяжелых транспортных вертолетов.
Все работы по модернизации Ми-26 будут направлены на расширение сфер и условий эксплуатации а также повышение технических и экономических характеристик. Современная аппаратура позволит сократить количество членов экипажа с шести человек до двух плюс используется еще один специалист-такелажник при работах с грузом на внешней подвеске. Московским вертолетным заводом имени Миля создан действующий натурный макет кабины Ми-26 на котором отрабатываются элементы работы экипажа с новой электронной пилотажно-навигационной аппаратурой по варианту вертолета Ми-26Т (транспортный) круглосуточного применения. Установка инерциальной и спутниковой навигационных систем с картографической индикацией обеспечит автономное автоматическое решение задач навигации с программированием маршрута и выполнением коррекции полета на всех режимах по воздушным трассам в том числе и международным. Использование нового комплекса БРЭО снизит нагрузку на экипаж и позволит выполнять полеты над водным (морским) пространством другой безориентирной местностью в том числе ночью в простых и сложных метеоусловиях.
2 Выбор вертолетов-прототипов
В качестве вертолетов-прототипов мною были выбраны вертолеты Ми-26Т S-80 (CH-53E) “Super Stallion” AS.332B “Super Puma”. Их тактико-технические характеристики а также функции и задачи выполняемые ими похожи. ТТХ прототипов представлены в таблице №1.1.
Ми-26Т. Тяжелый транспортный вертолет
Если не считать опытных экземпляров В-12 военно-транспортный вертолет Ми-26 является самым тяжелым летающим вертолетом в мире. Он появился в начале 1970-х гг. и первоначально разрабатывался для обеспечения Аэрофлота машинами способными перевозить грузы в необжитые регионы страны. Проектирование вертолета большой грузоподъемности потребовало создания совершенно нового несущего винта и системы трансмиссии. Первый полет опытный экземпляр В-26 совершил 14 декабря 1977 г. Его общая внешняя компоновка была аналогична вертолету “Миль” Ми-6 большой грузоподъемности; несущий винт был меньшего диаметра но с восемью лопастями; силовая установка имела вдвое большую мощность что позволило увеличить полезную нагрузку на 66 % по сравнению с вертолетом Ми-6. Это было продемонстрировано 3 февраля 1982 г. когда в числе прочих рекордов новый аппарат поднял общий вес (вертолет плюс полезная нагрузка) 567688 кгс (1211538 фунта) на высоту 2000 м (6560 футов). Доводка вертолета завершилась в 1983 г. В 1985 году аппарат был введен в военную эксплуатацию.
В этом же году в серийное производство была запущена гражданская версия вертолета получившая обозначение Ми-26Т. Гражданский вариант отличался от военного прежде всего навигационным оборудованием на нем не устанавливались устройства выброса ЛТЦ (ложных тепловых целей) и шкворневые установки для стрелкового оружия. Был существенно расширен состав оборудования призванного повысить возможности машины при работе с грузами на внешней подвеске. Так система азимутальной ориентации груза (САОГ) обеспечивает его фиксирование в оптимальном положении при транспортировке и ориентирование на висении. Система гашения колебаний через автопилот парирует возможную раскачку груза. Весоизмерительное электронное устройство позволяет определять массу груза на режиме висения с точностью до ± 1 % а электрозамки ДГ-65 или ВТДГ-20 дают возможность отцеплять его без такелажника. Система внешней подвески оснащенная специальной оснасткой типа «Спрендер» обеспечивает транспортировку стандартных морских контейнеров без участия такелажников. Универсальная стабилизирующая платформа (УСП) позволяет увеличить скорость транспортировки крупногабаритных и длинномерных грузов (типа домика контейнера трубы) на внешней подвеске до 200 кмч и уменьшить расход топлива на 30 и 50 %. Кроме того в арсенал Ми-26Т вошли автоматический трубный захват для работы с трубами большого диаметра и грузозахват для транспортировки древесины в горных районах.
Вертолёт одновинтовой схемы с рулевым винтом. Ми-26 имеет восьмилопастной несущий и пятилопастной рулевой винты. На вертолете обеспечен высокий уровень весового совершенства агрегатов несущей системы. Лопасти несущего винта имеют стальной лонжерон стеклопластиковый каркас и специальный бумажный заполнитель. Такая лопасть имеет массу 375 кгс (Ми-6 - 705 кгс). Для защиты от эрозионного износа передних кромок лопастей впервые применены титановые противоабразивные оковки.
С целью увеличения аэродинамических характеристик несущего винта на режиме висения сечение лопасти по ее радиусу имеет разный профиль. В корневых сечениях - NACA-230 в средних - МО (r = 05 09) в концевых - СВ (r > 09). Такая аэродинамическая компоновка лопасти позволила увеличить силу тяги несущего винта на режиме висения на 15 кН. В конструкции втулки несущего винта использован титан ВТ3-1 что позволяет снизить вес втулки по сравнению с Ми-6 на 15 %. Тяжелая планетарная схема главного редуктора заменена 3-ступенчатой многопоточной схемой.
В конструкции фюзеляжа использованы композиционный материал (специальный сплав который на 26 % легче традиционных алюминиевых сплавов) оптимальное соотношение шага стрингеров и толщины обшивки особая форма кабины новая силовая схема крепления хвостовой балки.
На Ми-26 увеличены топливные баки встроенные в конструкцию. Объем их увеличен с 8600 л (Ми-6) до 11600 л (Ми-26) что позволяет увеличить дальность до 800 км.
Для уменьшения сопротивления на вертолете установлено множество различных обтекателей рассчитаны оптимальные обводы фюзеляжа конструкторы отказались от крыла и подвесных топливных баков.
Увеличение разноса горизонтального шарнира (071 м) и вертикальной центровки (36 м) по сравнению с Ми-6 привело к значительному росту эффективности продольного и поперечного управления.
Для улучшения обтекания фюзеляжа вертолета на задней части капотов двигателей установлены аэродинамические гребни. Для обеспечения продольной устойчивости на концевой балке установлен неуправляемый стабилизатор вынесенный из зоны влияния несущего винта.
Концевая балка вертолета выполнена в форме киля площадью 11 квадратных метров. Киль разгружает рулевой винт при полете на 25 30 %.
На вертолете установлен трехканальный автопилот.
Вертолет Ми-26 может нести на внешней подвеске груз массой 20000 кг. Количество перевозимых десантников - 85 а раненых на носилках - 60 человек.
Фюзеляж полумонококовой конструкции. В носовой части размещена кабина экипажа состоящего из первого летчика на переднем левом сиденье и второго летчика на правом сиденье. За первым летчиком располагается бортинженер а за вторым — штурман-радиооператор; между летчиками на откидном сиденье может располагаться оператор грузовых работ за кабиной экипажа размещена отдельная кабина для четырех пассажиров.
Грузовая кабина имеет длину 12 м (с рампой 15 м) ширину 32 м и высоту 295—317 м объем кабины 121 м3. Грузовая кабина снабжена грузовым люком с опускающейся грузовой рампой с открывающимися наружу створками. Грузовая рампа приводится с помощью гидроусилителей и может фиксироваться в любом положении позволяя перевозить длинномерные грузы с рампой зафиксированной в горизонтальном положении. В аварийной ситуации рампа может перемещаться с помощью ручной помпы. Большие размеры грузовой кабины и грузового люка обеспечивают транспортировку крупногабаритной гражданской и военной техники например подъемного крана или двух боевых машин пехоты и стандартных грузовых контейнеров.
В пассажирском варианте в кабине размещаются 70 пассажиров по пять в ряд на стандартных креслах с откидывающимися спинками освещением и сигнализацией кабина имеет центральный проход и в конце два туалета и багажный отсек доступ в кабину осуществляется через дверь с левого борта с откидным трапом для обеспечения комфортных условий для пассажиров применена теплозвукоизоляционная отделка и установлена система кондиционирования воздуха.
Хвостовая балка имеющая плоскую нижнюю поверхность для улучшения условий погрузки и выгрузки переходит в большое вертикальное оперение с несимметричным профилем для создания боковой силы и разгрузки рулевого винта и регулируемым на стоянке стабилизатором.
Шасси неубирающееся трехопорное со сдвоенными колесами и убирающейся хвостовой опорой. Передняя опора самоориентирующаяся главные опоры со сдвоенными колесами размерами 1120х450 мм отличаются небольшими габаритами двухкамерные амортизационные стойки обеспечивают на стоянке изменение клиренса.
Несущий винт восьмилопастный с шарнирным креплением лопастей и гидравлическими демпферами. Лопасти прямоугольной формы в плане имеют усовершенствованные аэродинамические профили с относительной толщиной 012 у комля и 009 на конце лопасти и умеренную аэродинамическую крутку. Лопасти смешанной конструкции с трубчатым стальным лонжероном к которому присоединяются 26 секций с нервюрами обшивкой из стеклопластика и сотовым заполнителем. Носок лопасти защищен противокоррозионной накладкой из титанового сплава. Хорда лопасти 0835 м окружная скорость концов лопастей 220 мс.
Рулевой винт пятилопастный диаметром 767 м с лопастями прямоугольной формы в плане из стеклопластика.
Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД со свободной турбиной Д-136 установленных рядом сверху фюзеляжа в отдельных гондолах разделенных титановой противопожарной перегородкой. Воздухозаборники двигателей снабжены пылезащитными устройствами и электрическими противообледенительными системами. Силовая установка имеет систему автоматического поддержания оборотов несущего винта; в случае выхода из строя одного двигателя система автоматически увеличивает мощность второго до чрезвычайной поддерживая постоянные обороты несущего винта (132 обмин).
Турбовальный ГТД Д-136 со свободной турбиной модульной конструкции. Газогенератор создан на основе газогенератора ТРДД Д-36 имеет шестиступенчатый компрессор низкого давления со скоростью вращения 10950 обмин и семиступенчатый высокого давления (14170 обмин). Двухступенчатая свободная турбина имеет скорость вращения 8300 обмин регулируемую в пределах ±300 обмин. Длина двигателя 575 м ширина 14 м высота 113 м сухая масса 1050 кг чрезвычайная мощность двигателя 8500 кВт11400 л. с. максимальная продолжительная мощность 6338 кВт8500 л.с. Удельный расход топлива 0206 кгсл. с.ч.
Вспомогательная силовая установка расположена под кабиной экипажа с левой стороны и обеспечивает запуск двигателей и привод электрической и гидравлической систем и системы кондиционирования на стоянке.
Топливо содержится в 8 мягких баках общей емкостью 12000 л расположенных под полой кабины из которых поступает в два расходных бака расположенных позади главного редуктора.
Трансмиссия состоит из главного редуктора двух муфт свободного хода валов привода рулевого винта промежуточного редуктора и редуктора рулевого винта. Главный редуктор ВР-26 модульной конструкции трехступенчатый имеет приводы вентилятора охлаждения редуктора и маслосистем установленного над воздухозаборниками двигателей трансмиссии рулевого винта и вертолетных агрегатов. Редуктор имеет длину 25 м ширину 195 м и высоту 302 м сухая масса 3640 кг.
Для обслуживания силовой установки и трансмиссии на обтекателях двигателей имеются большие откидные панели используемые как рабочие площадки а в хвостовой балке имеется проход для обслуживания трансмиссии рулевого винта без специального наземного оборудования.
Две гидравлические системы с давлением 206 МПа210 кгссм2 и электрическая система постоянного тока с напряжением 28 В.
Навигационный комплекс для полетов днем и ночью в простых и сложных метеоусловиях включает комбинированную курсовую систему “Гребень-2” пилотажный командный прибор ПКМ-77М и авиагоризонт АГР-83-15 автоматические радиокомпасы АРК-19 и АРК-УД радиотехническую систему ближней навигации “Веер-М” доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-32 антенно-фидерную систему “Ромашка” радиовысотомер А-036. В состав установленного на Ми-26 пилотажного комплекса ПКВ-26-1 входят четырехканальный автопилот ВУАП-Т. система траекторного управления система директорного управления система гашения колебаний груза на внешней подвеске. Имеется метеорадиолокатор. Радиосвязная аппаратура включает командные УКВ-радиостанции Р-863 и 1 Р-828 связную КВ-радиостанцию “Ядро-ТВ” аварийную радиостанцию Р-861 и вертолетное переговорные устройство СПУ-8. Бортовая телевизионная аппаратура БТУ-1Б с тремя видеокамерами и видеоконтрольным устройством ВК-175 для наблюдения за состоянием груза на внешней подвеске. Установлена магнитная система регистрации полетных данных “Тестер-УЗ”. Аппаратура речевых сообщений РИ-65 для оповещения экипажа об аварийных ситуациях в полете.
На военно-транспортных вариантах размещены устройства выброса ЛТЦ передатчики помех ИК-устройствам экраны для подавления ИК-излучения.
Рис. 1.2 Проекции Ми-26Т
CH-53E. Десантно-транспортный вертолет
Рис. 1.3. Sikorsky S-80 (CH-53E) “Super Stallion”
Разработка тяжелого десантно-транспортного вертолета CH-53E для корпуса морской пехоты США началась в 1971 г.
Вертолет одновинтовой схемы с рулевым винтом тремя ГТД и трехопорным шасси.
Фюзеляж. Водонепроницаемый типа полумонокок выполнен с применением легких сплавов стали и титана. Отдельные секции кабины экипажа изготовлены из КМ. Обтекатели втулки несущего винта редукторы и капота двигателя выполнены из кевлара. Фюзеляж рассчитан на восприятие перегрузок до 20 g по вертикали и до 10 g –боковых. Кабина экипажа трехместная с расположенными рядом сиденьями летчиков. В грузовой кабине размерами 915х23х198 м могут быть размещены до 55 десантников или до 13 т грузов на семи стандартных платформах размерами 1х12 м которые загружаются через заднюю грузовую рампу с гидравлическим приводом. Для транспортировки на внешней подвеске имеются крюк рассчитанный на усилие 16330 кгс.
Стабилизатор неуправляемый трапециевидной формы в плане установлен с правой стороны пилона рулевого винта и подкреплен подкосом стабилизатор и пилон выполнены из кевлара.
Шасси убирающееся трехопорное с носовой опорой убирается назад в нишу под фюзеляж опоры главных колес – вперед в боковые обтекатели база шасси 831 м колея 396 м.
Несущий винт семилопастный с шарнирным креплением лопастей. Лопасти прямоугольной формы в плане с сужающимися законцовками имеют улучшенный профиль и увеличенную до - 14° крутку. Хорда лопасти – 076 м. Лонжерон овального сечения выполнен из титанового сплава сотовый заполнитель изготовлен из стекловолокна “номекс” а обшивка - из КМ. Имеется система обнаружения неисправности использующая избыточное давление создаваемое внутри лонжерона. Втулка из титана и стали имеет эластомерные подшипники. Лопасти складываются с помощью гидравлической системы.
Рулевой винт диаметром 61 м четырехлопастный с шарнирным креплением лопастей имеет лопасти с D-образным лонжероном и нервюрами из алюминиевого сплава. Плоскость вращения рулевого винта отклонена влево на угол 20° для получения вертикальной составляющей тяги винта компенсирующей смещение центровки назад из-за установки третьего двигателя.
Силовая установка трехдвигательная; сверху фюзеляжа в отдельных гондолах размещены два двигателя третий двигатель расположен за главным редуктором и закрыт обтекателем. Съемные и откидные панели облегчают осмотр двигателей. Воздухозаборники снабжены пылезащитными устройствами.
Топливная система включает два протектированных бака емкостью по 1192 л в боковых обтекателях и два дополнительных бака емкостью 1485 л; общая емкость топливных баков находящихся внутри фюзеляжа достигает 4920 л к обтекателям могут подвешиваться сбрасываемые топливные баки емкостью 4920 л. Спереди расположена выдвижная телескопическая штанга для заправки топливом в полете кроме того заправка может производиться с корабля посредством заправочного рукава когда вертолет находится на режиме висения.
Трансмиссию составляют редукторы двигателей промежуточные валы главный редуктор вал и редуктор вспомогательной силовой установки вал промежуточного углового редуктора и редуктор привода рулевого винта. Главный редуктор имеет массу 1745 кг и рассчитан на передачу мощности 10060 кВт.
Система управления бустерная дублированная включает систему автоматической стабилизации с цифровым вычислительным устройством и четырехканальный автопилот фирмы “Гамильтон Стандарт”. Пять гидроусилителей размещены в отдельном блоке за сидением летчика.
Специальное оборудование
Автоматическая система управления полетом с двумя БЦВМ и автопилотом буксируемый гидролокатор ANASQ буксируемый минный трал ANAQS-17 электронный трал ANALQ-141 и буксируемый трал AALQ-166 на подводных крыльях для детонации магнитных мин.
Рис. 1.4 Проекции CH-53E
AS.332B Super Puma. Многоцелевой транспортный вертолёт
Рис. 1.5 AS.332B “Super Puma”
Вертолет создан на базе транспортно-десантного вертолета SA.330 “Puma” и предназначается для переброски грузов и личного состава высадки десанта ведения поисково-спасательных работ и эвакуации раненых а также для огневой поддержки сухопутных войск. Первый полет опытного образца состоялся 13 сентября 1978 г серийное производство было начато в 1980 году.
Конструктивно вертолет “Super Puma” выполнен по схеме с одним четырехлопастным несущим и пятилопастным рулевым винтами с убирающимся в полете колесным шасси и с силовой установкой в составе двух газотурбинных двигателей. Удлиненная носовая часть фюзеляжа предназначена для размещения в ней дополнительного радиоэлектронного оборудования обеспечивающего возможность выполнения полетов в любое время суток и в сложных метеорологических условиях. Из композиционных материалов изготовлены лопасти обоих винтов. Фюзеляж вертолета обладает улучшенной аэродинамикой а для повышения путевой и продольной устойчивости установлен дополнительный подфюзеляжный киль и увеличена площадь стабилизатора.
При разработке вертолета было обращено особое внимание на снижение трудоемкости технического обслуживания и ремонта силовой установки. Для этого предусмотрены откидывающиеся на шарнирах панели обтекателей сдвигающиеся на направляющих консоли воздухозаборников. Кроме того сами двигатели имеют модульную конструкцию.
Фюзеляж цельнометаллический типа полумонокок безопасноповреждаемой конструкции. Панели остекления снабжены противообледенительной системой. Кабина экипажа имеет две боковые сбрасываемые двери. Грузовая кабина объемом 14 м3 имеет максимальные размеры 605х18х155 м и по одной сдвижной двери размерами 135х135 м с каждой стороны площадь пола кабины 78 м2. В задней части кабины имеется люк трапециевидной формы с размерами 098 м у основания и 07 м в верхней части. В кабине размещаются от 21 до 25 десантников или 16 раненых (12 на носилках и 4 на сиденьях) с сопровождающим санитаром или до 24 пассажиров в обычном варианте и 8—15 пассажиров в варианте с улучшенной комфортностью. Хвостовая балка имеет профилированное сечение и переходит в профилированную концевую балку в виде киля на которой установлены стабилизатор и рулевой винт; снизу хвостовой балки установлен большой подфюзеляжный киль. Стабилизатор трапециевидной формы в плане имеет площадь 134 м2 и перевернутый аэродинамический профиль большой кривизны. Стабилизатор зафиксирован под углом заклинения 3°.
Шасси убирающееся трехопорное с носовой опорой. Главные опоры с рычажной подвеской имеют по одному колесу размером 640х280 мм и давлением 088 МПа снабжены масляно-пневматическими амортизаторами убираются назад в боковые обтекатели. Носовая опора со спаренными колесами размерами 466х176 мм и давлением 068 МПа с рычажной подвеской. Шасси рассчитано на удар с вертикальной скоростью 3 мс. Колея шасси 3 м база 449 м.
Несущий винт с шарнирным креплением лопастей и тормозом. Вертикальный шарнир каждой лопасти снабжен эластомерным подшипником демпфирующим колебания лопасти. Лопасти прямоугольной формы в плане со стреловидной сужающейся законцовкой выполнены из композиционных материалов с лонжероном из стеклопластика и обшивкой из углепластика хорда лопасти 06 м. Может быть установлена противообледенительная система посредством замены накладки носка из нержавеющей стали титановой накладкой толщиной 08 мм с термонагревательным элементом. Над втулкой установлен обтекатель уменьшающий лобовое сопротивление.
Рулевой винт пятилопастный имеет лопасти из композиционных материалов с усовершенствованным профилем NACA 23010 в концевой части и NACA 23012 в комлевой части.
Силовая установка. Двигатели установлены рядом в верхней части фюзеляжа перед несущим винтом имеют отдельные воздухозаборники с пылезащитными устройствами и закрыты обтекателями. Передняя часть воздухозаборников выполнена в виде консолей имеет центральное тело сотовой конструкции и обшивку из стеклоткани. Для снятия или монтажа двигателей консоли передней части воздухозаборников сдвигаются вперед по направляющим. Для удобства обслуживания обтекатели двигателей имеют две откидывающиеся панели на шарнирах. Двигатели имеют модульную конструкцию.двигателя Makila 1А1 с оборудованием 242 кг.
Топливная система. Варианты AS.332B В1 и С имеют пять мягких топливных баков общей емкостью 1560 л. Варианты AS.332L LM и М имеют систему из шести топливных баков общей емкостью 2060 л. Предусмотрена установка четырех дополнительных топливных баков внутри фюзеляжа общей емкостью 1900 л и двух подвесных баков общей емкостью 700 л. В военных вариантах вертолетов баки протектированы.
Трансмиссия. Главный редуктор имеющий модульную конструкцию пятиступенчатый снабжен двумя торсиометрами и двумя отдельными цепями смазки размещен между двигателями. От первой ступени (от обоих двигателей к промежуточному редуктору) обеспечивается привод двух вентиляторов. Скорость вращения валов ГТД 23840 обмин вала несущего винта 265 обмин вала рулевого винта 1278 обмин.
Система управления гидравлическая дублированная с сдвоенными гидроусилителями которые крепятся соответственно к картерам главного и рулевого редукторов.
Вооружение. В военном варианте для армии и ВВС вертолет может быть вооружен двумя пушками калибром 20 мм либо двумя пулеметами калибром 762 мм или 38 НАР калибром 68 мм в двух контейнерах. В военно-морском варианте вертолет может нести две противокорабельные ракеты AM 39 “Экзосет” или две легкие противолодочные торпеды и опускаемую гидроакустическую станцию или магнитный детектор для обнаружения подводных лодок и сбрасываемые гидроакустические буи.
Электронное оборудование включает новый автопилот SFIM 155. В поисково-спасательном варианте устанавливается РЛС Бендикс RDR 1400. В противолодочном варианте в носовой части фюзеляжа устанавливается РЛС OMERA ORB.32 ASD360°. Возможна установка выдвижной РЛС дальнего обнаружения.
Рис. 1.6 Проекции вертолета AS.332B Super Puma
ЛТХ вертолетов-прототипов
Нормальная взлетная масса кг
Максимальная взлетная масса кг
Максимальная скорость кмч
Крейсерская скорость кмч
Статический потолок м:
Динамический потолок м
Взлетная мощность двигателя л. с.
Стартовая энерговооруженность
Диаметр несущегорулевого винта м
Длина вертолета с вращающимися винтами м
Высота до втулки НВ м
Габариты грузовой кабины (длинавысоташирина) м
Количество лопастей Н.В.Р.В.
3 Выбор вероятных значений характеристик проектируемого вертолёта
Вероятные значения характеристик проектируемого вертолёта
Параметры и характеристики
Статистические параметры и характеристики
Принимаемое значение для проектируемого вертолёта
Параметрические и весовые характеристики
Удельная нагрузка на ометаемую НВ площадь кгсм2
Относительная масса пустого вертолёта
Относительная масса топлива
Окружная скорость вращения несущего винта мс
Летно-технические характеристики принимаемые по заданию представлены в таблице 1.3
Масса целевой нагрузки кг
Статический потолок км
Динамический потолок км

Выбор основных пар-ов соосного верт-та. 2020.doc

ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ И РАСЧЕТ ВЕРТОЛЕТА СООСНОЙ СХЕМЫ
Методическое пособие по курсу «Проектирование вертолетов»
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ
(Национальный исследовательский университет)
Кафедра «Проектирование вертолетов»
Братухин И. П. Перелыгин С. И.
на заседании кафедры
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ УКРАИНЫ
Л. И. Лосев В. И. Рябков
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ СООСНОГО ВЕРТОЛЕТА ПО КРИТЕРИЮ МИНИМУМА ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ
Учебное пособие по курсу «Проектирование вертолетов»
УДК 629.735.45.01 (075.8)
Выбор параметров соосного вертолета по критерию минимума взлета ной массы Л.И. Лосев В.И. Рябков: - Учеб. пособие по курсу «Проектирование вертолетов». - Харьков; Гос. аэрокосмический ун-т «Харьк. авиац. ин-т» 1999. - 101 с.
Изложены общие вопросы проектирования вертолетов. Рассмотрены работа несущей системы вертолета соосной схемы особенности конструкции отдельных агрегатов и выбора параметров. Проведен выбор параметров вертолета соосной схемы по критерию минимума взлетной массы.
Для студентов выполняющих лабораторные практикумы курсовые и дипломные проекты.
Ил. 21. Табл. 10. Библиогр.: 29 назв.
Рецензенты: канд. техн. наук доц. С.В. Шевченко
канд. техн. наук доц. А.В. Дубнюк
.Табл. 2. Ил. 5. Библиогр.: 4 назв.
УДК 629.735.45(075.8)
Братухин И. П. Перелыгин С. И. Выбор основных параметров и расчет вертолета соосной схемы. Учебное пособие. Москва Изд-во МАИ 2015. - *** с.
Табл. 2. Ил. 5. Библиогр.: 4 назв.
©Братухин И. П. Перелыгин С. И. 1980
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ПЕРВОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ9
1 Определение взлетной массы вертолета в первом приближении10
1.1 Определение массы целевой служебной нагрузки и экипажа10
1.2 Определение относительной массы топлива вертолета в первом приближении10
1.3 Определение относительной массы пустого вертолета в первом приближении11
1.4 Взлетная масса вертолета в первом приближении11
2 Расчет параметров несущего винта вертолета12
2.1 Радиус несущего винта12
2.2 Выбор окружной скорости вращения концов лопастей НВ12
2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках12
2.4 Экономические скорости у земли и на динамическом потолке13
2.5 Относительные значения максимальной у земли и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета13
2.6 Допускаемые отношения коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке14
2.7 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке14
2.8 Заполнения несущего винта14
2.9 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения14
3 Расчет мощности двигательной установки вертолета (Определение потребной энерговооруженности силовой установки)15
3.1. Удельная мощность на несущем винте потребная для висения вертолета на статическом потолке определяется по формуле:15
3.2. Удельная мощность на несущих винтах потребная для горизонтального полета на максимальной скорости может быть выражена зависимостью:16
3.3. Удельная мощность на несущих винтах при полете на динамическом потолке определяется по формуле:16
3.4. Удельную мощность двигателей потребную для обеспечения продолженного взлета при отказе одного двигателя можно подсчитать по формулам (10) - (13) полагая что полет осуществляется на номинальной мощности у земли H = 0 на экономической скорости :17
3.5. Расчет потребной приведенной мощности двигательной установки18
ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ ВЕРТОЛЕТА19
РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ВТОРОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ23
4.2 Удельный расход топлива 24
5.3 Взлетная масса вертолета во втором приближении26
ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ВЕРТОЛЕТОВ33
1. Нормы летной годности вертолетов и авиационные правила33
2. Сертификат летной годности37
3. Критерии оценки эффективности и оптимизации параметров вертолета39
ОСОБЕННОСТИ АЭРОМЕХАНИКИ И КОНСТРУКЦИИ ВЕРТОЛЕТА СООСНОЙ СХЕМЫ44
3. Сближение лопастей49
4. Сравнительный анализ аэродинамики соосной схемы51
5. Особенности конструкции агрегатов и выбора параметров соосного вертолета53
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ВЕРТОЛЕТА СООСНОЙ СХЕМЫ ПО КРИТЕРИЮ МИНИМУМА ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ65
1. Расчет взлетной массы «нулевого» приближения вертолета соосной схемы68
2. Выбор параметров вертолета соосной схемы71
Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках:78
В данном учебно-методическом пособии изложен алгоритм выбора основных параметров соосного вертолета. Изложенный алгоритм структурно подобен алгоритму выбора основных параметров одновинтового вертолета представленному в работе [3]. Поэтому здесь приведем лишь блок-схему расчета заметив что в качестве исходных данных для проведения расчета являются следующие летно-технические характеристики: - коммерческая нагрузка кг; - служебная нагрузка кг; L - дальность км; - статический потолок м; - динамический потолок м; Vmax - максимальная скорость кмч.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ПЕРВОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ
Взлетная масса складывается из массы пустого вертолета ; массы топлива ; массы платной и служебной нагрузок :
Для определения взлетной массы первого приближения исходными данными служат массы платной и служебной нагрузок . При этом необходимо добиваться чтобы весовая отдача вертолета была максимальна. На основании этого требования определяется нагрузка на ометаемую несущими винтами площадь при которой масса пустого вертолета будет минимальна что удовлетворяется при условии
При решении этого уравнения необходимо использовать выражение представленное в функции от а также приняв мощность силовой установки равную мощности потребной для висения вертолета у земли с 20 % запасом для обеспечения статического потолка. Решив уравнение (1) относительно при значениях можно построить зависимость ; график которой приведен на рис. 1. При построении этой зависимости учитывалась площадь ометаемая одиночным несущим винтом вертолета.[1]
Зависимость минимальной массы пустого вертолета от взлетной массы показана на рис. 2 и получена подстановкой в формулу массы пустого вертолета значений нагрузки взятых с графика изображенного на рис. 1.
- часовой расход топлива:
Формулы (3) и (4) получены обработкой статистических данных. По формулам (2) - (4) для ряда значений дальности строем график (рис. 3).
Используя рис. 2 и 3 можно построить график зависимости (рис. 4). По значениям коммерческой и служебной нагрузок заданных летно-техническими требованиями определяется взлетная масса первого приближения.
Затем по взлетной массе первого приближения находится нагрузка на ометаемую площадь (см. рис. 1).
1 Определение взлетной массы вертолета в первом приближении
1.1 Определение массы целевой служебной нагрузки и экипажа
Масса целевой нагрузки для многоцелевых вертолетов равна массе коммерческой нагрузки и определяется:
(из задания на проектирование);
= 90 кг – средняя масса пассажира сопровождающего груз;
= 3 – количество пассажиров сопровождающих груз;
Снаряжение служебная нагрузка экипаж:
= 100 кг – масса одного члена летного подъемного состава с личными вещами;
- число членов экипажа;
= 100 кг - масса одного члена вспомогательного состава (борттехник) с личными вещами;
- число членов экипажа вспомогательного состава;
снаряжение и служебная нагрузка (вода в бортовом кипятильнике не вырабатываемое топливо масло в двигателях редукторах радиаторах трубопроводах аптечки и инструмент чехлы для агрегатов и т. п. спасательное оборудование (аварийные трапы и т. д.) посадочные места) 325 кг.
1.2 Определение относительной массы топлива вертолета в первом приближении
Масса топлива определяется таким образом чтобы обеспечивалось выполнение одного полетного задания со стандартным аэронавигационным запасом на 30 мин.
Относительную массу топлива потребного для полета на заданную дальность определим по безразмерной формуле
L - дальность полета (из задания на проектирование)
- относительный километровый расход топлива т. е. километровый расход отнесенный к взлетной массе вертолета 1км. Определяется по формуле:
- взлетная масса проектируемого варианта (берем по вертолету-прототипу) при которой на прототипе достигается дальность требуемая дальность.
- относительный часовой расход топлива 1ч. Определяется по формуле:
1.3 Определение относительной массы пустого вертолета в первом приближении
По статистическим данным принимаем для проектируемого вертолета значение
1.4 Взлетная масса вертолета в первом приближении
Максимальная взлетная масса вертолета в первом (I) приближении определяется по формуле:
- коэффициент массовой отдачи по полной нагрузке (выше чем у вертолета-прототипа)
2 Расчет параметров несущего винта вертолета
2.1 Радиус несущего винта
где - взлетная масса вертолета кг;
g - ускорение свободного падения равное 981 мс2;
p - удельная нагрузка на площадь ометаемую одиночным несущим винтом;
Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям представленным в работе [1]: где = 600 Нм2.
Принимаем радиус несущего винта равным
2.2 Выбор окружной скорости вращения концов лопастей НВ
Угловая скорость с-1 вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости концов лопастей которая зависит от взлетной массы вертолета и составляет
После выбора окружной скорости определяем угловую скорость
По найденной угловой скорости определяем частоту вращения НВ
2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках
- плотность воздуха на высоте Н = 0 м
- плотность воздуха на высоте статического потолка (из задания на проектирование)
- плотность воздуха на высоте динамического потолка (из задания на проектирование)
2.4 Экономические скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки (характеристика удельного лобового сопротивления ненесущих элементов):
Рассчитывается значение экономической скорости у земли :
где = 109 110 - коэффициент индукции несущей системы.
Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке :
2.5 Относительные значения максимальной у земли и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета
где - скорость на высоте H = 500 м (из задания на проектирование)
2.6 Допускаемые отношения коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке
2.7 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке
2.8 Заполнения несущего винта
Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается удвоенное наибольшее значение из и :
Длина хорды и относительное удлинение лопастей несущего винта будут равны:
где - число лопастей несущего винта
2.9 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения
где Sф - площадь горизонтальной проекции фюзеляжа; Sго - площадь горизонтального оперения.
3 Расчет мощности двигательной установки вертолета (Определение потребной энерговооруженности силовой установки)
3.1. Удельная мощность на несущем винте потребная для висения вертолета на статическом потолке определяется по формуле:
где - относительное увеличение силы тяги несущих винтов для преодоления аэродинамического сопротивления фюзеляжа крыла и горизонтального оперения находящихся в потоке от винтов:
Формулы для определения величины приведены в [1].
Для приближенного расчета при закрутке прямоугольной лопасти на угол можно принять и что соответствует и 6 % относительной толщине профиля на концах лопастей. Для соосного вертолета можно также положить и
Подставив в (5) принятые значения получим выражение для определения удельной мощности на несущих винтах:
Удельная мощность двигателей потребная для обеспечения висения на статическом потолке приведенная к Н = 0
- коэффициент изменения мощности двигателя с высотой полета
- высота статического потолка км;
- коэффициент использования мощности двигателей который на режиме висения можно принять 093. В общем случае
3.2. Удельная мощность на несущих винтах потребная для горизонтального полета на максимальной скорости может быть выражена зависимостью:
- коэффициент индукции несущей системы.
Для приближенного расчета на режиме горизонтального полета можно принять
- характеристика удельного лобового сопротивления ненесущих элементов вертолета.
Для оценки величины можно использовать график зависимости (рис. 7) построенный по статистическим данным.
В формуле (8) скорость выражена в кмчас.
Потребная для полета на максимальной скорости удельная мощность двигателей приведенная к мощности при Н = 0 V = 0:
где - коэффициент изменения мощности двигателя по скорости полета:
3.3. Удельная мощность на несущих винтах при полете на динамическом потолке определяется по формуле:
- коэффициент зависящий от удельного лобового сопротивления определим по формуле
- коэффициент индукции несущей системы по высоте определим по формуле:
Удельная мощность двигателей определяется с учетом того что полет осуществляется на номинальном режиме работы двигателя:
- коэффициент использования мощности на экономической скорости полета;
- отношение номинальной мощности двигателя к взлетной мощности которое можно принять равным 09;
и - степени дросселирования двигателей зависящие от высоты динамического потолка и скорости полета в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:
Экономическую скорость полета можно вычислить по формуле
3.4. Удельную мощность двигателей потребную для обеспечения продолженного взлета при отказе одного двигателя можно подсчитать по формулам (10) - (13) полагая что полет осуществляется на номинальной мощности у земли H = 0 на экономической скорости :
Удельная мощность потребная для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:
где - экономическая скорость у земли
Iэ - коэффициент индукции несущей системы определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета
- мощность на несущих винтах потребная для полета на экономическом режиме у земли.
- степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы
- число двигателей вертолета.
3.5. Расчет потребной приведенной мощности двигательной установки
Для расчета потребной приведенной мощности двигательной установки выбирается наибольшее значение удельной приведенной мощности:
Потребная мощность двигательной установки вертолета будет равна:
где - взлетная масса вертолета первого приближения
g = 981 м2с - ускорение свободного падения.
Теперь выбираем наибольшее значение удельной мощности по результатам расчета режимов (7) (9) (13) (14) которое и будет определять необходимую мощность силовой установки:
По значению взлетной массы первого приближения и выбранной нагрузке на ометаемую несущими винтами площадь определяется диаметр несущего винта:
Коэффициент заполнения будет
Значение выбирается из условия недопущения срыва на конце лопасти при значении соответствующем максимальной скорости полета. Зависимость представлена на рис. 6.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ ВЕРТОЛЕТА
На этапе предварительного проектирования невозможно произвести точный подетальный расчет массы агрегатов и систем. Такой расчет возможен только после выпуска рабочих чертежей.
Поэтому на данном этапе масса определяется по статистическим весовым формулам принятым на УВЗ. Числовые коэффициенты в формулах получены в результате обработки вертолетной статистики методом наименьших квадратов.
Она складывается из массы лопастей и массы втулки:
2лопастей (с шарнирным креплением ко втулке):
где - количество лопастей;
- хорда лопасти на радиусе 07.
3.втулки (с массой автомата перекоса):
где - количество втулок;
- масса лопастей одного винта.
Тянущий (толкающий) винт
Оценка массы тянущего (толкающего) винта в первом приближении может быть произведена по формуле [6]
тт.в=сглк01в + с2лМ^в(4.59)
где k — число лопастей тянущего винта; Ат.в — мощность потребляемая тянущим винтом; CIT.B~04 .. .05; с2т.в=00773 .. .00885 для обычных винтов самолетного типа. В случае применения композиционных материалов в конструкции лопастей и титановых сплавов в конструкции втулки постоянные коэффициенты будут иметь другие меньшие значения.
Если известна сила тяги развиваемая тянущим винтом его масса может быть достаточно правильно оценена по формуле типа
где ст.в — коэффициент определяемый по статистическим данным и в среднем равный ~001.
Развернутая формула аналогичная формуле для определения массы несущего винта [40] имеет вид
где ст.в — эмпирический коэффициент определяемый в соответствии с данными прототипа.
т. е. аналогичную формуле полученной по условиям прочности. Значения коэффициентов определенные в соответствии с имеющимися данными составили
с1кр=0000285; с2кр=12.
При определении массы крыла с подкосами следует учесть что выигрыш в массе может составлять до ~25% по сравнению с массой бесподкосного крыла самолетного типа.
В случае применения материалов с большой удельной жесткостью масса консолей крыла определяемая по условиям жесткости может быть существенно снижена и определяющими могут стать условия прочности.
В дополнение к рассмотренному следует отметить что для крыла вертолета имеющего сравнительно небольшие скорости полета (по сравнению с самолетом) переход к малым значениям с (с 15 20%) и большим значениям Х(Х>6 .. .12) хотя и обеспечивает некоторое преимущество в аэродинамическом отношении приводит к заметному возрастанию массы крыла. В случае необходимости рассмотрения таких крыльев коэффициенты в формулах (4.10) и (4.11) следует скорректировать используя в частности материалы параметрического анализа.
В общем случае масса оперения определяется по формулам аналогичным для определения массы крыла. В частности считается что масса оперения в основном зависит от нагрузки на него приходящейся и от его площади. Обычно используемая при этом формула имеет вид
где ^оп —масса 1 м2 оперения определяемая на основании статистических данных в зависимости от скоростного напора и площади оперения (см. рис. 3.19—3.20) или при осредненном значении скоростного напора по формуле типа дш = c0US°On5 обеспечивающей в ряде случаев необходимую точность.
Удельная масса вертолетного оперения по данным статистики составляет * от 56 до 124 кгм2.
Для фиксированной скорости полета при использовании осреднениях данных аппроксимируя зависимости приводимые в [6] будем иметь
(7оп.ср ^ 1эп "f" ^2 on4-* от(4* 1^)
гДе ?оп.ср — в кгм2.
Так например для оперения самолетного типа ^Ят.о~ 11 +0155г 0; ?B.o=10 + 06SB.o.(4.14)
* Для определения массы стабилизаторов предлагается использовать условие ^оп= 134 кгм2 [40].
Если площадь оперения заранее неизвестна приходится использовать менее точную эмпирическую зависимость
где среднее значение коэффициента соп равно 000136 для стабилизатора одновинтового вертолета; 00076 — для оперения двухвинтовых вертолетов продольной и соосной схем; 00125 — для оперения самолетного типа обычно устанавливаемого на двухвинтовых вертолетах поперечной схемы.
Эмпирическая формула для определения массы оперения самолета в широком диапазоне взлетных весов полученная обработкой большого количества статистических данных имеет вид [13]
где - мощность двигателя кВт
5.силовой установки (с ГТД)
- удельная масса двигателя
- масса систем силовой установки.
Здесь и - мощность одного двигателя и силовой установки соответственно.
Для соосной схемы по статистике
При оценке массы крыла вертолета выполненного по типу самолетного целесообразно использовать формулы применяемые в самолетостроении [6 19 20]. Здесь будут приведены наиболее простые из формул используемых для оценок в начальной стадии проектирования.
Одной из таких формул приводимой в [29] является формула типа
«кР=скр(985кр + 003т)(4.7)
Меньшие значения скр относятся к крыльям без вырезов с большой относительной толщиной и малым удлинением; большие — к крыльям с малой относительной толщиной большим удлинением и вырезами. Точность этой формулы невысока и зависит в большей степени от того насколько правильным выбран коэффициент скр.
Лучшую сходимость с данными статистики обеспечивает формула типа
mKp = CiKpmg-j-c2l[lS(4.8)
построенная в соответствии с предположением что основным фактором определяющим массу силовой части крыла является величина изгибающего момента пропорционального mgl. Остальная же часть массы крыла (включая массу носовой и хвостовой частей элеронов закрылков и др.) предполагается зависящей от его площади.
где - весовой коэффициент шасси
Масса пустого вертолета складывается из масс составляющих его агрегатов:
РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ВТОРОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ
Для вычисления взлетной массы второго приближения необходимо уточнить массу топлива которая выражается формулой (2).
Крейсерскую скорость полета можно найти непосредственно из уравнения (8). Решая это уравнение относительно получаем:
Относительная крейсерская мощность определяется в процентах от максимального значения удельной мощности (см. формулу (15)):
Коэффициенты и определяются по формулам (11) (12).
4.2 Удельный расход топлива
Часовой расход топлива на этом режиме
- удельный расход топлива на крейсерском режиме;
- удельный расход топлива на взлетном режиме;
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от высоты полета;
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета;
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от температуры наружного воздуха;
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от изменения режима работы двигателей.
В случае полета на крейсерском режиме принимается:
Зависимость удельного расхода топлива от взлетной мощности можно аппроксимировать выражением
Масса топлива mт затрачиваемого на полет будет равна:
где - удельная мощность потребляемая на крейсерской скорости
- крейсерская скорость
L - дальность полета.
- коэффициент изменения мощности;
- коэффициент использования мощности на крейсерской скорости полета
Подставляя (28) в (2) и получаем уточненное значение количества топлива:
Взлетная масса второго приближения складывается из массы пустого вертолета (26) массы топлива (31) коммерческой и служебной нагрузок:
Составляем уравнение относительных масс учитывая (32):
5.3 Взлетная масса вертолета во втором приближении
Используя уточненный расчет пустого вертолета рассчитаем взлетную массу вертолета во втором приближении.
По уравнению относительности весов определяем погрешность между первым и вторым приближением
Если в результате проведенного расчета то считаем что взлетная масса второго приближения определена.
Если же необходим повторный расчет по изложенному выше алгоритму. Для приближенного расчета можно принять . После этого по уточненному значению взлетной массы второго приближения подбирается реальный двигатель мощность которого
где - число двигателей.
Мощность реальных двигателей принимаем не меньше расчетной. Если реальная мощность двигателя будет превышать расчетную более чем на 10 %; то необходимо произвести определение параметров вертолета для выбранных двигателей. В этом случае исходя из реальной мощности определяем допустимую взлетную массу:
где - мощность реальных двигателей.
Изменение взлетной массы повлечет за собой изменение либо дальности либо коммерческой нагрузки. Увеличение или дальности L можно определять по графику рис. 4 исходя из полученного допустимого . Затем выполняется расчет по изложенному выше алгоритму.
Данное учебное пособие является продолжением пособия [13] в котором рассмотрены вопросы выбора параметров соосного вертолета и рекомендаций по выбору параметров сверхлегких и легких вертолетов одновинтовой схемы.
Пособие состоит из четырех разделов и приложения. Раздел I посвящен общим вопросам проектирования не вошедшим в работу [13]. Рассмотрены нормы летной годности вертолетов и авиационные правила подтверждением выполнения которых служит сертификат летной годности (СЛГ). Подробно описан СЛГ типа летательного аппарата (ЛА). Отмечено что система СЛГ содержит следующие сертификаты: организации-разработчика типа ЛА эксплуатанта аэродрома и экипажа. При выполнении всех из них возможна законная продажа коммерческая или другая эксплуатация ЛА. Показано что обоснованный выбор параметров и характеристик вертолета и его агрегатов возможен только на основе какого-либо критерия эффективности.
В разделе 2 описаны особенности аэромеханики и конструкции вертолетов соосной схемы предпринята попытка подготовки к выбору комплекса его параметров и характеристик.
Анализ конструкций агрегатов соосного вертолета показывает что часть из них отличается от применяемых в одновинтовых другая - совпадает. В первом случае дано краткое описание отличающейся конструкции. В обоих случаях изложены методики определения массовых (относительных массовых) характеристик весовых групп вертолета.
Особое внимание уделено вопросам сближения («схлестывания») лопастей и сравнительному анализу аэродинамики соосной схемы. Показано что несмотря на симметричность схемы учет взаимовлияния несущих винтов в соосной схеме вызывает определенные трудности при расчете коэффициента индукции несшей системы.
В разделе 3 рассмотрено весовое проектирование и выбор параметров вертолетов соосной схемы на примере вертолета Ка-26. Полученные результаты практически не отличаются от реализованных в Ка-26 уже во втором приближении.
В общем случае соосную схему следует считать вершиной конструкторского искусства проектирования вертолетов достигнутой ВНТК им. Н.И. Камова. Система управления соосными несущими винтами разработанная Н.И. Камовым для летающего мотоцикла Ка-8 в усовершенствованном виде успешно применяется в настоящее время.
В приложении приведены основные характеристики вертолетных двигателей.
Все вычисления выполнены студентом В.Е. Плехановым за что авторы пособия выражают ему искреннюю признательность.
ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ВЕРТОЛЕТОВ
1. Нормы летной годности вертолетов и авиационные правила
Являясь сложным техническим объектом вертолет в процессе создания должен удовлетворять целому ряду различных часто противоречивых требований. Поэтому с учетом существующих при проектировании любого ЛА физических технических и временных ограничений проектирование вертолета превращается в итерационный процесс поиска компромиссных решений между этими требованиями обеспечивающими выбор его параметров.
Важным условием при проектировании является удовлетворение требований определяющих назначение размерность тип вертолета его летные данные конструктивные эксплуатационные и экономические характеристики и т.д. Весь этот комплекс требований содержится в техническом задании на проектирование вертолета составляющем вместе с «Нормами летной годности гражданских вертолетов СССР» (НЛГВ) «Авиационными правилами» (АП) ГОСТам ОСТами и т. п. основные нормативные документы регламентирующие процесс создания вертолетов.
Требования предъявляемые к проектируемым вертолетам условно можно разделить на две группы:
-общие требования определяющие уровень технического совершенства вертолетов;
-специальные требования позволяющие наиболее полно выполнить поставленные перед проектируемым вертолетом задачи.
Общие требования к вертолетам наиболее полно изложены в НЛГВ [18] и АП [19].
Нормы летной годности вертолетов - свод государственных требований к летной годности гражданских ЛА направленных на обеспечение безопасности полетов. Учитывая что безопасность полета обеспечивается авиационной транспортной системой (АТС) составной частью которой является ЛА соответствие ЛА НЛГВ свидетельствует о том что его конструкция и характеристики удовлетворяют предъявленным требованиям к безопасности полета. Следовательно летная годность ЛА определяется его способностью совершать безопасный полет во всем диапазоне установленных для него ожидаемых условий эксплуатации учитывая что остальные компоненты АТС функционируют нормально.
Требования к летной годности вертолетов так же как и самолетов основываются на нормировании вероятностей возникновения опасных для жизни людей катастрофических и аварийных ситуаций при отказах различных агрегатов и бортовых систем.
В нормах летной годности гражданских вертолетов принято что вероятности аварийных (а.с) и катастрофических (к.с) ситуаций не должны соответственно превышать:
-для единичного отказа системы
-для возможностей совокупности отказов систем
Исходя из этих положений устанавливают требования к летным и взлетно-посадочным характеристикам вертолета в случае отказов функциональных систем при возможных изменениях летных характеристик в процессе эксплуатации.
Первое издание «Норм летной годности гражданских вертолетов СССР» [19] появилось в 1971 г. В нем содержались требования:
-по обеспечению безопасности полета;
-к летным характеристикам устойчивости и управляемости вертолета;
-- к прочности конструкции вертолета;
-к конструкции вертолета его систем и агрегатов;
-к двигателю трансмиссии их системам и агрегатам;
-к системам силовой установки и противопожарной зашиты вертолета;
-к оборудованию вертолета и двигателя и др.
Выполнение требований к НЛГВ обязательно при проектировании производстве испытаниях сертификации допуске к эксплуатации ремонте экспорте и импорте гражданской авиатехники а также при разработке государственных и отраслевых стандартов технических требований и заданий. Контроль за выполнением НЛГВ осуществляется авиационными регистрами. Отступления от отдельных требований НЛГВ допускаются если их невыполнение компенсируется другими мерами обеспечивающими эквивалентный уровень безопасности.
Существуют международные стандарты летной годности и национальные НЛГВ. Международные стандарты и рекомендации летной годности разработаны ИКАО и впервые опубликованы в качестве Приложения к Чикагской конвенции. Приложение включает в себя стандарты летной годности широкого плана и служит основой для разработки национальных НЛГВ которые обязано иметь каждое государство-член ИКАО.
Страны-члены ИКАО имеют свои национальные НЛГВ или распространяют на свою гражданскую авиатехнику действие НЛГВ одной из передовых авиационных держав. Наибольшим авторитетом среди зарубежных НЛГВ пользуются нормы США - Federal Aviation Regular (FAR).
Второе издание «Норм летной годности гражданских вертолетов СССР» (НДГВ-2) было введено в действие в 1987 г. Сравнительный анализ НЛГВ-2 и части 29 федеральных авиационных правил США (FAR-29) показал что устанавливаемые ими уровни безопасности адекватны хотя в требованиях к отдельным нормируемым характеристикам имеются отличия по структуре и содержанию.
«Нормы летной годности винтокрылых летательных аппаратов транспортной категории» [18] являются частью 29 Авиационных правил (АП-29). АП-29 гармонизированы по структуре и содержанию с FAR-29 соответствующими поправками (в виде параграфов пунктов внутри параграфов дополнительных разделов).
Структура и содержание АП-29 укрупненно представляются в следующем виде:
А - ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЙ:
-специальные требования имеющие обратную силу;
-полетные характеристики;
-характеристики управляемости на земле и на воде;
-разные летные требования;
С - ТРЕБОВАНИЯ К ПРОЧНОСТИ:
-нагрузки на поверхности и системы управления;
-требования к основным элементам конструкции;
-условия аварийной посадки;
-оценка усталостной прочности;
D - КОНСТРУКЦИЯ И ИЗГОТОВЛЕНИЕ:
-системы управления;
-поплавки и корпуса лодок;
-размещение людей и груза;
-средства крепления внешнего груза;
Е - СИЛОВАЯ УСТАНОВКА:
-система привода винта;
-топливная система;
-агрегаты и элементы топливной системы;
-система охлаждения;
-система подачи воздуха;
-органы управления и агрегаты силовой установки;
-пожарная защита силовой установки;
-электрические системы и оборудование;
-оборудование обеспечивающее безопасность;
-оборудование различного назначения;
G - ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ ОБОРУДОВАНИЯ
J - ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ И ИНФОРМАЦИЯ:
-эксплуатационные ограничения;
-маркировка и таблички;
-руководство по летной эксплуатации винтокрылого аппарата.
Специальное авиационное правило -
ОГРАНИЧЕННАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ ВИНТОКРЫЛОГО АППАРАТА ПО ПРАВИЛАМ ПОЛЕТОВ ПО ПРИБОРАМ.
Специальные требования к проектируемому вертолету определяют его целевое назначение летно-технические эксплуатационные в технико-экономические характеристики т.е. тактико-технические требования (ТТТ). В ТТТ содержатся все важнейшие характеристики будущего вертолета включая его назначение грузоподъемность размеры грузовой кабины число и тип двигателей дальность или продолжительность полета на каком-то определенном режиме состав членов экипажа. Указываются также летные характеристики (статический и динамический потолки крейсерская и максимальная скорости скороподъемность время набора рабочей высоты дальность полета). Кроме летных характеристик в ТТТ приводятся требования эксплуатационного характера; ресурс основных агрегатов (общий и межремонтный) трудоемкость технического обслуживания периодичность основных регламентных работ и т.п. В зависимости от назначения и класса вертолета в ТТТ задаются также специальные требования определяющие условия эксплуатации вертолета специфические режимы полета состав оборудования и т.д. Таким образом проектируемый вертолет в основном (исключая конструктивные формы) определяется задаваемыми тактико-техническими требованиями которые наиболее полно излагаются в техническом задании (ТЗ) на разработку нового вертолета являющимся основным документом определяющим проектно-конструкторскую проработку нового ЛА.
2. Сертификат летной годности
Сертификат летной годности (франц. certificat - удостоверение) - документ удостоверяющий соответствие гражданских ЛА определенного типа требованиям НЛГВ и АП в пределах установленных условий (ограничений) эксплуатации. СЛГ выдается на основании материалов (чертежи инструкции результаты расчетов стендовых и летных испытаний и др.). Наличие сертификата летной годности дает право на допуск гражданского ЛА данного типа к эксплуатации.
Сертификация гражданских ЛА - система контроля соответствия характеристик ЛА его двигателей и оборудования НЛГВ и АП. Сертификация - эффективное средство обеспечения безопасности и летных качеств ЛА способствующее сокращению объемов и сроков доводки и летных испытаний. Система сертификации предусматривает наличие национальных НЛГВ.
НЛГВ и АП определяют что обязательным условием для допуска ЛА к эксплуатации является соответствие его действующим НЛГВ и АП подтверждаемое сертификатом летной годности и удостоверением о годности к полетам экземпляра ЛА данного типа. Устанавливаются обязательный порядок и процедуры проведения всех работ по оценке соответствия ЛА нормам. В НЛГВ и АП предусмотрены сертификация оборудования и двигателей до установки на ЛА сертификация ЛА.
Сертификация проводится с начала проектирования ЛА и включает в себя широкий комплекс исследований и оценок на каждом из этапов создания объекта. В сертификации важную роль играет разработка программы в которой должны быть предусмотрены все виды работ а также необходимые средства (рис. 1.1) [2].
Обеспечение соответствия ЛА требованиям в основном решается на этапах проектирования постройки макета и постройки ЛА. На этих этапах и в особенности на этапе летных испытаний производится оценка полноты и уровня реализации требований НЛГВ и АП в создаваемом ЛА. На этапе разработки эскизного проекта определяются применимость действующих норм к создаваемому ЛА и методы оценки его соответствия формируется программа сертификации. При дальнейшем проектировании и постройке макета учитывается значительная часть требований НЛГВ и АП. На макете возможно достаточно полно оценить кабины пилотов пассажирские салоны (включая аварийные выходы кресла и аварийно-спасательное оборудование) багажно-грузовые отсеки состав и расположение бортового оборудования компоновку силовой установки и др.
На этапе постройки ЛА в процессе испытаний проводимых на натурных и полунатурных стендах на стенде-тренажере путем математического моделирования а также летных испытаний на летающих лабораториях отрабатываются функциональные системы ЛА - системы управления электроснабжения навигационно-пилотажные комплексы системы жизнеобеспечения. Ведутся исследования последствий отказов функциональных систем а также динамики полета с участием летного состава. В стендовых условиях проводятся детальные испытания конструкции ЛА и его систем на соответствие требованиям НЛГВ и АП по прочности ЛА. В это же время должна осуществляться сертификация двигателей и оборудования по принципу до установки на ЛА. Соглас-
Рис. 1.1. Структурная схема сертификации гражданских ЛА
но этому принципу все изделия устанавливаемые на ЛА должны соответствовать общим для каждой категории изделий. Так сертификация оборудования до установки на ЛА включает оценку соответствия техническим требованиям к оборудованию на основе лабораторных и стендовых испытаний. В процессе испытаний дается оценка выполнения требований к конструкции работоспособности и характеристикам оборудования при воздействии внешних факторов (вибраций температуры давления и др.) оговоренных в нормах. Испытания на стендах тренажерах в летающих лабораториях позволяют обеспечить максимальную готовность ЛА к летным испытаниям. Реализация программы сертификации позволяет к началу летных испытаний завершить около 60 % сертификационных оценок ЛА и значительно сократить сроки летных испытаний.
Летные испытания ЛА являются наиболее ответственным и заключительным этапом сертификации. Они дают возможность всесторонне проверить ЛА и все его функциональные системы (включая двигатели в оборудование) в условиях наиболее близких к реальной эксплуатации. Количество требований НЛГВ и АП соответствие которым оценивается летными испытаниями составляет около 40 %. Это прежде всего требования к устойчивости и управляемости прочности критическим (предельным) режимам полета системам управления силовой установке и навигационно-пилотажным комплексам а также к безопасности полета при отказах функциональных систем и в экстремальных внешних условиях (обледенение низкие метеоминимумы для посадки и др.). Поскольку летные испытания - один из сложных этапов создания и сертификации ЛА оказывающий большое влияние на продолжительность всего цикла создания ЛА при формировании программы испытаний важную роль играют такие методы и средства которые позволяют максимально интенсифицировать испытания. К ним относятся проведение летных испытаний одновременно на нескольких ЛА с конкретными задачами два каждого экземпляра применение автоматизированной обработки материалов испытаний в режиме полета и др. Действующие в отечественной практике положения предусматривают заводские испытания в государственные сертификационные испытания.
Цель государственных сертификационных летных испытаний - контрольная оценка и подтверждение соответствия ЛА требованиям НЛГВ и АП. Программа этих испытаний формируется с учетом объема и результатов заводских испытаний. При положительной оценке результатов заводских и государственных испытаний выдается сертификат четной годности на тип ЛА дающий право начать эксплуатацию ЛА данного типа.
Изложенное выше понятие сертификата летной годности относится к сертификации типа летательного аппарата. Между тем система сертификации включает в себя понятия нескольких видов сертификации:
-организации-разработчика;
Только в этом случае возможны законная продажа коммерческая или другая эксплуатация ЛА.
3. Критерии оценки эффективности и оптимизации параметров вертолета
Уравнение существования ЛА не отвечает на вопрос о целесообразности выбранного комплекса параметров и характеристик вертолета. Ответ на этот вопрос дает только использование определенного критерия оценки эффективности проектируемого вертолета и оптимизация его параметров.
Выполнение заданных требований к вертолету может быть достигнуто различными способами. Задача оптимального проектирования заключается в достижении желаемого результата обеспечивающего получение максимума (или минимума) некоторой целевой функ- Ш1И - критерия эффективности который позволил бы комплексно ©ценить степень совершенства и применения вертолета. Выбор критерия является сложной и ответственной задачей так как не всегда возможно все многообразие параметров и характеристик вертолета свести к одному или нескольким показателям. Ошибки в выборе критерия приводят к излишним затратам сил и средств в процессе создания и эксплуатации вертолета из-за неправильной оценки объекта проектирования.
Классический подход к формированию критерия оценки эффективности ЛА заключается в сопоставлении полезного эффекта от использования аппарата и затрат на реализацию этого эффекта.
В общем случае к критериям оценки предъявляются следующие основные требования [б];
-критерий должен быть измеряемой (счетной) величиной способ расчета которой известен;
-критерий должен учитывать основную цель ради которой создается объект а также условия и ограничения эксплуатации;
-критерий должен включать те параметры и характеристики объекта влияние которых требуется оценить или которые необходимо оптимизировать;с
-необходимо чтобы на каждом этапе проектирования критерий были непротиворечивыми;
-желательно чтобы на всех этапах проектирования критерий был единственным.
Последнее требование выражается в виде пожелания так как иногда трудно отдать предпочтение какому-либо единственному критерию и необходимо знать решения по нескольким возможным критериям.
Анализ системы критериев оптимизации позволяет выделить три основных фактора являющихся частными показателями оценки функциональной эффективности вертолета [26]:
-весовое совершенство ЛА характеризуемое соотношениями между массами весовых групп;
-полетная производительность характеризующая объем полезной работы выполняемой аппаратом в единицу времени;
-топливная экономичность полета аппарата.
Показатель весового совершенства оцениваемый через весовую отдачу которая является одним из важных удельных параметров вертолета довольно наглядно описывает это свойство конструкции. Например повышение весовой отдачи - важнейшее средство увеличения статического потолка я приведенной производительности транспортного вертолета.
Однако опыт проектирования ЛА показывает что увеличение
весовой отдачи - дело весьма тонкое и небезопасное. Простое снижение веса агрегатов часто приводит к снижению их прочности что влечет за собой значительный объем доработок готовых машин перетяжеление конструкции невыполнение летно-технических характеристик (ЛТХ) и как правило срыв сроков создания аппарата. ~Для обоснованного снижения веса конструкции вертолета необходимо знать как влияют параметры и нагрузки на вес его агрегатов.
Можно выделить такие основные пути увеличения весовой отдачи [28]:
-выбор рациональной компоновки силовой схемы вертолета и конструкции агрегатов;
-выбор оптимальных параметров вертолета и агрегатов;
-снижение действующих переменных напряжений в агрегатах;
-проектирование с использованием скрытых резервов прочности и устойчивости;
-проектирование с весовым резервом;
-применение новых материалов;
-увеличение пределов выносливости деталей и агрегатов;
-повышение качества конструирования;
-применение эффективных систем стимулирования.
Различают следующие виды весовой отдачи [28]:
)по целевой нагрузке (по массе груза платной или коммерческой нагрузке)
)по полезной нагрузке
Все виды весовой отдачи связаны соотношением
e mcA + ^H.HtrnT(1.5)
где mtA - относительная масса служебной нагрузки вертолета
Как отмечается в работе [28] весовая отдача по целевой нагрузке является весьма показательной характеристикой но она не учитывает различий в аэродинамическом качестве и удельных расходах топлива двигателей сравниваемых аппаратов.
Критерий весовой отдачи по полной нагрузке в виде (I.I) позволяет выйти на критерий минимума взлетной массы объекта проектирования. Минимум взлетной массы соответствует уравнению баланса масс [13] и обеспечивает такое сочетание параметров в характеристик частей аппарата при котором аппаратом в целом выполняются тактико-технические требования. Такое утверждение основывается на том что массовые характеристики частей аппарата являются весовыми эквивалентами совокупностей соответствующих параметров и свойств аппарата и его агрегатов.
Полетная производительность. Говоря о производительности следует отметить что общая целевая возможность вертолета как транспортного средства характеризуется зависимостью массы целевой нагрузки от дальности полета гПцН * f ( L). Эта зависимость определяет объективные показатели транспортной эффективности:
-произведенную работу при полете на заданную дальность
-полетную производительность
-удельную производительность
где величины А П П выражены соответственно в даН-км « дай кмч и (даН»кмч)кг; tnoA - общее время полета от взлета до посадки; Vep - средняя скорость полета.
Полетная производительность
П - лу^. Kv . Vcp .CI.6)
является важнейшей составляющей общей производительности зависящей от летно-технических и массовых показателей ЛА; она характеризует его суммарные транспортные возможности в часах полетного времени но не учитывает в явном виде аэродинамическое совершенство аппарата и топливную эффективность его двигателей. Кроме того показатель производительности в виде (1.6) не позволяет сравнивать варианты проектируемого на одно и то же техническое задание вертолета из-за практически одинаковой производительности вариантов.
В выражении (1.6) Kv * Vcp у- коэффициент учитывающий потери времени на маневрирование до взлета и после посадки набор высоты и снижение Ку = 09 095 [2б].
Топливная экономичность. Наиболее значительным показателем топливной эффективности является количество топлива затрачиваемое на единицу транспортной работы кгдаН-км [26Js
гдеотносительный километровый расход топлива при поле
те на заданную дальность кгкг.км;
Показатель характеризует аэродинамическое качество удельный расход топлива и потери мощности двигателей но не учитывает весовое совершенство аппарата. Тем не менее возникает задача нахождения режимов полета на которых величина CL имеет минимальное значение.
Однако этот показатель не учитывает продолжительность выполнения транспортной работы. Два транспортных средства например автомобиль при перевозках по бездорожью и винтовой самолет могут иметь примерно одинаковые Сц [2б] хотя время выполнения ими транспоми^ЕШ^^и будет различаться в десятки раз. Поэтому целесовдрГзно найти^тасрй показатель транспортной
эффективности который учитывал бы комплексно отмеченные выше частные показатели.
Приведенная производительность вертолета. Обобщенным критерием определяющим эффективность транспортных и пассажирских вертолетов может быть критерий приведенной в работе [2б] производительности Дкгкм^» :
n-fv «Vnyg-V-p .(1.9)
Критерий приведенной производительности характеризует в комплексе транспортную производительность аэродинамическое качество весовую отдачу вертолета по целевой нагрузке и экономичность расходования топлива его силовой установкой.
Физический смысл критерия (1.9) заключается в следующем [2б]. Он показывает какая производительность будет у условного вертолета имеющего с проектируемым одинаковые крейсерскую скорость массовое совершенствоудельные расходы топлива двигателей и аэродинамическое качество но отличающегося по взлетной массе. Причем взлетная масса условного вертолета должна быть такой при которой расход топлива на I км составит I кг.
При использовании критерия П все сравниваемые варианты приводятся к одинаковым условиям сравнения - одинаковому километровому расходу за счет изменения полетной массы.
По критерию приведенной производительности можно определить оптимальную дальность вертолета сравнить различные варианты проектируемого транспортного вертолета оценить выбранный вариант и сравнить транспортные или пассажирские вертолеты разных весовых категорий.
По дачным работы [2б] значения критерия П Ю-3 для вертолетов при дальности полета 300 км составляют; Ми-4 - 35 Ми-6 - 167 Ми-8^- 157 ^^км*. Для вертолетов созданных в последние годы П -10^ равен 300 360 да*кг% '
На рис. 1.2 в качестве примера показана зависимость приведенной производительности ОТ дальности- полета для вертолета . Мв-6 [26]. ^
Выражение (1.9) моет быть представлено в удобном для па-
Рис. 1.2. Зависимость приведенной производительности П 10»«^ от дальности полета для вертолета Ми-6
раметрических исследований виде в целях оценки влияния на П отдельных параметров изменяемых при проектировании.
Известно что часовой расход топлива для вертолета можно выразить через удельный расход топлива двигателем Се и его мощность Ne : 0ч - Се Ne-
В установившемся полете Np « N п « % Ne где Np Nn . Ne - располагаемая потребная и эффективная мощности на валу движителя соответственно; TJ - коэффициент использования мощности и КПД двигателя; Тогда
Километровый расход топлива для вертолета
где Секр - удельный расход топлива на крейсерском режиме
G0.- взлетный вес даН'Ю3; К - качество ЛА.
Переходя к удельной производительности вертолета и относительному километровому расходу топлива критерий приведенной производительности для параметрических исследований можно записать
При использовании для транспортировки крупногабаритных грузов в качестве вертолета-крана транспортного вертолета эффективность его применения на таких работах может быть оценена выражением (1.9) или (I.II).
Однако его применение для монтажных или крановых операций сопряжено с выполнением работ главным образом на режиме висения с учетом условий обеспечения требуемой продолжительности висения и безопасности работ при отказе одного двигателя. Здесь исходя из условий выполнения работы вертолетом-краном возможны три варианта соотношений полетного веса вертолета и соответственно целевой нагрузки:
-выполнение операции с использованием взлетной мощности двигателей. В этом случае необходимый цикл монтажных работ должен укладываться во время разрешенное для непрерывной работы на взлетной мощности. При этом масса поднимаемого груза наибольшая;
-при использовании номинального режима работы двигателей масса груза будет меньше чем в первом случав;
-при отказе одного двигателя масса поднимаемого груза определяется из условия работы оставшегося двигателя на максимально возможном режиме. В этом случае может оказаться что масса полезной нагрузки будет близка к нулю.
Таким образом критерий оценки эффективности работы вертолета-крана должен быть ориентирован на такие виды работ которые выполняются главным образом на режиме висения.
В качестве критерия оптимизации параметров в этом случае может быть также использована удельная производительность Пкр выражающаяся для вертолета-крана отношением относительной производительности П^рs кт * Кт rfi ц н к относительному часовому расходу топлива Q «[ 2б] .
Приведенная производительность вертолета-крана
или используя зависимость между мощностью и весом аппарата на режиме висения (формула Вельнера)
Здесь коэффициент Кт = Т-мон1 учитывает разницу между
временем Тмонт затраченным на монтаж и временем полета Тпол включающим в себя затраты времени на маневрирование до взлета и после посадки а также время необходимое для подлета к месту работы и возвращения обратно. Когда конкретные условия работы вертолета-крана неизвестны то на основании статистики можно принять Кт= 05.
ОСОБЕННОСТИ АЭРОМЕХАНИКИ И КОНСТРУКЦИИ ВЕРТОЛЕТА СООСНОЙ СХЕМЫ
Л. Несущая система вертолета соосной схемы
Основу несущей системы вертолета соосной схемы составляет колонка (рис. 2.1). Колонка состоит из следующих основных агрегатов смонтированных на валах центрального редуктора;
-втулки I верхнего несущего винта СНВ);
-втулки 12 нижнего НВ;
-верхнего автомата перекоса 6;
-нижнего автомата перекоса 13;
-верхней ползушки 2;
Колонка предназначена для установки НВ передачи на них вращения управления лопастями НВ и передачи на фюзеляж аэродинамических сил и моментов создаваемых винтами.
Из назначения колонки НВ ясно что на них передаются все аэродинамические и инерционные нагрузки с лопастей НВ. Это нагрузки от тяги создаваемой винтами центробежных сил шарнирных моментов с лопастей переменных изгибающих моментов возникающих при маховом движении лопастей а также от колебания лопастей в плоскости вращения. Все это накладывает определенные
требования на конструкцию колонки соосной системы.
Основные силовые детали колонки изготавливаются из высоколегированных сталей менее нагруженные - из сплава АК-6.
На редуктор монтируется блок рычагов управления наклоном автомата перекоса и механизма общего и дифференциального шагов (М0ДЩ1) (рис. 2.1).
Втулки верхнего и нижнего винтов установлены соответственно на валах верхнего и нижнего НВ. Втулки предназначены для передачи вращения лопастям НВ от редуктора и для передачи через редуктор на фюзеляж аэродинамических сил возникающих на лопастях.
В соосной системе используются НВ трехшарнирного типа с разнесенными шарнирами и демпферами вертикальных шарниров. По конструкции втулки верхнего и нижнего НВ аналогичны и различаются следующим:
-смещения горизонтальных шарниров противоположны (в соответствии с различным направлением вращения НВ);
-втулка верхнего НВ имеет центробежные ограничители свеса лопастей а нижнего - центробежные ограничители взмаха лопастей.
Назначение центробежных ограничителей свеса и взмаха - препятствовать сближению лопастей при малых оборотах НВ.
Рис. 2.1. Колонка несущих винтов: I - втулка верхнего НВ; 2 - верхняя ползушка; 3 4 7 10 XI 14 27 28 32 - тяги; 5 - вал верхнего НВ; 6 - верхний автомат перекоса; 8 - нижняя ползушка; 9 - шлиц-шарнир; 12 - втулка нижнего НВ; 13 - нижний автомат перекоса; 15 - шарикоподшипник; 16 - рычаг поперечного управления нижним автоматом перекоса; 17 - блок поперечного управления нижним автоматом перекоса; 18 - валик рычага поперечного управления: 19 - рычаг поперечного управления; 20 - редуктор: 21 - механизм общего и дифференциального шага ШОдИ); 22 - серьга; 23 - тяга дифференциального шага; 24 - рычаг общего шага МОДШ; 25 качалка; 26 - кронштейн; 29 - блок продольного управления нижним автоматом перекоса; 30 - рычаг продольного управления нижним автоматом перекоса; 31 - ось рычага продольного управления; 33 - вал нижнего НВ; 34 - гайка крепления нижней втулки; 35 - гайка крепления верхней опоры вала верхнего винта: 36 - чехол; 37 - верхняя опора вала верхнего НВ; 38 - шлиц- шарнир; 39 40 41 43 - чехлы; 42 - болт; 44 - кольцо; 45 - рым-болт
На машине устанавливаются два автомата перекоса. Нижний автомат обычно закрепляется на носке редуктора а верхний - посажен на вал верхнего винта на сегментной шпонке. Оба автомата соединены между собой тремя соединительными тягами обеспечивающими параллельность плоскостей их вращения чтобы не создавать дополнительного махового движения лопастей. Тяги крепятся шарнирно к наружным кольцам автоматов. Смазка шарниров тяг - ЩАТИМ-20.
Верхняя ползушка служит для одновременного изменения углов установки лопастей верхнего НВ. В нижней части корпуса ползушки имеется отверстие для болта соединяющего ползушку с тягой управления проходящей внутри вала.
Нижняя ползушка предназначена для одновременного изменения углов установки лопастей нижнего НВ. В стакане нижней ползущей имеются два отверстия для болта соединяющего нижнюю ползушку с тягой управления проходящей внутри вала.
Верхняя опора вала служит для увеличения изгибной жесткости вала верхнего винта.
Механизм общего и дифференциального шагов НВ предназначен для управления общим шагом т.е. для одинакового увеличения или уменьшения угла установки лопастей у обоих винтов и для управления дифференциальным шагом т.е. для увеличения углов установки лопастей одного НВ при одновременном уменьшении углов установки другого на ту же величину.
Механизм общего и дифференциального шагов - рычажно-резьбового типа. На механизме общего и дифференциального шагов устанавливается качалка связанная с проводкой управления рулями поворота.
Продольно-поперечное управление осуществляется одновременным изменением направления действия равнодействующих аэродинамических сил верхнего и нижнего винтов; путевое управление - главным образом дифференциальным изменением реактивных моментов и отклонением рулей направления.
Рассмотрим как осуществляется управление вертолетом соосной схемы.
При отклонении ручки управления например от себя тяга продольно-поперечного управления (циклический шаг) переместится вниз наружное кольцо нижнего 13 и тарелки верхнего б автоматов перекоса отклонятся вперед (с учетом угла опережения) в результате чего конусы вращения лопастей' и равнодействующая аэродинамическая сила НВ также синхронно отклонятся вперед.
При отклонении ручки влево или вправо тяга поперечного управления (смещенная на 90° и не видимая на рис. 2.1) отклонит в соответствующем направлении тарелки АП и через качалки конусы лопасти НВ.
Управление общим шагом осуществляется путем изменения углов установки лопастей обоих винтов на одинаковую величину при этом резьбовой стакан МОДШ 21 перемещается вверх или вниз с помощью качалки управления движением по вертикали связанной с рычагом «шаг-газ». При перемещении стакана оба ползуна (резьбовые втулки нижней и верхней ползушек) также переместятся в результате чего утлы установки лопастей и силы верхнего и нижнего винтов одинаково изменяются. Одинаково изменяются и реактивные моменты винтов поэтому вертикальное движение вертолета не сопровождается его поворотом по курсу. Следует подчеркнуть что в отличие от АП одновинтового вертолета ползун (резьбовой стакан) выделен в отдельную деталь так что при изменении общего шага кольца АП не перемещаются.
Управление дифференциальным шагом НВ осуществляется следующим образом. При отклонении вперед например левой педали усилие от педали через качалку с двумя плечами путевого управления тягу и рейку вызывает вращение стакана 21 и поступательные перемещения в разные стороны резьбовых втулок имеющих соответственно левую и правые резьбы и связанных с ними тяг верхней и нижней ползушек которые изменят углы установки лопастей верхнего и нижнего НВ в противоположные направления. В результате такого управляющего действия суммарная сила тяги НВ практически не изменится а лишь перераспределится между винтами; реактивные моменты верхнего и нижнего НВ будут разной величины. В итоге вертолет начнет поворачиваться под действием образовавшейся разницы реактивных моментов в сторону вращения с меньшим Мр .
Для обеспечения путевой балансировки т.е. выравнивания крутящих моментов винтов при нейтральном положении педалей на
режиме висения углы установки лопастей нижнего винта обычно на несколько градусов больше чем у верхнего винта.
2. Особенности конструкции вертолета соосной схемы связанные с корабельностью его базирования
Вертолет все больше становится составной частью современных надводных кораблей различного назначения придавая им совершенно новые качества. В наибольшей мере это относится к вертолетам соосной схемы. Вообще говоря корабельность - это приспособленность к специфике эксплуатации и базирования на кораблях.
Эффективность применения корабельных вертолетов обычно оценивается эффективностью интегральной системы «вертолет – корабль» что обуславливает ряд специфических требований:
-малогабаритность т.е. минимизация площади и объема занимаемых вертолетом на взлетно-посадочной полосе и в ангаре;
-унифицированность т.е. пригодность для решения большого числа разнообразных тактических задач;
-автономность т.е. возможность осуществлять длительную эксплуатацию вдали от баз и кораблей;
-перспективность т.е. возможность поддерживать характеристики вертолета-и его специальных систем на передовом техническом уровне путем модернизации вертолета в течение длительного времени соизмеримого со сроками службы кораблей.
Повышенная плотность компоновки вертолета при заданном уровне эффективности - важнейшее требование к корабельному вертолету поскольку объемы занимаемые собственно вертолетом и авиационным оборудованием для обеспечения его полетов с кораблей (средствами технического обслуживания и ремонта хранилищами запасных частей топлива и масел помещениями для авиационных специалистов) не только сами по себе велики но и приводят к дополнительному увеличению водоизмещения корабля из-за необходимости компенсировать вызванное ими снижение устойчивости корабля.
Малогабаритность вертолета позволяет: — уменьшить площадь палубы для посадки и взлета вертолета при заданных гарантированных зазорах до надстроек корабля;
-уменьшить габариты вертолетоподъемников и объемы ангаров для хранения вертолетов в транспортном положении;
обеспечить возможность базирования вертолетов на кораблях малого водоизмещения;
-снизить трудоемкость технического обслуживания особенно в ангарах и трюмах корабля;
-уменьшить объемы помещений для средств технического обслуживания запасных частей съемного оборудования целевого назначения и для выполнения ремонтных работ.
В качестве примера обеспечения малогабаритности вертолета рассмотрим механизм складывания лопастей несущего винта палубного вертолета.
В зависимости от привода существуют различные механизмы складывания лопастей:
-с гидравлическим приводом;
-с электрическим приводом;
Разница в массе рассмотренных вариантов втулок составляет около 100 кг.
Рассмотрим складывание лопастей с использованием механизма с электрическим приводом.
Для складывания лопастей несущие винты поворачиваются в такое положение чтобы лопасти № I нижнего и верхнего винтов располагались над хвостовой балкой.
На рукавах втулок лопастей И и 3 обоих винтов установлены механизмы поворота лопастей поворачивающие осевой шарнир назад (в сторону хвостовой балки) приблизительно на 115° поворот происходит в вертикальном шарнире. Таким образом все шесть лопастей оказываются повернутыми в сторону хвостовой балки и располагаются в секторе равном 20 22° благодаря чему габариты машины значительно сокращаются.'
Механизм поворота лопасти включает в себя электромеханизм и червячный редуктор.
На упрощенной схеме (рис. 2.2) работу механизма складывания лопастей можно представить следующим образом. Механизм состоит из реверсивного электромотора с редуктором червяка 2 и червячного сектора 3. Деталь 4 жестко связана с лопастью 5 и
Рис. 2.2. Схема механизма складывания лопастей
при работе несущего винта выступ детали 4 выполняет роль постоянного упора ограничивающего колебания лопасти относительно вертикального шарнира.
При включении электромотора червяк вращает сектор который сначала выбирает зазор а затем начинает поворачивать деталь 4 а следовательно и лопасть назад (по стрелке). В сложенном положении фиксатор удерживает лопасть от поворачивания относительно горизонтального шарнира. Этот фиксатор принципиально аналогичен ограничителю взмаха лопасти только выполнен в вике сектора с необратимой червячной передачей. Необходимость установки его вызывается тем что после складывания центр тяжести лопасти оказывается за осью горизонтального шарнира а скоба 6 стремится подняться вверх и повернуть сектор относительно червячного винта.
Для возвращения лопасти необходимо изменить направление вращения электромотора. В крайних положениях лопасти электромотор отключается концевыми выключателями. Конструкция реального механизма складывания лопастей выглядит сложнее так как на вертикальном шарнире еще имеется демпфер влияние которого необходимо исключить при повороте лопасти кроме того должна быть обеспечена кинематическая связь лопасти с автоматом перекоса.
Требование унифицированности вызвано необходимостью использовать один и тот же тип вертолета для выполнения различных целевых задач. Очевидно что унификация вертолета должна достигаться минимальным ухудшением характеристик каждого из вариантов целевого назначения.
Унификация позволяет;
-использовать для различных целей применения ограниченное число вертолетов которые могут приниматься на один корабль;
-производить в условиях базирования переоборудование вертолета из варианта в вариант;
-сократить объем и номенклатуру оборудования инструмента и запасных частей и упростить снабжение;
-упростить подготовку квалифицированного технического персонажа.
Возможность автономной работы и в составе группы является настоятельной необходимостью при выполнении вертолетами поисковых и спасательных операций а также многих других
3. Сближение лопастей
Несущая система соосного вертолета предназначена для создания подъемной силы движущей силы для поступательного движения а также для управления вертолетом по тангажу и крену (с помощью соответствующего наклона несущих винтов) и по курсу (с Помощью дифференциального изменения общего шага верхнего и нижнего НВ). Конструктивно несущая система вертолета состоит из колонки НВ и двух соосно расположенных несущих винтов одинакового диаметра с различным направлением вращения. Такая схема приводит к взаимному уравновешиванию реактивных моментов от верхнего и нижнего НВ и позволяет обойтись без дополнительных устройств для гашения Мр . Кроме того дифференциальное изменение общего шага на верхнем и нижнем винтах перераспределяет тягу каждого винта без изменения суммарной тяги что позволяет изменить по величине и направлению значение суммарного реактивного момента от обоих винтов и использовать его для управления вертолетом по курсу.
Несущие винты вертолета устанавливаются друг от друга на расстоянии Дуат « 02-R (на вертолете Ка-26 - 1170 мм). Расстояние между винтами выбирается из условия обеспечения необходимого запаса по сближению лопастей при котором исключается соударение (схлестывание) лопастей верхнего и нижнего винтов на всех режимах и при выполнении эволюций.
Сближение лопастей на соосном вертолете происходит следующим образом. Видимый конус образованный вращением лопастей называемый тюльпаном НВ при горизонтальной составляющей воздушного потока заваливается назад и в сторону наступающей лопасти. Поэтому разное направление вращения верхнего и нижнего НВ приводит в горизонтальном полете к различным завалам тюльпанов (рис. 2.3) а следовательно и к уменьшению расстояния между концами лопастей на определенном азимуте.
Схема завала конусов показана на первой гармонике махового движения лопастей НВ без учета влияния регулятора взмаха и упругих деформаций лопасти при нейтральном положении автомата перекоса.
Рис. 2.3. Схема завала конусов несущего винта
Примерная схема траектории движения концов лопастей показана на рис. 2.4.
Рис. 2.4. Схема траектории движения концов лопастей
В общем случае сближение концов лопастей верхнего и нижнего винтов обусловлено следующими конструктивными и эксплуатационными факторами [il]:
-вращением винтов и поперечным завалом конусов их вращения в противоположных направлениях;
-сравнительной близостью плоскостей вращения винтов ( - лУбгп r = 02);
-дифференциальным изменением углов установки лопастей винтов при путевом управлении вертолетом;
-упругостью лопастей;
~ маневрированием и криволинейным движением вертолета в пространстве;
-турбулентностью атмосферы;
-возможностью попадания вертолета в режим вихревого кольца или в спутный след пролетающего летательного аппарата.
На соосных вертолетах имеющих по три лопасти в каждом винте существует шесть азимутальных положений в которых лопасти проходят друг над другом. Эти азимутальные положения «встречи» лопастей отсчитываются по нижнему винту вращающемуся при виде сверху против часовой стрелки (рис. 2.5).
Рис. 2.5. Азимутальные положения «встречи» лопастей верхнего и нижнего винтов
Вместе с тем при отклонении ручки управления азимут максимального дополнительного сближения лопастей смещается на 90° в сторону отставания по вращению нижнего винта от направления отклонения ручки.
Сближение концов лопастей т.е. уменьшение расстояния между концами лопастей по сравнению с конструктивным расстоянием между втулками винтов Д оценивается с помощью коэффициента сближения (рис. 2.6)
Чем больше Кс тем меньше расстояние между концами лопастей винтов в азимутальных положениях «встречи». При Кс « I возможно схлестывание концов лопастей последствия которого очевидиц. Поэтому сближение концов лопастей считается безопасным если Кс 4 08 что должно выполняться во всевозможных в том числе усложненных условиях летной эксплуатации вертолета. f
4. Сравнительный анализ аэродинамики соосной схемы
При сравнительном анализе аэродинамической эффективности вертолетов одновинтовой и соосной схем последняя на первый взгляд представляется наименее выгодной применимой лишь для уменьшения габаритных размеров.
Сопоставим соосную систему с изолированным НВ создающем такую же тягу. Изолированный НВ может создавать тягу сопоставимую с соосной системой различными способами: увеличением диаметра числа и хорды лопастей частоты вращения. Поэтому для сравнения изолированного винта и соосной системы используем понятие эквивалентного винта который имеет те же диаметр частоту вращения хорду и аэродинамические характеристики лопастей создает такую же тягу что и соосный НВ но имеет вдвое большее заполнение. Другими словами все лопасти верхнего и нижнего соосного винтов размещены в одной плоскости эквивалентного НВ и при указанных прочих равных условиях эти сопоставляемые несущие системы и создают равные тяги но требуют по-видимому различных затрат мощности.
Рис. 2.6. Схема сближения лопастей верхнего и нижнего винтов
Верхний и нижний винты в соосной системе разнесены как отмечалось между собой по вертикали для исключения схлестывания лопастей; увеличение расстояния между винтами заметно изменяет условия их обтекания воздушным потоком. Верхний винт засасывает воздух из свободного пространства и создает струю отбрасываемую на нижний винт. Эта струя сужается и при « 02-R составляет ~09-D (рис. 2.7).
Струя верхнего винта вызывает уменьшение углов атаки и соответственно подъемной силы лопастей нижнего винта. Вместе с тем вследствие сужения индуктивной струи концевые сечения лопастей нижнего винта обтекаются невозмущенным потоком как у верхнего винта. При этом нижний винт дополнительно засасывает воздух концевыми сечениями. Другими словами соосная система оказывает воздействие на большую массу воздуха чем одиночный эквивалентный винт т.е. эффективная ометаемая площадь соосного НВ которая непосредственно воздействует на окружающий воздух больше чем у эквивалентного винта на лР 1Г-R2(f-092)a « 02-р Это значит что соосный НВ вовлекает в движение на ~20 % большую массу воздуха чем эквивалентный НВ Поэтому для создания определенного количества движения воздуха (тяги НВ) соосный НВ затрачивает на 3 6 % меньшую индуктивную мощность чем эквивалентный НВ.
Рис. 2.7. Схема обтекания соосного НВ на режиме висения
Кроме того воздушный поток верхнего винта закручен в сторону противоположную вращению нижнего винта. Из-за этого окружные скорости обтекания сечения лопастей нижнего винта возрастают на величину закрутки что способствует улучшению аэродинамической эффективности соосной системы. В конечном счете несмотря на заметное ухудшение условий работы центральной части нижнего винта в спутной струе верхнего винта аэродинамическая эффективность соосного НВ оцениваемая на режиме висения относительным КПД всегда на 5 10 % Выше чем у эквивалентного (рис. 2.8).
Итак если у соосного НВ разнести верхний и нижний винты аэродинамическая эффективность системы возрастает а если совместить в одной плоскости вращения - уменьшается.
Выполним сравнение аэродинамической эффективности соосного и изолированного НВ на режиме висения в одинаковых условиях на примере вертолетов Ка-32 и Ми-17 близких по назначению габаритным размерам массе и энерговооруженности.
С учетом отмеченных выше особенностей работы винтов соосного и одновинтового вертолетов Тст? ж I 04 И fc г 11
Следовательно для обеспечения висения соосного вертолета при прочих равных условиях требуется на 10 20 % большая мощность двигателей чем для одновинтового вертолета.
Рис. 2.8. Зависимость относительного КПД от тяги НВ на режиме висения: I - соосный НВ; 2 - эквивалентный НВ
Несмотря на более высокий КПД несущей системы и отсутствие затрат мощности на привод рулевого винта (РВ) соосный вертолет уступает в энергетическом совершенстве одновинтовому. Причина этого - существенно меньший НВ соосного вертолета (табл. 2.1).
Если бы сопоставляемые вертолеты имели НВ одинакового диаметра энергетическое совершенство соосного вертолета на вертикальных режимах было бы на 15 % выше чем у одновинтового:
Ne-Ne-^»0.a5-Ne.(2.1)
Отсутствие РВ и хвостовой трансмиссии обеспечивает соосному вертолету меньшую массу собственной конструкции и соответственно большую массу целевой нагрузки m ц и при равных с одновинтовым вертолетом взлетной массе т0 а отсутствие затрат мощности на привод РВ - больший статический потолок Нст при равных располагаемых мощностях двигателей и взлетных массах вертолетов.
5. Особенности конструкции агрегатов и выбора параметров соосного вертолета
Рассмотрим некоторые особенности конструкции отдельных агрегатов и весовых групп соосных вертолетов. Часть из них отличается от применяемых в одновинтовых вертолетах другая - совпадает.
Массы экипажа целевой (коммерческой) нагрузки оборудования. Состав экипажа определяется по результатам анализа и обработки статистических данных его численности назначения условий базирования и применения вертолета.экипажа вычисляется по алгоритму [13].
Масса целевой нагрузки обычно задается исходными данными на проектирование. Если вместо массы указывается число пассажиров то рассчитывается предельная коммерческая (платная) нагрузка по вместимости вертолетов по алгоритму [13].
Состав оборудования в значительной степени зависит от назначения аппарата тактико-технических требований к нему заданных условий эксплуатации и как правило практически не зависит от конструктора вертолета.оборудования вычисляется по алгоритму [13] в предположении аналогичного состава у вертолетов одновинтовой и соосной схем.
Фюзеляж соосного вертолета отличается полной аэродинамической симметрией компактностью малым удлинением короткой хвостовой балкой и мощным хвостовым оперением.
Оригинальна компоновка фюзеляжа Ка-26 по типу «летающее шасси». Вертолет представляет собой носитель в средней части которого в зависимости от варианта применения устанавливают съемную грузопассажирскую кабину или бункеры для ядохимикатов или негабаритный груз на внешней подвеске. Некоторое ухудшение аэродинамических характеристик вертолета при такой компоновке компенсируется эксплуатационными и экономическими преимуществами многоцелевого применения.
На вертолете Ка-26 площадь миделя фюзеляжа равна 26 м2.
Относительная масса фюзеляжа соосного вертолета вычисляется по алгоритму [13].
Хвостовое оперение состоит из стабилизатора и вертикального оперения (двух килей с рулями направления и предкрылками) расположенного на концах стабилизатора.
Силовые элементы стабилизатора килей и рулей направления изготовлены из дуралюмина каркас и обшивка - из стеклопластика узлы крепления - из стали и магниевых сплавов. Подвижное крепление рулей направления к килям осуществлено с помощью металлофторопластовых подшипников.
Кили установлены под углом ~ (12 15°) носками к продольной оси вертолета. Рули направления связанные с педалями путевого управления отклоняются в обе стороны (на ± 22º на вертолете Ка-32 на ± 27° на вертолете Ка-26). Предкрылки смонтированные на средней части килей представляют собой обтекаемый профиль и предназначены для повышения путевой устойчивости вертолета.
Согласно статистическим данным рост удельной нагрузки сопровождается увеличением площадей вертикального и горизонтального оперений (рис. 2.9). Рис. 2.9 используется для определения и .
Для соосных вертолетов легкой и средней весовых категорий удельная масса хвостового оперения может быть принята в соответствии с табл. 2.2.
Шасси. Широко применяемая у одновинтовых вертолетов пирамидальная схема шасси для соосных корабельных вертолетов оказывается малопригодной в силу их неудовлетворительных эксплуатационных характеристик.
Весовая категория соосного вертолета
вертикального оперения кгм2
горизонтального оперения кгм2
Рассмотрим более подробно параллелограммно-пирамидальную схему.
Под схемой шасси понимается количество опор их конструктивное оформление с учетом специфики работы и расположения относительно центра масс вертолета.
Рис. 2.9. Зависимость площадей вертикального и горизонтального оперений от удельной нагрузки
Выбор кинематической схемы шасси корабельного вертолета имеет принципиальное значение поскольку обеспечивая гашение кинетической энергии при умеренных величинах перегрузок действующих на конструкцию (что как правило достигается увеличением хода амортизаторов) она должна исключить возможность нарушений в работе связанных с высоким коэффициентом трения колес о покрытие в случае изменения колеи шасси в процессе обжатия амортизаторов.
Так например при пирамидальной схеме шасси (рис. 2.10) изменение колеи основных опор шасси от момента касания шинами колес палубы корабля до момента занятия стояночного положения и полного обжатия амортизаторов может составлять соответственно 300 и 380 мм.
Специальные покрытия палубы препятствуют свободному боковому перемещению колеса шасси что может привести к полному выключению из работы амортизаторов шасси срыву шин или поломке шасси.
В отечественной практике принята параллелограммно-пирамидальная схема шасси (рис. 2.11) выполненная кинематически с таким расчетом чтобы при полном ходе колес колея шасси оставалась неизменной. Для этого верхние и нижние подкосы имеют разную длину. Другая немаловажная положительная особенность такой кинематической схемы заключается в том что амортизатор шасси воспринимает только осевые нагрузки что позволяет сделать его характеристику чувствительной к их малым величинам.
Рис. 2.10. Пирамидальная схема шасси вертолета
Алгоритм вычисления относительной массы шасси изложен в работе [13] при для неубираемого шасси. Величина принята как для вертолета продольной схемы [26].
Рис. 2.11. Параллелограммно-пирамидальная схема шасси вертолета
Система управления. Принципиальные особенности системы управления соосного вертолета заключаются в следующем:
-вследствие отсутствия РВ путевое управление осуществляется главным образом дифференциальным изменением реактивных моментов несущих винтов а на режимах горизонтального полета - еще и отклонением рулей направления;
-два автомата перекоса верхнего и нижнего винтов отклоняются синхронно в одном направлении на одинаковый угол согласно командному движению ручки управления;
-механизм общего и дифференциального шагов оба автомата перекоса две втулки НВ верхний и нижний ползуны смонтированы на одном агрегате-колонке установленной на редукторе вертолета;
Работа системы управления соосного вертолета изложена в подразд. 2.1.
Определение массовых характеристик элементов системы управления имеет некоторые особенности связанные со спецификой соосного вертолета.
Для оценки массы система управления вертолетами одновинтовой продольной и поперечной схем условно делится на две части: бустерную систему управления несущим винтом (или винтами включая и рулевой винт) и проводку управления от ручки или педалей до основных бустеров называемую добустерной или ручной проводкой управления [26].
В соосной схеме следует различать три части системы управления: бустерную ручную и колонку. Состав колонки при этом следующий:
-верхний и нижний автоматы перекоса;
-верхняя и нижняя ползушки;
-механизм общего и дифференциального шагов;
-блоки продольного и поперечного управления автоматов перекоса.
Агрегаты колонки крепятся на соответствующих валах несущих винтов и редуктора и связаны тягами. Валы верхнего и нижнего несущих винтов являются элементами главного редуктора. Втулки отнесены к несущим винтам.
Учитывая изложенное можно утверждать что массы несущей системы лопастей втулок и колонки соотносятся между собой как I: 0461 : 0237 : 0302 () соответственно где Индекс «В» обозначает верхний несущий винт индекс «Н» - нижний. Приведенное соотношение проверено на вертолетах Ка-18 [29] Ка-26 [7 8] Ка-25 [17] и показало в среднем высокую стабильность при ошибке равной 3 %. Данное соотношение элементов несущей системы примем для всех соосных вертолетов.
Алгоритмы определения относительных масс бустерной и ручной частей системы управления соосного вертолета остаются такими же как для одновинтового вертолета. Этот вывод сделан при допущении: путевое управление одновинтового вертолета по массе примерно эквивалентно управлению рулями направления соосного вертолета.
Приведенное соотношение позволяет вычислить относительную массу колонки которая определяется суммарной относительной массой втулок верхнего и нижнего несущих винтов:
Расчет относительной массы двигателей с системами проводится по алгоритму [13] с использованием приведенных статистических данных.
Относительная масса вспомогательной силовой установки принимается равной 0005 0008 [13].
Лопасти несущего винта. В соосной комбинации несущая система состоящая из двух трехлопастных винтов противоположного вращения выполняет на одну функцию больше (путевое управление) чем несущий винт одновинтового вертолета. Вместе с тем по сравнению с вертолетом одновинтовой схемы соосный вертолет имеет более компактную и симметричную форму меньшие габаритные размеры определяемые диаметром несущих винтов большую габаритную высоту из-за расположения верхнего несущего винта и мощное двухкилевое вертикальное оперение.
Начиная с вертолета Ка-15 несущие системы всех соосных вертолетов оснащаются лопастями из композиционных материалов (КМ). Они имеют следующие преимущества [5]:
-возможность создавать и точно выдерживать при изготовлении оптимальную форму профиля лопасти;
-значительно больший ресурс (1000 ч - металлические 3000 ч - из КМ для вертолетов Ка-15 и Ка-18 [17]) и надежность вследствие большей удельной прочности материала и нечувствительности к концентраторам напряжений;
-медленное и ограниченное распространение усталостных трещин;
-высокую коррозионную стойкость;
-внутреннее демпфирование полезное для поглощения энергии колебаний;
-высокую технологичность и меньшую трудоемкость изготовления.
По конструкции лопасти соосной системы аналогичны лопастям НВ одновинтового вертолета.
Расчет относительных масс лопастей верхнего и нижнего НВ проводится по алгоритму [13].
Втулка несущего винта. У вертолета соосной схемы имеются
две втулки несущей системы входящие в состав колонки. По своей конструкции они в принципе аналогичны втулке НВ одновинтового вертолета; различия между втулками верхнего и нижнего винтов заключаются в следующем:
-корпус нижней втулки имеет большее посадочное отверстие под полый вал редуктора в котором проходит вал противоположного направления вращения для верхней втулки;
-в соответствии с различным направлением вращения НВ смещения осей горизонтальных шарниров на корпусах втулок противоположны;
-втулка верхнего НВ имеет центробежные ограничители свеса лопастей а втулка нижнего НВ - центробежные ограничители взмаха лопастей при этом для исключения схлестывания лопастей в процессе раскрутки и Остановки НВ предусмотрено соответствующее фазирование работы ограничителей.
Считая втулки элементами НВ их массовые характеристики будут определяться как для одновинтового вертолета.
Главный редуктор соосного вертолета. Трансмиссия соосного вертолета не имеет промежуточного и хвостового редукторов хвостового вала и шлицевых муфт.
Главный редуктор - не только основной но по существу единственный «серьезный» агрегат трансмиссии. Назначение этого агрегата более сложное чем на одновинтовом вертолете: передача крутящего момента не одному а двум НВ обеспечение вращения их соосно расположенных валов с редуцированной частотой в противоположных направлениях.
Рассмотрим для примера кинематическую схему главного редуктора вертолета Ка-32.(рис. 2.12).
Ведущими валами редуктора являются ведущие валы муфты свободного хода (МСХ) соединенные с валами правого и левого двигателей. Передача крутящего момента от двух ведущих валов к валам НВ осуществляется посредством трех ступеней редукции.
Первая ступень редукции передает вращение от двух двигателей через МСХ и цилиндрические косозубые шестерни (ведущие 1 и паразитные 2) на ведомую цилиндрическую шестерню 3 с косыми зубьями. В первой ступени происходит слияние силовых потоков от двух двигателей передаточное отношение первой ступени ~ 027.
Рис. 2.12. Кинематическая схема главного редуктора вертолета Ка-32: 123 - ведущая паразитная и ведомая цилиндрические косозубые шестерни; 45 - конические шестерни; 6 - ведущая центральная шестерня; 78 - шестерня перебора; 9 12 - ведомая венцовая шестерня; 10 - ведущая шестерня; 11 - сателлиты
Вторая ступень состоит из двух конических шестерен 4 и 5 со спиральными зубьями и служит для перевода горизонтальных осей вращения в вертикальные. Передаточное отношение второй ступени ~ 043.
От ведомой шестерни 5 второй ступени поток мощности распределяется на планетарный редуктор и перебор составляющие третью ступень. Эта ступень является дифференциальным замкнутым редуктором в котором роль замыкающего звена выполняет перебор.
Планетарный редуктор состоит из ведущей шестерни 10 сидящей на одном валу с шестерней 5 шести сателлитов 11 с поводком прикрепленном к внутреннему валу и ведомой венцовой шестерни 12.
Перебор состоит из ведущей центральной шестерни сидящей на одном валу с шестерней 5 пяти больших шестерен перебора 7 пяти малых шестерен перебора 8 и ведомой венцовой шестерни 9 связанной с валом нижнего НВ.
Количество зубьев шестерен планетарного редуктора и перебора подобрано таким что обеспечивает равенство передаточных чисел к внутреннему и наружному валам и противоположное их вращение: внутреннего вала - по часовой стрелке наружного - против (если смотреть на редуктор сверху). Передаточное отношение третьей ступени ~ 016.
Суммарное передаточное отношение трех ступеней равно 0018; что дает возможность получить на валах НВ частоту вращения 272 обмин при 15000 обмин валов на входе в редуктор.
Передача мощности к приводам агрегатов производится от паразитных шестерен 2 а также от ведомой шестерни 3 первой ступени редуктора.
Относительная масса главного редуктора вертолета с двумя соосными несущими винтами вычисляется по формуле (2.3) полученной из формулы (13.2) [1] если суммарный крутящий момент на оси НВ
- весовой коэффициент главного редуктора м;
- весовой коэффициент относительной массы главного редуктора .
Для существующих конструкций расчет по формуле (2.3) дает наибольшую погрешность 39 %.
Главные валы и упругие муфты. У соосных вертолетов передача всей мощности двигателей к главному редуктору осуществляется с помощью угловых редукторов двигателей и главных валов с упругими муфтами (двигатели находятся по бокам редуктора).
При этом способе компоновки силовой установки непременным условием выполнения требования по надежности вертолета с двумя двигателями является необходимое расстояние между ними. Из-за близкого размещения двух двигателей могут произойти:
-помпаж на одном из двигателей выброс горячего воздуха продуктов сгорания топлива вперед через входное устройство и попадание в рядом расположенный нормально работающий двигатель;
-переброс пламени из одного двигателя в другой при пожаре;
-одновременное повреждение двух двигателей при попадании машины в стаю птиц и т.д.
Очевидно что абсолютно независимая работа каждого двигателя в спарке невозможна.
Отсюда стремление - обеспечить на вертолетах разнос двигателей на максимально возможное расстояние относительно друг друга. В отечественном вертолетостроении это реализовано на серийных вертолетах Ка-26 и Ка-50.
Изложенное выше в равной степени относится и к вертолетам одновинтовой схемы.
При такой компоновке силовой установки угловой редуктор двигателя выполняется в одном агрегате с двигателем.
Параметры главного вала (рессоры) определяются кроме величины крутящего момента так называемой критической частотой вращения. Как правило величина первой критической частоты вращения (первой частоты собственных колебаний) превышает максимальную эксплуатационную частоту вращения рессоры минимум в 15 2 раза.
Главные валы выполняются обычно без промежуточных опор.
Кроме валов нагруженных крутящим моментом изгибом осевыми силами в редукторах вертолетов применяются так называемые рессоры нагруженные только крутящим моментом.
Валы и рессоры различаются по назначению передаваемому крутящему моменту частоте вращения габаритным размерам и конструктивному исполнению.
Основными материалами из которых изготавливаются рессоры являются сталь 40Х2Н2МА (40ХНМА) и 18X2H4MA (18XHBA) а также титановый BT3-1 и алюминиевые сплавы.
Максимальные напряжения кручения в рессорах из стали не превышают 200 250 МПа [17]. Рекомендуется пользоваться графиками разрушающих напряжений кручения для стальных труб (рис. 2.13) и труб из алюминиевых сплавов типа Д1 и Д16. (рис. 2.14) [23] . На графиках показаны разрушающие напряжения кручения с учетом пластичности.
Рис. 2.13. Разрушающие напряжения при кручении стальных труб () в зависимости от . D - наружный диаметр трубы мм; - толщина стенки мм; - свободная длина трубы мм. Максимальные напряжения не превышают
Рис. 2.14. Разрушающие напряжения при кручении круглых труб из алюминиевых сплавов. 1 - Д16; 2 - Д1
Конструкцию соединительной муфты и ее параметры определяют величина крутящего момента частота вращения и угол перекоса.
В трансмиссионных валах в основном используют соединительные муфты: а) зубчатые; б) шарнирные; в) упругие с использованием неметаллических элементов (втулок блоков); г) упругие с использованием металлического упругого элемента.
Такое многообразие применяемых типов муфт объясняется широким спектром нагрузок разнообразием условий эксплуатации муфт. Поэтому положительный опыт использования какого-либо типа муфт в одних условиях дает отрицательные результаты при эксплуатации тех же муфт в других.
В табл. 2.3 приведены параметры упругих муфт вертолетов Ка-25К и Ка-26.
Ка-25К (третья модификация)
Анализ статистических материалов показывает что главные валы соосного вертолета относительно короткие массы упругих муфт и главных валов определяются передаваемым от двигателей к НВ крутящим моментам а для последних также и длинами валов и т.д.
В этих условиях для получения приемлемых результатов по массе рассмотрим главные валы совместно с упругими муфтами а длину главных валов примем по предварительной компоновочной схеме силовой установки вертолета. Расчетная схема массы привода НВ состоит из масс двух главных валов и четырех упругих муфт (по две на вал) т.е. 2( гягь + 2*тм)
Для принятой компоновочной схемы соосного вертолета каждый главный вал нагружен моментом
где N0ma u)rg - угловая скорость главного вала 1с.
Здесь MKf> * МКр ■ f - расчетное значение крутящего момента; f * 15 - коэффициент безопасности;02 ^ —
- момент сопротивления при кручении (полярный момент сопротивления).
mre* 6200 (D2- d?) t(2.6)
где D d и 6пв - наружный внутренний диаметры вала и длина главного вала соответственно м.
Масса упругой муфты на данном этапе определяется через удельную массу муфт тм мкр и передаваемый М *р в зависимости от типа двигателей на проектируемом вертолете (ГТД или ДД). В связи с отсутствием статистических данных по муфтам за
основу приняты удельные массы муфт вертолетов Ка-25К и Ка-26
В целом по приводу НВ или в относительном виде
В первом приближений принимается нулевое приближение во втором - первое приближение m'Q и т.д.
Расчет относительной массы топлива для полета на заданную дальность проводится по алгоритму приведенному в работе [l3J.
Таким образом слагаемые зависимости тп»т-=—=~ >
определяющие взлетную массу соосного вертолета несколько отличаются от последних одновинтового вертолета.
Соосной схеме вертолета присущи также отличия в коэффициенте индукции.
В общем случав средняя скорость протекания воздуха через каждый из винтов соосной комбинации будет складываться из скорости набегающего потока собственной средней индуктивной скорости потока и дополнительной средней индуктивной скорости вызываемой соседним винтом. Причем влияние верхнего винта на нижний такое же как нижнего на верхний.
Иными словами при формировании из одиночных винтов соосной комбинации между винтами возникает взаимовлияние изменяющее величины коэффициента индукции от взаимовлияния винтов потребляемой вертолетом мощности и тяги несущих винтов.
Например мощность затрачиваемая на взаимное влияние для равномерно нагруженных соосных винтов на режиме висения составляет 42 % индуктивной мощности которая потребовалась бы при расположении винтов далеко друг от друга [20].
Приведенные данные практически совпадают с данными работы [27] где сказано что индуктивные потери для соосного несущего винта на осевых режимах работы достигают 41 %.
Согласно работам [Ю 16 2?] коэффициент индукции несущей системы соосного вертолета на режимах висения и вертикального подъема рассчитывается как для одиночного винта с двойным заполнением с учетом поправок на индуктивные затраты мощности полагая что профильные потери эквивалентного и соосного винтов равны. Для плоской прямоугольной лопасти
Рис. 2.15. Зависимость коэффициента индукции для трапециевидных лопастей соосных несущих винтов на осевых режимах от линейной крутки
■ 11; для несущих винтов с прямоугольными закрученными лопастями ( Дц>г « 5°) можно принять В общем случае зависимость коэффициента индукции для трапециевидных линейно закрученных лопастей соосных несущих винтов на осевых режимах их работы приведена на рис. 2.15*
В работе [27] отмечается что коэффициент индукции соосного НВ при косой обдувке удобнее определять как для эквивалентного вЖа Зсо * А 1 + Xt0) где А * Vm4 - относительная скорость полета V ^отнесенная к относительной индуктивной скорости на висении одиночного винта с силой Тяги Т «
средняя по диску винта осевая индуктивная скорость ря лл^аппл «шоирппол л VAJ IN > У
» 75 + 025* Т? 07 + 05-1?.
висении отнесенная к coR ; - коэффициент учитывающий влияние формы лопасти в плане на коэффициент силы тяги (для трапециевидных лопастей коэффициент ' Кт равен 10; 096; 094; 092 при Т * « I 2 3*4 соответственно); б 9к6 «2б0 ; Су0 - средняя по диску эквивалентного НВ величина коэффициента подъемной силы; X « 094 - коэффициент учитывавший уменьшение силы тяги
винта из-за «концевых» потерь; *нв - угол атаки несущей системы ( оСн в от 0 до -180° бывает при всех видах набора высоты горизонтальном полете и при пологом моторном планировании от 0 до +I800 - при снижении вертолета); 5 - угол отклонения вихревого следа скошенный угол полубесконечного вихревого цилиндра; 36ео - коэффициент взаимовлияния верхнего и нижнего винтов соосной системы. В приближенных методах расчета взаимовлияние винтов учитывают поправками на индуктивную мощность в виде множителя (I + ) (рис. 2.16).
Когда вихревые следы от каждого из винтов перестают пересекаться %ю * const и будет одинаковым для плоской и пространственной вихревых систем. При Двт - 02 Эесо = 0656.
Под плоской вихревой пеленой понимается представление вихревой системы несущих винтов вихр&1ыми цилиндрами от верхнего и нижнего винтов (вихревые колонны). При увеличении горизонтальной скорости вихревая колонна эквивалентного НВ будет все более и более отклоняться назад и при достаточно большой скорости полета и умеренном угле атаки практически станет плоской. При этом свободные вихри примут циклоидальную форму. Опыт и теоретическая оценка показывают что схема плоской вихревой системы несущего винта вполне применима при относительной горизонтальной скорости V > 115 Vc7 [*0].
В пределе для плоской вихревой делены j 6 = 0 ОС н ь О и V — ) А * 05 и для Д6Т * 02 j0 * 05 (I + 0656) « 0828 т.е. одиночный винт имеет на 21 % большую индуктивную мощность чем соосный (10828 « 121). Величина может быть определена из рис. 2.17 [1б] на котором приведен график усредненных значений 3C(J « fпри М5 Vc^ V 025.
Рис. 2.16. График усредненных значений*
В соосной системе расстояние между несущими винтами Atj6T*tjf влияет только на перераспределение тяги между верхним и нижним
Рис. 2.17. Зависимость Icc «-fпри Atj[eT»02
Диапазон работоспособности зависимости X^j ef(Aij6T) определяется областью существования плоской вихревой полосы.
Величина Cfco « 0828 является предельной соответствующей V- оСН 6 и 5 « 0 ( V» ). Принятие для максимальной скорости проектируемого соосного вертолета подтверждает область существования плоской вихревой пелены но вносит погрешность в определение потребной удельной мощности режима полета так квк требует знания коэффициента А при максимальной скорости.
В этом случае величину лучше определять по графику (рис. 2.17) [16].
В табл. 2.4 приведены результаты вычислений коэффициентов индукции для характерных режимов полета вертолета Ка-26. В таблице для сравнения приведены данные работ [16 27] о предельном значении коэффициента индукции
Значения коэффициентов
Висение на статическом потолке
Полет на динамическом потолке с экономической скоростью
Горизонтальный полет на максимальной скорости
Продолженный взлет на экономической скорости
Полет с горизонтальной скоростью V
В расчетах по п. 2 и 4 использовались результаты летных испытаний двигателя M-14B-26 [7 29]: экономическая скорость горизонтального полета при увеличении высоты изменяется незначительно.
Согласно [7] экономическая скорость полета V =90..* ПО кмч. В расчетах по п.2 приняты VhQuh - 90 кмч а по п. 4 - ПО кмч.
Как показывают расчеты полученные результаты совпадают с [16 27].
Говоря об особенностях выбора параметров соосного вертолета следует остановиться на относительной эквивалентной «вредной» пластинке так как от ее величины зависит мощность силовой установки:
В соосной схеме из-за сопротивления элементов управления я валов расположенных между НВ величина (Сд-5 ) приблизительно на 20 % больше чем в одновинтовом вертолете т.е.
Вопросы центровки компоновки и общего вида вертолета соосной схемы решаются так же как для вертолета одновинтовой схемы. Правильность центровки полученной при эскизной компоновке окончательно проверяется расчетом устойчивости и управляемости вертолета.
Нормальная и предельно допустимые центровки соосного вертолета в градусах приведены в табл. 2.5 [6].
Вертолет двухвинтовой
Нормальная центровка
Предельно допустимая передняя центровка
Предельно допустимая задняя центровка
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ВЕРТОЛЕТА СООСНОЙ СХЕМЫ ПО КРИТЕРИЮ МИНИМУМА ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ
В основу выбора параметров вертолета положено уравнение существования ЛА разрешаемое относительно взлетной массы для различных значений удельной нагрузки при условии выполнения вертолетом заданных летно-технических характеристик (ЛТХ) с учетом ограничений и критерия минимума взлетной массы.
Под заданными ЛТХ понимаются исходные данные для будущей машины: масса целевой нагрузки лпц н перевозимая на дальность L статический и динамический потолки максимальная скорость полета. Кроме ЛТХ при общем проектировании учитываются также весовая категория и основное назначение проектируемого вертолета номенклатура и габариты транспортируемой нагрузки результаты анализа статистических данных в виде ТТТ обоснования выбора схемы и др.
Ограничениями являются: коэффициент заполнения НВ задаваемый из условия недопущения срыва потока с лопастей НВ при полете на максимальной скорости у земли и на динамическом потолке; величина окружной скорости выбираемая с учетом влияния сжимаемости потока на конце наступающей лопасти и срыва на отстающей; мощность силовой установки принимаемой для наиболее нагруженных характерных режимов полета; заданные ЛТХ вертолета; тц.н ^ « нст ^аин Vmfl диапазон варьирования удельной нагрузки ограниченный областью существования ее предельных значений.
Выбор удельной нагрузки в качестве варьируемого параметра при определении взлетной массы обусловлен ее влиянием на многие параметры и характеристики вертолета. От удельной нагрузки зависят размеры несущей системы и вертолета вертикальная скорость снижения вертолета при планировании на режиме самовращения НВ энергетическое качество энерговооруженность вертолета индуктивная скорость потока производительность и себестоимость работ вертолета часовой и километровый расходы топлива силовой установки и т.д.
Выбор в качестве целевой функции критерия минимума взлетной массы обусловлен тем что минимум массы является одним из принципов авиационного конструирования и проектирования (принципы экономической целесообразности минимума массы аэродинамического совершенства живучести).
Принцип минимума массы осуществляется с использованием следующих правил:
-наименьших нагрузок;
-кратчайшего пути при передаче усилий;
-совмещения функций;
-предпочтительных видов деформации;
-рациональных сечений силовых элементов;
-максимального использования прочностных характеристик материала;
- равенства разрушающих напряжений.
В современном проектировании достижение потребной прочности назначенного ресурса высокой надежности и безопасности при минимальной массе конструкции является одной из главных задач проектирования [28].
В соответствии с принятой весовой классификацией [14] уравнение существования ЛА для вертолетов различных схем и любого приближения в общем виде одинаково. Однако при этом содержание некоторых весовых групп и элементов аппарата (слагаемых уравнения существования) частично отличается от вертолета одновинтовой схемы. Анализ весовых формул показывает различия в компенсации реактивных моментов НВ и характеризует количество винтов в несущей системе привод (схему трансмиссии) и их управление. Схема трансмиссии в свою очередь в сильной степени зависит от типа числа и расположения двигателей.
Действительно вертолет соосной схемы с двумя двигателями отличается от одновинтового вертолета с рулевым винтом наличием двух НВ втулок автоматов перекоса ползушек присоединительных валов угловых редукторов МОДШ и др.; отсутствием хвостовых редуктора и винта трансмиссионного вала промежуточного редуктора и др.
Это приводит к частичному изменению содержания весовых групп: винтов трансмиссии управления и конструкции планера. При этом можно использовать большинство весовых формул.
Например главный редуктор вертолета соосной схемы отличается от главного редуктора вертолета одновинтовой схемы. Это различие не означает что редуктор соосной схемы является удвоенным главным редуктором однобитового вертолета. Редуктор вертолета одновинтовой схемы обеспечивает привод несущего и рулевого винтов редуктор вертолета соосной схемы - привод второго НВ в противоположную сторону потребляя примерно ту же мощность что и привод первого. Кроме того диаметр НВ соосного вертолета меньше диаметра одновинтового. Все это должно найти отражение в весовых формулах о чем будет изложено ниже. Здесь не рассматриваются потребители энергии типа насосов приводов генераторов датчиков тахометров и т.д.
Выше отмечалось что параметры вертолета выбираются путем последовательных приближений. Уравнение существования ЛА может составляться для любого приближения. Поэтому важно иметь необходимую информацию о минимальной взлетной массе вертолета и соответствующей ей удельной нагрузке его параметрах общем устройстве ЛА и его компоновке в динамике и т.д. увеличивающуюся с глубиной проработки проекта. В разделе приведены результаты расчета этой дополнительной информации. В целом алгоритм расчета при выборе параметров вертолета соосной схемы повторяет алгоритм расчета вертолета одновинтовой схемы с учетом изменения структуры взлетной массы из-за схемы вертолета и ее величины обусловленной степенью приближения.
Допустимая погрешность расчетов определяется задаваемой величиной как и в случае одновинтовой схемы. Все расчеты выполняются в системе СИ.
При этом полагается что читатель обстоятельно знаком с работой [13].
1. Расчет взлетной массы «нулевого» приближения вертолета соосной схемы
Нулевое приближение выбора параметров вертолета любой схемы базируется на исходных данных с максимальным использованием результатов статистического анализа.
Укрупненное представление структуры массы в виде
тоя тпуст + тт+лпи.н*тэк(ЗЛ)
дает выражение для вычисления взлетной массы нулевого приближения '
Масса целевой нагрузки указана в исходных данных на проектирование. Если вместо плц н задано число пассажиров лпас то рассчитывается предельная коммерческая нагрузка по вместимости вертолета лпком в зависимости от числа пассажирских мест и объемов багажных и грузовых помещений по методике приведенной в работе [13].
Состав экипажа определяется назначением и вариантом применения условиями базирования и эксплуатации вертолета и устанавливается при разработке тактико-технических требований. При этом масса экипажа
где ПЭк - число членов экипажа.
Известно что КП н « 1 - m пуст [13]. Здесь ГПпуст «
m где Л1пу _ - масса пустого вертолета; ГП0- нормальная взлетная масса.
Количество вертолетов соосной схемы ограничено так как все они разработки ВНТК им. Н.И. Камова. В табл. 3.1 приведены значения вертолетов соосной схемы разных весовых категорий взлетной массой до 13000 кг.
Корабельный для связи и наблюдений
Универсальный многоцелевой
Противолодочный корабельный
Многоцелевой корабельный
Корабельный транспортно-боевой
Палубный транспортный
ТВ7-117ВК максимальной взлетной мощностью 3000 л.с. (кратковременная чрезвычайная мощность - 3750 л.с.)
Для вертолета Ка-226 отношение M « 171 ПУСТ принято как для вертолета Ка-126.
Относительную массу топлива нулевого приближения определяют по формуле
Приближенные значения и составляют:
Цифра «13 т» повторяется по той причине что это максимальная взлетная масса соосной схемы является конкурирующей одновинтовой и массу ттох в 13 т имеет ряд построенных вертолетов.
Изложение методики выбора параметров вертолетов соосной схемы проводится на примере вертолета класса Ка-26 для которого ГПин = кг L « 400 км Н ст ■ 500 м Ндин « « 2700 М и Vmax * 160 кмч являются ЛТХ. В этом случае приведенные ЛТХ считаем исходными данными на проектирование и определим их сходимость с рассчитанными.
С учетом изложенного mj « 29275 кг при = 028 х х КГ3 Qv « 0061 тэк = 80 кг Нпн « 0334 (табл. 3.2).
2. Выбор параметров вертолета соосной схемы
При адекватности вопросов одновинтовой и соосной схем изложение вопросов для соосной схемы не проводится а делается ссылка на работу [13].
Выберем параметры соосного вертолета класса Ка-26 исходя из двух приближений определения его взлетной массы. Если двух приближений недостаточно то расчет производится для третьего и т.д. приближений. Разница заключается в том что в третьем приближении используется минимальная взлетная масса второго в четвертом - минимальная взлетная масса третьего и т.д.
Определим ряд параметров вертолета применяемых в дальнейших расчетах.
Профиль лопасти. От выбора профиля лопасти зависят аэродинамические и летные свойства вертолета а также вопросы безопасности полета.
Выбор профиля лопасти зависит от типа профиля его геометрических и аэродинамических характеристик: С « f (оС) Сх - f (*) Мкр -f (Cj) и т.д.
К профилю лопасти предъявляются следующие повышенные требования:
- высокое аэродинамическое качество;
-большое критическое число М;
-небольшое перемещение центра давления по хорде при изменении углов атаки;
минимальное профильное сопротивление;
-возможность перехода лопасти на режим самовращения в большом диапазоне углов атаки.
Лопасть должна быть изготовлена с точным выдерживанием формы назначенного профиля и размеров.
Применительно к проектируемому вертолету на котором производится отработка метода выбора параметров соосного вертолета принят профиль серии NАСА-230М.
Выбор окружной скорости и характеристики режима работы jц несущей системы соосного вертолета производится по заданной максимальной скорости Vmex с учетом влияния сжимаемости потока на наступающей лопасти и срыва - на отстающей.
Учет влияния сжимаемости и срыва потока при МмMgor= 085 и а = 340294 мс [13 рис. 4] приводит к мс и что повышает вероятность негативных явлений при поступательных скоростях и срыва потока на отстающих лопастях. Большое значение окружной скорости обусловлено относительно малой максимальной скоростью полета так как на рассматриваемом режиме соосная система имеет существенно большее вредное * лобовое сопротивление чем НВ одновинтового вертолета.
Указанные обстоятельства требуют уменьшения окружной скорости и увеличения характеристики режима .
Известно [8] [12] что:
-двигатели силовых установок вертолетов не обеспечивают необходимой мощности при изменении оборотов в широких пределах;
-современные трансмиссии не дают переменной степени редукции;
-силу тяги НВ (несущей системы) целесообразно повышать за счет увеличения шага НВ при его минимальном постоянном числе оборотов.
Величина окружной скорости концов НВ у всех современных вертолетов принимается порядка 180 220 мс [э].
Минимально допустимая частота вращения НВ в полете на всех режимах ограничивается обеспечением:
-запаса па срыву потока с лопастей при полете на большой скорости;
-запаса путевого управления на взлетно-посадочных режимах и продольно-поперечного управления при полете по маршруту;
-прочности глазного редуктора по крутящему моменту НВ;
-запаса кинетической энергии вращения НВ для возможного перехода на режим самовращения;-
-функционирования генераторов переменного тока и всей системы электроснабжения вертолета.*
Максимально допустимая частота вращения НВ в полете на всех режимах ограничивается исходя из следующих основных условий:
-обеспечения прочности главного редуктора втулки автомата перекоса и лопастей по центробежным силам что приводит
к увеличению их масс;
-предотвращения волнового кризиса на конце опережающих лопастей НВ при полете вертолета на больших высотах и скоростях;
-обеспечения достаточного запаса по флаттеру лопастей НВ;
-исключения возможности срабатывания защиты свободной турбины двигателя от раскрутки т.е. самопроизвольного выключения двигателей в полете;
-резкого возрастания уровня вибраций и переменных напряжений в лопастях НВ в связи с нестационарностью характера развития волнового кризиса;
-усиления тряски вертолета;
-начала резкого роста мощности потребной для вращения НВ.
Следовательно большое число оборотов НВ ограничено сжимаемостью воздуха на азимуте У - 90° а малое число оборотов - срывом потока на азимуте Ч7» « 270°.
На вертолете Ка-26 используются два поршневых невысотных двигателя M-14B-26. Следовательно говоря о проверке методики выбора параметров соосного вертолета необходимо ориентироваться на соответствующий поршневой авиадвигатель. При этом не следует забывать и о результатах их летных испытаний:
-экономическая скорость горизонтального полета при увеличении высоты изменяется незначительно (вертолеты Ка-15 Ка-18 Ка-26) [13. 141;
-максимальная скорость горизонтального полета по мощности двигателя у вертолетов с высотными двигателями получается на расчетной высоте' у вертолетов с невысотными двигателями - у земли [
-с увеличением высоты полета максимальная скорость горизонтального полета уменьшается до экономической скорости на потолке вертолета.
Предварительные расчеты показывают что диапазон окружных скоростей НВ у земли для проектируемого вертолета составляет 180 200 мс.
Приведенные соображения по назначению окружной скорости НВ соосных вертолетов обусловлены применением на реальном вертолете двигателей M-14B-26 с учетом результатов их летных испытаний и не обязательны для вертолетов других схем.
Для проектируемого соосного вертолета величина окружной скорости НВ принята = 185 мс.
Одним из основных ограничений влияющих на выбор параметров корабельного вертолета является ограничение по габаритам в «сложенном» состоянии.
Ограничение по габаритам в значительной степени определяет взлетную массу диаметр НВ и мощность двигателей т.е. массовые геометрические и аэродинамические характеристики вертолета. Не случайно что корабельные вертолеты имеют наиболее высокую удельную нагрузку на ометаемую НВ площадь (например у вертолета Ка-32 р 600 Нм2).
Использование удельной нагрузки в качестве варьируемого параметра обуславливает для взлетной массы вертолета ряд значений радиуса лопастей несущей системы соответствующих удельным нагрузкам меньших и больших где n - число соосных вертолетов взятых за прототип.
Шаг значений принимается в зависимости от категории проектируемого вертолета. Например для вертолетов средней весовой категории [13] шаг может быть 50 100 Нм2 для легкой - 25 50 Нм2. Для вертолета класса Ка-26 шаг варьирования принят 50 Нм2 (140 190 240 290 340 Нм2). В данном случав за взята р = 240 Нм2 вертолета Ка-26.
Известно что полет вертолета на динамическом потолке и продолженный взлет выполняются на экономических скоростях. Экономические скорости на динамическом потолке и у земли можно получить пользуясь статистическими данными (табл. 3.3) [2 30].
Обозначение скорости
Режим продолженного взлета имеет смысл при числе двигателей в составе силовой установки вертолета не менее двух.
Как уже отмечалось в силовую установку вертолета Ка-26 входят два поршневых двигателя M-14B-26 которые не имеют чрезвычайного режима работы [8] используемого при продолженном взлете. Согласно работе [26] в этом случае принимается .
При расчетах располагаемой мощности НВ (мощность подводимая к НВ на расчетном режиме работы двигателей) необходимо учесть потери мощности двигателей на трение в главном редукторе вертолета потери гидравлические и на привод вентилятора.
Экипаж принят в составе одного человека с размещением летчика с левой стороны передней части носителя = 80 кг.
Согласно статистическим данным вертолет оснащается радиооборудованием электрооборудованием и приборным оборудованием (пилотажно-навигационные приборы приборы контроля силовой установки систем и агрегатов вертолета).
В работе [15] отмечается что легкие вертолеты часто не оснащаются гидроусилителями. Вместе с этим известно что в системах продольного поперечного и путевого управлений а также в управлении общим шагом НВ вертолета-прототипа установлены необратимые гидроусилители. Усилия на органах управления при отказе гидросистемы оказываются небольшими что позволяет управлять вертолетом на всех режимах полета.
Это явилось основанием для применения гидроусилителей в системе управления проектируемого вертолета при следующем допущении; относительные массы бустерной и «ручной» частей у соосного вертолета находятся в том же соотношении как и у одновинтового вертолета.
Вспомогательная силовая установка на вертолете-прототипе отсутствует. Системы запуска двигателей - воздушные. Подача воздуха на запуск каждого двигателя производится через электромагнитные краны включаемые нажатием кнопок зажигания.
По этой причине на проектируемом вертолете системы запуска двигателей воздушные. Распределительные устройства входят в комплектацию двигателей.
При вычислении наружного и внутреннего диаметров главного вала и относительной массы упругой муфты следует брать половинную нагрузку (мощность и крутящий момент) при оборотах до главного редуктора. При этом принимается:
-в соответствии с табл. 2.3 для легких вертолетов с ПД удельная масса упругих муфт глммкр « 00012 при М*р «
= 2700 Н»м для соосных вертолетов с ГТД средней весовой категории тм Мкр а 0002 при М*р = 340 Н-м;
-главные валы и полумуфты изготавливаются из легированной стали с б6 « 110 130 даНмм2 Ткр = (06 07) . Полумуфты разделены привулканизированными резиновыми вкладышами.
В результате расчетов получены следующие характеристики привода: В « 65 мм; d = 59 м; S « 3 мм; - 217;
* 10 при 1Ь « 650 мм и «Т * 420 Нмм2.
Выбор двигателей соосного вертолета производится как и для одновинтового по максимальной потребной приведенной мощности силовой установки с учетом окружной скорости и скорости полета V.
На вертолете-прототипе установлены как уже отмечалось два двигателя M-14B-26. Двигатель M-14B-26 относительно экономичен обладает хорошими перспективами по повышению мощности и ресурса создает равномерный крутящий момент имеет хорошую приемистость отработан в различных вариантах на самолетах Як-12 Як-18 «Вильга» и вертолетах Ка-15 Ка-15М Ка-18 Ка-26 и обладает рядом других достоинств. Но двигатели M-14B-26 не обеспечивают продолженного взлета вертолета Ка-26 с одним отказавшим двигателем из-за недостаточного запаса мощности [Ц>].
Для проектируемого вертолета с двигателями M-14B-26 энерговооруженность Н0тшх соответствующая* также не обеспечивает продолженного взлета с одним отказавшим двигателем. В этом плане наиболее нагруженным режимом следует считать висение вертолета на статическом потолке С N0rmjx ■ N Нст ). Следовательно для проектируемого вертолета характерными режимами являются:
-полет со скоростью V^*;
-полет на заданную дальность L ;
-висение на потолке Нст .
В этом заключается различие между зарубежным и отечественным вертолетным двигателестроением* Последнее заставляет «привязываться» к неоптимальному двигателю и подгонять под него проектируемый вертолет только потому что другого более подходящего двигателя нет.
При вычислении располагаемой мощности необходимо учесть потери мощности двигателей на трение в распределительном редукторе двигателя вертолета. Обычно эти потери оценивают коэффициентом использования мощности * N нв N^j.
На вертолете-прототипе распределительный редуктор имеет две ступени ha каждой из которых потери составляют 1 % от передаваемой мощности. Поэтому- 098 a NHB *
В некоторых случаях для соосных вертолетов с помощью коэффициента учитывают потери мощности на взаимное влияние винтов и на компенсацию обдувки вертолета индуктивным потоком. Например для вертолета-прототипа установлено что вредное сопротивление планера в индуктивном потоке составляет 25 % от тяги развиваемой винтом что эквивалентно коэффициенту потерь мощности двигателей на компенсацию обдувки §0ц =096. Следовательно с учетом потерь на обдувку планера располагаемая мощность силовой установки равна
Результаты вычисления потребных удельных приведенных мощностей для характерных режимов полета проектируемого вертолета и максимальной приведенной мощности даны в табл. 3.4.
Потребная удельная приведенная мощность несущей системы соответствующая минимальной взлетной массе вертолета (рис. 3.1) равна 00152 кВтН. Потребная мощность несущей системы при погрешности вычисления взлетной массы 6=2 # составляет Nn « * '00152 2982 -981 « 4446 кВт.
Суммарная располагаемая мощность силовой установки вертолета Ne = 188 325- 0736 = 450 кВт.
Таким образом с учетом всех потерь мощности силовая установка проектируемого вертолета из двух двигателей M-14B-26 обеспечивает выполнение наиболее нагруженных режимов полета кроме продолженного взлета.
Определение масс агрегатов и весовых групп вертолета соответствующих минимальной взлетной массе производится следующим образом:
)по результатам вычислений (табл. 3.4) строятся графики
)на построенных графиках откладывается значение р* (расчетное значение р» может не совпадать с р^ ) по которому определяется m «arp (6ес рр) ;
)по выражениям тагр(&елгр) - гр(6есгр)» вычисляются массы агрегатов весовых групп вертолета (табл.3.5).
Несмотря на ограниченность статистических материалов предлагаемая методика позволяет на ранних этапах проектирования выбрать все параметры соосного вертолета с достаточной точностью прогнозирования.
Точность прогнозирования определяется соответствием структуры весовых формул особенностям конструктивного исполнения агрегатов вертолета применяемым конструкционным материалам времени создания весовых формул и т.п. Над этим необходимо постоянно работать.
При вычислении масс агрегатов (весовых групп) проектируемого вертолета следует обращать особое внимание на соответствие их удельной нагрузки и удельной нагрузки* пр» которой определяется минимальная взлетная масса аппарата.
Рис. 3.1. Зависимость взлетной массы и энерговооруженности вертолета от удельной нагрузки р:
I.Исходные данные: прототип - вертолет Ка-26: = 80 кг; = 510 кг; = 160 кмч; L = 400 км;
II.Нулевое приближение взлетной массы:
Формулы для вычисления параметров относительных масс и коэффициентов при = 185 мс
Принятые коэффициенты
Удельная нагрузка р Нм2
Значения параметров относительных масс и коэффициентов
Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках:
Относительное (удельное) аэродинамическое сопротивление:
Экономическая скорость полета на динамическом потолке:
Относительные значения максимальной у земли и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета:
Допускаемые отношения коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:
Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:
Заполнение несущего винта для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
Минимально допустимое заполнение несущей системы (эквивалентного винта):
Расчетный коэффициент заполнения НВ:
Минимально необходимое расчетное количество лопастей:
Количество лопастей:
Коэффициент заполнения НВ:
Удельная дроссельная характеристика которая зависит от высоты статического потолка :
Потребная для висения удельная энерговооруженность вертолета:
Удельная дроссельная характеристика которая зависит от высоты динамического потолка :
Удельная дроссельная характеристика которая зависит от скорости полета :
Потребная для полета на динамическом потолке удельная энерговооруженность вертолета:
Удельная дроссельная характеристика которая зависит от высоты полета на :
Потребная для полета на удельная энерговооруженность вертолета:
Потребная удельная энерговооруженность вертолета:
Потребная мощность СУ:
Относительная масса оборудования:
Относительная масса фюзеляжа
Относительная масса шасси:
Относительная масса вертикального оперения:
Относительная масса горизонтального оперения:
Относительная масса ручного управления:
Относительная масса бустерного управления:
Относительная масса колонки НВ:
Относительная масса конструкции вертолета:
Относительные величины суммарных масс лопастей несущего винта:
- коэффициент учитывающий конструктивные особенности лопастей НВ.
Относительные величины суммарных масс втулок несущих винтов:
– коэффициенты учитывающий конструктивные особенности втулок НВ.
Относительная масса несущей системы:
При расчете массы топлива для полета на заданную дальность предполагается что типовой полет совершается на высоте = 500 м с крейсерской скоростью :
где коэффициент учитывающий 5%-ный навигационный запас топлива расход топлива на переходных режимах а также запас топлива на компенсацию возможных неточностей расчета 119.
= 981 мс2 – ускорение свободного падения.
кгВтч - удельный расход топлива на крейсерском режиме;
L = 400 м - дальность полета.
Относительная масса двигателей с системами:
= 04 кгкВт – коэффициент учитывающий увеличение массы силовой установки топливной системой
= 007 – коэффициент характеризующий увеличение массы силовой установки за счет кессонных баков
Относительная масса главного редуктора:
Относительная масса привода НВ:
Относительная масса трансмиссии:
Относительная масса силовой установки:
Окончание табл. 3.41)
Минимальная взлетная масса удельная нагрузка погрешность определения радиус HB соответствующий и
Погрешность вычисления
) В первом приближении вычисления взлетной массы вертолета принимается взлетная масса нулевого приближения; во втором - взлетная масса первого приближения; в третьем - взлетная масса второго приближения и т.д. Это особенность метода итераций.
) В числителе - результат первого приближения в знаменателе - второго.
Агрегаты (весовые группы) вертолета
Массы агрегатов (весовых групп) кг
проектируемого вертолета при
Вертикальное оперение
Горизонтальное оперение
Бустерное управление
Двигатели с системами
Несъемное оборудование
Взлетная масса вертолета
Для соосных вертолетов отличных от вертолета-прототипа табл. 3.5 изменяется (см. ниже) так как агрегаты (весовые группы) проектируемого вертолета массы которых вычисляются через уточняются в зависимости от выбора двигателей.
Массы агрегатов (весовых групп) проектируемого вертолета при (Нм2) кг
СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ
Авиационные зубчатые передачи и редукторы: Справочник
Под ред. Э.Б. Булгакова. - М.: Машиностроение 1981. - 37i с.
Авиация. Энциклопедия Под ред. Г.П. Свищева. - М.: ДАГИ 1994. - 763 с.
Базов Д.И. Аэродинамика вертолетов. Изд. 2-е перераб. и доп. - М-.: Транспорт 1972. - 184 с.
Баскин В.Э. Вильдгрубе Л.С. Вождаев Е.С. Мгйка-
пар Г.И. Теория несущего винта Под ред. А.К. Мартынова. - М.: Машиностроение 1973. - 363 с.
Богданов Ю.С.' Конструкция вертолетов. - М.: МАИ 1978.
Братухин И.П. Проектирование и конструкции вертолетов.
-М.: Оборонгиз'1955. - 360 с.
Вахитов А.Ф. Вертолет Ка-26. - М.: Транспорт 1973. - 168 с.
Вертолет Ка-26 Н.Ф. Суриков Г.И. Иоффе А.А. Дмитриев Е.Г Пак. - М.: Транспорт 1982. - 221 с.
Вертолет Ка-25. Техническое описана. В У1 кн. Кн. П. Конструкция вертолета. - М.: Машиностроение 1967. - 207 с.
Вильдгрубе Л.С. Вертолеты. Расчет лнтегральных аэродинамических характеристик и летно-технических данных. - М.: Машиностроение 1977. - 152 с.
Володко A.M. Основы аэродинамики и динамики полета вертолетов: Учеб. пособие для вузов. - М.: Транспорт 1988. -
Володко A.M. Основы летной эксплуатации вертолетов. Аэродинамика. - М.: Транспорт 1984. - 256 с.
Выбор параметров вертолета по критерию минимума взлетной массы: Учеб. пособие по курсу «Проектирование вертолетов» Л.И. Лосев. - Харьков: Харьк.авиац.ин-т 1991. - 80 е.
Яустрин Г.К. Кронштадтов В.В. Весовые характеристики вертолета я их предварительный расчет. - М.: Машиностроение 1978. - ПО с.
Легкие одно- и двухместные вертолеты и автожиры (по материалам иностранной печати). Обзор ОНТИ ЦАГП # 476 1976 -
Маслов А.Д. Приближенный метод расчета аэродинамических характеристик соосных несущих винтов. В кн.: Сборник научно-методических материалов по прикладным задачам аэромеханики. Выпуск I. Харьков: ХВВАИУ 1986. - 207 с.
Механические передачи вертолетов Бушмарин Л.Б. Дементьев П.П. Иоффе Г.И. и др. Под ред. В.Н. Кестельмана. - М.: Машиностроение 1983. - 120 с.
Нормы летной годности винтокрылых летательных аппаратов транспортной категории. Авиационные правила. Часть 29 М.: Межгос. авиац. комитет 1994. - 329 с.
Нормы летной годности гражданских вертолетов СССР. - М;: Мин-во авиац. промышленности Мин-во гражд. авиации 1971.
Пейн П.Р. Динамика и аэродинамика вертолета. - М.: Оборонгиз 1963. - 492 с.
Прокопенко С.Л. Аэродинамический расчет вертолета. Киев: КВИАВУ 1965. - 140 с.
Ромасевич В.Ф. Самойлов Г.А. Практическая аэродинамика вертолетов. - М.: Воениздат 1980. - 384 с.
Справочная книга по расчету самолета на прочность М.Ф. Астахов А.В. Караваев С.Я. Макаров Я.Я. Суздальцев. - М.: Оборонгиз 1954. - 708 с.
Статистические данные зарубежных вертолетов Обзор ОНТИЦАГИ. М. 1988. № 678. 431 с.
Теуш В.Л. Сидоров И.А. Общий курс воздушных винтов. - М.: Оборонгиз 1943. - 280 с.
Тищенко М.Н. Некрасов А.В. Радин А.С. Вертолеты. Выбор параметров при проектировании. - М.; Машиностроение 1976.
Шайдаков В.И. Игнаткин Ю.М. Маслов А.Д. Аэродинамические характеристики несущих винтов двухвинтовых вертолетов. - М.: МАИ 1983. - 40 с.
Шейнин В.М. Козловский В.И. Весовое проектирование и эффективность пассажирских самолетов: Справочник. Изд. 2-е пе- рераб. и доп. - М.: Машиностроение 1964. - 552 с.
Яцунович М.С. Практическая аэродинамика соосного вертолета. - М.: Транспорт 19Я5. - 219 с.
Леонид Иванович Лосев Виктор Иванович Рябков
Редактор Н. М. Сикульская Корректор Т. В. Савченко
Подписано в печать 14.06.99 Формат 60X84 Vie- Бум. офс. № 2. Офс. печ. Усл. печ. л. 56. Уч.-изд. л. 631. Т. 200 экз. Заказ 88. Цена свободная
Ротапринт типографии «ХАИ» 310070 Харьков-70 ул. Чкалова 17
Наиболее нагруженные режимы работы силовой установки вертолета соосной схемы
Висение вертолета на статическом потолке
Полет вертолета на динамическом потолке
Полет вертолета на максимальной скорости
Продолженный взлет вертолета один двигатель не работает второй — работает на чрезвычайной мощности
По рис 2 26 определяется коэффициент индукции
Вычисляется коэффициент индукции соосной схемы несущих винтов
Определяется экономическая скорость на динамическом потолке
Вычисляется характеристика режима полета .
По графику 9 рис 3.42 определяется коэффициент индукции .
Вычисляется коэффициент индукции соосной схемы несущих винтов .
Вычисляется коэффициент индукции .
Рассчитывается коэффициент индукции соосной схемы несущих винтов .
Определяется экономическая скорость на уровне земли (Н =0)
По рис 3.43 определяется эффективный угол атаки несущего винта .
Вычисляется характеристика режима .
По графику 9 рис 3 42 определяется коэффициент индукции .
Расчет по зависимости (3.87)
Вертолет соосной схемы. Стремление иметь небольшие размеры летательного аппарата всегда сопряжено с большей удельной нагрузкой.
Применительно к вертолетам учитывая ограничения по габаритам несущей системы последнюю компонуют по соосной схеме. Соосные вертолеты особенно корабельного базирования имеют наиболее высокую удельную нагрузку на ометаемую площадь эквивалентного винта.
Удельные нагрузки реализованные в соосных вертолетах составляют (в Нм2): Ка-25 — 358; Ка-26 — 240; Ка-126 Ка-128 — 222; Ка-226 — 229; Ка-27 Ка-29 — 544; Ка-31 — 618; Ка-32А — 544; Ка-50 — 577; Ка-115 — 254.
Учитывая что по соосной схеме построены вертолеты легкой и средней массовых категорий в качестве ограничений удельной нагрузки приняты р = 250 Нм2 и р =650 Нм2 соответственно.
Для обеспечения соответствия статистических данных исходным желательно придерживаться условного деления вертолетов по массовым категориям как это показано в табл. 1.3.
В табл. 1.4 дан образец деления вертолетов по массовым характеристикам которое принято за рубежом.
Средний транспортный
Основные параметры соосных вертолетов фирмы KAMOB
Максимальная скорость
Нагрузка на мощность
Удельная нагрузка на мощность двигательной установки
Относительное расстояние между втулками несущих винтов
Нагрузка на квадратный метр ометаемой несущим винтом площади p
Удельная нагрузка на ометаемую площадь
Диаметр несущего винта
Коэффициент заполнения несущей системы
Окружное число Маха
Площадь миделя фюзеляжа
Плечо вертикального оперения
Площадь среднего киля
Площадь руля направления на одной шайбе
Площадь одной шайбы
Относительная площадь руля направления
Угол установки шайб
Площадь стабилизатора
Угол установки стабилизатора
Угол установки руля высоты
Плечо стабилизатора
Удлинение стабилизатора
Путевой момент инерции
Максимальный угол отклонения руля направления град
Максимальное изменение дифференциального общего шага град
Передаточное отношение между рулем направления и изменением дифференциального общего шага iH
Тип характеристики вертолета (значения характеристик даны в табл. П.4.1 - П.4.3)
Масса пустого вертолета
Коэффициент весовой отдачи по полной нагрузке кпн
Крейсерская скорость
Статический потолок (без влияния "земли")
Динамический потолок НДИН (практический Нпр) м
Взлетная мощность двигателей
Энерговооруженность вертолета
Диаметр несущего винта (НВ)
Окружная скорость НВ
Коэффициент заполнения
Диаметр рулевого винта* (РВ)
Sikorsky Uses Harpoon to Solve Challenges of Coaxial Rotor Helicopter
When a company claims to have solved a challenge that has bedeviled its industry for years it must be ready to prove that its idea will really fly. And that quite literally is what Sikorsky Aircraft is prepared to do. A leader in the design and manufacture of advanced helicopters for commercial industrial and military use Sikorsky has used new technology to help significantly improve the performance of the conventional coaxial rotor a stacked pair of high-performance counter-rotating rotors. The company is now preparing to demonstrate its new coaxial rotor known as X2 Technology demonstrator* with the world of aviation as its audience. Sikorsky is also hard at work applying its X2 Technology solutions to practical aviation challenges as it perfects conceptual designs of two military heavy lift aircraft that employ the suite of X2 Technology solutions.
Two rotors are better than one
T. Alan Egolf an engineer and Supervisor of Aerodynamic Methodology at Sikorsky has worked with numerous coworkers on the effort to reengineer the conventional coaxial rotor. Egolf explains that “coaxial rotors have been in use for years and are currently manufactured by a few manufacturers.” Although the basic concept of stacked rotors presents a number of important advantages over a single-rotor design there are other challenges associated with coaxial rotor systems that have limited their use for high-speed applications.
Among the advantages coaxial rotors generally make for a more stable flight. When designing a single rotor helicopter engineers must ensure that the torque produced by the main rotor is offset by a tail rotor or vectored air. Otherwise the body of the aircraft will spin contrary to the direction of rotation of the main rotor—clearly a dangerous situation. In a coaxial design the stacked rotors turn in opposite directions offsetting one another’s torque to produce stable flight conditions.
Another design advantage is ground safety. Since coaxial-rotor helicopters do not require a tail rotor they are safer to approach while rotors are still in motion. This is a particularly important advantage for military applications where circumstances may not allow time to stop rotors before personnel approach or exit the aircraft.
Helicopters powered by coaxial rotors are also generally capable of higher speeds or able to bear greater weight than single-rotor aircraft. This superior performance is due to the sheer physics of how rotors work. Every conventional helicopter has a maximum speed at which it can no longer produce sufficient laterally balanced lift and maintain controllability on the rotor due to retreating blade stall.
While these same phenomena affect the individual rotors of coaxial designs the effects of one rotor are essentially canceled out by those of the other rotor allowing for higher do-not-exceed speeds that are limited more by engine power and design structural limits than by control issues.
Improved speed is exactly what Sikorsky has come up with in its current work. Speaking about the direction of the company’s current work with X2 Technology systems Egolf explains that “Sikorsky is working on two different coaxial rotor concepts under conceptual design studies for the government. Currently we’re working on the X2 Technology Crane (X2C) and the X2 Technology High-Speed Lifter (X2HS).”
The X2C is intended to lift exceptionally heavy external loads while the X2 HS can take full advantage of coaxial rotors’ high performance to move heavy loads or troops stowed internally at high speeds. .
Advantages and challenges
Of course with coaxial rotors’ great advantages come engineering challenges. The hub on which the rotors are mounted is complex since it bears two rotors that turn in opposite directions around the rotor shaft. In addition to designing a mechanically efficient hub designers also must take into consideration the drag and lift properties of the assembly just as they do for every other part of the craft. This is because the hub drag of a coaxial system is more than that of a single main rotor hub.
To assess the highly sensitive area of the rotor hub and the pylon which is the housing directly beneath the rotors the team is using CFD methods that use high-resolution FLUENT meshes to achieve the highly accurate calculations that are necessary for even the most preliminary work on this area of the helicopter. While this accuracy is critical for the hub and pylon it is too time consuming and expensive to be practical in the preliminary design of many other areas of the helicopter.
For all but the most sensitive areas engineers throughout the industry generally derive needed calculations from panel methods during the preliminary stages of design. But while using panel methods is reasonably fast and inexpensive it also allows a considerable amount of the engineer’s subjectivity and speculation to creep into the calculations. That’s because panel methods cannot account for flow separation or lift without user-selected models of these phenomena.
Automatic grid generation adds efficiency and savings
Always looking to improve on their design and engineering process—particularly through the use of new technology—Sikorsky has adopted a new method for much of its preliminary design work that allows them to tap the power of CFD methods in a fast and cost-effective manner.
As Egolf and his colleagues assess the aerodynamic characteristics of the two conceptual X2 Technology aircraft they’re drawing on Harpoon an automatic grid generation tool from Sharc to help support and improve the design process. By combining Harpoon-generated grids with FLUENT the team is studying the fuselage aerodynamics for the two conceptual X2 Technology aircraft.
“The value of Harpoon” says Egolf “is that it provides a very quick grid adequate for the level of fidelity of prediction that we’re interested in to support our preliminary design work.
” While the Harpoon grids are somewhat lower fidelity than the grids used in later design stages they are cost-effective and provide quick results that when combined with FLUENT are far superior to traditional panel methods. “During this preliminary design phase” Egolf notes “this is an acceptable trade off for us in cost vs. fidelity.”
Harpoon has saved the engineering team considerable time and as a result money. “If the designer changes something” says Egolf “we want to be able to regrid quickly—which Harpoon allows us to do—and get results in a timely manner so we can have an impact on our schedule.”
Sikorsky has taken advantage of Harpoon’s speed and cost-effectiveness in a number of areas. In addition to using Harpoon to understand the aerodynamics of a fuselage and refine its design Egolf and his colleagues have also used Harpoon to study the interactions of the fuselage flowfield with other components of the aircraft such as the engines. Early in the program CFD solutions based on Harpoon grids indicated significant problems with the sizing of airflow inlets and exits. The discovery allowed engineers to catch the problem early on and redesign portions of the fuselage accordingly.
Later in the program higher-fidelity CFD simulations indicated that some additional refinements to the inlet design were needed. Instead of immediately rerunning the more costly and time-consuming high-fidelity CFD simulations once the redesign was completed the engineers used Harpoon to run a quick study on the air inlets and check the impact of the redesign. Just two hours after receiving the redesigned fuselage parts the engineers had an answer as to whether the new design was effective.
Pursuing Harpoon’s time- and cost-saving advantages has made a significant difference in Sikorsky’s work on the two conceptual X2 Technology aircraft. Of course the use of the latest computer technology is certainly nothing new at Sikorsky. An ongoing pursuit of the best technology available helps explain how Sikorsky has succeeded thus far in producing some of the world’s finest aircraft. And it’s also part of the company’s plans to continue to raise the bar in the world of helicopter aviation.
*X2 Technology is a trademark of Sikorsky Aircraft Corporation.
The Man Behind the Machine
If the name Sikorsky sounds familiar that’s because engineer Igor Sikorsky was the inventor of the helicopter as we know it. Read more about his work and the evolution of the helicopterhere.
Igor Sikorsky drewinspirationfrom those before him including Leonardo da Vinci the Renaissance genius whose sketches show early conceptions of a helicopter-like flying machine.
Harpoon gr fuselage with surface pressures and iso-surfaces of total pressure
Harpoon gr fuselage with surface pressures and streamlines
X2 Demonstrator side view
X2 Demonstrator "flying
Алгоритмы и программы расчетов при проектировании вертолетов. М.: Изд-во МАИ 1978.
Братухин И. П. Перелыгин С. И. Выбор основных параметров вертолета соосной схемы. Учебное пособие. М.: Изд-во МАИ 1980.
Вильдгрубе Л. С. Вертолеты. Расчет интегральных аэродинамических характеристик и летно-технических данных. «Машиностроение» 1977.
Вильдгрубе Л. С. Приближенные методы аэродинамического расчета вертолетов. Труды ЦАГИ 1974 вып. 1576.
Лосев Л.И. Рябков В.И. Выбор параметров соосного вертолета по критерию минимума взлетной массы. Учеб. пособие по курсу «Проектирование вертолетов». – Харьков: Гос. аэрокосмический ун-т «Харьк. авиац. ин-т» 1999.
Кривцов B.C. Карпов Я.С. Лосев Л.И. Проектирование вертолетов. Учебник. - Харьков: Нац. аэрокосм ун-т «Харьк. авиац. ин-т» 2003.
Фролов К.В. (гл. ред.). Машиностроение. Том IV-21. Самолёты и вертолёты. Книга 2. Проектирование конструкции и системы самолетов и вертолетов. - М.: Машиностроение 2004.
Братухин Перелыгин С. И.
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ВЕРТОЛЕТА СООСНОЙ СХЕМЫ
Ответственный за выпуск Зубрицкий А. С.
РедакторЗубрицкий А. С.
КорректорыЗубрицкий А. С.
Художник обложки Зубрицкий А. С.
ЛР № от Подписано к печати
Формат 60Х84 Бумага офсетная
Офсетная печать. Усл.п.л.- Уч.-изд.л.-
Южного Федерального Университета в г. Таганроге
ГСП 17 А Таганрог 28 Некрасовский 44
ГСП 17 А Таганрог 28 Энгельса 1
[1] Соосный винт заменяется одиночным несущим винтом имеющим двойное заполнение [1].

Таблица характеристик вертолетов соосной схемы.doc

Параметры и характеристики вертолетов
Тип производства (опытное или серийное)
Летно-технические данные
Крейсерская скорость
Экономическая скорость
(без влияния «земли»)
Динамический потолок (практический)
Продолжительность полета
Окружная скорость концов лопастей
толкающего тянущего винта
Массовые характеристики
Нормальная взлетная масса
Максимальная взлетная масса
Масса пустого вертолета
Масса полной нагрузки
Масса целевой нагрузки:
- масса груза со швартовкой и сопровождающими лицами (масса перевозимого груза);
Масса коммерческой нагрузки
- масса пассажиров (или больных с медицинским персоналом);
количество пассажиров
- почта и прочий груз
Масса служебной нагрузки:
количество членов экипажа
Данные силовой установки
Количество двигателей
Взлетная мощность двигателя в условиях МСА при V = 0
Удельный расход топлива
Геометрические данные
Диаметр (радиус) несущего винта
Диаметр (радиус) толкающего винта
Хорда лопасти несущего винта
Хорда лопасти толкающего винта
Плечо толкающего винта
Плечо вертикального оперения
Расстояние между втулками НВ
Площадь ометаемая несущими винтами
Площадь среднего киля
Площадь одной шайбы (Площадь вертикального оперения)
Площадь руля направления на одной шайбе
Площадь стабилизатора
Площадь миделя фюзеляжа
Производные величины
Удельная нагрузка на площадь ометаемую несущим винтом
Удельная нагрузка на мощность
Энерговооруженность вертолета
Энергетическое качество
(Характеристика летучести)
Окружное число Маха
Коэффициент заполнения несущей системы
Коэффициент заполнения толкающего винта
Удлинение лопасти несущего винта
Удлинение лопасти толкающего винта
Удлинение стабилизатора
Сужение лопасти несущего винта
Сужение лопасти толкающего винта
Весовая отдача по полной нагрузке
Коэффициент массовой отдачи
Относительная масса пустого вертолета
Относительная масса топлива
Относительный диаметр толкающего винта
Относительное расстояние между втулками НВ
Относительная площадь стабилизатора
Относительная площадь крыла
Относительная площадь киля
Параметр коэффициент статического момента ВО
Параметр коэффициент статического момента ГО
Конструктивные особенности*
Шасси: полозковое (П) колесное (К): база (с = ) колея (В = ).
ГлР - главный редуктор: передачи - зубчатая (Зб) комбинированная (К = ременная+зубчатая).
Управление: жесткое (Ж) тросовое (Т) смешанное (С) безбустерное (ББ) бустерное (Б).
Автомат перекоса (А.п.): кольцевого типа (К) типа “паук” (П).
Сечение лонжерона лопасти: стальная труба дюралюминиевая труба по форме носка профиля из дюралюминиевого сплава; по форме носка профиля из композитных материалов (КМ).
Хвостовая балка (ХБ) из трубы (О) моноблочной конструкции (М).
ЦЧФ ферменной (Ф) или моноблочной конструкции (М).

Центровка.cdw