ВВЕДЕНИЕ
Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость.
Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов.
На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс.
Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематические расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем.
На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами
В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине "Проектирование вертолетов".
1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения
где - масса полезного груза, кг;
Масса экипажа, кг.
Дальность полета
2. Расчет параметров несущего винта вертолета
2.1 Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:
где - взлетная масса вертолета, кг;
g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с 2;
p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,
=3,14.
Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p = 280
Принимаем радиус несущего винта равным R = 7.9
Угловая скорость , с -1, вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости R концов лопастей, которая зависит от взлетной массы вертолета и составили R = 232 м/с.
С -1.
Об/мин.
2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках
2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:
Где S э = 2.5
Рассчитывается значение экономической скорости у земли V з , км/час:
где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.
Км/час.
Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке V дин , км/час:
где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.
Км/час.
2.4 Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета:
где V max =250 км/час и V дин =182.298 км/час - скорости полета;
R =232 м/с - окружная скорость лопастей.
2.5 Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:
при
2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:
2.7 Расчет заполнения несущего винта:
Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
В качестве расчетной величины заполнения несущего винта принимается наибольшее значение из Vmax и V дин :
Принимаем
Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта будет равны:
Где zл -число лопастей несущего винта(zл =3)
2.8 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения:
где Sф -площадь горизонтальной проекции фюзеляжа;
S го -площадь горизонтального оперения.
S ф =10 м 2;
S го =1.5 м 2.
3. Расчет мощности двигательной установки вертолета.
3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке:
Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле:
где N H ст - потребная мощность, Вт;
m 0 - взлетная масса, кг;
g - ускорение свободного падения, м/с 2;
p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м 2;
ст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;
0 - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения ( 0 =0.75);
Относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения :
3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости
Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле:
где - окружная скорость концов лопастей;
Относительная эквивалентная вредная пластинка;
I э - коэффициент индукции, определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:
При км/ч,
При км/ч.
3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:
где дин - относительная плотность воздуха на динамическом потолке,
V дин - экономическая скорость вертолета на динамическом потолке,
3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете
Удельная мощность , необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:
где - экономическая скорость у земли,
3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета
3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке равна:
где - удельная дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка H ст и рассчитывается по формуле:
0 - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения, значение которого зависит от взлетной массы вертолета m 0 :
При m 0 < 10 тонн
При 10 25 тонн
При m 0 > 25 тонн
3.5.2 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости равна:
где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,
Дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета V max :
3.5.3 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью V дин равна:
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,
и - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета V дин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:
3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете равна:
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,
Степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы,
n =2 - количество двигателей вертолета.
3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки
Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается максимальной значение удельной приведенной мощности:
Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:
где m 0 1 - взлетная масса вертолета,
g = 9.81 м 2/с - ускорение свободного падения.
Вт,
3.6 Выбор двигателей
Принимаем два турбовальных двигателя ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) общей мощность каждого N =1,405 10 6 Вт
Двигатель ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) предназначен для установки на вертолеты новых поколений, а также для замены двигателей на существующих вертолетах для повышения их летно-технических характеристик. Он создан на базе серийного сертифицированного двигателя ТВ3-117ВМА и производится на ФГУП «Завод имени В.Я. Климова».
4. Расчет массы топлива
Для расчета массы топлива, обеспечивающей заданную дальность полета, необходимо определить крейсерскую скорость V кр . Расчет крейсерской скорости выполняется методом последовательных приближений в следующей последовательности:
а) принимается значение крейсерской скорости первого приближения:
км/час;
б) рассчитывается коэффициент индукции I э :
При км/час
При км/час
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 V кр 1 , 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 V кр 1 , она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения . Затем расчет повторяется с пункта б) и заканчивается при условии .
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:
При кВт;
При кВт.
Кг/Вт час,
Масса топлива затрачиваемого на полет m т будет равна:
где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости,
Крейсерская скорость,
L - дальность полета.
5. Определение массы узлов и агрегатов вертолета.
5.1 Масса лопастей несущего винта определяется по формуле :
где R - радиус несущего винта,
- заполнение несущего винта,
Кг,
5.2 Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле :
где k вт - весовой коэффициент втулок современных конструкций,
k л - коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.
В расчете можно принять:
Кг/кН,
следовательно, в результате преобразований мы получи:
Для определения массы втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу N цб (в кН):
КН,
кг.
5.3 Масса системы бустерного управления , в которую входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом рассчитывается по формуле:
где b - хорда лопасти,
k бу - весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м 3.
Кг.
5.4 Масса системы ручного управления :
где k ру - весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м.
Кг.
5.5 Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле:
где k ред - весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм) 0,8.
Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта :
где 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m 0 :
При m 0 < 10 тонн
При 10 25 тонн
При m 0 > 25 тонн
Н м,
Масса главного редуктора:
Кг.
5.6 Для определения массы узлов привода рулевого винта рассчитывается его тяга T рв :
где M нв - крутящий момент на валу несущего винта,
L рв - расстояние между осями несущего и рулевого винтов.
Расстояние между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора между концами их лопастей:
где - зазор, принимаемый равным 0,15…0,2 м,
Радиус рулевого винта, который в зависимости от взлетной массы вертолета составляет:
При т,
При т,
При т.
Мощность N рв , расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле:
где 0 - относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.
Вт,
Крутящий момент M рв , передаваемый рулевым валом, равен:
Н м,
где - частота вращения рулевого вала,
с -1,
Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, Н м, при частоте вращения n в = 3000 об/мин равен:
Н м,
Масса m в трансмиссионного вала:
где k в - весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм) 0,67.
Масса m пр промежуточного редуктора равна:
где k пр - весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм) 0,8.
Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:
где k хр - весовой коэффициент для хвостового редуктора, значение которого равно 0,105 кг/(Нм) 0,8
кг.
5.7 Масса и основные размеры рулевого винта рассчитываются в зависимости от его тяги T рв .
Коэффициент тяги C рв рулевого винта равен:
Заполнение лопастей рулевого винта рв рассчитывается так же, как для несущего винта:
где - допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта.
Длина хорды b рв и относительное удлинение рв лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам:
где z рв - число лопастей рулевого винта.
Масса лопастей рулевого винта m лр рассчитывается по эмпирической формуле:
Значение центробежной силы N цбр , действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки,
Масса втулки рулевого винта m втр рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:
где N цб - центробежная сила, действующая на лопасть,
k вт - весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН 1,35
k z - весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле:
5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета
Удельная масса двигательной установки вертолета дв рассчитывается по эмпирической формуле:
где N - мощность двигательной установки.
Масса двигательной установки будет равна:
кг.
5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета
Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле:
где S ом - площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по формукле:
М 2,
m 0 - взлетная масса первого приближения,
k ф - коэффициент, равный 1,7.
кг,
Масса топливной системы:
где m т - масса затрачиваемого на полет топлива,
k тс - весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09.
Кг,
Масса шасси вертолета равна:
где k ш - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси:
Для не убираемого шасси,
Для убираемого шасси.
кг,
Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле:
где L рв - расстояние между осями несущего и рулевого винтов,
z л - число лопастей несущего винта,
R - радиус несущего винта,
л - относительное удлинение лопастей несущего винта,
k пр и k эл - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования, значения которых равны:
кг,
Масса прочего оборудования вертолета:
где k пр - весовой коэффициент, значение которого равно 2.
кг.
5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения
Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:
Взлетная масса вертолета второго приближения m 02 будет равна сумме:
где m т - масса топлива,
m гр - масса полезного груза,
m эк - масса экипажа.
кг,
6. Описание компоновки вертолета
Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и двухопорными лыжами. Фюзеляж вертолета каркасной конструкции, состоит из носовой и центральной частей, хвостовой и концевой балок. В носовой части размещена двухместная кабина экипажа, состоящего их двух летчиков. Остекление кабины обеспечивает хороший обзор, правый и левый сдвижные блистеры снабжены механизмами аварийного сбрасывания. В центральной части размещена кабина размерами 6.8 х 2.05 х 1.7м, и центральной сдвижной дверью размерами 0.62 х 1.4м с механизмом аварийного сбрасывания. Грузовая кабина рассчитана на перевозку грузов массой до 2т и снабжена откидными сиденьями для 12 пассажиров, а также узлами для крепления 5 носилок. В пассажирском варианте в кабине размещены 12 кресел, установленных с шагом 0.5м и проходом 0.25м; а в задней части сделан проем под заднюю входную дверь, состоящую из двух створок.
Хвостовая балка клепаной конструкции балочно-стрингерного типа с работающей обшивкой, снабжена узлами для крепления управляемого стабилизатора и хвостовой опоры.
Стабилизатор размером 2.2м и площадью 1.5м 2 с профилем NACA 0012 однолонжеронной конструкции, с набором нервюр и дюралюминиевой и полотняной обшивкой.
Двухопорные, лыжи, передняя опора самоориентирующаяся, размерами 500 х 185мм, главные опоры форменного типа с жидкостно-газовыми двухкамерными амортизаторами размерами 865 х 280мм. Хвостовая опора состоит из двух подкосов, амортизатора и опорной пяты; колея лыж 2м, база лыжи 3.5м.
Несущий винт с шарнирным креплением лопастей, гидравлическими демпферами и маятниковыми гасителями колебаний, установлен с наклоном вперед 4° 30". Цельнометаллические лопасти состоят из прессованного лонжерона из алюминиевого сплава АВТ-1, упрочненного наклепом стальными шарнирами на вибростенде, хвостового отсека, стального наконечника и законцовки. Лопасти имеют прямоугольную форму в плане с хордой 0.67 м и профилями NACA 230 и геометрической круткой 5%, окружная скорость концов лопастей 200м/с, лопасти снабжены визуальной системой сигнализации о повреждении лонжерона и электротепловым противообледенительным устройством.
Рулевой винт диаметром 1,44м трехлопастный, толкающий, с втулкой карданного типа и цельнометаллическими лопастями прямоугольной формы в плане, с хордой 0.51м и профилем NACA 230M.
Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД со свободной турбиной ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3)Санкт-Петербургского НПО им. В.Я.Климова общей мощности каждого N=1405 Вт, установленных сверху фюзеляжа и закрытых общим капотом с открывающимися створками. Двигатель имеет девятиступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания кольцевого типа и двухступенчатую турбину.Двигатели снабжены пылезащитными устройствами.
Трансмиссия состоит из главного, промежуточного и хвостового редукторов, валов тормоза, несущего винта. Главный редуктор ВР-8А трехступенчатый, обеспечивает передачу мощности от двигателей, к несущему винту, рулевому винту и вентилятору для охлаждения, маслорадиаторов двигателей и главного редуктора; общая емкость маслосистемы 60кг.
Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой.и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем. Четырехканальный автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте. Основная гидравлическая система обеспечивает питание всех гидроагрегатов, а дублирущая, - только гидроусилителей.
Система отопления и вентиляции обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров, противообледенительная система защищает от обледенения лопасти несущего и рулевого винтов, передние стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.
Оборудование для полетов по приборам в сложных метеорологических условиях днем и ночью включает два авиагоризонта, два указателя частоты вращения НВ, комбинированную курсовую систему ГМК-1А, автоматический радиокомпас, радиовысотомер РВ-3.
Связное оборудование включает командные УКВ-радиостанции Р-860 и Р-828, связные КВ-радиостан-ции Р-842 и "Карат", самолетное переговорное устройство СПУ-7.
7. Расчет центровки вертолета
Таблица 1. Центровочная ведомость пустого вертолета
Наименование агрегата | Масса агрегата, m i , кг | Координата x i центра масс агрегата, м | Статический момент агрегата М хi | Координата y i центра масс агрегата, м | Статический момент агрегата М yi | |
1 Несущий винт | ||||||
1.1 Лопасти | ||||||
1.2 Втулка | ||||||
2 Система управления | ||||||
2.1 Система бустерного управления | ||||||
2.2 Система ручного управления | ||||||
3 Трансмиссия | ||||||
3.1 Главный редуктор | ||||||
3.2 Промежуточный редуктор | ||||||
3.3 Хвостовой редуктор | ||||||
3.4 Трансмиссионный вал | ||||||
4 Рулевой винт | ||||||
4.1 Лопасти | ||||||
4.2 Втулка | ||||||
5 Двигательная установка | ||||||
6 Топливная система | ||||||
7 Фюзеляж | ||||||
7.1 Носовая часть (15 %) | ||||||
7.2 Средняя часть (50 %) | ||||||
7.3 Хвостовая часть (20 %) | ||||||
7.4 Крепление редуктора (4 %) | ||||||
7.5 Капоты (11 %) | ||||||
8.1 Главное (82 %) | ||||||
8.2 Переднее (16 %) | ||||||
8.3 Хвостовая опора (2 %) | ||||||
9 Электрооборудование | ||||||
10 Оборудование | ||||||
10.1 Приборы в кабине (25%) | ||||||
10.2 Радиооборудование (27 %) | ||||||
10.3 Гидрооборудование (20 %) | ||||||
10.4 Пневмооборудование (6 %) | ||||||
Рассчитываются статические моменты М сх i и М су i относительно координатных осей:
Координаты центра масс всего вертолета рассчитываются по формулам:
Таблица 2. Центровочная ведомость с максимальной нагрузкой
Таблица 3. Центровочная ведомость с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой
Координаты центра масс пустого вертолета: x0 =-0,003; y0 =-1,4524;
Координаты центра масс с максимальной нагрузкой : x0 =0,0293; y0 =-2,0135;
Координаты центра масс с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагру зкой: x 0 =-0,0678; y 0 = -1,7709.
Заключение
В данном курсовом проекте проведены расчеты взлетной массы вертолета, массы его узлов и агрегатов, а также компоновка вертолета. В процессе компоновки уточнили центровку вертолета, расчету которой предшествует составление весовой сводки на основе весовых расчетов агрегатов и силовой установки, ведомостей оборудования, снаряжения, грузов и т.д. Целью проектирования является определение оптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований.
Введение
Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость.
Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов.
На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс.
Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематические расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем.
На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами
В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине "Проектирование вертолетов".
1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения
- масса полезного груза, кг;
-масса экипажа, кг.
-дальность полета
кг.
2. Расчет параметров несущего винта вертолета
2.1Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:
,
- взлетная масса вертолета, кг;
g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с 2 ;
p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,
p =3,14.
Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p = 280
м.
Принимаем радиус несущего винта равным R = 7.9
Угловая скорость w , с -1 , вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости w R концов лопастей, которая зависит от взлетной массы
вертолета и составили w R = 232 м/с.
с -1
.
об/мин.
2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках
2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь
эквивалентной вредной пластинки: , где S э = 2.5
Рассчитывается значение экономической скорости у землиV з , км/час:
,
где I
км/час.Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолкеV дин , км/час:
,
где I = 1,09…1,10- коэффициент индукции.
км/час.2.4Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолкескоростей горизонтального полета:
,
,
где V max =250 км/час и V дин =182.298 км/час - скорости полета;
w R =232 м/с - окружная скорость лопастей.
2.5Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:
припри
2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:
,
,
,
.
2.7 Расчет заполнения несущего винта:
Заполнение несущего винта s рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
; 
. В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается наибольшее значение из s Vmax и s V дин .
IПодъемная сила и тяга для поступательного движения у вертолета создаются при помощи несущего винта. Этим он отличается от самолета и планера, у которых подъемная сила при движении в воздухе создается несущей поверхностью - крылом, жестко соединенным с фюзеляжем, а тяга - воздушным винтом или реактивным двигателем (рис. 6).
В принципе полета самолета и вертолета можно провести аналогию. В том и другом случае подъемная сила создается за счет взаимодействия двух тел: воздуха и летательного аппарата (самолета или вертолета).
По закону равенства действия и противодействия следует, что с какой силой летательный аппарат действует на воздух (вес или земное притяжение), с такой же силой воздух действует на летательный аппарат (подъемная сила).
При полете самолета происходит следующее явление: набегающий встречный поток воздуха обтекает крыло и за крылом скашивается вниз. Но воздух представляет собой неразрывную, достаточно вязкую среду, и в этом скашивании участвует не только слой воздуха, находящийся в непосредственной близости от поверхности крыла, но и соседние слои его. Таким образом, при обтекании крыла за каждую секунду скашивается вниз назад довольно значительный объем воздуха, приблизительно равный объему цилиндра, у которого сечением является круг диаметром, равным размаху крыла, а длина - скорость полета в секунду. Это есть не что иное, как секундный расход воздуха, участвующего в создании подъемной силы крыла (рис. 7).
Рис. 7. Объем воздуха, участвующего в создании подъемной силы самолета
Из теоретической механики известно, что изменение количества движения за единицу времени равно действующей силе:
где Р - действующая сила;
в результате взаимодействия с крылом самолета. Следовательно, подъемная сила крыла будет равна секундному приросту количества движения по вертикали в уходящей струе.
и - скорость скоса потока за крылом по вертикали в м/сек. Точно так же можно выразить полную аэродинамическую силу несущего винта вертолета через секундный расход воздуха и скорость скоса потока (индуктивную скорость уходящей струи воздуха).Вращающийся несущий винт сметает поверхность, которую можно представить себе как несущую, аналогичную крылу самолета (рис. 8). Воздух, протекающий через поверхность, сметаемую несущим винтом, в результате взаимодействия с вращающимися лопастями отбрасывается вниз с индуктивной скоростью и. В случае горизонтального или наклонного полета воздух притекает к поверхности, сметаемой несущим винтом под некоторым углом (косая обдувка). Как и у самолета, объем воздуха, участвующего в создании полной аэродинамической силы несущего винта, можно представить в виде цилиндра, у которого площадь основания равна площади поверхности, сметаемой несущим винтом, а длина - скорости полета, выраженной в м/сек.
При работе несущего винта на месте или в вертикальном полете (прямая обдувка) направление воздушного потока совпадает с осью несущего винта. В этом случае воздушный цилиндр будет расположен вертикально (рис. 8, б). Полная аэродинамическая сила несущего винта выразится как произведение массы воздуха, протекающего через поверхность, сметаемую несущим винтом за одну секунду, на индуктивную скорость уходящей струи:
индуктивная скорость уходящей струи в м/сек. Необходимо оговориться, что в рассмотренных случаях как для крыла самолета, так и для несущего винта вертолета за индуктивную скорость и принимается индуктивная скорость уходящей струи на каком-то удалении от несущей поверхности. Индуктивная скорость струи воздуха, возникающая на самой несущей поверхности имеет в два раза меньшую величину.Такое толкование происхождения подъемной силы крыла или полной аэродинамической силы несущего винта не является совершенно точным и справедливо только в идеальном случае. Оно лишь принципиально правильно и наглядно объясняет физический смысл явления. Здесь же уместно отметить одно очень важное обстоятельство, вытекающее из разобранного примера.
Если полная аэродинамическая сила несущего винта выражается как произведение массы воздуха, протекающего через поверхность, ометаемую несущим винтом, на индуктивную скорость, а объем этой массы есть цилиндр, у которого основанием является площадь поверхности, ометаемой несущим винтом, и длиной - скорость полета, то совершенно ясно, что для создания тяги постоянной величины (например, равной весу вертолета) при большей скорости полета, а значит, и при большем объеме отбрасываемого воздуха, требуется меньшая индуктивная скорость и, следовательно, меньшая мощность двигателя.
Наоборот, для поддержания вертолета в воздухе при “висении” на месте требуется больше мощности, чем во время полета с некоторой поступательной скоростью, при которой имеет место встречный поток воздуха за счет движения вертолета.
Иными словами, при затрате одной и той же мощности (например, номинальной мощности двигателя) в случае наклонного полета с достаточно большой скоростью можно достичь большего потолка, чем при вертикальном подъеме, когда общая скорость перемещения
вертолета меньше, чем в первом случае. Поэтому у вертолета имеется два потолка: статический , когда высота набирается в вертикальном полете, и динамический , когда высота набирается в наклонном полете, причем динамический потолок всегда выше статического .В работе несущего винта вертолета и воздушного винта самолета есть много общего, но имеются и принципиальные отличия, о которых будет сказано дальше.
Сравнивая их работу, можно заметить, что полная аэродинамическая сила, а следовательно, и тяга несущего винта вертолета, являющаяся составляющей силы
R в направлении оси втулки, всегда больше (в 5-8 раз) при одинаковой мощности двигателя и одинаковом весе летательных аппаратов за счет того, что диаметр несущего винта вертолета в несколько раз больше диаметра воздушного винта самолета. При этом скорость отбрасывания воздуха у несущего винта меньше, нежели скорость отбрасывания у воздушного винта.Величина тяги несущего винта в очень большой степени зависит от его диаметра
D и числа оборотов. При увеличении диаметра винта в два раза тяга его увеличится приблизительно в 16 раз, при увеличении числа оборотов вдвое тяга увеличится приблизительно в 4 раза. Кроме того, тяга несущего винта зависит также от плотности воздуха ρ, угла установки лопастей φ (шага несущего винта), геометрических и аэродинамических характеристик данного винта, а также от режима полета. Влияние последних четырех факторов выражается обычно в формулах тяги воздушного винта через коэффициент тяги а т . .Таким образом, тяга несущего винта вертолета будет пропорциональна:
- коэффициенту тяги ............. α rНеобходимо отметить, что на величину тяги при полетах у земли оказывает влияние так называемая “воздушная подушка”, благодаря чему вертолет может оторваться от земли и подняться на несколько метров при затрате мощности меньшей, чем та, которая необходима для “висения” на высоте 10-15 м. Наличие “воздушной подушки” объясняется тем, что воздух, отбрасываемый винтом, ударяется о землю и несколько поджимается, т. е. увеличивает свою плотность. Влияние “воздушной подушки” особенно сильно сказывается при работе винта у земли. За счет поджатия воздуха тяга несущего винта в этом случае, при одной и той же затрате мощности, увеличивается на 30-
40%. Однако с удалением от земли это влияние быстро уменьшается, а при высоте полета, равной половине диаметра винта, “воздушная подушка” увеличивает тягу только на 15- 20%. Высота “воздушной подушки” приблизительно равна диаметру несущего винта. Далее прирост тяги исчезает.Для грубого расчета величины тяги несущего винта на режиме висения пользуются следующей формулой:
коэффициент, характеризующий аэродинамическое качество несущего винта и влияние “воздушной подушки”. В зависимости от характеристик несущего винта величина коэффициента а при висении у земли может иметь значения 15 - 25.Несущий винт вертолета обладает исключительно важным свойством - способностью создавать подъемную силу на режиме самовращения (авторотации) в случае остановки двигателя, что позволяет вертолету совершать безопасный планирующий или парашютирующий спуск и посадку.
Вращающийся несущий винт сохраняет необходимое число оборотов при планировании или парашютировании, если его лопасти будут переведены на небольшой угол установки
(l--5 0) 1 . При этом сохраняется подъемная сила, обеспечивающая спуск с постоянной вертикальной скоростью (6-10 м/сек), с последующим уменьшением ее при выравнивании перед посадкой до l--1,5 м/сек.В работе несущего винта в случае моторного полета, когда мощность от двигателя передается на винт, и в случае полета на режиме самовращения, когда энергию для вращения винта он получает от встречной струи воздуха, имеется существенное отличие.
В моторном полете встречный воздух набегает на несущий винт сверху или сверху под углом. При работе винта на режиме самовращения воздух набегает на плоскость вращения снизу или под углом снизу (рис. 9). Скос потока за несущим винтом в том и другом случае будет направлен вниз, так как индуктивная скорость согласно теореме о количестве движения будет направлена прямо противоположно тяге, т. е. приближенно вниз по оси несущего винта.
Здесь речь идет об эффективном угле установки в отличие от конструктивного.ФИЗИКА НЕСУЩЕГО ВИНТА
Великолепная машина - вертолет! Замечательные качества делают ее незаменимой в тысячах случаев. Только вертолет способен вертикально взлетать и садиться, неподвижно висеть в воздухе, двигаться боком и даже хвостом вперед.
Отнуда такие замечательные возможности? Какова физика его полета7 Попытаемся кратко ответить на эти вопросы.
Винт вертолета создает подъемную силу. Лопасти винта - это те же нрылья. Установленные под определенным углом к горизонту, они в потоке набегающего воздуха ведут себя подобно крылу: под нижней плоскостью лопастей возникает давление, над ней - разрежение. Чем больше эта разница, тем больше подъемная сила. Когда подъемная сила превышает вес вертолета, он взлетает, если же дело происходит наоборот - вертолет снижается.
Если на самолетном крыле подъемная сила возникает лишь при движении самолета, то на «крыле» вертолета она появляется и тогда, когда вертолет стоит на месте: «крыло»-то движется. В этом главное.
Но вот вертолет набрал высоту. Теперь ему надо лететь вперед. Как это сделать? Винт-то создает тягу только вверх! Заглянем в этот момент в кабину пилота. Он отклонил ручку управления от себя. Вертолет слегка накренился на нос и полетел вперед. Почему?
Ручка управления связана с остроумным устройством - автоматом переноса. Этот механизм, чрезвычайно удобный для управления вертолетом, был изобретен еще в студенческие годы академиком Б. Н. Юрьевым. Устройство его довольно сложно, а назначение таково: дать возможность летчику по желанию изменять угол наклона лопастей к горизонту.
Нетрудно понять, что во время горизонтального полета вертолета наждая из его лопастей движется относительно окружающего воздуха с разной скоростью. Та лопасть, которая идет вперед, движется навстречу потоку воздуха, а поворачивающаяся назад - по потоку. Поэтому скорость лопасти, а вместе с ней и подъемная сила будут выше тогда, когда лопасть движется вперед. Винт будет стремиться перевернуть вертолет набок.
Чтобы этого не произошло, нонструнторы соединили лопасти с осью подвижно, на шарнирах. Тогда идущая вперед лопасть с большей подъемной силой начала взмывать, взмахивать. Но это движение уже не передавалось на вертолет, он летел спокойно. Благодаря маховому движению лопасти ее подъемная сила на протяжении оборота оставалась постоянной.
Однако это не решало задачи движения вперед. Ведь нужно изменить направление силы тяги винта, заставить вертолет перемещаться по горизонтали. Это позволил сделать автомат перекоса. Он непрерывно изменяет угол установки каждой лопасти винта, так что наибольшая подъемная сила возникает приблизительно в заднем секторе его вращения. Равнодействующая сила тяги несущего винта наклоняется, и вертолет, также наклоняясь, начинает двигаться вперед.
Далеко не сразу был создан такой надежный и удобный аппарат управления вертолетом. Не сразу возникло и устройство для управления направлением полета.
Вы, конечно, знаете, что у вертолета нет руля поворотов. Да он и не нужен винтокрылой машине. Его заменяет маленький воздушный винт, установленный на хвосте. Попробовал бы пилот выключить его - вертолет повернулся бы и сам. Да так повернулся, что стал бы вращаться все быстрей в сторону, противоположную вращению несущего винта. Это следствие реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта. Рулевой винт не позволяет хвосту вертолета развернуться под влиянием реактивного момента, уравновешивает его. А если надо, летчик усилит или ослабит тягу рулевого винта. Тогда вертолет повернется в нужном направлении.
Иногда совсем обходятся без рулевого винта, устанавливая на вертолетах два несущих винта, вращающихся навстречу друг другу. Реантивные моменты в этом случае, понятно, уничтожаются.
Так летает «воздушный вездеход» и неутомимый труженик - вертолет.
Подсчитаем тягу несущего винта. Если рассматривать поверхность (площадь F), ометаемую винтом при его вращении, как непроницаемую плоскость, то мы увидим, что на эту плоскость сверху действует давление pi, а снизу давление р2, причем р-2 больше рх.
Из второго закона механики известно, что масса получает ускорение лишь тогда, когда на нее действует какая- либо сила. Причем эта сила равна произведению массы на ускорение и направлена в сторону ускорения (в нашем случае вниз).
Что это за сила? С одной стороны, очевидно, что эта сила есть результат воздействия винта на воздух. С другой стороны, это? силе согласно третьему закону механики должно соответствовать равное по величине и противоположное по направлению воздействие воздуха на винт. Последнее есть не что иное, как сила тяги винта.
Однако если мы посмотрим на динамометр, измеряющий фактическую тягу винта, мы установим, что наш подсчет несколько неточен. В действительности тяга будет меньше, так как мы считали работу винта идеальной и не принимали в расчет потери энергии на трение и на закручивание струи воздуха за винтом.
Фактически частички воздуха подходят к винту, имея не только индуктивную скорость в осевом направлении, перпендикулярную к плоскости вращения, но и скорость закручивания. Поэтому при подсчете индуктивных скоростей подсасывания их и отбрасывания и2 учитывается также закручивание воздуха при вращении несущего винта.
В формуле тяги коэффициенту подъемной силы су подобен коэффициент тяги; скорости полета соответствует окружная скорость концов лопастей винта, имеющего радиус г и угловую скорость, площади крыла 5 соответствует площадь диска, ометаемого винтом, лг2. Коэффициент определяется по кривой продувки данного винта на различных углах атаки.
Величину безразмерного коэффициента тяги для конкретного, уже созданного винта, работающего на данном режиме, можно подсчитать, разделив тягу Т винта, выраженную в килограммах, на произведение других параметров винта, которое также имеет размерность силы тяги кг.
Мы установили, что если подъемная сила самолета создается за счет отбрасывания вниз воздуха крылом, то подъемная сила вертолета создается путем отбрасывания вниз воздуха несущим винтом.
Когда вертолет имеет поступательную скорость, то, естественно, объем отбрасываемого вниз воздуха увеличивается.
В силу этого при затрате одной и той же мощности несущий винт вертолета, имеющего поступательную скорость, развивает большую тягу, чем винт висящего вертолета.
И, наоборот, для создания одной и той же тяги На винт вертолета, имеющего поступательную скорость, надо передавать меньшую мощность, чем на винт висящего вертолета.
Уменьшение потребной мощности с ростом скорости происходит только до определенного значения скорости, при которой увеличение сопротивления воздуха движению вертолета не только поглощает выигрыш в мощности, но даже требует последнюю увеличивать.