Kursarbeit zum Thema Design

Leichter Hubschrauber

1 Entwicklung taktischer und technischer Anforderungen. 2

2 Berechnung der Hubschrauberparameter. 6

2.1 Berechnung der Nutzlastmasse. 6

2.2 Berechnung der Rotorparameter von Hubschraubern. 6

2.3 Relative Luftdichten an statischen und dynamischen Decken 8

2.4 Berechnung der wirtschaftlichen Geschwindigkeit am Boden und an der dynamischen Decke. 8

2.5 Berechnung der relativen Werte der maximalen und wirtschaftlichen Geschwindigkeiten des Horizontalfluges an einer dynamischen Decke. 10

2.6 Berechnung der zulässigen Verhältnisse des Schubbeiwerts zur Rotorfüllung für die Höchstgeschwindigkeit am Boden und für die wirtschaftliche Geschwindigkeit an der dynamischen Decke. 10

2.7 Berechnung der Rotorschubbeiwerte am Boden und an der dynamischen Decke 11

2.8 Berechnung der Rotorfüllung. 12

2.9 Bestimmung der relativen Steigerung des Hauptrotorschubs zur Kompensation des Luftwiderstands von Rumpf und Höhenleitwerk. 13

3 Berechnung der Leistung des Hubschrauberantriebssystems. 13

3.1 Berechnung der Leistung bei Aufhängung an einer statischen Decke. 13

3.2 Berechnung der Leistungsdichte im Horizontalflug bei Höchstgeschwindigkeit. 14

3.3 Berechnung der spezifischen Leistung im Flug an einer dynamischen Obergrenze bei wirtschaftlicher Geschwindigkeit. 15

3.4 Berechnung der spezifischen Leistung im bodennahen Flug mit wirtschaftlicher Geschwindigkeit bei Ausfall eines Triebwerks während des Starts. 15

3.5 Berechnung spezifischer reduzierter Leistungen für verschiedene Flugfälle 16

3.5.1 Berechnung der spezifischen Minderleistung bei Aufhängung an einer statischen Decke 16

3.5.2 Berechnung der spezifischen reduzierten Leistung im Horizontalflug bei Höchstgeschwindigkeit. 16

3.5.3 Berechnung der spezifischen reduzierten Leistung im Flug an einer dynamischen Obergrenze bei wirtschaftlicher Geschwindigkeit... 17

3.5.4 Berechnung der spezifischen reduzierten Leistung im Flug in Bodennähe bei wirtschaftlicher Geschwindigkeit bei Ausfall eines Triebwerks. 18

3.5.5 Berechnung der erforderlichen Leistung des Antriebssystems. 19

3.6 Auswahl der Motoren. 19

4 Berechnung der Kraftstoffmasse. 20

4.1 Berechnung der Reisegeschwindigkeit der zweiten Näherung. 20

4.2 Berechnung des spezifischen Kraftstoffverbrauchs. 22

4.3 Berechnung der Kraftstoffmasse. 23

5 Bestimmung der Masse von Hubschrauberkomponenten und -baugruppen. 24

5.1 Berechnung der Masse der Hauptrotorblätter. 24

5.2 Berechnung der Masse der Hauptrotornabe. 24

5.3 Berechnung der Masse des Booster-Steuerungssystems. 25

5.4 Berechnung der Masse des manuellen Steuersystems. 25

5.5 Berechnung der Masse des Hauptgetriebes. 26

5.6 Berechnung der Masse der Heckrotorantriebseinheiten. 27

5.7 Berechnung der Masse und Hauptabmessungen des Heckrotors. dreißig

5.8 Berechnung der Masse des Hubschrauberantriebssystems. 32

5.9 Berechnung der Masse des Rumpfes und der Hubschrauberausrüstung. 32

5.10 Berechnung des Hubschrauber-Startgewichts der zweiten Näherung. 35

6 Beschreibung des Helikopter-Layouts. 36

Referenzen.. 39

1 Entwicklung taktischer und technischer Anforderungen

Das projektierte Objekt ist ein leichter Einrotorhubschrauber mit einem maximalen Startgewicht von 3500 kg. Wir wählen 3 Prototypen so aus, dass ihr maximales Abfluggewicht im Bereich von 2800-4375 kg liegt. Die Prototypen sind leichte Hubschrauber: Mi-2, Eurocopter EC 145, Ansat.

Tabelle 1.1 zeigt ihre für die Berechnung erforderlichen taktischen und technischen Eigenschaften.

Tabelle 1.1 – Leistungsmerkmale von Prototypen

Die Abbildungen 1.1, 1.2 und 1.3 zeigen schematische Darstellungen der Prototypen.

Abbildung 1.1 – Diagramm des Mi-2-Hubschraubers

Abbildung 1.2 – Diagramm des Hubschraubers Eurocopter EC 145

Abbildung 1.3 – Ansat-Hubschrauberdiagramm

Aus taktische und technische Eigenschaften und Prototypendiagrammen ermitteln wir die Durchschnittswerte der Mengen und erhalten Ausgangsdaten für die Auslegung des Hubschraubers.

Tabelle 1.2 – Ausgangsdaten für das Hubschrauberdesign

2 Berechnung der Hubschrauberparameter

2.1 Berechnung der Nutzlastmasse

Formel (2.1.1) zur Bestimmung der Nutzlastmasse:

Wo M mg – Nutzlastmasse, kg; M ek - Besatzungsmasse, kg; L- Flugreichweite, km; M 01 - maximales Startgewicht des Hubschraubers, kg.

Nutzlastgewicht:

2.2 Berechnung der Rotorparameter von Hubschraubern

Radius R, m, des Hauptrotors eines Einrotor-Hubschraubers wird nach Formel (2.2.1) berechnet:

, (2.2.1)

Wo M 01 - Startgewicht des Hubschraubers, kg; G- Beschleunigung im freien Fall gleich 9,81 m/s 2 ; P- spezifische Belastung der vom Hauptrotor überstrichenen Fläche, p = 3,14.

Wir nehmen den Radius des Rotors gleich an R= 7,2 m.

Bestimmen Sie den Wert der Umfangsgeschwindigkeit wR die Enden der Klingen aus dem Diagramm in Abbildung 3:

Abbildung 3 - Diagramm der Abhängigkeit der Blattspitzengeschwindigkeit von der Fluggeschwindigkeit für konstante Werte M 90 und μ

Bei Vmax= 258 km/h wR = 220 m/s.

Bestimmung der Winkelgeschwindigkeit w, s -1 , und Rotordrehfrequenz gemäß den Formeln (2.2.2) und (2.2.3):

2.3 Relative Luftdichten an statischen und dynamischen Decken

Die relativen Luftdichten an statischen und dynamischen Decken werden durch die Formeln (2.3.1) bzw. (2.3.2) bestimmt:

2.4 Berechnung der wirtschaftlichen Geschwindigkeit am Boden und an einer dynamischen Decke

Die relative Fläche wird bestimmt S Die äquivalente Schadstoffplatte gemäß Formel (2.4.1):

Wo S E wird gemäß Abbildung 4 bestimmt.

Abbildung 4 – Änderung der Fläche der äquivalenten schädlichen Platte verschiedener Transporthubschrauber

Wir akzeptieren S E = 1,5

Der Wert der wirtschaftlichen Geschwindigkeit in Bodennähe wird berechnet V h, km/h:

Wo ICH- Induktionskoeffizient:

ICH =1,02+0,0004Vmax = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

Der Wert der Wirtschaftsgeschwindigkeit an der dynamischen Obergrenze wird berechnet V Lärm, km/h:

2.5 Berechnung der relativen Werte der maximalen und wirtschaftlichen Geschwindigkeiten des Horizontalfluges an einer dynamischen Decke

Die Berechnung der relativen Werte der maximalen und wirtschaftlichen Geschwindigkeiten des Horizontalflugs an einer dynamischen Decke erfolgt anhand der Formeln (2.5.1) bzw. (2.5.2):

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Berechnung der zulässigen Verhältnisse von Schubbeiwert zu Rotorfüllung für Höchstgeschwindigkeit am Boden und für wirtschaftliche Geschwindigkeit an der dynamischen Decke

Da die Formel (2.6.1) für das Verhältnis des zulässigen Schubbeiwerts zur Rotorfüllung bei maximaler Fahrgeschwindigkeit die Form hat:

Formel (2.6.2) für das Verhältnis des zulässigen Schubbeiwerts zur Rotorfüllung für wirtschaftliche Geschwindigkeit an einer dynamischen Decke:

2.7 Berechnung der Rotorschubkoeffizienten am Boden und an der dynamischen Decke

Die Berechnung der Rotorschubkoeffizienten am Boden und an der dynamischen Decke erfolgt mit den Formeln (2.7.1) bzw. (2.7.2):

2.8 Berechnung der Rotorfüllung

Befüllung des Hauptrotors S berechnet für Flugfälle mit maximaler und wirtschaftlicher Geschwindigkeit:

Als berechneter Füllwert S Hauptrotor wird der Wert aus Bedingung (2.8.3) übernommen:

wir akzeptieren.

Sehnenlänge B und relative Dehnung l Rotorblätter sind gleich:

2.9 Bestimmung der relativen Steigerung des Hauptrotorschubs zur Kompensation des Luftwiderstands von Rumpf und Höhenleitwerk

Wir akzeptieren eine relative Erhöhung des Hauptrotorschubs, um den Luftwiderstand von Rumpf und Höhenleitwerk auszugleichen.

3 Berechnung der Leistung eines Hubschrauberantriebssystems

3.1 Berechnung der Leistung bei Aufhängung an einer statischen Decke

Die spezifische Leistung, die erforderlich ist, um den Hauptrotor im Schwebemodus an einer statistischen Obergrenze anzutreiben, wird mit der Formel (3.1.1) berechnet.

Wo N H st - erforderliche Leistung, W;

Drosselcharakteristik, die von der Höhe der statischen Decke abhängt und nach Formel (3.1.2) berechnet wird

M 0 - Abfluggewicht, kg;

G- Beschleunigung des freien Falls, m/s 2 ;

P- spezifische Belastung der vom Hauptrotor überstrichenen Fläche, N/m 2 ;

D st - relative Luftdichte auf der Höhe der statischen Decke;

H 0 - relative Effizienz Hauptrotor im Schwebemodus ( H 0 =0.75);

Relative Erhöhung des Hauptrotorschubs zum Ausgleich des Luftwiderstands des Rumpfes:

3.2 Berechnung der Leistungsdichte im Horizontalflug bei Höchstgeschwindigkeit

Die spezifische Leistung, die erforderlich ist, um den Hauptrotor im Horizontalflug mit maximaler Geschwindigkeit anzutreiben, wird nach Formel (3.2.1) berechnet.

wo ist die Umfangsgeschwindigkeit der Schaufelenden?

Relative äquivalente schädliche Platte;

Induktionskoeffizient bestimmt durch Formel (3.2.2)

3.3 Berechnung der Leistungsdichte im Flug an einer dynamischen Decke bei wirtschaftlicher Geschwindigkeit

Die spezifische Leistung zum Antrieb eines Hauptrotors an einer dynamischen Decke beträgt:

wo ist die relative Luftdichte an der dynamischen Decke?

Wirtschaftliche Geschwindigkeit eines Hubschraubers an einer dynamischen Decke;

3.4 Berechnung der spezifischen Leistung im bodennahen Flug bei wirtschaftlicher Geschwindigkeit bei Ausfall eines Triebwerks während des Starts

Die spezifische Leistung, die erforderlich ist, um bei einem Triebwerksausfall mit wirtschaftlicher Geschwindigkeit weiter zu starten, wird nach Formel (3.4.1) berechnet.

Wo ist die wirtschaftliche Geschwindigkeit vor Ort?

3.5 Berechnung spezifischer reduzierter Leistungen für verschiedene Flugfälle

3.5.1 Berechnung der spezifischen reduzierten Leistung bei Aufhängung an einer statischen Decke

Die Berechnung der spezifischen reduzierten Leistung beim Aufhängen an einer statischen Decke erfolgt nach Formel (3.5.1.1).

Wo ist die spezifische Drosselcharakteristik:

X 0 – Leistungsnutzungsfaktor des Antriebssystems im Schwebemodus. Da das Gewicht des entworfenen Hubschraubers 3,5 Tonnen beträgt, ;

3.5.2 Berechnung der spezifischen reduzierten Leistung im Horizontalflug bei Höchstgeschwindigkeit

Die Berechnung der spezifischen reduzierten Leistung im Horizontalflug bei Höchstgeschwindigkeit erfolgt nach Formel (3.5.2.1)

wo ist der Leistungsnutzungsfaktor bei maximaler Fluggeschwindigkeit,

Charakteristik der Motordrossel in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit:

3.5.3 Berechnung der spezifischen reduzierten Leistung im Flug an einer dynamischen Obergrenze bei wirtschaftlicher Geschwindigkeit

Die Berechnung der spezifischen reduzierten Leistung im Flug an einer dynamischen Obergrenze bei wirtschaftlicher Geschwindigkeit erfolgt nach Formel (3.5.3.1).

wo ist der Leistungsausnutzungsfaktor bei wirtschaftlicher Fluggeschwindigkeit,

und – Grad der Motordrosselung, abhängig von der Höhe der dynamischen Decke H und Fluggeschwindigkeit V din entsprechend den folgenden Drosselcharakteristiken:

3.5.4 Berechnung der spezifischen reduzierten Leistung im Flug in Bodennähe bei wirtschaftlicher Geschwindigkeit bei Ausfall eines Triebwerks

Die Berechnung der spezifischen reduzierten Leistung im Flug in Bodennähe bei wirtschaftlicher Geschwindigkeit bei Ausfall eines Triebwerks erfolgt nach der Formel (3.5.4.1).

Wo ist der Leistungsnutzungsfaktor bei wirtschaftlicher Fluggeschwindigkeit?

Der Grad der Motordrosselung im Notbetrieb;

Anzahl der Hubschraubermotoren;

Der Grad der Triebwerksdrosselung beim Flug in Bodennähe mit wirtschaftlicher Geschwindigkeit:

3.5.5 Berechnung der erforderlichen Leistung des Antriebssystems

Zur Berechnung der erforderlichen Leistung des Antriebssystems wird der Wert der spezifischen reduzierten Leistung aus Bedingung (3.5.5.1) ausgewählt.

Erforderliche Leistung N Das Antriebssystem des Hubschraubers entspricht:

Wo ist das Abfluggewicht des Hubschraubers?

G= 9,81 m 2 /s – Beschleunigung im freien Fall;

3.6 Auswahl der Motoren

Wir akzeptieren zwei Gasturbinentriebwerke GTD-1000T mit einer Gesamtleistung von 2×735,51 kW. Die Bedingung ist erfüllt.

4 Berechnung der Kraftstoffmasse

4.1 Berechnung der Reisegeschwindigkeit in zweiter Näherung

Wir akzeptieren den Wert der Erstanfluggeschwindigkeit.

Da wir den Induktionskoeffizienten anhand der Formel (4.1.1) berechnen:

Wir ermitteln die spezifische Leistung, die erforderlich ist, um den Hauptrotor im Flug im Reiseflugmodus anzutreiben, anhand der Formel (4.1.2):

wobei der Maximalwert der spezifischen reduzierten Leistung des Antriebssystems ist,

Leistungsänderungskoeffizient in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit, berechnet nach der Formel:

Wir berechnen die Reisegeschwindigkeit des zweiten Anflugs:

Wir bestimmen die relative Abweichung der Reisegeschwindigkeiten der ersten und zweiten Näherung:

Da wir die Reisegeschwindigkeit der ersten Näherung verfeinern, wird angenommen, dass sie gleich der berechneten Geschwindigkeit der zweiten Näherung ist. Dann wiederholen wir die Berechnung mit den Formeln (4.1.1) – (4.1.5):

Wir akzeptieren.

4.2 Berechnung des spezifischen Kraftstoffverbrauchs

Der spezifische Kraftstoffverbrauch wird nach Formel (4.2.1) berechnet:

wo ist der Änderungskoeffizient des spezifischen Kraftstoffverbrauchs in Abhängigkeit von der Betriebsart der Motoren,

Der Änderungskoeffizient des spezifischen Treibstoffverbrauchs in Abhängigkeit von der Fluggeschwindigkeit, der durch die Formel (4.2.2) bestimmt wird:

Spezifischer Treibstoffverbrauch beim Start, ;

Änderungskoeffizient des spezifischen Kraftstoffverbrauchs in Abhängigkeit von der Temperatur,

Änderungskoeffizient des spezifischen Treibstoffverbrauchs in Abhängigkeit von der Flughöhe;

4.3 Berechnung der Kraftstoffmasse

Die für den Flug verbrauchte Treibstoffmasse beträgt:

, (4.3.1)

Wo ist die spezifische Leistung, die bei Reisegeschwindigkeit verbraucht wird?

Reisegeschwindigkeit;

Spezifischer Kraftstoffverbrauch;

L- Flugreichweite;

5 Bestimmung der Masse von Hubschrauberkomponenten und -baugruppen

5.1 Berechnung der Masse der Hauptrotorblätter

Die Masse der Hauptrotorblätter wird durch die Formel (5.1.1) bestimmt:

Wo R- Radius des Hauptrotors;

S- Befüllen des Hauptrotors;

5.2 Berechnung der Rotornabenmasse

Die Masse der Hauptrotornabe wird nach Formel (5.2.1) berechnet:

wo ist der Gewichtskoeffizient von Buchsen moderner Bauart, ;

Der Einflusskoeffizient der Anzahl der Schaufeln auf die Masse der Nabe, der nach Formel (5.2.2) berechnet wird:

Auf die Schaufeln wirkende Zentrifugalkraft, die nach Formel (5.2.3) berechnet wird:

5.3 Berechnung der Masse des Booster-Steuerungssystems

Das Booster-Steuerungssystem umfasst eine Taumelscheibe, hydraulische Booster und ein hydraulisches Hauptrotor-Steuerungssystem. Die Masse des Booster-Steuerungssystems wird nach Formel (5.3.1) berechnet:

Wo B- Sehne der Klinge;

Der Gewichtskoeffizient des Booster-Steuerungssystems, der mit 13,2 kg/m 3 angenommen werden kann;

5.4 Berechnung der Masse des manuellen Steuersystems

Die Berechnung der Masse des Handsteuersystems erfolgt nach Formel (5.4.1):

wobei der Gewichtskoeffizient des manuellen Steuersystems, angenommen für Einrotorhubschrauber, gleich 25 kg/m ist;

5.5 Berechnung der Masse des Hauptgetriebes

Die Masse des Hauptgetriebes hängt vom Drehmoment an der Hauptrotorwelle ab und wird nach Formel (5.5.1) berechnet:

wobei der Gewichtskoeffizient ist, dessen Durchschnittswert 0,0748 kg/(Nm) 0,8 beträgt.

Das maximale Drehmoment an der Hauptrotorwelle wird durch die reduzierte Leistung des Antriebssystems bestimmt N und Propellergeschwindigkeit w:

Dabei handelt es sich um den Leistungsnutzungsfaktor des Antriebssystems, dessen Wert in Abhängigkeit vom Abfluggewicht des Hubschraubers ermittelt wird. Seit damals;

5.6 Berechnung der Masse der Heckrotorantriebseinheiten

Der Heckrotorschub wird berechnet:

Wo ist das Drehmoment an der Hauptrotorwelle?

Der Abstand zwischen den Achsen des Haupt- und Heckrotors.

Distanz L zwischen den Achsen des Haupt- und Heckrotors ist gleich der Summe ihrer Radien und ihres Spiels D zwischen den Enden ihrer Klingen:

wo ist die Lücke, angenommen gleich 0,15...0,2 m;

Heckrotorradius. Seit damals

Die zum Drehen des Heckrotors verbrauchte Leistung wird nach Formel (5.6.3) berechnet:

Dabei ist der relative Wirkungsgrad des Heckrotors, der mit 0,6...0,65 angenommen werden kann.

Das von der Lenkwelle übertragene Drehmoment ist gleich:

wo ist die Drehzahl der Lenkwelle, die nach Formel (5.6.5) ermittelt wird:

Das von der Getriebewelle bei U/min übertragene Drehmoment ist gleich:

Gewicht M in der Getriebewelle:

wobei der Gewichtskoeffizient für die Getriebewelle 0,0318 kg/(Nm) 0,67 beträgt;

Die Masse des Zwischengetriebes wird nach Formel (5.6.9) bestimmt:

wobei der Gewichtskoeffizient für das Zwischengetriebe 0,137 kg/(Nm) 0,8 beträgt.

Masse des Heckgetriebes, das den Heckrotor dreht:

wo ist der Gewichtskoeffizient für das Heckgetriebe, dessen Wert 0,105 kg/(Nm) 0,8 beträgt;

5.7 Berechnung der Masse und Hauptabmessungen des Heckrotors

Die Masse und Hauptabmessungen des Heckrotors werden in Abhängigkeit von seiner Schubkraft berechnet.

Der Schubkoeffizient des Heckrotors beträgt:

Die Füllung der Heckrotorblätter berechnet sich wie beim Hauptrotor:

wo ist der zulässige Wert des Verhältnisses des Schubkoeffizienten zur Heckrotorfüllung,

Die Sehnenlänge und die relative Dehnung der Heckrotorblätter werden mit den Formeln (5.7.3) und (5.7.4) berechnet:

wo ist die Anzahl der Hauptrotorblätter,

Die Masse der Heckrotorblätter wird nach der empirischen Formel (5.7.5) berechnet:

Der Wert der auf die Heckrotorblätter wirkenden und von den Nabenscharnieren wahrgenommenen Zentrifugalkraft wird nach der Formel (5.7.6) berechnet:

Die Masse der Heckrotornabe errechnet sich nach der gleichen Formel wie beim Hauptrotor:

Wo ist die Zentrifugalkraft, die auf das Heckrotorblatt wirkt?

Der Gewichtskoeffizient für die Buchse beträgt 0,0527 kg/kN 1,35;

Gewichtskoeffizient abhängig von der Anzahl der Schaufeln und berechnet nach Formel (5.7.8):

5.8 Berechnung der Masse des Hubschrauberantriebssystems

Die spezifische Masse eines Hubschrauberantriebssystems wird nach der empirischen Formel (5.8.1) berechnet:

, (5.8.1)

Wo N- Leistung des Antriebssystems;

Die Masse des Antriebssystems beträgt:

5.9 Berechnung des Gewichts des Rumpfes und der Hubschrauberausrüstung

Die Masse des Hubschrauberrumpfes wird nach Formel (5.9.1) berechnet:

Wo ist die Fläche der gewaschenen Oberfläche des Rumpfes:

Tabelle 5.8.1

Abfluggewicht in erster Näherung;

Koeffizient gleich 1,1;

Gewicht des Kraftstoffsystems:

Wo ist die für den Flug verbrauchte Treibstoffmasse?

Der für das Kraftstoffsystem angenommene Gewichtskoeffizient beträgt 0,09;

Das Gewicht des Helikopter-Fahrwerks beträgt:

Wo ist der Gewichtskoeffizient abhängig von der Fahrgestellkonstruktion? Da der entworfene Hubschrauber also über ein einziehbares Fahrwerk verfügt

Die Masse der elektrischen Ausrüstung des Hubschraubers wird nach Formel (5.9.5) berechnet:

wo ist der Abstand zwischen den Achsen des Haupt- und Heckrotors;

Anzahl der Hauptrotorblätter;

R- Radius des Hauptrotors;

Relative Dehnung der Hauptrotorblätter;

und - Gewichtungskoeffizienten für elektrische Leitungen und andere elektrische Geräte,

Gewicht sonstiger Helikopterausrüstung:

Dabei handelt es sich um einen Gewichtungskoeffizienten mit dem Wert 1.

5.10 Berechnung des Hubschrauber-Startgewichts der zweiten Näherung

Die Masse eines leeren Hubschraubers ist gleich der Summe der Massen der Haupteinheiten:

Startgewicht des zweiten Anflughubschraubers:

Wir bestimmen die relative Abweichung der Massen der ersten und zweiten Näherung:

Die relative Abweichung der Massen der ersten und zweiten Näherung erfüllt die Bedingung. Dies bedeutet, dass die Berechnung der Hubschrauberparameter korrekt durchgeführt wurde.

6 Beschreibung des Helikopter-Layouts

Der entworfene Hubschrauber ist nach einem Einrotor-Design mit einem Heckrotor, zwei Gasturbinentriebwerken und einem Kufenfahrwerk gefertigt.

Der Rumpf ist ein Halbschalenrumpf. Die tragenden Kraftelemente des Rumpfes bestehen aus Aluminiumlegierungen und sind mit einer Korrosionsschutzbeschichtung versehen. Bogen Der Rumpf mit der Cockpithaube und den Triebwerksgondelhauben besteht aus einem Verbundwerkstoff auf Glasfaserbasis. Die Pilotenkabine verfügt über zwei Türen, die Fenster sind mit einem Anti-Icing-System und Scheibenwischern ausgestattet. Die linke und rechte Tür der Fracht-Passagierkabine und eine zusätzliche Luke im hinteren Teil des Rumpfes sorgen für die bequeme Verladung kranker und verletzter Personen auf Tragen sowie großer Fracht. Das Kufenchassis besteht aus massiven gebogenen Metallrohren. Die Federn sind mit Verkleidungen abgedeckt. Die Heckstütze verhindert, dass der Heckrotor den Landeplatz berührt. Die Haupt- und Heckrotorblätter bestehen aus Kompositmaterialien basiert auf Glasfaser und kann mit einem Anti-Icing-System ausgestattet werden. Die vierblättrige Hauptrotornabe ist gelenklos und besteht aus zwei sich kreuzenden Glasfaserträgern, an denen jeweils zwei Blätter befestigt sind. Zweiblatt-Heckrotornabe mit gemeinsamem Horizontalgelenk. Im Rumpfboden befinden sich Kraftstofftanks mit einem Gesamtvolumen von 850 Litern. Das Helikopter-Steuerungssystem ist Fly-by-Wire ohne mechanische Verkabelung und verfügt über vierfache digitale Redundanz und zweifache redundante unabhängige Stromversorgung. Moderne Flug- und Navigationsausrüstung gewährleistet Flüge bei einfachen und widrigen Wetterbedingungen sowie Flüge nach VFR- und IFR-Regeln. Parameter von Hubschraubersystemen werden mithilfe eines Bordcomputers überwacht Informationssystem Steuerung BISK-A. Der Hubschrauber ist mit einem Warn- und Notfallsignalsystem ausgestattet.

Der Hubschrauber kann mit einem Wasserlandesystem sowie Feuerlösch- und Chemikaliensprühsystemen ausgestattet werden.

Das Kraftwerk besteht aus zwei Gasturbinentriebwerken GTD-1000T mit einer Gesamtleistung von 2×735,51 kW. Die Triebwerke sind in separaten Gondeln am Rumpf montiert. Die Lufteinlässe sind seitlich und mit Staubschutzvorrichtungen ausgestattet. Die Seitenwände der Gondeln sind an Scharnieren befestigt und bilden Serviceplattformen. Die Motorwellen verlaufen schräg zum zentralen Getriebe- und Zubehörfach. Die Abgasdüsen der Motoren sind in einem Winkel von 24 Zoll nach außen abgelenkt. Zum Schutz vor Sand sind Filter eingebaut, die das Eindringen von Partikeln mit einem Durchmesser von mehr als 20 Mikrometern in den Motor zu 90 % verhindern.

Das Getriebe besteht aus Motorgetrieben, Zwischengetrieben, Winkelgetrieben, Hauptgetriebe, Hilfsaggregatwelle und -getriebe, Lenkradwelle und Winkelgetriebe. Das Übertragungssystem verwendet Titanlegierungen.

Das elektrische System besteht aus zwei isolierten Stromkreisen, von denen einer von einem Wechselstromgenerator mit einer Spannung von 115–120 V gespeist wird und der zweite Stromkreis von einem Gleichstromgenerator mit einer Spannung von 28 V gespeist wird. Der Antrieb der Generatoren erfolgt über das Hauptrotorgetriebe.

Die Steuerung ist doppelt vorhanden, mit starrer Verkabelung und Kabelverkabelung sowie hydraulischen Verstärkern, die vom Haupt- und Backup-Hydrauliksystem angetrieben werden. Der Vierkanal-Autopilot AP-34B sorgt für die Stabilisierung des Hubschraubers im Flug in Bezug auf Roll, Kurs, Neigung und Höhe. Das Haupthydrauliksystem versorgt alle Hydraulikeinheiten mit Strom, und das Backup-System versorgt nur die hydraulischen Verstärker mit Strom.

Das Heiz- und Lüftungssystem versorgt die Mannschafts- und Passagierkabinen mit erwärmter oder kalter Luft; das Anti-Icing-System schützt die Haupt- und Heckrotorblätter, die vorderen Fenster des Cockpits und die Motorlufteinlässe vor Vereisung.

Zu den Kommunikationsgeräten gehören das Befehls-HF-Band „Yurok“ und die Gegensprechanlage SPU-34.

Referenzliste

1. Hubschrauberdesign / V.S. Krivtsov, L.I. Losev, Ya.S. Karpow. - Lehrbuch. - Charkow: Nat. Luft- und Raumfahrt Universität „Chark“ Luftfahrt Institut“, 2003. – 344 S.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. narod.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

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Allgemeine Bestimmungen.

Der Hauptrotor eines Hubschraubers (HV) ist darauf ausgelegt, Auftrieb, Antriebskraft (Vortriebskraft) und Steuermomente zu erzeugen.

Der Hauptrotor besteht aus einer Nabe und Flügeln, die über Scharniere oder elastische Elemente an der Nabe befestigt sind.

Aufgrund der drei Scharniere an der Nabe (horizontal, vertikal und axial) führen die Hauptrotorblätter im Flug eine komplexe Bewegung aus: - Drehung um die HB-Achse, Bewegung mit dem Hubschrauber im Raum, Änderung ihrer Winkelposition, Drehung In den angegebenen Scharnieren ist daher die Aerodynamik des Rotorblatts komplexer als die Aerodynamik eines Flugzeugflügels.

Die Art der Umströmung des NV hängt von den Flugmodi ab.

Grundlegende geometrische Parameter des Hauptrotors (RO).

Die Hauptparameter des NV sind Durchmesser, überstrichene Fläche, Anzahl der Schaufeln, Füllfaktor, Abstand der horizontalen und vertikalen Scharniere, spezifische Belastung der überstrichenen Fläche.

Durchmesser D ist der Durchmesser des Kreises, entlang dem sich die Enden der Schaufeln bewegen, wenn der NV an Ort und Stelle arbeitet. Moderne Hubschrauber haben einen Durchmesser von 14-35 m.

Kehrbereich Fom ist die Fläche des Kreises, die die Enden der NV-Blades beschreiben, wenn sie an Ort und Stelle arbeiten.

Füllfaktorσ ist gleich:

σ = (Z l F l) / F Ohm (12.1);

wobei Z l die Anzahl der Schaufeln ist;

F l – Klingenbereich;

F Ohm – überstrichener Bereich des NV.

Charakterisiert den Füllgrad der von den Schaufeln überstrichenen Fläche und variiert im Bereich s=0,04¸0,12.

Mit zunehmendem Füllfaktor steigt der NV-Schub aufgrund einer Vergrößerung der tatsächlichen Fläche der tragenden Flächen auf einen bestimmten Wert an und sinkt dann. Der Schubabfall entsteht durch den Einfluss der Strömungsschräge und des Wirbelschleppens des vorderen Rotorblatts. Wenn s zunimmt, ist es notwendig, die dem NV zugeführte Leistung zu erhöhen, da der Luftwiderstand der Rotorblätter zunimmt. Mit zunehmendem s nimmt der zum Erreichen eines bestimmten Schubs erforderliche Schritt ab, wodurch sich die NV von den Strömungsabrissmodi entfernt. Die Eigenschaften von Stall-Modi und die Gründe für ihr Auftreten werden weiter diskutiert.

Der Abstand der horizontalen l g- und vertikalen l v-Scharniere ist der Abstand von der Scharnierachse zur HB-Rotationsachse. Kann relativ betrachtet werden (12.2.)

Befindet sich innerhalb . Das Vorhandensein von Fugenabständen verbessert die Effizienz der Längs-Quer-Steuerung.

(12.3.)

Grundlegende kinematische Parameter von NV.

Zu den wichtigsten kinematischen Parametern des NV gehören die Frequenz oder Winkelgeschwindigkeit der Rotation, der Anstellwinkel des NV und die Winkel der allgemeinen oder zyklischen Neigung.

Rotationsfrequenz n s - Anzahl der NV-Umdrehungen pro Sekunde; Winkelgeschwindigkeit der NV - bestimmt seine Umfangsgeschwindigkeit w R.

Der Wert von w R beträgt bei modernen Hubschraubern 180 bis 220 m/s.

Der Anstellwinkel NV (A) wird zwischen dem Geschwindigkeitsvektor der freien Strömung und c gemessen
Reis. 12.1 Anstellwinkel des Rotors und seine Betriebsarten.

Rotationsebene des NV (Abb. 12.1). Winkel A gilt als positiv, wenn Luftstrom läuft bei NV von unten. Im horizontalen Flug- und Steigmodus ist A negativ, im Sinkflug ist A positiv. Es gibt zwei Betriebsmodi des NV – den axialen Strömungsmodus, wenn A = ±90 0 (Schwebeflug, vertikaler Steig- oder Sinkflug) und den Schrägblasmodus. wenn A¹± 90 0 .

Der kollektive Pitchwinkel ist der Einbauwinkel aller NV-Blätter im Abschnitt bei einem Radius von 0,7R.

Der Winkel des zyklischen Schritts des NV hängt von der Betriebsart des NV ab; dieses Problem wird bei der Analyse des Schrägblasens des NV ausführlich erörtert.

Hauptparameter des NV-Blades.

Zu den wichtigsten geometrischen Parametern des Blattes gehören Radius, Sehne, Einbauwinkel, Querschnittsprofilform, geometrische Verdrehung und Blattplanform.

Der aktuelle Querschnittsradius der Schaufel r bestimmt deren Abstand von der Rotationsachse des NV. Der relative Radius wird bestimmt

(12.4);

Profilakkord– eine gerade Linie, die die am weitesten entfernten Punkte des Abschnittsprofils verbindet, bezeichnet mit b (Abb. 12.2).

Reis. 12.2. Parameter des Klingenprofils. Klingenwinkel j ist der Winkel zwischen der Sehne des Blattabschnitts und der Rotationsebene des HB.

Einbauwinkel j um `r=0,7 mit der neutralen Position der Bedienelemente und dem Fehlen einer Schlagbewegung wird als Installationswinkel des gesamten Blattes und als Gesamtneigung des NV angesehen.

Das Querschnittsprofil der Klinge ist eine Querschnittsform mit einer Ebene senkrecht zur Längsachse der Klinge, gekennzeichnet durch eine maximale Dicke mit max, der relativen Dicke Konkavität f und Krümmung . Bei Rotoren werden in der Regel bikonvexe, asymmetrische Profile mit leichter Krümmung verwendet.

Die geometrische Verdrehung entsteht durch die Verringerung der Winkel der Abschnitte vom Schaft bis zum Ende des Blattes und dient der Verbesserung der aerodynamischen Eigenschaften des Blattes. Hubschrauberblätter haben im Grundriss eine rechteckige Form, was im aerodynamischen Sinne nicht optimal ist, aber ist aus technologischer Sicht einfacher.

Die kinematischen Parameter des Blattes werden durch die Winkel der Azimutposition, des Schwungs, des Schwungs und des Anstellwinkels bestimmt.

Azimutwinkel y wird durch die Drehrichtung des NV zwischen der Längsachse des Blattes zu einem bestimmten Zeitpunkt und der Längsachse der Nullposition des Blattes bestimmt. Die Nullpositionslinie im Horizontalflug fällt praktisch mit der Längsachse des Helikopter-Heckauslegers zusammen.

Schwenkwinkel b bestimmt die Winkelbewegung der Klinge im horizontalen Scharnier relativ zur Rotationsebene. Es gilt als positiv, wenn die Klinge nach oben abweicht.

Schwenkwinkel x charakterisiert die Winkelbewegung der Klinge im vertikalen Scharnier in der Rotationsebene (Abb. 12.). Es gilt als positiv, wenn das Blatt entgegen der Drehrichtung abweicht.

Der Anstellwinkel des Schaufelelements a wird durch den Winkel zwischen der Profilsehne des Elements und der Anströmung bestimmt.

Klingenwiderstand.

Der Frontwiderstand des Blattes ist die aerodynamische Kraft, die in der Rotationsebene der Nabe wirkt und der Drehung des Propellers entgegengerichtet ist.

Der Frontwiderstand der Klinge setzt sich aus Profil-, Induktiv- und Wellenwiderstand zusammen.

Der Profilwiderstand wird aus zwei Gründen verursacht: dem Druckunterschied vor und hinter der Schaufel (Druckwiderstand) und der Reibung von Partikeln in der Grenzschicht (Reibungswiderstand).

Die Druckfestigkeit hängt von der Form des Schaufelprofils ab, d. h. von der relativen Dicke () und der relativen Krümmung () des Profils. Je mehr und desto größer der Widerstand. Der Druckwiderstand hängt nicht vom Anstellwinkel unter Betriebsbedingungen ab, sondern steigt bei kritischem a.

Der Reibungswiderstand hängt von der Drehzahl des Propellers und dem Zustand der Oberfläche der Blätter ab. Der induktive Widerstand ist der Widerstand, der durch die Steigung des wahren Auftriebs aufgrund der Strömungsscherung verursacht wird. Der induzierte Widerstand des Blattes hängt vom Anstellwinkel α ab und nimmt mit dessen Vergrößerung zu. Wellenwiderstand tritt am vorrückenden Rotorblatt auf, wenn die Fluggeschwindigkeit die Auslegungsgeschwindigkeit überschreitet und Stoßwellen am Rotorblatt auftreten.

Der Widerstand hängt ebenso wie die Traktion von der Luftdichte ab.

Impulstheorie der Rotorschuberzeugung.

Das physikalische Wesen der Impulstheorie ist wie folgt. Ein funktionierender idealer Propeller stößt Luft ab und verleiht seinen Partikeln eine bestimmte Geschwindigkeit. Vor der Schnecke bildet sich eine Saugzone, hinter der Schnecke bildet sich eine Auswurfzone und es entsteht ein Luftstrom durch die Schnecke. Die Hauptparameter dieser Luftströmung sind: Induktionsgeschwindigkeit und Luftdruckanstieg in der Rotationsebene des Propellers.

Im Axialströmungsmodus nähert sich die Luft dem NV von allen Seiten und es bildet sich hinter dem Propeller ein sich verengender Luftstrom. In Abb. 12.4. Dargestellt ist eine ziemlich große Kugel mit dem Mittelpunkt auf der NV-Buchse mit drei charakteristischen Abschnitten: Abschnitt 0, weit vor der Schnecke gelegen, in der Rotationsebene der Schnecke, Abschnitt 1 mit Strömungsgeschwindigkeit V 1 (Sauggeschwindigkeit) und Sektion 2 mit Strömungsgeschwindigkeit V 2 (Wurfgeschwindigkeit).

Der Luftstrom wird vom HB mit der Kraft T zurückgeworfen, die Luft drückt aber auch mit der gleichen Kraft auf den Propeller. Diese Kraft ist die Schubkraft des Hauptrotors. Die Kraft ist gleich dem Produkt aus Körpermasse mal
Reis. 12.3. Auf dem Weg zu einer Erklärung der Impulstheorie der Schuberzeugung.

Beschleunigung, die der Körper unter dem Einfluss dieser Kraft erhielt. Daher ist der NV-Schub gleich

(12.5.)

wobei m s die zweite Luftmasse ist, die durch die Luftfläche strömt, gleich

(12.6.)

wo ist die Luftdichte;

F – von der Schraube überstrichener Bereich;

V 1 - induktive Strömungsgeschwindigkeit (Sauggeschwindigkeit);

a ist die Beschleunigung in der Strömung.

Formel (12.5.) kann in einer anderen Form dargestellt werden

(12.7.)

denn nach der Theorie eines idealen Propellers ist die Luftausstoßgeschwindigkeit V durch den Propeller doppelt so hoch wie die Ansauggeschwindigkeit V 1 in der Rotationsebene des NV.

(12.8.)

Bei einem Abstand, der dem Radius des NV entspricht, kommt es zu einer nahezu Verdoppelung der induktiven Geschwindigkeit. Die Sauggeschwindigkeit V 1 beträgt für Mi-8-Hubschrauber 12 m/s, für Mi-2 – 10 m/s.

Fazit: Die Schubkraft des Hauptrotors ist proportional zur Luftdichte, der überstrichenen Fläche des Luftgebläses und der Induktionsgeschwindigkeit (der Drehzahl des Luftgebläses).

Der Druckabfall im Abschnitt 1-2 relativ zum Atmosphärendruck in einer ungestörten Luftumgebung entspricht drei Geschwindigkeitsdrücken der induktiven Geschwindigkeit

(12.9.)

Dies führt zu einer Erhöhung des Widerstands der hinter dem NV befindlichen Hubschrauberstrukturelemente.

Theorie der Klingenelemente.

Der Kern der Klingenelementtheorie ist wie folgt. Die Umströmung jedes kleinen Abschnitts des Blattelements wird berücksichtigt und die auf das Blatt wirkenden elementaren aerodynamischen Kräfte dú e und dx e bestimmt. Die Hubkraft des Blattes U l und der Widerstand des Blattes X l werden durch Addition der folgenden Elementarkräfte bestimmt, die über die gesamte Länge des Blattes vom Endabschnitt (r k) bis zum Spitzenabschnitt (R) wirken ):

Die auf den Rotor wirkenden aerodynamischen Kräfte sind definiert als die Summe der auf alle Rotorblätter wirkenden Kräfte.

Zur Bestimmung des Hauptrotorschubs wird eine Formel ähnlich der Formel für den Flügelauftrieb verwendet.

(12.10.)

Nach der Blattelementtheorie ist die vom Hauptrotor entwickelte Schubkraft proportional zum Schubkoeffizienten, der überstrichenen Fläche des Blattes, der Luftdichte und dem Quadrat der Spitzengeschwindigkeit der Blätter.

Die Schlussfolgerungen aus der Impulstheorie und der Theorie des Blattelements ergänzen sich.

Basierend auf diesen Schlussfolgerungen folgt, dass die Schubkraft des NV im Axialströmungsmodus von der Luftdichte (Temperatur), dem Installationswinkel der Schaufeln (der Steigung des NV) und der Drehzahl des Hauptrotors abhängt.

NV-Betriebsarten.

Die Betriebsart des Hauptrotors wird durch die Position des NV im Luftstrom bestimmt. (Abb. 12.1) Abhängig davon werden zwei Hauptbetriebsarten bestimmt: die Betriebsart der axialen und schrägen Strömung. Der Axialströmungsmodus zeichnet sich dadurch aus, dass sich die entgegenkommende ungestörte Strömung parallel zur Achse der NV-Buchse (senkrecht zur Rotationsebene der NV-Buchse) bewegt. In diesem Modus arbeitet der Hauptrotor in vertikalen Flugmodi: Schweben, vertikaler Steigflug und Sinkflug des Hubschraubers. Das Hauptmerkmal dieses Modus besteht darin, dass sich die Position des Blattes relativ zur auf den Propeller einfallenden Strömung nicht ändert. Daher ändern sich die aerodynamischen Kräfte nicht, wenn sich das Blatt im Azimut bewegt. Der Schrägströmungsmodus zeichnet sich dadurch aus, dass sich der Luftstrom dem NV in einem Winkel zu seiner Achse nähert (Abb. 12.4.). Die Luft nähert sich dem Propeller mit der Geschwindigkeit V und wird durch die induktive Sauggeschwindigkeit Vi nach unten abgelenkt. Die resultierende Strömungsgeschwindigkeit durch die NV ist gleich der Vektorsumme der Geschwindigkeiten der ungestörten Strömung und der induktiven Geschwindigkeit

V1 = V + Vi (12.11.)

Dadurch erhöht sich der durch den Lufteinlass strömende zweite Luftstrom und damit auch der Rotorschub, der mit zunehmender Fluggeschwindigkeit zunimmt. In der Praxis ist bei Geschwindigkeiten über 40 km/h ein Anstieg des NV-Schubs zu beobachten.

Reis. 12.4. Hauptrotorbetrieb im Schrägblasmodus.

Schräges Blasen. Effektive Strömungsgeschwindigkeit um ein Schaufelelement in der Rotationsebene des Flugelements und ihre Änderung entlang der überstrichenen Oberfläche des Flugelements.

Im Axialströmungsmodus befindet sich jedes Element der Schaufel in einer Strömung, deren Geschwindigkeit gleich der Umfangsgeschwindigkeit des Elements ist , wobei der Radius eines bestimmten Schaufelelements ist (Abb. 12.6).

Im Schrägströmungsmodus mit einem Anstellwinkel HB ungleich Null (A=0) hängt die resultierende Geschwindigkeit W, mit der die Strömung das Schaufelelement umströmt, von der Umfangsgeschwindigkeit des Elements u, der Fluggeschwindigkeit V1 und der ab Azimutwinkel.

W = u +V1 sinψ (12.12.)

diese. Bei konstanter Fluggeschwindigkeit und konstanter Rotationsgeschwindigkeit des Propellers (ωr = const.) variiert die effektive Strömungsgeschwindigkeit um das Blatt in Abhängigkeit vom Azimutwinkel.

Abb. 12.5. Änderung der Strömungsgeschwindigkeit um die Klinge in der Rotationsebene des Sprengstoffs.

Änderung der effektiven Strömungsgeschwindigkeit über der überstrichenen Oberfläche der Luftwaffe.

In Abb. 12.6. zeigt die Geschwindigkeitsvektoren der auf das Blattelement auftreffenden Strömung als Ergebnis der Addition von Umfangsgeschwindigkeit und Fluggeschwindigkeit. Das Diagramm zeigt, dass die effektive Strömungsgeschwindigkeit sowohl entlang der Schaufel als auch im Azimut variiert. Die Umfangsgeschwindigkeit steigt von Null an der Achse der Propellernabe bis zum Maximum an den Blattspitzen. Bei einem Azimut von 90° ist die Geschwindigkeit der Blattelemente gleich , bei Azimut 270 o beträgt die resultierende Geschwindigkeit , am Schaufelstumpf im Bereich mit Durchmesser d kommt die Strömung von der Seite der Strömungsrippe, d.h. Es entsteht eine Rückströmungszone, eine Zone, die nicht an der Schuberzeugung beteiligt ist.

Je größer der NV-Radius und je höher die Fluggeschwindigkeit bei konstanter NV-Rotationsgeschwindigkeit, desto größer ist der Durchmesser der Rückströmungszone.

Bei den Azimutwinkeln y=0 und y=180 0 beträgt die resultierende Geschwindigkeit der Blattelemente .

Abb. 12.6. Änderung der effektiven Strömungsgeschwindigkeit über der überstrichenen Oberfläche des Sprengstoffs.

Schräges Blasen. Aerodynamische Kräfte des Blattelements.

Befindet sich das Blattelement in der Strömung, entsteht die gesamte aerodynamische Kraft des Blattelements, die im Gin Auftriebskraft und Widerstandskraft zerlegt werden kann.

Die Größe der elementaren aerodynamischen Kraft wird durch die Formel bestimmt:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

Durch Aufsummieren der elementaren Schubkräfte und Rotationswiderstandskräfte kann man die Größe der Schubkraft und des Rotationswiderstands des gesamten Blattes bestimmen.

Der Angriffspunkt der aerodynamischen Kräfte des Blattes ist der Druckmittelpunkt, der am Schnittpunkt der gesamten aerodynamischen Kraft mit der Flügelsehne des Blattes liegt.

Die Größe der aerodynamischen Kraft wird durch den Anstellwinkel des Schaufelelements bestimmt, der der Winkel zwischen der Flügelsehne des Schaufelelements und der Anströmung ist (Abb. 12.7).

Der Einbauwinkel des Blattelements φ ist der Winkel zwischen der Strukturebene des Rotors (KPV) und der Sehne des Blattelements.

Der Einströmwinkel ist der Winkel zwischen den Geschwindigkeiten und .(Abb. 12.7.)

Abb. 12.7. Aerodynamische Kräfte des Schaufelelements beim Schrägblasen.

Das Auftreten eines Kippmoments bei starrer Befestigung der Rotorblätter. Schubkräfte werden von allen Elementen des Blattes erzeugt, aber die größten Elementarkräfte Tl werden für Elemente auftreten, die sich bei ¾ des Radius des Blattes befinden; die Größe des resultierenden Tl im Modus der schrägen Strömung um den Blattschub hängt von der ab Azimut. Bei ψ = 90 ist es maximal, bei ψ = 270 ist es minimal. Diese Verteilung der elementaren Schubkräfte und der Ort der resultierenden Kraft führt zur Bildung eines großen variablen Biegemoments an der Wurzel der M-Biegung des Rotorblatts.

Durch diesen Moment entsteht an der Befestigungsstelle der Klinge eine große Belastung, die zu deren Zerstörung führen kann. Aufgrund der Ungleichheit der Schubkräfte T l1 und T l2 entsteht ein Kippmoment des Hubschraubers,

M x =T l1 r 1 -T l2 r 2, (12.14.)

die mit zunehmender Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers zunimmt.

Ein Propeller mit starr montierten Blättern hat folgende Nachteile (Abb. 12.8):

Das Vorhandensein eines Kippmoments im Schrägströmungsmodus;

Das Vorhandensein eines großen Biegemoments an der Stelle, an der die Klinge befestigt ist;

Ändern des Schubmoments des Blattes im Azimut.

Diese Nachteile werden durch die Befestigung des Blattes an der Nabe über horizontale Scharniere beseitigt.

Abb. 12.8 Entstehung eines Kippmomentes bei starrer Befestigung der Schaufelblätter.

Ausrichtung des Schubmoments in verschiedenen azimutalen Positionen des Blattes.

Bei Vorhandensein eines horizontalen Scharniers erzeugt der Schub der Klinge ein Moment relativ zu diesem Scharnier, das die Klinge dreht (Abb. 12.9). Das Schubmoment T l1 (T l2) bewirkt, dass sich die Klinge relativ zu diesem Scharnier dreht

oder (12.15.)

daher wird das Moment nicht auf die Buchse übertragen, d.h. Das Kippmoment des Hubschraubers wird eliminiert. Biegemoment Muzg. an der Wurzel der Schaufel wird gleich Null, sein Wurzelteil wird entlastet, die Biegung der Schaufel nimmt ab, wodurch die Ermüdungsspannungen reduziert werden. Vibrationen, die durch Änderungen des Azimutschubs verursacht werden, werden reduziert. Somit erfüllt das Horizontalscharnier (HS) folgende Funktionen:

Eliminiert Kippmoment im Schrägblasmodus;

Entlädt den Wurzelteil der Klinge aus der M-Biegung;

Vereinfachen Sie die Rotorsteuerung;

Verbessert die statische Stabilität des Hubschraubers;

Reduzieren Sie die Änderung des Blattschubs im Azimut.

Reduziert die Ermüdungsbeanspruchung des Rotorblatts und verringert dessen Vibration aufgrund von Änderungen des Azimutschubs.

Änderung der Angriffswinkel eines Blattelements durch Schlagen.

Wenn sich das Blatt im Schrägblasmodus im Azimut ψ von 0 bis 90 o bewegt, nimmt die Strömungsgeschwindigkeit um das Blatt aufgrund der Komponente der horizontalen Fluggeschwindigkeit (bei niedrigen Anstellwinkeln NV) ständig zu ) (Abb. 12. 10.)

diese. . (12.16.)

Dementsprechend erhöht sich die Schubkraft des Blattes, die proportional zum Quadrat der Anströmgeschwindigkeit und dem Schubmoment dieses Blattes relativ zum horizontalen Scharnier ist. Die Klinge schlägt nach oben
Abb.12.9 Ausrichtung des Schubmoments in verschiedenen azimutalen Positionen des Blattes.

Der Querschnitt des Blattes wird zusätzlich von oben angeblasen (Abb. 12.10), was zu einer Verringerung der wahren Anstellwinkel und einer Verringerung der Auftriebskraft des Blattes führt, was zu einem aerodynamischen Ausgleich des Schlagens führt. Beim Übergang von ψ 90 auf ψ 180 nimmt die Strömungsgeschwindigkeit um die Schaufeln ab und die Anstellwinkel nehmen zu. Bei Azimut ψ = 180 o und bei ψ = 0 o sind die Strömungsgeschwindigkeiten um die Schaufel gleich und gleich ωr.

In Richtung des Azimuts ψ = 270 o beginnt die Schaufel aufgrund einer Abnahme der Strömungsgeschwindigkeit und einer Abnahme des Tl abzusinken, während die Schaufeln zusätzlich von unten angeblasen werden, was zu einer Vergrößerung der Anstellwinkel des Schaufelelements und damit zu einem Anstieg führt gewisse Steigerung des Auftriebs.

Bei ψ = 270 ist die Strömungsgeschwindigkeit um die Schaufel herum minimal, der Abwärtsschwung Vy der Schaufel ist maximal und die Anstellwinkel an den Schaufelspitzen sind nahezu kritisch. Aufgrund der unterschiedlichen Strömungsgeschwindigkeiten um die Schaufel bei unterschiedlichen Azimuten nehmen die Anstellwinkel bei ψ = 270 o um ein Vielfaches zu, als sie bei ψ = 90 o abnehmen. Daher können bei einer Erhöhung der Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers im Bereich des Azimuts ψ = 270 o die Anstellwinkel kritische Werte überschreiten, was zu einer Strömungsablösung von den Blattelementen führt.

Schrägströmung führt dazu, dass die Schlagwinkel der Schaufeln im vorderen Teil der NV-Scheibe im Bereich des Azimuts 180 0 deutlich größer sind als im hinteren Teil der Scheibe im Bereich des Azimuts 0 0 . Diese Neigung der Scheibe wird als Obstruktion des HB-Kegels bezeichnet. Die Änderung der Azimut-Schwenkwinkel des Blattes bei freiem Luftstrom, wenn kein Schwenkregler vorhanden ist, ändert sich wie folgt:

Azimut von 0 bis 90 0:

Die resultierende Strömungsgeschwindigkeit um die Schaufel nimmt zu, die Auftriebskraft und ihr Moment nehmen zu;

Der Schwenkwinkel b und die Vertikalgeschwindigkeit V y nehmen zu;

Azimut 90 0:

Die Aufwärtsschwunggeschwindigkeit V y ist maximal;

Azimut 90 0 – 180 0:

Die Auftriebskraft der Schaufel nimmt aufgrund einer Verringerung der resultierenden Strömungsgeschwindigkeit ab;

Die Aufwärtsschwenkgeschwindigkeit V y nimmt ab, der Blattschwenkwinkel nimmt jedoch weiter zu.

Azimut 200 0 – 210 0:

Die vertikale Schlaggeschwindigkeit beträgt Null V y = 0, der Schlagwinkel des Blattes b ist maximal, das Blatt sinkt infolge einer Auftriebsabnahme nach unten;

Azimut 270 0:

Die Strömungsgeschwindigkeit um die Schaufel ist minimal, die Auftriebskraft und ihr Moment sind reduziert;

Abwärtsschwenkgeschwindigkeit V y – maximal;

Der Schwenkwinkel b nimmt ab.

Azimut 20 0 – 30 0:

Die Strömungsgeschwindigkeit um die Schaufel herum beginnt zuzunehmen;

V ó = 0, der Abwärtsschwenkwinkel ist maximal.

Bei einem rechtsdrehenden Freiluftgebläse mit schrägem Blasvorgang fällt der Kegel also nach links zurück. Mit zunehmender Fluggeschwindigkeit nimmt der Kegelkollaps zu.

Abb. 12.10.Änderung der Anstellwinkel eines Flügelelements durch Schlagen.

Schwenkregler (RF). Die Schlagbewegung führt zu einer Erhöhung der dynamischen Belastungen der Blattstruktur und einer ungünstigen Änderung der Anstellwinkel der Blätter an der Rotorscheibe. Die Reduzierung der Schwungamplitude und die Änderung der natürlichen Neigung des NV-Kegels von links nach rechts erfolgt durch den Schwungregler. Der Schwenkregler (Abb. 12.11.) ist eine kinematische Verbindung zwischen dem Axialgelenk und dem rotierenden Taumelscheibenring, die eine Verringerung der Blatteinbauwinkel j bei einer Verringerung des Hubwinkels b und umgekehrt eine Vergrößerung des Blattes gewährleistet Einbauwinkel mit Vergrößerung des Hubwinkels. Diese Verbindung besteht darin, den Befestigungspunkt der Stange von der Taumelscheibe zum axialen Scharnierarm (Punkt A) (Abb. 12.12) von der Achse des horizontalen Scharniers zu verschieben. Bei Hubschraubern vom Typ Mi neigt der Schlagregler den HB-Kegel nach hinten und rechts. In diesem Fall ist die seitliche Komponente entlang der Z-Achse der resultierenden NV-Kraft nach rechts entgegen der Richtung des Heckrotorschubs gerichtet, was die Bedingungen für das seitliche Ausbalancieren des Hubschraubers verbessert.

Abb. 12.11 Schwenkregler, Kinematikdiagramm. . . Gleichgewicht der Klinge relativ zum horizontalen Scharnier.

Bei der Schlagbewegung der Klinge (Abb. 12.12.) in der Ebene der Zugkraft wirken auf sie folgende Kräfte und Momente:

Der auf ¾ der Klingenlänge ausgeübte Schub T l erzeugt ein Moment M t = T·a, das die Klinge dreht, um den Hub zu vergrößern;

Zentrifugalkraft F cb, die senkrecht zur konstruktiven Drehachse des NV in äußerer Richtung wirkt. Die Trägheitskraft des Schlagens der Klinge, die senkrecht zur Achse der Klinge und entgegengesetzt zur Beschleunigung des Schlagens gerichtet ist;

Die Schwerkraft G l wirkt auf den Schwerpunkt der Klinge und erzeugt beim Drehen der Klinge ein Moment M G = G · zur Reduzierung des Hubs.

Die Klinge nimmt entlang der resultierenden Kraft Rl eine Position im Raum ein. Die Gleichgewichtsbedingungen der Klinge relativ zum horizontalen Scharnier werden durch den Ausdruck bestimmt

(12.17.)

Abb. 12.12. Kräfte und Momente, die in der Schwungebene auf das Blatt wirken.

Die NV-Schaufeln bewegen sich entlang der Mantellinie eines Kegels, dessen Spitze sich in der Mitte der Nabe befindet und dessen Achse senkrecht zur Ebene der Schaufelenden steht.

Jedes Blatt nimmt bei einem bestimmten Azimut Ψ die gleichen Winkelpositionen β l relativ zur Rotationsebene des HB ein.

Die Schlagbewegung der Flügel ist zyklisch und wiederholt sich streng mit einer Periode, die der Zeit einer Umdrehung des NV entspricht.

Moment der horizontalen Buchsenverbindungen NV (M gsh).

Im Modus der axialen Strömung um den NV ist die resultierende Kraft der Schaufeln Rn entlang der Achse des NV gerichtet und wirkt auf die Mitte der Nabe. Im Schrägblasmodus wird die Kraft Rn in Richtung des Kegelhindernisses abgelenkt. Aufgrund der Trennung der horizontalen Scharniere verläuft die aerodynamische Kraft Rn nicht durch die Mitte der Buchse und es bildet sich eine Schulter zwischen dem Kraftvektor Rn und der Mitte der Buchse. Es entsteht ein Moment M gsh, das Trägheitsmoment der horizontalen Gelenke der HB-Buchse. Sie hängt vom Abstand l r der horizontalen Scharniere ab. Das Moment der horizontalen Scharniere der NV M gsh-Buchse nimmt mit zunehmendem Abstand l r zu und ist auf das Hindernis des NV-Kegels gerichtet.

Das Vorhandensein von Abständen horizontaler Scharniere verbessert die Dämpfungseigenschaft des NV, d. h. verbessert die dynamische Stabilität des Hubschraubers.

Gleichgewicht der Klinge relativ zum vertikalen Scharnier (VH).

Bei der Rotation wird die NV-Klinge um einen Winkel x ausgelenkt. Der Schwenkwinkel x wird zwischen der Radialen und der Längsachse des Blattes in der Rotationsebene des HB gemessen und ist positiv, wenn sich das Blatt relativ zur Radialen rückwärts dreht (hinterherhinkt) (Abb. 12.13.).

Im Durchschnitt beträgt der Schwenkwinkel 5–10 ° und im Selbstrotationsmodus ist er negativ und beträgt 8–12 ° in der Rotationsebene des HB. Auf die Klinge wirken folgende Kräfte:

Die Widerstandskraft X l wirkt im Druckmittelpunkt;

Zentrifugalkraft, die entlang einer geraden Linie gerichtet ist, die den Massenschwerpunkt des Blattes und die Drehachse des Propellers verbindet;

Die Trägheitskraft F in, die senkrecht zur Achse des Blattes und entgegengesetzt zur Beschleunigung gerichtet ist, wirkt auf den Massenschwerpunkt des Blattes;

Wechselnde Coriolis-Kräfte F k wirken im Massenschwerpunkt der Schaufel.

Die Entstehung der Corioliskraft wird durch den Energieerhaltungssatz erklärt.

Die Rotationsenergie hängt vom Radius ab; hat sich der Radius verringert, wird ein Teil der Energie zur Erhöhung der Rotationswinkelgeschwindigkeit verwendet.

Wenn daher die Klinge nach oben schlägt, verringern sich der Radius r c2 des Massenschwerpunkts der Klinge und die Umfangsgeschwindigkeit. Es tritt eine Coriolis-Beschleunigung auf, die dazu neigt, die Rotation und damit die Kraft – die Coriolis-Kraft – zu beschleunigen, die die Klinge nach vorne dreht relativ zum vertikalen Scharnier. Mit abnehmendem Schwenkwinkel wird die Coriolisbeschleunigung und damit die Kraft gegen die Rotation gerichtet. Die Corioliskraft ist direkt proportional zum Gewicht des Blattes, der Rotationsgeschwindigkeit des Blattes, der Winkelgeschwindigkeit des Schlagens und dem Schlagwinkel

Die oben genannten Kräfte bilden Momente, die bei jedem Azimut der Blattbewegung ausgeglichen werden müssen

. (12.15.)

Abb. 12.13. Gleichgewicht der Klinge relativ zum vertikalen Scharnier (VH).

Auftreten von Momenten auf NV.

Beim Betrieb der NV ergeben sich folgende Punkte:

Das durch die aerodynamischen Widerstandskräfte der Rotorblätter erzeugte Drehmoment Mk wird durch die Parameter der Luftwaffe bestimmt;

Das Reaktionsmoment M p wird auf das Hauptgetriebe und über den Getrieberahmen auf den Rumpf ausgeübt.;

Das Drehmoment der Motoren, das über das Hauptgetriebe auf die NV-Welle übertragen wird, wird durch das Drehmoment der Motoren bestimmt.

Das Drehmoment der Motoren ist entlang der Drehung des NV gerichtet, und das Blind- und Drehmoment des NV ist gegen die Drehung gerichtet. Das Motordrehmoment wird durch den Kraftstoffverbrauch, das automatische Steuerprogramm und die äußeren atmosphärischen Bedingungen bestimmt.

Im stationären Flugmodus ist M k = M p = - M dv.

Das NV-Drehmoment wird manchmal mit dem NV-Reaktionsdrehmoment oder dem Drehmoment der Motoren gleichgesetzt, aber wie aus dem oben Gesagten hervorgeht, ist die physikalische Essenz dieser Momente unterschiedlich.

Kritische Strömungszonen um die NV.

Beim schrägen Anblasen des Luftgebläses bilden sich folgende kritische Zonen (Abb. 12.14.):

Rückflusszone;

Strömungsabrisszone;

Wellenkrisengebiet;

Rückflusszone. Im Bereich des Azimuts 270 0 im Horizontalflug bildet sich eine Zone, in der die Endabschnitte der Rotorblätter nicht von der Vorderkante, sondern von der Hinterkante des Rotorblatts umströmt werden. Der in dieser Zone befindliche Abschnitt des Blattes ist nicht an der Erzeugung der Hubkraft des Blattes beteiligt. Diese Zone hängt von der Fluggeschwindigkeit ab; je höher die Fluggeschwindigkeit, desto größer ist die Rückströmungszone.

Strömungsabrisszone. Im Flug bei einem Azimut von 270 0 - 300 0 an den Blattenden vergrößern sich durch den Abwärtsschwung des Blattes die Anstellwinkel des Blattabschnitts. Dieser Effekt verstärkt sich mit zunehmender Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers, denn Gleichzeitig nehmen Geschwindigkeit und Amplitude der Schlagbewegung der Schaufeln zu. Bei einer deutlichen Erhöhung der Propellersteigung oder einer Erhöhung der Fluggeschwindigkeit kommt es in dieser Zone zu einem Strömungsabriss (Abb. 12.14.), da die Blätter überkritische Anstellwinkel erreichen, was zu einer Abnahme des Auftriebs und einer Zunahme führt im Widerstand der in dieser Zone befindlichen Rotorblätter. Der Schub des Hauptrotors in diesem Sektor nimmt ab und bei starker Überschreitung der Fluggeschwindigkeit entsteht ein deutliches Krängungsmoment am NV.

Wellenkrisengebiet. Der Wellenwiderstand am Blatt tritt im Bereich des Azimuts 90 0 at auf hohe Geschwindigkeit Flug, wenn die Strömungsgeschwindigkeit um das Rotorblatt die lokale Schallgeschwindigkeit erreicht und lokale Stoßwellen entstehen, die aufgrund des Auftretens von Wellenwiderstand zu einem starken Anstieg des Koeffizienten C xo führen

C xo = C xtr + C xv. (12.18.)

Der Wellenwiderstand kann um ein Vielfaches größer sein als der Reibungswiderstand Stoßwellen auf jedem Blatt treten zyklisch und für kurze Zeit auf, was zu Vibrationen des Blattes führt, die mit zunehmender Fluggeschwindigkeit zunehmen. Kritische Strömungszonen um den Hauptrotor verringern die effektive Fläche des Hauptrotors und damit den Schub des Hauptrotors und verschlechtern die aerodynamischen und betrieblichen Eigenschaften des gesamten Hubschraubers, daher sind Geschwindigkeitsbeschränkungen bei Hubschrauberflügen damit verbunden mit den betrachteten Phänomenen.

„Wirbelring“.

Der Wirbelringmodus tritt bei niedriger horizontaler Geschwindigkeit und hoher vertikaler Sinkgeschwindigkeit des Hubschraubers auf, wenn die Hubschraubertriebwerke laufen.

Wenn der Hubschrauber in diesem Modus sinkt, bildet sich in einer bestimmten Entfernung unter der NV eine Oberfläche a-a, auf der die induktive Abstoßungsgeschwindigkeit gleich der Abfallgeschwindigkeit V y wird (Abb. 12.15). An dieser Oberfläche angelangt, wendet sich der induktive Fluss dem NV zu, wird von diesem teilweise erfasst und wieder nach unten geschleudert. Wenn V y zunimmt, nähert sich die Oberfläche a-a der HB, und bei einer bestimmten kritischen Sinkgeschwindigkeit wird fast die gesamte ausgestoßene Luft wieder vom Hauptrotor angesaugt und bildet einen Wirbeltorus um den Rotor. Das Wirbelringregime setzt ein.

Abb. 12.14. Kritische Strömungszonen um die NV.

In diesem Fall nimmt der Gesamtschub des NV ab und die vertikale Sinkgeschwindigkeit V y nimmt zu. Oberfläche Abschnitt a-a In regelmäßigen Abständen verändern die Toruswirbel die Verteilung der aerodynamischen Last und die Art der Schlagbewegung der Rotorblätter stark. Infolgedessen pulsiert der NV-Schub, es kommt zu Zittern und Nicken des Hubschraubers, die Steuerungseffizienz verschlechtert sich, die Geschwindigkeitsanzeige und das Variometer liefern instabile Messwerte.

Je kleiner der Installationswinkel der Blätter und die horizontale Fluggeschwindigkeit, je größer die vertikale Sinkgeschwindigkeit, desto intensiver zeigt sich der Wirbelringmodus. Reduzierung bei Fluggeschwindigkeiten von 40 km/h oder weniger.

Um zu verhindern, dass der Hubschrauber in den „Wirbelring“-Modus wechselt, müssen die Anforderungen des Flughandbuchs zur Begrenzung der Vertikalgeschwindigkeit eingehalten werden

Ein Hubschrauber ist eine Drehflügelmaschine, bei der Auftrieb und Schub durch einen Propeller erzeugt werden. Der Hauptrotor dient der Unterstützung und Bewegung des Hubschraubers in der Luft. Bei der Drehung in einer horizontalen Ebene erzeugt der Hauptrotor einen Aufwärtsschub (T) und wirkt als Auftriebskraft (Y). Wenn der Hauptrotorschub größer ist als das Gewicht des Hubschraubers (G), hebt der Hubschrauber ohne Startlauf vom Boden ab und beginnt einen vertikalen Steigflug. Wenn das Gewicht des Helikopters und die Schubkraft des Hauptrotors gleich sind, hängt der Helikopter bewegungslos in der Luft. Für einen vertikalen Sinkflug reicht es aus, den Hauptrotorschub etwas geringer als das Gewicht des Hubschraubers zu machen. Die Vorwärtsbewegung des Hubschraubers (P) wird durch die Neigung der Rotationsebene des Hauptrotors mithilfe der Rotorsteuerung sichergestellt. Die Neigung der Rotorrotationsebene führt zu einer entsprechenden Neigung der gesamten aerodynamischen Kraft, während ihre vertikale Komponente den Hubschrauber in der Luft hält und die horizontale Komponente dazu führt, dass sich der Hubschrauber in die entsprechende Richtung vorwärts bewegt.

Abbildung 1. Kraftverteilungsdiagramm

Hubschrauberdesign

Der Rumpf ist der Hauptteil der Hubschrauberstruktur und dient dazu, alle Teile zu einem Ganzen zu verbinden sowie Besatzung, Passagiere, Fracht und Ausrüstung unterzubringen. Es verfügt über Heck- und Endträger, um den Heckrotor außerhalb der Rotationszone des Hauptrotors zu platzieren, und den Flügel (bei einigen Hubschraubern ist der Flügel installiert, um die maximale Fluggeschwindigkeit aufgrund der teilweisen Entlastung des Hauptrotors zu erhöhen (MI- 24)). Kraftwerk (Motoren)ist eine mechanische Energiequelle, um den Haupt- und Heckrotor in Rotation zu versetzen. Dazu gehören Motoren und Systeme, die ihren Betrieb gewährleisten (Kraftstoff, Öl, Kühlsystem, Motorstartsystem usw.). Der Hauptrotor (RO) dient der Unterstützung und Bewegung des Hubschraubers in der Luft und besteht aus Rotorblättern und einer Hauptrotornabe. Der Heckrotor dient zum Ausgleich des beim Drehen des Hauptrotors auftretenden Reaktionsmoments und zur Richtungssteuerung des Hubschraubers. Die Schubkraft des Heckrotors erzeugt ein Moment relativ zum Schwerpunkt des Hubschraubers, das das Reaktionsmoment des Hauptrotors ausgleicht. Um den Helikopter zu drehen, reicht es aus, die Stärke des Heckrotorschubs zu verändern. Der Heckrotor besteht ebenfalls aus Blättern und einer Buchse. Der Hauptrotor wird über eine spezielle Vorrichtung namens Taumelscheibe gesteuert. Der Heckrotor wird über Pedale gesteuert. Start- und Landevorrichtungen dienen als Stütze für den Hubschrauber im geparkten Zustand und sorgen für die Bewegung des Hubschraubers am Boden, beim Start und bei der Landung. Um Stöße und Erschütterungen abzumildern, sind sie mit Stoßdämpfern ausgestattet. Start- und Landegeräte können in Form von Radfahrwerken, Schwimmkörpern und Skiern hergestellt werden

Abb.2 Hauptteile des Hubschraubers:

1 – Rumpf; 2 - Flugzeugmotoren; 3 – Hauptrotor (Tragesystem); 4 – Übertragung; 5 – Heckrotor; 6 - Endbalken; 7 - Stabilisator; 8 – Heckausleger; 9 – Fahrgestell

Das Prinzip der Auftriebserzeugung durch einen Propeller und das Propellersteuerungssystem

Beim VertikalflugDie gesamte aerodynamische Kraft des Hauptrotors wird als Produkt der Luftmasse ausgedrückt, die in einer Sekunde durch die vom Hauptrotor gestrichene Oberfläche strömt, und der Geschwindigkeit des austretenden Strahls:

Wo πD 2/4 – vom Hauptrotor überstrichene Oberfläche;V—Fluggeschwindigkeit in m/s; ρ - Luftdichte;du –Geschwindigkeit des austretenden Strahls m/Sek.

Tatsächlich ist die Schubkraft des Propellers gleich der Reaktionskraft bei der Beschleunigung des Luftstroms

Damit sich ein Hubschrauber vorwärts bewegen kann, muss die Rotationsebene des Rotors schief sein, und die Änderung der Rotationsebene wird nicht durch Kippen der Hauptrotornabe erreicht (obwohl der visuelle Effekt genau das sein kann), sondern durch Ändern der Position der Klinge in verschiedenen Teilen der Quadranten des umschriebenen Kreises.

Die Rotorblätter, die bei ihrer Drehung einen Vollkreis um die Achse beschreiben, werden vom anströmenden Luftstrom auf unterschiedliche Weise umströmt. Ein Vollkreis hat 360°. Dann nehmen wir die hintere Position der Klinge als 0° an und dann alle 90° eine volle Umdrehung. Eine Klinge im Bereich von 0° bis 180° ist also eine vorrückende Klinge, und im Bereich von 180° bis 360° ist sie eine zurückziehende Klinge. Das Prinzip dieses Namens ist meiner Meinung nach klar. Der vorrückende Flügel bewegt sich auf den entgegenkommenden Luftstrom zu, und die Gesamtgeschwindigkeit seiner Bewegung relativ zu diesem Strom erhöht sich, weil sich der Strom selbst wiederum auf ihn zubewegt. Schließlich fliegt der Helikopter vorwärts. Dementsprechend erhöht sich auch die Hubkraft.

Abb.3 Änderung der Freistromgeschwindigkeiten während der Rotordrehung für den MI-1-Hubschrauber (durchschnittliche Fluggeschwindigkeiten).

Bei einer sich zurückziehenden Klinge ist das Bild umgekehrt. Die Geschwindigkeit, mit der diese Klinge vor ihr „wegzulaufen“ scheint, wird von der Geschwindigkeit der entgegenkommenden Strömung abgezogen. Dadurch haben wir weniger Auftrieb. Es stellt sich heraus, dass es einen gravierenden Unterschied in den Kräften auf der rechten und linken Seite des Propellers gibt, was offensichtlich ist Wendepunkt. In diesem Fall besteht die Tendenz, dass der Helikopter beim Versuch, sich vorwärts zu bewegen, umkippt. Solche Dinge ereigneten sich während der ersten Erfahrungen mit der Herstellung von Drehflüglern.

Um dies zu verhindern, verwendeten die Designer einen Trick. Tatsache ist, dass die Hauptrotorblätter an einer Hülse befestigt sind (dies ist eine so massive Einheit, die auf der Abtriebswelle montiert ist), jedoch nicht starr. Sie werden über spezielle Scharniere (oder ähnliche Vorrichtungen) damit verbunden. Es gibt drei Arten von Scharnieren: horizontal, vertikal und axial.

Nun wollen wir sehen, was mit der Klinge passiert, die an Scharnieren an der Drehachse aufgehängt ist. Unser Rotorblatt dreht sich also ohne externe Steuereingaben mit konstanter Geschwindigkeit.

Reis. 4 Kräfte, die auf ein Blatt wirken, das an Scharnieren an einer Propellernabe hängt.

Aus Von 0° auf 90° nimmt die Strömungsgeschwindigkeit um das Blatt zu, wodurch auch die Auftriebskraft zunimmt. Aber! Die Klinge ist nun an einem horizontalen Scharnier aufgehängt. Durch die überschüssige Hubkraft dreht es sich in einem horizontalen Scharnier und beginnt nach oben zu steigen (Experten sagen „schwingt“). Gleichzeitig neigt sich das Blatt aufgrund einer Erhöhung des Luftwiderstands (schließlich hat sich die Strömungsgeschwindigkeit erhöht) nach hinten und bleibt hinter der Drehung der Propellerachse zurück. Genau hierfür dient der vertikale Ballnier.

Beim Schlagen stellt sich jedoch heraus, dass die Luft relativ zum Blatt auch eine gewisse Abwärtsbewegung erfährt und somit der Anstellwinkel relativ zur Gegenströmung abnimmt. Das heißt, das Wachstum des überschüssigen Auftriebs verlangsamt sich. Diese Verlangsamung wird zusätzlich durch das Fehlen von Kontrollmaßnahmen beeinflusst. Dies bedeutet, dass die am Blatt befestigte Taumelscheibenstange ihre Position unverändert beibehält und das Blatt beim Schlagen gezwungen wird, sich in seinem axialen Scharnier zu drehen, das von der Stange gehalten wird, und dadurch seinen Installationswinkel oder Anstellwinkel im Verhältnis zum Blatt verringert Gegenstrom. (Die Abbildung zeigt, was passiert. Hier ist Y die Auftriebskraft, X die Widerstandskraft, Vy die vertikale Luftbewegung und α der Anstellwinkel.)

Abb.5 Bild der Geschwindigkeits- und Anstellwinkeländerungen der Anströmung während der Drehung des Hauptrotorblatts.

Auf den Punkt gebracht Der 90°-Überschussauftrieb wird weiter zunehmen, jedoch aus den oben genannten Gründen immer langsamer. Nach 90° nimmt diese Kraft ab, aber aufgrund ihrer Präsenz bewegt sich die Klinge weiter nach oben, wenn auch immer langsamer. Die maximale Schwunghöhe wird erreicht, wenn der 180°-Punkt leicht überschritten wird. Dies liegt daran, dass die Klinge ein gewisses Gewicht hat und auch Trägheitskräfte auf sie wirken.

Bei weiterer Drehung zieht sich die Klinge zurück und die gleichen Prozesse wirken auf sie ein, jedoch in die entgegengesetzte Richtung. Die Größe der Auftriebskraft nimmt ab und die Zentrifugalkraft beginnt zusammen mit der Gewichtskraft, sie abzusenken. Gleichzeitig erhöhen sich jedoch die Anstellwinkel der Gegenströmung (die Luft bewegt sich nun relativ zum Flügel nach oben) und der Einbauwinkel des Flügels vergrößert sich aufgrund der Unbeweglichkeit der Stäbe Taumelscheibe für Hubschrauber . Alles, was passiert, hält den Auftrieb des sich zurückziehenden Blattes auf dem erforderlichen Niveau. Das Blatt sinkt weiter ab und erreicht seine minimale Schwunghöhe irgendwo nach dem 0°-Punkt, wiederum aufgrund von Trägheitskräften.

Wenn sich der Hauptrotor dreht, scheinen die Rotorblätter des Hubschraubers zu „winken“ oder man sagt auch „flattern“. Allerdings ist es sozusagen unwahrscheinlich, dass man dieses Flattern mit bloßem Auge wahrnimmt. Der Auftrieb der Klingen nach oben (sowie ihre Auslenkung nach hinten im Vertikalscharnier) ist sehr unbedeutend. Tatsache ist, dass die Zentrifugalkraft eine sehr starke stabilisierende Wirkung auf die Schaufeln hat. Die Hubkraft ist beispielsweise 10-mal größer als das Gewicht der Klinge, und die Zentrifugalkraft ist 100-mal größer. Es ist die Zentrifugalkraft, die ein scheinbar „weiches“ Blatt, das sich in einer stationären Position biegt, in ein hartes, langlebiges und perfekt funktionierendes Element des Hauptrotors eines Hubschraubers verwandelt.

Die vertikale Auslenkung der Rotorblätter ist jedoch trotz ihrer Unbedeutsamkeit vorhanden, und der Hauptrotor beschreibt beim Drehen einen Kegel, wenn auch einen sehr sanften. Die Basis dieses Kegels ist Propellerrotationsebene(siehe Abb.1.)

Um dem Hubschrauber eine Vorwärtsbewegung zu verleihen, muss dieses Flugzeug so geneigt werden, dass die horizontale Komponente der gesamten aerodynamischen Kraft auftritt, also der horizontale Schub des Propellers. Mit anderen Worten: Sie müssen den gesamten imaginären Rotationskegel des Propellers neigen. Wenn der Helikopter vorwärts fliegen muss, muss der Kegel nach vorne geneigt werden.

Basierend auf der Beschreibung der Bewegung des Blattes beim Drehen des Propellers bedeutet dies, dass das Blatt in der 180°-Position fallen und in der 0°-Position (360°) ansteigen sollte. Das heißt, am Punkt 180° sollte die Hubkraft abnehmen und am Punkt 0° (360°) zunehmen. Und dies wiederum kann erreicht werden, indem der Installationswinkel der Klinge am 180°-Punkt verringert und am 0°-Punkt (360°) vergrößert wird. Ähnliches sollte passieren, wenn sich der Helikopter in andere Richtungen bewegt. Nur in diesem Fall kommt es natürlich auch an anderen Eckpunkten zu ähnlichen Lageänderungen der Schaufeln.

Es ist klar, dass bei Zwischendrehwinkeln des Propellers zwischen den angegebenen Punkten die Installationswinkel des Blattes Zwischenpositionen einnehmen müssen, das heißt, der Installationswinkel des Blattes ändert sich, wenn es sich allmählich und zyklisch im Kreis bewegt. Das ist wird als zyklischer Installationswinkel des Blattes bezeichnet ( zyklische Propellersteigung). Ich hebe diesen Namen hervor, weil es auch eine allgemeine Steigung des Propellers gibt (den allgemeinen Installationswinkel der Blätter). Sie ändert sich gleichzeitig an allen Klingen um den gleichen Betrag. Dies geschieht normalerweise, um den Gesamtauftrieb des Rotors zu erhöhen.

Solche Aktionen werden durchgeführt Taumelscheibe für Hubschrauber . Es verändert den Einbauwinkel der Hauptrotorblätter (Rotorpitch), indem es diese mittels daran befestigter Stangen in den Axialscharnieren dreht. Typischerweise gibt es immer zwei Steuerkanäle: Pitch und Roll sowie einen Kanal zur Änderung der Gesamtneigung des Hauptrotors.

Tonhöhe bedeutet die Winkelposition des Flugzeugs relativ zu seiner Querachse (Nase oben-unten), bzw. Akren relativ zu seiner Längsachse (Neigung links-rechts).

Strukturell Taumelscheibe für Hubschrauber Es ist recht kompliziert, aber sein Aufbau lässt sich am Beispiel einer ähnlichen Einheit eines Hubschraubermodells erklären. Die Modellmaschine ist natürlich einfacher aufgebaut als ihr älterer Bruder, aber das Prinzip ist absolut das gleiche.

Reis. 6 Taumelscheibe für Hubschraubermodelle

Dies ist ein Zweiblatt-Hubschrauber. Die Winkelposition jeder Klinge wird über Stangen6 gesteuert. Diese Stäbe sind mit der sogenannten Innenplatte2 (aus Weißmetall) verbunden. Es dreht sich mit dem Propeller und ist im stationären Zustand parallel zur Rotationsebene des Propellers. Es kann jedoch seine Winkelposition (Neigung) ändern, da es über ein Kugelgelenk3 an der Achse der Schraube befestigt ist. Wenn es seine Neigung (Winkelposition) ändert, wirkt es auf die Stangen6, die wiederum auf die Blätter einwirken, diese in den axialen Scharnieren drehen und dadurch die zyklische Steigung des Propellers ändern.

Innenplatte Gleichzeitig ist es der Innenring des Lagers, dessen Außenring die Außenplatte der Schraube1 ist. Es dreht sich nicht, kann aber seine Neigung (Winkelposition) unter dem Einfluss der Steuerung über den Nickkanal4 und den Rollkanal5 ändern. Durch die Änderung ihrer Neigung unter dem Einfluss der Steuerung verändert die Außenplatte die Neigung der Innenplatte und damit die Neigung der Rotorrotationsebene. Dadurch fliegt der Helikopter in die richtige Richtung.

Die Gesamtsteigung der Schraube wird durch Bewegen der Innenplatte2 entlang der Schraubenachse mithilfe eines Mechanismus7 geändert. In diesem Fall ändert sich der Einbauwinkel an beiden Flügeln gleichzeitig.

Zum besseren Verständnis füge ich noch ein paar Abbildungen einer Taumelscheiben-Schraubennabe bei.

Reis. 7 Buchse mit Taumelscheibe verschrauben (Schema).

Reis. 8 Drehung des Blattes im Vertikalgelenk der Hauptrotornabe.

Reis. 9 Hauptrotornabe des MI-8-Hubschraubers

PHYSIK DES ROTORS

Eine großartige Maschine – ein Hubschrauber! Seine bemerkenswerten Eigenschaften machen es in Tausenden von Fällen unverzichtbar. Nur ein Hubschrauber kann senkrecht starten und landen, bewegungslos in der Luft hängen, sich seitwärts bewegen und sogar mit dem Heck voran.

Woher kommen so wunderbare Möglichkeiten? Wie ist die Flugphysik?7 Versuchen wir, diese Fragen kurz zu beantworten.

Ein Hubschrauberrotor erzeugt Auftrieb. Die Propellerblätter sind die gleichen Propeller. In einem bestimmten Winkel zum Horizont installiert, verhalten sie sich im einströmenden Luftstrom wie ein Flügel: Unter der unteren Ebene der Schaufeln entsteht Druck, darüber entsteht Vakuum. Je größer dieser Unterschied ist, desto größer ist der Auftrieb. Wenn die Auftriebskraft das Gewicht des Helikopters übersteigt, hebt er ab, im umgekehrten Fall sinkt der Helikopter ab.

Wenn bei einem Flugzeugflügel die Auftriebskraft nur dann auftritt, wenn sich das Flugzeug bewegt, dann tritt sie beim „Flügel“ eines Hubschraubers auch dann auf, wenn der Hubschrauber stillsteht: Der „Flügel“ bewegt sich. Das ist die Hauptsache.

Doch der Helikopter gewann an Höhe. Jetzt muss er vorwärts fliegen. Wie kann man das machen? Die Schraube erzeugt nur Auftrieb! Werfen wir in diesem Moment einen Blick ins Cockpit. Er drehte den Steuerknüppel von sich weg. Der Hubschrauber neigte sich leicht auf der Nase und flog vorwärts. Warum?

Der Bedienknopf ist mit einem ausgeklügelten Gerät verbunden – einer Transfermaschine. Dieser für die Steuerung eines Hubschraubers äußerst praktische Mechanismus wurde während seiner Studienzeit vom Akademiker B. N. Yuryev erfunden. Sein Design ist recht komplex, aber sein Zweck besteht darin, dem Piloten die Möglichkeit zu geben, den Winkel der Rotorblätter zum Horizont nach Belieben zu ändern.

Es ist nicht schwer zu verstehen, dass sich beim Horizontalflug eines Hubschraubers der Druck seiner Rotorblätter relativ zur Umgebungsluft mit unterschiedlichen Geschwindigkeiten bewegt. Die nach vorne gerichtete Klinge bewegt sich in Richtung des Luftstroms, und die nach hinten drehende Klinge bewegt sich entlang der Strömung. Daher ist die Geschwindigkeit des Blattes und damit die Hubkraft höher, wenn sich das Blatt vorwärts bewegt. Der Propeller neigt dazu, den Hubschrauber auf die Seite zu drehen.

Um dies zu verhindern, verbanden die Nichtstrunter die Klingen beweglich über Scharniere mit der Achse. Dann begann das vordere Blatt mit größerer Auftriebskraft zu steigen und zu flattern. Diese Bewegung wurde jedoch nicht mehr auf den Hubschrauber übertragen, er flog ruhig. Dank der Schlagbewegung der Klinge blieb ihre Auftriebskraft während der gesamten Umdrehung konstant.

Dies löste jedoch nicht das Problem des Vorwärtskommens. Schließlich müssen Sie die Richtung des Propellerschubs ändern und den Hubschrauber dazu zwingen, sich horizontal zu bewegen. Möglich wurde dies durch die Taumelscheibe. Es verändert kontinuierlich den Winkel jedes Propellerblatts, sodass der größte Auftrieb ungefähr im hinteren Sektor seiner Drehung auftritt. Durch die resultierende Schubkraft kippt der Hauptrotor und der ebenfalls kippende Hubschrauber beginnt sich vorwärts zu bewegen.

Es hat lange gedauert, bis ein so zuverlässiges und praktisches Hubschraubersteuergerät entwickelt wurde. Ein Gerät zur Steuerung der Flugrichtung erschien nicht sofort.

Sie wissen natürlich, dass ein Hubschrauber kein Ruder hat. Ja, es wird von einem Drehflügler nicht benötigt. Er wird durch einen kleinen Propeller ersetzt, der am Heck montiert ist. Wenn der Pilot versuchen würde, es auszuschalten, würde sich der Hubschrauber selbst drehen. Ja, es drehte sich so, dass es begann, sich immer schneller in die entgegengesetzte Richtung zur Drehung des Hauptrotors zu drehen. Dies ist eine Folge des Reaktionsdrehmoments, das auftritt, wenn sich der Hauptrotor dreht. Der Heckrotor verhindert, dass sich das Heck des Hubschraubers unter dem Einfluss des Reaktionsmoments dreht und gleicht es aus. Und bei Bedarf erhöht oder verringert der Pilot den Heckrotorschub. Dann dreht der Helikopter in die richtige Richtung.

Manchmal verzichtet man auch ganz auf einen Heckrotor und verbaut bei Hubschraubern zwei zueinander rotierende Hauptrotoren. Reaktionsmomente werden in diesem Fall natürlich zerstört.

So fliegt das „Luft-Geländefahrzeug“ und der unermüdliche Arbeiter – der Helikopter.

§ 1. Zweck und Arten von Propellern
Zweck Propeller besteht darin, das vom Motor übertragene Drehmoment in aerodynamische Kraft umzuwandeln. Die Entstehung der aerodynamischen Kraft wird durch den dritten Hauptsatz der Mechanik erklärt. Wenn sich der Propeller dreht, fängt er eine bestimmte Luftmasse ein und schleudert sie aus. Diese Masse widersteht dem Wegschleudern und treibt den Propeller mit Flugzeug in die entgegengesetzte Richtung zur Wurfrichtung.
Der Grund für die Entstehung der aerodynamischen Kraft eines Propellers ist die Reaktion der vom Propeller geschleuderten Luftmasse.
Flugzeugpropeller werden verwendet, um den nötigen Schub zu erzeugen, um das Flugzeug voranzutreiben.
Der Hauptrotor eines Hubschraubers dient dazu, den nötigen Auftrieb zu erzeugen, um den Hubschrauber in der Luft zu halten, und den nötigen Schub, um den Hubschrauber vorwärts zu treiben. Wie bereits erwähnt, ist einer der Vorteile eines Hubschraubers seine Fähigkeit, sich in jede Richtung zu bewegen. Die Bewegungsrichtung des Hubschraubers hängt davon ab, wo die Schubkraft des Hauptrotors geneigt ist – vorwärts, rückwärts oder seitwärts (Abb. 1.32).
Der Hauptrotor gewährleistet die Steuerbarkeit und Stabilität des Hubschraubers in allen Modi. Somit dient der Hauptrotor gleichzeitig als Flügel, Traktorrotor und Hauptsteuerung.
Heckrotoren von Hubschraubern dienen dazu, das Reaktionsdrehmoment und die Richtungssteuerung des Hubschraubers auszugleichen.

§ 2. Grundparameter, die den Hauptrotor charakterisieren
Zu den wichtigsten Parametern, die den Hauptrotor eines Hubschraubers charakterisieren, gehören:
Anzahl der Klingen. Moderne Hubschrauber verwenden drei-, vier- und fünfblättrige Propeller. Eine Erhöhung der Rotorblattzahl verschlechtert die Leistung des Rotors aufgrund der schädlichen gegenseitigen Beeinflussung der Rotorblätter. Eine Verringerung der Anzahl der Rotorblätter (weniger als drei) führt zu einem pulsierenden Charakter des vom Rotor erzeugten Schubs und zu erhöhten Vibrationen des Hubschraubers im Flug. Der Hauptrotordurchmesser D ist der Durchmesser des Kreises, der von den Enden der Rotorblätter während der Drehung beschrieben wird. Der Radius dieses Kreises wird mit dem Buchstaben R bezeichnet und als Radius des Hauptrotors bezeichnet. Der Abstand von der Drehachse des Hauptrotors zum betrachteten Abschnitt wird mit dem Buchstaben g bezeichnet (Abb. 1.33).

Berechnungen zeigen, dass bei gleicher Leistung des Propellers dessen Schub mit zunehmendem Durchmesser zunimmt. So erhöht beispielsweise eine Verdoppelung des Durchmessers den Schub um das 1,59-fache, eine Vergrößerung des Durchmessers um das Fünffache erhöht den Schub um das 2,92-fache.
Eine Vergrößerung des Durchmessers ist jedoch mit einer Erhöhung des Gewichts des Propellers, mit der großen Schwierigkeit, die Festigkeit der Blätter sicherzustellen, mit einer Komplikation der Herstellungstechnologie der Blätter und mit einer Vergrößerung der Schwanzlänge verbunden Boom usw.
Daher wird bei der Entwicklung eines Hubschraubers ein bestimmter optimaler Durchmesser gewählt.

Die vom Hauptrotor F0M überstrichene Fläche ist die Fläche des Kreises, der von den Enden der Hauptrotorblätter während der Drehung beschrieben wird.
Das Konzept der überstrichenen Fläche wird eingeführt, da diese Fläche aufgrund der Viskosität und Trägheit der Luft als eine bestimmte tragende Fläche, ähnlich einem Flugzeugflügel, betrachtet werden kann, die beim Durchströmen der überstrichenen Fläche einen gemeinsamen Strahl bildet Propeller. Moderne Hubschrauber haben F0M= 100-:-1000 m2.
Die Belastung der überstrichenen Fläche p ist das Verhältnis des Gewichts des Hubschraubers G zur Fläche, die der Propeller während seiner Drehung überstreicht:
FomP=G/Fom(kg/m2).
Eine Erhöhung von p führt zu einer Verringerung maximale Höhe Flug und zu einer Erhöhung der Sinkgeschwindigkeit im Selbstrotationsmodus des Hauptrotors.
Für moderne Hubschrauber P=12-:-45kg/m2, oder 118-:-440n/m2

Der Füllfaktor Q ist ein Wert, der angibt, welcher Teil der überstrichenen Fläche die Fläche aller Propellerblätter ist.

Klingenform im Grundriss(Abb. 1.34). Das Hauptrotorblatt kann eine rechteckige, trapezförmige oder gemischte Grundrissform haben. Die Verengung der Trapezklinge beträgt nicht mehr als 2-3.
Die Verjüngung der Klinge ist das Verhältnis der Sehne am Schaftende zur Sehne an der Spitze.
Klingenprofil – seine Form Querschnitt. Für Rotorblätter werden Profile verwendet, die denen von Flugzeugflügeln ähneln. In der Regel handelt es sich dabei um asymmetrische Profile mit einer relativen Dicke c =
7-=-14%“. Die Profilform entlang der Länge kann variabel sein (aerodynamische Verdrehung des Blattes). Bei der Auswahl der Profilformen wird darauf geachtet, dass diese eine größtmögliche aerodynamische Qualität aufweisen

Anstellwinkel des Blattabschnitts a ist der Winkel zwischen der Profilsehne und der Richtung der anströmenden Luft diese Abteilung. Die Größe des Anstellwinkels bestimmt die Werte der aerodynamischen Kraftkoeffizienten.

Einbauwinkel Ф bezeichnet den Winkel zwischen der Profilsehne und der Rotationsebene des Hauptrotors. Der Installationswinkel von Hubschrauberpropellern wird in einem Abstand von 0,7 des Rotorradius gemessen. Diese Konvention wurde aufgrund der geometrischen Verdrehung der Blätter eingeführt, aufgrund derer alle Abschnitte der Blätter eine unterschiedliche (zum Ende hin abnehmende) Installation aufweisen Winkel. Die Notwendigkeit einer geometrischen Verdrehung wird wie folgt erklärt. Erstens kommt es aufgrund der zunehmenden Umfangsgeschwindigkeit zum Ende des Blattes hin zu einer ungleichmäßigen Verteilung der induzierten Geschwindigkeiten und damit der aerodynamischen Kräfte über die Länge des Blattes. Um eine gleichmäßigere Lastverteilung zu gewährleisten, wird der Einbauwinkel zum Blattende hin verringert. Zweitens kommt es im Vorwärtsflug aufgrund einer Vergrößerung des Anstellwinkels an einer bestimmten Position der Rotorblätter zu einem Strömungsabriss an den Enden der Rotorblätter; das Vorhandensein einer geometrischen Verdrehung treibt den Strömungsabriss in Richtung höherer Fluggeschwindigkeiten. Auf dieses Problem wird weiter unten näher eingegangen.
Der Pitch des Hauptrotorblatts ändert sich, wenn es im Axialgelenk gedreht wird, d. h. um die Längsachse.
Konstruktiv ist der Hauptrotor so ausgelegt, dass sich alle seine Blätter im Axialgelenk gleichzeitig um den gleichen Winkel oder um unterschiedliche Winkel drehen können.
Anstellwinkel des Rotors. Oben wurde gesagt, dass die vom Hauptrotor überstrichene Fläche als Auflagefläche betrachtet werden kann, auf deren Flächeneinheit eine bestimmte Last fällt.
Lassen Sie uns das Konzept einführen – Anstellwinkel des Hauptrotors A, womit wir den Winkel zwischen der Rotationsebene des Hauptrotors und der Richtung des entgegenkommenden Luftstroms (Flugrichtung) meinen. Nähert sich die Strömung der Rotationsebene des Hauptrotors von unten (Abb. 1.36), gilt der Anstellwinkel als positiv, von oben als negativ.
Da sich der Hubschrauber in der Luft in jede Richtung bewegt, kann der Anstellwinkel des Hauptrotors innerhalb von ±180° variieren. Bei vertikalem Abstieg A = +90°, bei vertikalem Aufstieg A = -90°.

Azimutaler Positionswinkel des Blattes. Wenn ein Hubschrauber fliegt, verbindet sich die Drehbewegung der Hauptrotorblätter mit der Vorwärtsbewegung des gesamten Hubschraubers. Aus diesem Grund hängen die Betriebsbedingungen der Rotorblätter maßgeblich von ihrer Position relativ zur Flugrichtung ab. Um die Eigenschaften des Betriebs von Rotorblättern in Abhängigkeit von ihrer Position zu beurteilen, wird das Konzept der azimutalen Position des Rotorblatts eingeführt.
Der azimutale Positionswinkel des Blattes ist der Winkel zwischen der Flugrichtung und der Längsachse des Blattes (Abb. 1.37).

Es wird allgemein angenommen, dass φ = 0 ist, wenn die Längsachse des Flügels mit der Richtung des entgegenkommenden Luftstroms übereinstimmt. Es ist zu beachten (da sich der Hubschrauber vorwärts, rückwärts oder seitwärts bewegen kann), dass der azimutale Positionswinkel in jedem Fall aus der Richtung des Blattes gemessen werden muss, die mit der Richtung des entgegenkommenden Luftstroms übereinstimmt. Die Zählung erfolgt üblicherweise in Drehrichtung des Hauptrotors. Es ist offensichtlich, dass sich der Winkel der azimutalen Position des Blattes pro Umdrehung von 0 auf 360° (von 0 auf 2°) ändert.
Die Anzahl der Umdrehungen des Hauptrotors. Da es sich bei Hubschrauberrotoren um Rotoren mit großem Durchmesser handelt, ist ihre Drehzahl niedrig – 100–600 U/min.
Wie Berechnungen zeigen, ist es für einen Propeller mit größtmöglichem Schub (bei gegebener Leistung) notwendig, seinen Durchmesser zu vergrößern und die Geschwindigkeit zu verringern. Um beispielsweise den Schub um das Dreifache zu erhöhen, muss die Geschwindigkeit um das Fünfzehnfache reduziert werden (in diesem Fall vergrößert sich der Durchmesser des Propellers um etwa das Fünffache).
Bei einem bestimmten Propeller nimmt der Schub mit zunehmender Geschwindigkeit zu, was jedoch eine Erhöhung der Eingangsleistung erfordert.
Die Anzahl der Umdrehungen des Hauptrotors wird durch die Wellenkrise begrenzt, die hauptsächlich an den Enden der Rotorblätter auftritt, die sich in Richtung der Gegenströmung bewegen (nahe dem Azimut r = 90°).
Um große Verluste durch die Überwindung des Wellenwiderstands zu vermeiden, wird die Drehzahl der Hauptrotoren moderner Hubschrauber so gewählt, dass die Blattenden Unterschallgeschwindigkeiten aufweisen. Bei modernen Hubschraubern erreichen die Umfangsgeschwindigkeiten der Blattspitzen 200–250 m/s.
§ 3. Schubkraft eines idealen Rotors bei axialer Strömung
Eine ideale Schnecke ist eine Schnecke, deren Betrieb Reibungsverluste und die Verdrehung des Strahls hinter der Schnecke nicht berücksichtigt. Der Axialströmungsmodus ist ein Modus, bei dem der Luftstrom entlang der Rotationsachse des Propellers gerichtet ist. In diesem Fall beträgt der Anstellwinkel des Hauptrotors 90°. Im Axialströmungsmodus arbeitet der Hauptrotor während des Schwebeflugs, des vertikalen Aufstiegs und des vertikalen Sinkflugs des Hubschraubers.
Der Hauptrotor saugt Luft mit der Geschwindigkeit U1 an und stößt sie mit der Geschwindigkeit U2 aus. Die Geschwindigkeiten U1 und U2 werden als induktive Geschwindigkeiten bezeichnet (Abb. 1.38).

Wenn die Strömungsgeschwindigkeit um den Propeller gleich V ist, beträgt sie vor dem Propeller V + U1 und hinter dem Propeller V + U2.
Nachdem die Luftmasse die überstrichene Fläche passiert hat, erhält sie unter der Wirkung der vom Propeller erzeugten Kraft F eine Beschleunigung j. Basierend auf dem dritten Hauptsatz der Mechanik wirkt Luft mit gleich großer, aber entgegengesetzt gerichteter Kraft T auf den Rotor. Kraft T ist der Propellerschub. Basierend auf dem zweiten Hauptsatz der Mechanik ist T=mj. Die durch die überstrichene Fläche strömende Luftmasse kann durch Multiplikation des Volumens mit der Massendichte bestimmt werden. N. E. Zhukovsky hat theoretisch bewiesen und experimentell bestätigt, dass die induktive Abstoßungsgeschwindigkeit doppelt so hoch ist wie die induktive Ansauggeschwindigkeit. Mit anderen Worten: Die induzierte Geschwindigkeit an der Propellerscheibe ist gleich der Hälfte des gesamten Geschwindigkeitszuwachses, der durch die durch den Propeller strömende Luft erzielt wird.

Die induktive Sauggeschwindigkeit wird experimentell ermittelt und beträgt 8-15 m/s.
Aus der resultierenden Schubformel folgt, dass die Schubkraft des Hauptrotors von der Massendichte der Luft, der überstrichenen Fläche und der induktiven Sauggeschwindigkeit abhängt.
Mit zunehmender Flughöhe oder steigender Umgebungstemperatur nimmt die Massendichte P und damit die Schubkraft ab. Mit zunehmender Drehzahl und Propellersteigung nimmt die induktive Geschwindigkeit U1 (Propellerschub) zu.
Die vom Hauptrotor überstrichene Fläche Fоv ist ein Konstruktionsparameter und für einen bestimmten Rotor konstant.
Der Rotorschub kann auch auf andere Weise ermittelt werden – als Summe der von den einzelnen Rotorblättern erzeugten aerodynamischen Kräfte, da die Umströmung der Rotorblätter ähnlich der Umströmung des Flügels ist. Der Unterschied besteht jedoch darin, dass die Klinge keine translatorische, sondern eine rotatorische Bewegung ausführt und sich daher alle ihre Abschnitte (Elemente) mit unterschiedlichen Geschwindigkeiten bewegen. Daher muss die vom Blatt erzeugte aerodynamische Kraft als Summe der wirkenden aerodynamischen Kräfte berechnet werden
auf das Messerelement (Abb. 1.39).

Die Hubkraft des Blattelements ΔY bzw. der Widerstand des Elements ΔX unterscheiden sich in ihrer Größe von der Schubkraft des Elements ΔT und der Rotationswiderstandskraft des Elements ΔQ.
Dies erklärt sich dadurch, dass die Auftriebskraft senkrecht zur auf den Abschnitt einfallenden Strömung gerichtet ist, die Widerstandskraft entlang der Strömung gerichtet ist, die Zugkraft senkrecht zur Rotationsebene des Elements steht und die Widerstandskraft dazu Die Rotation liegt in der Rotationsebene.
§ 4. Rotorschubkraft bei Schrägströmung
Unter Schrägströmungsregime versteht man ein Regime, bei dem die Luftströmung in einem bestimmten, willkürlichen Anstellwinkel zur Rotationsebene des Hauptrotors (ungleich 90°) gerichtet ist. Dieser Modus wird während des Horizontalflugs des Hubschraubers sowie beim Auf- und Abstieg entlang einer geneigten Flugbahn ausgeführt.

Um den untersuchten Sachverhalt zu vereinfachen, betrachten wir zunächst den Fall einer seitlichen Umströmung des Hauptrotors, d. h. einen Fall, bei dem die Strömung parallel zur Rotationsebene des Hauptrotors gerichtet ist und der Anstellwinkel des Rotors gleich ist null. In diesem Fall addiert sich die Anströmgeschwindigkeit V zur Ansauggeschwindigkeit u und ergibt die resultierende Geschwindigkeit V1 (Abb. 1.41). Es ist offensichtlich, dass V>u1.

Aus der Formel wird deutlich, dass bei gleicher Ausstoßgeschwindigkeit U2 der Propellerschub bei seitlicher Strömung größer ist als bei axialer Strömung. Physikalisch erklärt sich dies durch eine Zunahme der zweiten Luftmasse, die durch die vom Propeller überstrichene Fläche strömt.
Betrachtet man den allgemeineren Fall der Schrägströmung, wenn sich die Luft der vom Propeller überstrichenen Ebene in einem beliebigen Anstellwinkel des Hauptrotors A nähert, erhält man ein ähnliches Bild. Es ist lediglich zu beachten, dass im Einzelfall die resultierende Geschwindigkeit der zur Rotorebene strömenden Luft gleich der geometrischen Summe der Anströmgeschwindigkeit und der Ansauggeschwindigkeit sein muss.
§ 5. Änderung der Schubkraft des Hauptrotors
mit schräger Strömung, abhängig von der azimutalen Position der Schaufeln
Bei schräger Umströmung des Rotors ist die Geschwindigkeit der Strömung um die Schaufeln die Summe aus der Geschwindigkeit der Rotationsbewegung und der Translationsgeschwindigkeit des entgegenkommenden Luftstroms. Der Einfachheit halber betrachten wir die Strömung um den Endabschnitt des Rotorblatts. Beachten Sie, dass die entlang der Schaufel gerichtete Komponente der entgegenkommenden Strömungsgeschwindigkeit nicht an der Auftriebserzeugung beteiligt ist. Die Umfangsgeschwindigkeit des Endabschnitts beträgt wR. Die Geschwindigkeit der Gegenströmung sei gleich V. Zerlegen wir diese Geschwindigkeit in eine Richtung entlang der Schaufel und senkrecht dazu (Abb. 1.42).

Bei Azimut 90° wird es gleich +V und bei Azimut 270° gleich -V. Somit erreicht die Strömungsgeschwindigkeit um das Blatt herum während einer Umdrehung ein Maximum bei einem Azimut von 90° und ein Minimum bei einem Azimut von 270°.
Aus der Formel sehen wir, dass die Schubkraft des Blattes eine variable Größe ist und vom Azimut abhängt. Seinen Maximalwert erreicht er bei einem Azimut von 90°, wenn der Wert der Umfangsgeschwindigkeit zur Fluggeschwindigkeit addiert wird, der Minimalwert liegt bei einem Azimut von 270°, wenn die Fluggeschwindigkeit von der Umfangsgeschwindigkeit subtrahiert wird.
Die Größe der Schubkraft eines Zweiblattpropellers hängt vom Azimut ab und ist ein variabler Wert. Die variable Komponente der Schubkraft eines Zweiblattrotors führt zu einer erhöhten Vibration des Hubschraubers, weshalb der Einsatz von Zweiblattrotoren begrenzt ist. Um die Schubkraft eines dreiflügeligen Propellers zu berechnen, ist es notwendig, den Schub von drei Blättern zu addieren, die im Azimutwinkel 120° voneinander entfernt sind. Elementare mathematische Berechnungen zeigen, dass bei Propellern mit drei oder mehr Blättern die variable Komponente verschwindet und der Gesamtschub unabhängig vom Azimut einen konstanten Wert annimmt.
Es ist sehr wichtig zu beachten, dass die Gesamtschubkraft eines Rotors mit starr an der Nabe befestigten Schaufeln beim Schrägblasen nicht mit der Rotationsachse zusammenfällt, sondern in Richtung der Schaufeln verlagert wird, die sich in Richtung des Luftstroms bewegen. Dies erklärt sich dadurch, dass die Auftriebskraft der sich in Strömungsrichtung bewegenden Schaufeln größer ist als die der in Strömungsrichtung bewegten Schaufeln und sich durch geometrische Addition die Resultierende der Auftriebskräfte in Richtung der Strömungsrichtung verschiebt Schaufeln bewegen sich in Richtung der Strömung. Durch die verlagerte Schubkraft des Hauptrotors entsteht ein Kippmoment relativ zum Schwerpunkt des Hubschraubers (Abb. 1.43). Ein Hauptrotor mit starr befestigten Rotorblättern würde den Hubschrauber unweigerlich zum Kentern bringen, wenn er versuchen würde, eine nennenswerte Vorwärtsgeschwindigkeit zu erreichen.
Zusätzlich zum Krängungsmoment, das dazu neigt, den Hubschrauber relativ zur Längsachse zu kippen, entsteht bei schrägem Anblasen des Hauptrotors auch ein Längsmoment, das die Rotationsebene des Hauptrotors relativ zur Querachse verdreht, um das zu erhöhen Angriffswinkel. Das Auftreten dieses Moments wird dadurch erklärt, dass die Strömungsbedingungen um die Schaufeln in der Nähe des 180°-Azimuts besser sind als im 360°-Azimut. Dadurch wird der Angriffspunkt der Propellerschubkraft von der Drehachse nach vorne verschoben, was zur Bildung eines Gegenmoments führt. Die Größe des Längsmoments der elastischen Schaufel erhöht sich zusätzlich durch die Aufwärtsbiegung der Schaufeln unter Einwirkung von Auftriebskräften, da die Anströmung von unten auf die im Azimutbereich von 180° befindliche Schaufel einwirkt in Abb. 1,43.

Das Auftreten eines Kentermoments bei einem Propeller mit starr befestigten Blättern
das im Bereich des 0°-Azimuts liegende Blatt ist oben (Abb. 1.44). Die Beseitigung des schädlichen Einflusses von Kipp- und Längsmomenten erfolgt durch eine gelenkige Aufhängung

Klingen.
§ 6. Rotorwiderstand bei Schrägströmung
Als tragende Fläche gilt die vom Rotor überstrichene Ebene. Diese Oberfläche erzeugt durch den entgegenkommenden Luftstrom Auftrieb und Widerstand. Der Widerstand des Hauptrotors besteht analog zum Flügel aus Profil und Induktivität.
Bei axialer Strömung ist der Profilwiderstand der Schaufeln in allen Azimuten gleich und ihre Resultierende ist Null.

Die physikalische Bedeutung des Auftretens von Profilwiderstand bei Schrägstellung
Der Fluss kann wie folgt dargestellt werden.
Während einer Umdrehung ändert sich der Widerstand der Klinge periodisch,
Er erreicht sein Maximum bei Azimut 90° und sein Minimum bei Azimut 270°. Der Widerstandsunterschied zwischen den „vorrückenden“ und „zurückziehenden“ Rotorblättern ergibt eine Kraft, die in die entgegengesetzte Richtung zur Bewegung des Hubschraubers gerichtet ist. Diese Kraft ist der Profilwiderstand des Hauptrotors X pr (Abb. 1.45). Die induktive Reaktanz des Hauptrotors lässt sich damit erklären
aus den gleichen Gründen wie bei der Umströmung eines Flügels, nämlich der Bildung von Wirbeln, die die Energie der Strömung verbrauchen. Der Frontwiderstand des Hauptrotors besteht aus Profil und Induktivität X nv = X pr + X in
Die Größe des Luftwiderstands des Hauptrotors hängt von der Profilform der Blätter, dem Winkel ihrer Installation, der Drehzahl, der Fluggeschwindigkeit und dem Anstellwinkel des Hauptrotors ab.
Beim Fliegen im Rotationsmodus muss der Widerstand des Hauptrotors berücksichtigt werden.

§ 7. Rückflusszone
Bei der Bewegung der Schaufel in Azimuten Ф = 180-:-360° werden die stumpfnahen Abschnitte der Schaufel nicht von der Angriffskante, sondern von der Strömungskante umströmt. Tatsächlich im Azimut

270° wird eine solche Strömung um alle Abschnitte des Blattes verlaufen, die sich von der Rotationsachse bis zu dem Punkt auf dem Blatt befinden, an dem v = wr ist, d. h. bis zu dem Punkt, an dem die Umfangsgeschwindigkeit gleich der Fluggeschwindigkeit ist (Abb. 1.46). . Aufgrund der entgegengesetzten Richtung dieser Geschwindigkeiten ergibt sich die Gesamtgeschwindigkeit
Die Strömung um diesen Punkt ist Null (Wr = 0).
Bei verschiedenen Werten von φ lässt sich dieser leicht ermitteln
Ausdrücke für die Rückflusszone. Es ist leicht zu überprüfen, dass diese Zone einen Kreis mit einem Durchmesser d = V/w darstellt, der sich auf einer vom Hauptrotor überstrichenen Scheibe befindet (Abb. 1.46).
Das Vorhandensein einer Rückflusszone ist ein negatives Phänomen. Der Teil des Blattes, der diese Zone durchquert, erzeugt eine nach unten gerichtete Kraft, die den Rotorschub verringert und zu einer Erhöhung führt

Vibrationen der Rotorblätter und des gesamten Hubschraubers. Mit zunehmender Fluggeschwindigkeit vergrößert sich die Rückströmungszone.
Die Größe der Rückströmungszone kann anhand des Kennlinienkoeffizienten der Hauptrotorbetriebsart m abgeschätzt werden
Unter dem Kennlinienkoeffizienten der Hauptrotorbetriebsart wird das Verhältnis der Translationsgeschwindigkeit zur Umfangsgeschwindigkeit verstanden
Geschwindigkeit des Endabschnitts der Klinge.
Der Koeffizient gibt an, in welchem ​​Teil der Klinge sich befindet
Azimut 270°, gelegen in der Rückströmungszone. Zum Beispiel,
wenn m = 0,25, dann d = 0,25 R. Dies bedeutet, dass der vierte Teil der Schaufel im umgekehrten Zustand arbeitet
umströmt, und der Durchmesser der Rückströmungszone beträgt 25 % des Rotorradius.
§ 8 Energieverluste des Hauptrotors. Relativer Propellerwirkungsgrad
Bei der Ableitung der Formel für den Schub eines idealen Propellers (§ 3 dieses Kapitels) haben wir alle Arten von Verlusten vernachlässigt. Wenn ein echter Propeller unter Betriebsbedingungen arbeitet, werden etwa 30 % der für seine Drehung erforderlichen Leistung für die Überwindung des Profilwiderstands der Blätter aufgewendet. Das Ausmaß der Profilverluste hängt von der Profilform und der Oberflächenbeschaffenheit ab.
Bei der Analyse der Funktionsweise einer idealen Schnecke gingen wir davon aus, dass die Induktionsgeschwindigkeit an allen Punkten der überstrichenen Fläche gleich ist. Aber das ist nicht so. In der Nähe der Schaufel ist die induzierte Geschwindigkeit größer als in den Räumen zwischen den Schaufeln. Darüber hinaus ändert sich die induzierte Geschwindigkeit entlang der Schaufel und nimmt mit zunehmendem Abschnittsradius zu, da die Umfangsgeschwindigkeit des Abschnitts zunimmt (Abb. 1.47). Somit ist das vom Rotor erzeugte Feld der induzierten Geschwindigkeiten ungleichmäßig.

Benachbarte Luftströme bewegen sich mit unterschiedlichen Geschwindigkeiten, wodurch aufgrund des Einflusses der Luftviskosität Verluste durch Strömungsungleichmäßigkeiten oder induktive Verluste entstehen, die etwa 6 % der erforderlichen Leistung ausmachen. Eine Möglichkeit, diese Verluste zu reduzieren, besteht darin, die Schaufeln geometrisch zu verdrehen.
Der Hauptrotor schleudert nicht nur eine Luftmasse heraus und erzeugt so Schub, sondern dreht auch den Strahl. Die Verluste für die Strahlverwirbelung betragen etwa 0,2 % der dem Propeller zugeführten Leistung.
Durch den Druckunterschied unter und über der Rotationsebene des Rotors strömt Luft von unten nach oben entlang des Umfangs der Rotorscheibe. Aus diesem Grund ist ein bestimmter schmaler Ring, der sich um den Umfang der vom Hauptrotor überstrichenen Ebene befindet, nicht an der Schuberzeugung beteiligt (Abb. 1.48). Auch die Stoßteile der Schaufeln, an denen sich die Befestigungspunkte befinden, sind nicht an der Zugkrafterzeugung beteiligt. Insgesamt machen die End- und Stoßverluste etwa 3 % der benötigten Leistung aus.
Aufgrund der aufgeführten Verluste ist die erforderliche Leistung, um einen echten Propeller zu drehen und so einen Schub zu erzeugen, der dem Schub eines idealen Propellers entspricht, größer.
Wie erfolgreich dieser oder jener echte Propeller im Hinblick auf ein Minimum an Verlusten ist, lässt sich beurteilen

entsprechend dem relativen Wirkungsgrad des Hauptrotors g| 0, das ist das Verhältnis der Leistung, die erforderlich ist, um Luft abzustoßen und einen bestimmten Schub zu erzeugen, zur Leistung, die tatsächlich aufgewendet wird, um einen echten Propeller zu drehen, der denselben Schub erzeugt.

§ 9. Gelenkige Aufhängung der Rotorblätter
In § 2 dieses Kapitels wurde darauf hingewiesen, dass die Rotoren über Axialscharniere verfügen, die dazu dienen, die Steigung des Propellers im Flug zu verändern. Die Änderung der Steigung wird durch Drehen der Rotorblätter um die axialen Scharniere im Inneren erreicht. = 0-15°. Zusätzlich zu den axialen Scharnieren verfügen Schrauben über horizontale und vertikale Scharniere.
Das horizontale Scharnier (HS) ermöglicht die Ablenkung der Klinge in der vertikalen Ebene. Dank an
Durch dieses Scharnier kann die Klinge nach oben schwingen, wenn sie sich gegen die Strömung bewegt, und nach unten, wenn sie sich in Strömungsrichtung bewegt. Das horizontale Scharnier ermöglicht somit Schlagbewegungen der Klingen.
Der Winkel zwischen der Blattachse und der Ebene der Propellernabe wird Schlagwinkel genannt. Kon-
Konstruktiv wird die Auslenkung der Klinge relativ zum horizontalen Scharnier durch Anschläge begrenzt (bis zu
25-30°, abwärts 4-8°). Trotz vorhandener Schlagbewegungen im Flug berührt das Blatt die Anschläge nicht, da der Bereich der Schlagwinkel kleiner ist als der Winkel zwischen den Anschlägen. Das Messer berührt die Anschläge nur dann, wenn die Geschwindigkeit stark abnimmt und dementsprechend die Zentrifugalkraft des Messers unzulässig abnimmt.
Wenn der Hubschrauber geparkt ist und sich der Hauptrotor nicht oder nur mit geringer Geschwindigkeit dreht, biegen sich die Enden der Blätter aufgrund ihres Gewichts nach unten, und wenn das Blatt am unteren Anschlag anliegt, kommt es zu einem Schlag auf den Heckausleger oder den Rumpf möglich. Deshalb gibt es neben dem unteren Anschlag auch einen speziellen Überhangbegrenzer, der bei niedrigen Geschwindigkeiten verhindert, dass das Blatt zu stark absinkt und den Helikopter berührt.
Wenn die Geschwindigkeit zunimmt und die Enden der Blätter durch aerodynamische Kräfte nach oben gebogen werden, wird der Überhangbegrenzer ausgeschaltet, woraufhin das Blatt Schlagbewegungen bis zum unteren Anschlag ausführen kann.
Das vertikale Scharnier (VH) sorgt für die Auslenkung der Klinge relativ zur Buchse in der Ebene
Drehung der Schraube. Im Folgenden wird gezeigt, dass sich das Blatt bei Drehung des Hauptrotors aus der neutralen (radialen) Position in einem bestimmten Winkel nach hinten oder vorne bewegen kann. Dieser Winkel wird Verzögerungswinkel (Vorlaufwinkel) genannt und mit dem Buchstaben ? bezeichnet. Die Größe dieses Winkels wird durch Anschläge begrenzt. Lässt sich die Klinge zurückdrehen? = 10-:-18° und vorwärts um? = 6-:-8°*.
Das Vorhandensein von horizontalen und vertikalen Scharnieren führt zu einer erheblichen Änderung der Funktionsweise des Lastlagers
schrauben

* In technischen Beschreibungen wird der Wert des Nachlaufwinkels (Vorlaufwinkel) nicht relativ zur radialen Position des Blattes, sondern relativ zur Senkrechten zum horizontalen Scharnier angegeben.
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Zunächst ist die Bildung des sogenannten Kegels (Tulpe) zu beachten, da die Flügel unter Einwirkung von Auftriebskräften relativ zu den horizontalen Scharnieren abweichen und über die Rotationsebene der Nabe hinausragen. Zweitens werden durch die Schlagbewegungen die Auftriebskräfte der Blätter in unterschiedlichen Azimutrichtungen ausgeglichen, wodurch Überschläge und Nickbewegungen des Hubschraubers beim Vorwärtsflug vermieden werden können. Schließlich werden die Stoßbereiche der Schaufeln von großen Biegemomenten entlastet, die bei starrer Einbettung der Schaufeln auftreten.
§ 10. Horizontales Scharnier (HS)
Betrachten wir das Gleichgewicht der Klinge relativ zum horizontalen Scharnier, d. h. die auf die Klinge wirkenden Kräfte
Mund in einer Ebene senkrecht zur Rotationsebene (Abb. 1.49).

In dieser Ebene wirken folgende Kräfte auf die Klinge: (Gl – Gewicht; Yl – Auftriebskraft; Fc. b –
Zentrifugalkraft.
Die Hubkraft beträgt das 10- bis 15-fache des Gewichts der Klinge. Am größten ist die Zentrifugalkraft, die das Gewicht der Klinge um das 100- bis 150-fache übersteigt. In einer Gleichgewichtslage sollte die Summe der Momente aller Kräfte, die relativ zur Hauptwelle auf das Blatt wirken, gleich Null sein. Mit anderen Worten: Die Resultierende dieser Kräfte muss durch die Achse der Hauptwelle verlaufen.
Beim Rotieren beschreibt die Klinge eine Oberfläche nahe einem Kegel, weshalb der Schlagwinkel als Kegelwinkel bezeichnet wird.

Bei axialer Strömung, konstanter Steigung und Umdrehungen der Winkelwert
Die Verjüngung ist ziemlich eindeutig. Wenn Sie zum Beispiel erhöhen

Neigung des Blattes, dann beginnt das Blatt unter dem Einfluss des erhöhten Moments der Auftriebskraft in Richtung einer Vergrößerung des Schlagwinkels abzuweichen..
Mit zunehmendem Schwenkwinkel nimmt gleichzeitig das Moment zu
Zentrifugalkraft, die verhindert, dass sich die Klinge durchbiegt, und wenn das Gleichgewicht wiederhergestellt ist, dreht sich die Klinge mit einem großen Schlagwinkel.
Bei schräger Strömung bewegt sich das Blatt in Azimuten von 0–180° in Richtung der Strömung und in Azimuten von 180–360° in Richtung der Strömung. Das sich in Richtung der Strömung bewegende Blatt erhält eine Erhöhung der Auftriebskraft und schlägt nach oben, da sich herausstellt, dass das Moment der Auftriebskraft größer ist als das Moment der Zentrifugalkraft (das Moment der Gewichtskraft wird aufgrund seiner kleinen Werte vernachlässigt).
Bei einer in Strömungsrichtung bewegten Schaufel nimmt die Auftriebskraft ab, und zwar unter dem Einfluss des Moments
Durch die Zentrifugalkraft flattert es nach unten. Somit schwingt die Klinge in einer Umdrehung nach oben und
nach unten schwingen.
Die Strömungsgeschwindigkeit ist bei Azimut 90° am größten und daher ist hier auch die Auftriebszunahme am größten.
Die geringste Auftriebskraft liegt bei Azimut 270°, wo die Strömungsgeschwindigkeit minimal ist und der Einfluss der Rückströmungszone am stärksten ausgeprägt ist. Aufgrund des Vorhandenseins der Hauptwelle und der Schlagbewegungen der Blätter sind die Zunahme und Abnahme der Auftriebskräfte in den angegebenen Azimuten jedoch relativ gering. Dies wird durch Änderungen der Anstellwinkel der Schlagblätter erklärt. Tatsächlich verringert sich der Anstellwinkel, wenn die Klinge nach oben schlägt, und wenn die Klinge nach unten schlägt, vergrößert er sich (Abb. 1.50). Aus diesem Grund wird die Größe der Auftriebskräfte in Azimutrichtungen angeglichen, wodurch die auf den Hubschrauber wirkenden Krängungs- und Längsmomente praktisch eliminiert werden.

Infolgedessen muss gesagt werden, dass der Zweck horizontaler Scharniere darin besteht, die Hubkräfte der Blätter in allen Azimuten auszugleichen und die Stoßabschnitte von Biegemomenten zu entlasten. Die horizontalen Scharniere sind strukturell um einen bestimmten Abstand Lgsh von der Drehachse des Propellers entfernt (Abb. 1.51). Bei axialer Strömung fallen die Achse des Rotationskegels und die Achse der Hülse zusammen. Daher gleichen sich die Zentrifugalkräfte der Fcb-Schaufeln, die bedingt auf die Hauptwelle wirken, gegenseitig aus. Bei der Schrägströmung fallen die Kegelachse und die Hülsenachse nicht zusammen und die Zentrifugalkräfte liegen in unterschiedlichen (parallelen) Ebenen. Diese Kräfte erzeugen an einem bestimmten Arm c ein Moment M g. w = FcbS, was die Steuerbarkeit des Hubschraubers verbessert. Darüber hinaus wirkt dieses Moment bei einer versehentlichen Auslenkung des Hubschraubers relativ zur Längs- oder Querachse dämpfend, d. h. es ist in die der Auslenkung entgegengesetzte Richtung gerichtet, was die Stabilität des Hubschraubers verbessert.

§ 11. Zusammenbruch des Rotationskegels beim Schrägblasen
Im vorherigen Absatz wurde darauf hingewiesen, dass die Rotorblätter aufgrund der horizontalen Scharniere in Azimutrichtungen von 0–180° nach oben und in Azimutrichtungen von 180–360° nach unten schwenken. In Wirklichkeit sieht das Bild der Schlagbewegungen der Klingen etwas komplizierter aus. Aufgrund der Tatsache, dass die Klingen Masse haben, kommt es zu einer Vergrößerung des Winkels

Das Flattern durch Trägheit setzt sich nicht bis zum Azimut 180° fort, sondern etwas weiter, nimmt ab – nicht bis 360°, sondern auch etwas weiter. Darüber hinaus strömt die Luft in der Nähe des Azimuts 180° von unten zum Blatt und in der Nähe des Azimuts 360° von oben, was außerdem zu einer kontinuierlichen Vergrößerung des Schlagwinkels in der Nähe des 180°-Azimuts und einer Verringerung des Schlagwinkels in der Nähe des 360°-Azimuts beiträgt.
Abbildung 1.52a zeigt die experimentelle Kurve der Abhängigkeit des Schlagwinkels vom Azimut, erhalten bei der B-1-Installation. Für das getestete Modell eines Hauptrotors mit starren Blättern und einer Schrägblasgeschwindigkeit von 20 m/s betrug der maximale Schlagwinkel im Azimut 196° und der minimale Schlagwinkel im Azimut 22°. Dies bedeutet, dass die Achse des Rotationskegels nach hinten und links geneigt ist. Das Phänomen der Abweichung der Achse des Rotordrehkegels bei Schrägströmung wird als Obstruktion des Drehkegels bezeichnet (Abb. 1.53).

Theoretisch kippt der Hauptrotorkegel beim Schrägblasen nach hinten und links. Diese Blockade wird durch das obige Experiment bestätigt. Die Richtung des seitlichen Einklappens wird jedoch maßgeblich durch die Verformung der Flügel und die Trennung der horizontalen Scharniere beeinflusst. Das eigentliche Hauptrotorblatt weist keine ausreichende Steifigkeit auf und wird durch die auf es einwirkenden Kräfte beeinflusst.
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stark deformiert - Biegungen und Verdrehungen. Die Verdrehung erfolgt in Richtung abnehmender Anstellwinkel, weshalb der Aufwärtsschwung früher stoppt (Ф = 160°). Dementsprechend stoppt auch der Abwärtsschwung früher (φ = 340°).
Abbildung 1.52, b zeigt die experimentelle Kurve der Abhängigkeit des Schwenkwinkels a vom Azimut, erhalten bei der V-2-Installation. Beim Test eines Propellermodells mit flexiblen Blättern wurde der maximale Schlagwinkel bei Azimut φ = 170° und der minimale bei Azimut φ = 334° ermittelt. Bei echten Hubschraubern neigt sich der Rotationskegel also nach hinten und rechts. Der Wert des Strömungsabrisswinkels hängt von der Fluggeschwindigkeit, der Propellersteigung und der Drehzahl ab. Mit zunehmender Propellersteigung und -geschwindigkeit und mit abnehmender Geschwindigkeit vergrößert sich die Welle des Rotationskegels.
Moderne Hubschrauber werden durch Kippen des Drehkegels in Bewegungsrichtung des Hubschraubers gesteuert. Um sich beispielsweise vorwärts zu bewegen, lenkt der Pilot die Achse des Rotorkegels nach vorne aus (mithilfe der Taumelscheibe). Mit der Neigung des Kegels geht eine Neigung des Hauptrotorschubs in die entsprechende Richtung einher, die die notwendige Komponente zum Bewegen des Hubschraubers liefert (Abb. 1.32). Sobald jedoch die Fluggeschwindigkeit aufgrund der Schrägströmung zunimmt, fällt der Kegel nach hinten und zur Seite. Dem Effekt des Kegelkollapses wird durch zusätzliche Bewegung des Steuerknüppels des Hubschraubers entgegengewirkt.
§ 12. Vertikales Scharnier (VH)
Um sicherzustellen, dass neben der horizontalen auch eine vertikale Kugel montiert werden muss,
nir, betrachten Sie die Kräfte, die in der Rotationsebene auf die Klinge wirken.
Wenn sich der Propeller dreht, wirken in der Rotationsebene Rotationswiderstandskräfte Q l auf seine Blätter. Im Schwebemodus sind diese Kräfte in allen Azimutrichtungen gleich. Bei einer schrägen Umströmung des Propellers ist der Widerstand des Flügels, der sich in Strömungsrichtung bewegt, größer als der Widerstand des Flügels, der sich in Strömungsrichtung bewegt. Das Vorhandensein horizontaler Scharniere und Schlagbewegungen der Flügel trägt dazu bei, diesen Unterschied zu verringern (aufgrund der Angleichung der Anstellwinkel), beseitigt ihn jedoch nicht vollständig. Daher ist die Rotationswiderstandskraft eine variable Kraft, die die Wurzelteile der Schaufeln belastet.
Bei einer Drehzahländerung wirken Trägheitskräfte auf die Hauptrotorblätter, bei steigender Drehzahl sind diese der Rotation entgegengerichtet, bei sinkender Drehzahl sind sie der Rotation des Rotors entgegen gerichtet. Auch bei ständigen Drehungen der Rotornabe können durch die ungleichmäßige Anströmung der Rotorscheibe Trägheitskräfte entstehen, die zu einer Veränderung der aerodynamischen Kräfte und einer zusätzlichen Tendenz der Rotorblätter, sich relativ zur Nabe zu bewegen, führen. Im Flug sind die Trägheitskräfte relativ gering. Am Boden beginnt der Träger jedoch in dem Moment, in dem er sich zu drehen beginnt
Die Trägheitskräfte des Propellers erreichen große Werte und können bei abruptem Einschalten des Getriebes sogar zum Bruch der Blätter führen.
Darüber hinaus führt das Vorhandensein horizontaler Scharniere, die für Schlagbewegungen der Flügel sorgen, dazu, dass sich der Schwerpunkt des Flügels periodisch der Drehachse des Propellers nähert und sich von dieser entfernt (Abb. 1.54).

Basierend auf dem Energieerhaltungssatz ist die kinetische Energie eines rotierenden Trägers
Der Propeller muss unabhängig von der Schlagbewegung des Blattes konstant bleiben (Änderungen anderer Energiearten werden vernachlässigt). Die kinetische Energie eines rotierenden Propellers wird durch die Formel bestimmt:

wobei m die Masse der rotierenden Schaufeln ist;
w-
Winkelgeschwindigkeit der Klingenrotation,
g-Abstand von der Drehachse zum Schwerpunkt der Klinge;

Die Formel zeigt, dass bei konstanter kinetischer Energie die Annäherung des Schwerpunkts der Klinge an die Rotationsachse (Schwingen nach oben) mit einer Erhöhung der Drehwinkelgeschwindigkeit und einer Entfernung des Schwerpunkts einhergehen sollte Das Abheben der Klinge von der Drehachse (nach unten schwenken) sollte mit einer Abnahme der Drehwinkelgeschwindigkeit einhergehen. Dieses Phänomen ist bei Tänzern bekannt, die die Rotationsgeschwindigkeit ihres Körpers erhöhen, indem sie ihre Arme stark an den Körper heranführen (Abb. 1.55). Die Kräfte, unter deren Einfluss die Winkelgeschwindigkeit der Rotation zunimmt oder abnimmt, wenn sich das Trägheitsmoment des rotierenden Systems ändert, werden Coriolis genannt.

Bei einem Aufwärtsschlag der Rotorblätter sind die Corioliskräfte in Drehrichtung des Hauptrotors gerichtet, bei einem Abwärtsschlag sind sie dagegen gerichtet.
Die bei Schlagbewegungen entstehenden Corioliskräfte erreichen erhebliche Werte und belasten die Wurzelteile der Schaufeln mit Variablen
Biegemomente, die in der Rotationsebene des Hauptrotors wirken.
Somit war der Einbau horizontaler Scharniere möglich
Beseitigen Sie die Übertragung von Biegemomenten auf die Propellernabe und entlasten Sie die Stoßteile der Blätter in der Schlagebene, was gleichzeitig zu unerwünschten Phänomenen führt, die mit dem Auftreten von Corioliskräften verbunden sind, die die Wurzelteile der Blätter mit einem variablen Moment belasten Rotationsebene. Das Wechselmoment der Corioliskräfte wird auf die Hauptwellenlager, die Hauptrotornabe und die Motorwelle übertragen und verursacht Wechselbelastungen, die zu beschleunigtem Verschleiß der Hauptlager und Vibrationen führen
Hubschrauber.
Um die Wurzelteile der Blätter von wechselnden Biegemomenten zu entlasten, die in der Rotationsebene wirken, und die Buchsen von wechselnden Belastungen, die Vibrationen des Hubschraubers verursachen, sind vertikale Scharniere installiert, die in der Rotationsebene des Rotors für oszillierende Bewegungen des Rotors sorgen Klingen.
Zusätzlich zu den betrachteten Kräften wirkt in der Rotationsebene auch die Zentrifugalkraft auf das Messer.
Bei Vorhandensein eines vertikalen Scharniers und eines gleichmäßigen Geschwindigkeitsfeldes des einströmenden Luftstroms im Modus
Schwebeblatt hinkt der radialen Position um einen bestimmten Winkel hinterher? Abbildung 1.56 zeigt die Größe des Verzögerungswinkels?, bestimmt durch die Gleichheit der Momente:

Fts.bLts.b =Ql LQ.
Beim Übergang zum Flug mit translatorischer Geschwindigkeit kommen zu den aerodynamischen Kräften variable Trägheits- und Corioliskräfte hinzu und auch die aerodynamischen Kräfte selbst werden variabel. Unter dem Einfluss dieser Kräfte führt das Blatt eine komplexe Bewegung aus, die aus einer Rotationsbewegung, einer Translationsbewegung (zusammen mit dem Hubschrauber), einer Schwungbewegung relativ zur Hauptwelle und einer oszillierenden Bewegung relativ zur Hauptwelle besteht.
Wenn ein VSC vorhanden ist, dreht sich die Klinge um

Etwas Verzögerungswinkel? (Abb. 1.57, a). In diesem Fall wird das Blatt so positioniert, dass die Resultierende der aerodynamischen und zentrifugalen Kräfte N entlang seiner Achse gerichtet ist. Indem wir die Resultierende auf die Hauptwellenachse übertragen und in die Kräfte A und B aufteilen, stellen wir sicher, dass die Hauptwellenlager nicht gleichmäßig belastet werden. In der Tat, in Gegenwart einer Kraft A, wie
Die vorderen und hinteren GSH-Lager würden mit den gleichen Radiallasten belastet. Allerdings die Stärke
B, das Entlasten des hinteren Lagers, belastet zusätzlich das vordere, was zu einem ungleichmäßigen Verschleiß der Lager führt. Darüber hinaus erfordert die Kraft B, die beim GS axial ist, den Einbau von Axiallagern.
Um die Betriebsbedingungen der Hauptlager den Bedingungen symmetrischer Belastung anzunähern, wird eine Verschiebung angewendet
Die Hauptwelle dreht sich relativ zur Buchse vorwärts (Abb. 1.57, b). Gibt es in diesem Fall einen Verzögerungswinkel?
führt dazu, dass die Blattachse etwa senkrecht zur Hauptwellenachse steht.

Da die Rotorblätter durch vertikale Scharniere oszillierende Bewegungen in der Rotationsebene des Hauptrotors ausführen können, besteht keine Möglichkeit, dass die Amplitude dieser Vibrationen am Rotor zunimmt

Die Rotoren moderner Hubschrauber sind mit speziellen Dämpfern – Schwingungsdämpfern – ausgestattet. Dämpfer sind entweder Reibungsdämpfer oder hydraulisch. Das Funktionsprinzip beider besteht darin, Schwingungsenergie in umzuwandeln Wärmeenergie, die sich dann in den umgebenden Raum auflöst.
Am Boden müssen vor dem Starten des Motors und dem Drehen des Hauptrotors dessen Blätter auf den vorderen Stützen des Propellers platziert werden. Dies geschieht, um die Winkelbeschleunigung (Trägheitskraft) der Rotorblätter im anfänglichen Moment der Drehung zu reduzieren.
Eine ungleichmäßige Drehung der Blätter relativ zum Propeller führt zu einer Verschiebung des Schwerpunkts des Hauptrotors von der Drehachse. Dadurch entsteht beim Drehen des Propellers eine Trägheitskraft, die zu Vibrationen (Schwingen) des Hubschraubers führt.
Dieses Phänomen stellt eine besondere Gefahr dar, wenn der Hauptrotor am Boden arbeitet, da die Eigenfrequenz eines Hubschraubers auf einem elastischen Fahrwerk gleich oder ein Vielfaches der Frequenz der Antriebskraft sein kann, was zu Vibrationen führt, die gemeinhin als Bodenschwingungen bezeichnet werden Resonanz.
§ 13. Swing-Entschädigung
Der Hauptgrund für den Zusammenbruch des Rotorkegels sind bekanntlich die Schlagbewegungen der Schaufeln bei Schrägströmung. Je größer der maximale Aufwärtsschwenkwinkel ist, desto stärker kollabiert der Rotationskegel. Das Vorhandensein eines großen Hindernisses des Kegels ist unerwünscht, da es eine zusätzliche Auslenkung der Steuerhebel erfordert, um das Hindernis bei der Steuerung des Hubschraubers im Vorwärtsflug auszugleichen. Daher ist es erforderlich, dass sich das Gleichgewicht der Momente relativ zur Hauptwelle bei einer kleineren Amplitude der Schwingbewegungen einstellt.
Um sicherzustellen, dass die Amplitude der Schwungbewegungen innerhalb der Toleranz liegt, wird eine Schwungkompensation eingesetzt. Das Prinzip der Schlagkompensation besteht darin, dass der Befestigungspunkt des Steuerarms (A) nicht auf der Achse des horizontalen Scharniers installiert ist, sondern in Richtung des Blattes verschoben ist (Abb. 1.58).

Liegt Punkt A nicht auf der Achse des Horizontalscharniers und ist bewegungslos, so verringert sich beim Hochschwenken der Einbauwinkel und damit der Anstellwinkel des Blattes, beim Herunterschwenken nimmt er zu. Durch Änderungen der Anstellwinkel beim Schlagen des Blattes entstehen aerodynamische Kräfte, die eine Vergrößerung der Amplitude der Schlagbewegungen verhindern.
Die Wirksamkeit der Kompensation hängt maßgeblich von tan ?1 (Abb. 1.58) ab, der sogenannten Schlagkompensationskennlinie. Je größer tan ?1, desto größer ist der Winkel, um den sich der Blatteinbauwinkel beim Schlagen ändert. Folglich nimmt die Effizienz der Schlagkompensation zu, wenn tan &agr;1 zunimmt.
Gibt es einen Verzögerungswinkel? Beim Einbau eines Vertikalscharniers kann es zu einer Vergrößerung der Amplitude der Schwungräder kommen
Bewegungen (Abb. 1.59). Wenn das Blatt um einen Winkel um den Propeller herum abgelenkt wird? Die Vorderkante (Punkt A) ist weiter von der Hauptkanone entfernt als die Hinterkante (Punkt B). Daher ist beim Schlagen der Weg von Punkt A größer als der von Punkt B zurückgelegte Weg, wodurch sich beim Schlagen nach oben der Anstellwinkel der Klinge und beim Schlagen nach unten der Anstellwinkel des Flügels vergrößert Klinge nimmt ab.

Somit trägt der Verzögerungswinkel zum Auftreten zusätzlicher aerodynamischer Kräfte auf das Blatt bei, die tendenziell die Amplitude der Schlagbewegungen erhöhen. Daher ist es besonders empfehlenswert, bei Flügeln mit Vertikalscharnier eine Kompensation des Flatterns zu verwenden.

§ 14. Rotordrehmoment
Wenn sich der Hauptrotor dreht, wirken Luftwiderstandskräfte auf seine Rotorblätter, die ein Widerstandsmoment gegen die Drehung relativ zur Rotorachse erzeugen. Um dieses Moment zu überwinden, wird bei mechanisch angetriebenen Hubschraubern von einem im Rumpf eingebauten Motor Drehmoment auf die Hauptrotorwelle übertragen. Das Drehmoment wird über das Hauptgetriebe auf die Hauptrotorwelle übertragen. Gemäß dem dritten Hauptsatz der Mechanik (dem Gesetz der Gleichheit von Wirkung und Reaktion) entsteht ein Reaktionsdrehmoment, das über die Befestigungspunkte des Hauptgetriebes auf den Hubschrauberrumpf übertragen wird und dazu neigt, diesen in die dem Drehmoment entgegengesetzte Richtung zu drehen. Drehmoment und Blinddrehmoment sind, unabhängig von der Betriebsart des Propellers, immer gleich groß und in entgegengesetzter Richtung Mkr = Mr.
Wenn die Motoren an den Rotorblättern selbst montiert sind, ist offensichtlich, dass kein Reaktionsmoment vorhanden ist. Reaktiv
Auch im Selbstrotationsmodus des Hauptrotors, d.h. in allen Fällen, in denen das Drehmoment anliegt, gibt es kein Drehmoment
Vom im Rumpf eingebauten Motor wird kein Drehmoment auf die Hauptrotorwelle übertragen.
Es wurde bereits erwähnt, dass der Ausgleich des Reaktionsmoments bei Einrotor-Hubschraubern mit mechanischem Antrieb durch das Moment erfolgt, das durch den Heckrotorschub relativ zum Schwerpunkt des Hubschraubers erzeugt wird.
Bei Doppelrotorhubschraubern wird der Ausgleich der Reaktionsmomente beider Hauptrotoren durch Drehung der Rotoren in unterschiedliche Richtungen erreicht. Um außerdem die Gleichheit der entgegengesetzt gerichteten Reaktionsmomente beider Schrauben zu gewährleisten, sind die Schrauben exakt gleich ausgeführt und ihre Umdrehungen präzise synchronisiert.

Die auf den Hauptrotor übertragene Leistung ist gleich
Aus der Formel geht hervor, dass das Drehmoment umso größer ist, je niedriger die Rotordrehzahl ist, und folglich auch
gültig und reaktiv.
Die Drehzahl des Hauptrotors eines Hubschraubers ist deutlich geringer als die Drehzahl eines Flugzeugpropellers. Daher ist das Blinddrehmoment eines Hubschrauberrotors bei gleicher Motorleistung deutlich größer als das eines Flugzeugrotors.
Drehmoment und Reaktionsmomente variieren auch abhängig von der Größe des Hauptrotorschubs. Um beispielsweise die Schubkraft eines Propellers zu erhöhen, ist es notwendig, die Gesamtsteigung zu erhöhen. Eine Erhöhung der Propellersteigung geht mit einer Erhöhung des Widerstandsmoments gegen seine Drehung einher. Daher ist es mit zunehmender Propellersteigung erforderlich, das dem Propeller zugeführte Drehmoment zu erhöhen. Geschieht dies nicht, verringert sich die Drehzahl des Hauptrotors, was zu einer Verringerung des Hauptrotorschubs führt.
Um den Rotorschub zu erhöhen, muss daher nicht nur die Propellersteigung, sondern auch das Drehmoment erhöht werden. Zu diesem Zweck ist im Cockpit des Piloten ein „Step-Throttle“-Hebel installiert, der kinematisch mit dem Motor und einem Mechanismus verbunden ist, der die Steigung des Propellers verändert. Bei der Bewegung des Hebels kommt es zu einer proportionalen Änderung des Drehmoments und der Steigung der Schraube und gleichzeitig zu einer Änderung des Reaktionsdrehmoments. Bei einem Einrotor-Hubschrauber erfordert eine Änderung des Reaktionsdrehmoments eine entsprechende Änderung des Heckrotorschubs, um die Drehung zu beseitigen.

§ 15. Schubkraft des Heckrotors
Aus der Gleichung lässt sich die Größe des Heckrotorschubs (Abb. 1.60) ermitteln

Die vom Propeller aufgenommene Leistung nimmt ab und folglich erhöht sich der vom Heckrotor erzeugte erforderliche Schub.
Der Heckrotor arbeitet unter schrägen Blasbedingungen, da seine Rotationsebene im Flug nicht senkrecht zur Richtung der Gegenströmung steht.
Beim schrägen Anblasen eines starren Propellers ändert sich die Geschwindigkeit der auf ihn auftreffenden Strömung
Klingen verursachen periodisch
Eine Änderung der Schubkraft jedes Blattes führt zu Vibrationen.
Um die Schubkraft der Blätter in allen Azimuten auszugleichen und
Entladen der Klingen aus dem Geschehen
Um Biegemomente zu vermeiden, sind die Blätter eines echten Heckrotors über horizontale Scharniere an der Nabe befestigt, wodurch die Blätter Schlagbewegungen ausführen können.
Das Vorhandensein von Axialscharnieren in der Konstruktion der Propellernabe gewährleistet die Drehung der Blätter relativ zum Propeller
Längsachse, die zur Änderung der Tonhöhe notwendig ist.
Bei schweren Hubschraubern können Vertikalscharniere auch an den Heckrotoren angebracht werden.
§ 16. Verfügbare Rotorleistung
IN Kraftwerke Moderne Hubschrauber verwenden Kolben- oder Turboprop-Flugzeugtriebwerke.
Eine Besonderheit ist der Betrieb luftgekühlter Kolbenflugmotoren in Hubschraubern
die Notwendigkeit, die gekühlten Oberflächen des Motors mit speziellen Lüftern zwangsweise anzublasen. Die Zwangskühlung von Triebwerken bei Hubschraubern ist mit unzureichenden Möglichkeiten, den Hochgeschwindigkeitsdruck zur Kühlung im Vorwärtsflug zu nutzen, und mit dem fehlenden Druck im Schwebemodus verbunden. Bei Hubschraubern mit Turboprop-Triebwerken sind in der Regel Ventilatoren zur Kühlung des Hauptgetriebes, der Ölkühler, Generatoren und anderer Aggregate eingebaut. Für den Antrieb der Ventilatoren wird ein Teil der Motorleistung Noxl aufgewendet.
Ein Teil der Motorleistung wird für die Überwindung der Reibung im Getriebe aufgewendet, mit dem der Motor verbunden ist
Schrauben Ntr, zur Drehung des Heckrotors Npв und zum Antrieb von Hydraulikpumpen und anderen Aggregaten
N / A.
Somit ist die auf den Hauptrotor übertragene Leistung geringer als die Wirkleistung
Ne auf der Motorwelle entwickelt.
Wenn wir von der Wirkleistung die Kosten abziehen, erhalten wir die verfügbare Rotorleistung Np
Np= Ne.- Noxl.- Nтp – Npв – Na
Für verschiedene Hubschrauber beträgt Np 75–85 % Ne.
Mit anderen Worten: Es fallen Leistungsverluste für Kühlung, Getriebe, Lenkung und Antriebseinheiten an
15-25 % der effektiven Motorleistung.
Die effektive Motorleistung und die verfügbare Rotorleistung hängen von Geschwindigkeit und Höhe ab
Aufgrund der geringen Fluggeschwindigkeit des Hubschraubers kann der Einfluss der Geschwindigkeit auf Ne und Np jedoch vernachlässigt werden.
Die Art der Änderung der verfügbaren Leistung aus der Flughöhe hängt vom Motortyp ab und wird bestimmt
seine Höheneigenschaften (Abb. 1.61).

Es ist bekannt, dass die Leistung eines Kolbenmotors ohne Kompressor bei konstanter Drehzahl zunimmt
die Höhe sinkt aufgrund einer Verringerung der Gewichtsladung des in die Zylinder eintretenden Luft-Kraftstoff-Gemisches. In ähnlicher Weise ändert sich auch die auf den Hauptrotor übertragene Leistung (Abb. 1.61/a).
Die Leistung eines Kolbenmotors, der mit einem einstufigen Kompressor ausgestattet ist, steigt mit der Höhe bis zur Auslegungshöhe aufgrund einer Erhöhung der Gewichtsladung des Luft-Kraftstoff-Gemisches aufgrund einer Verringerung der Umgebungstemperatur und einer verbesserten Spülung der Zylinder. Durch schrittweises Öffnen der Ladeluftklappe wird der Ladedruck konstant auf der Auslegungshöhe gehalten. In der Auslegungshöhe öffnet sich die Luftklappe vollständig und die Motorleistung erreicht ihr Maximum. Oberhalb der Bauhöhe nimmt die Wirkleistung und damit die verfügbare Leistung des Hauptrotors in gleicher Weise ab wie bei einem Motor ohne Kompressor (Abb. 1.61, b).

Für ein Triebwerk mit zweistufigem Kompressor ist die Art der Änderung der effektiven und verfügbaren Leistung als Funktion der Flughöhe in Abb. dargestellt. 1,61, ca.
Für ein Turboprop-Triebwerk ist die Art der Abhängigkeit der verfügbaren Rotorleistung von der Flughöhe in Abb. dargestellt. 1,61, g. Die Leistungssteigerung eines Turboprop-Triebwerks bis zu einer bestimmten Höhe erklärt sich aus dem übernommenen Steuersystem, das für einen Temperaturanstieg der Gase vor der Turbine bis zu einer bestimmten Höhe sorgt.