Trabajo de curso sobre diseño. Cálculo de hélices Fuerza de elevación de una hélice en kg

FÍSICA DEL ROTOR

Una máquina magnífica: ¡un helicóptero! Sus notables cualidades lo hacen indispensable en miles de casos. Sólo un helicóptero puede despegar y aterrizar verticalmente, permanecer inmóvil en el aire, moverse hacia los lados e incluso con la cola por delante.

¿De dónde vienen oportunidades tan maravillosas? ¿Cuál es la física de su vuelo? Intentemos responder brevemente a estas preguntas.

El rotor de un helicóptero crea sustentación. Las palas de la hélice son las mismas hélices. Instaladas en un cierto ángulo con respecto al horizonte, se comportan como un ala en el flujo de aire entrante: la presión surge debajo del plano inferior de las palas y el vacío se produce encima. Cuanto mayor sea esta diferencia, mayor será la sustentación. Cuando la fuerza de sustentación supera el peso del helicóptero, este despega, pero si ocurre lo contrario, el helicóptero desciende.

Si en el ala de un avión la fuerza de sustentación aparece sólo cuando el avión está en movimiento, en el “ala” de un helicóptero aparece incluso cuando el helicóptero está parado: el “ala” se está moviendo. Esto es lo principal.

Pero el helicóptero ganó altura. Ahora necesita volar hacia adelante. ¿Cómo hacerlo? ¡El tornillo sólo crea un empuje hacia arriba! Miremos dentro de la cabina en este momento. Apartó la palanca de control. El helicóptero se inclinó ligeramente sobre su morro y voló hacia adelante. ¿Por qué?

El mando de control está conectado a un ingenioso dispositivo: una máquina transfer. Este mecanismo, extremadamente conveniente para controlar un helicóptero, fue inventado durante sus años de estudiante por el académico B. N. Yuryev. Su diseño es bastante complejo, pero su finalidad es permitir al piloto cambiar el ángulo de las palas hacia el horizonte a voluntad.

No es difícil entender que durante el vuelo horizontal de un helicóptero, la presión de sus palas se mueve con respecto al aire circundante a diferentes velocidades. La pala que avanza se mueve hacia el flujo de aire y la pala que gira hacia atrás se mueve a lo largo del flujo. Por tanto, la velocidad de la pala, y con ella la fuerza de elevación, será mayor cuando la pala avance. La hélice tenderá a girar el helicóptero de lado.

Para evitar que esto suceda, los no puntales conectaron las palas al eje de forma móvil, mediante bisagras. Entonces la pala delantera comenzó a elevarse y aletear con mayor fuerza de elevación. Pero este movimiento ya no se transmitió al helicóptero: voló tranquilamente. Gracias al movimiento de aleteo de la hoja, su fuerza de elevación se mantuvo constante durante toda la revolución.

Sin embargo, esto no resolvió el problema de seguir adelante. Después de todo, es necesario cambiar la dirección del empuje de la hélice y obligar al helicóptero a moverse horizontalmente. Esto fue posible gracias al plato cíclico. Cambia continuamente el ángulo de cada pala de la hélice para que la mayor sustentación se produzca aproximadamente en el sector trasero de su rotación. La fuerza de empuje resultante del rotor principal se inclina y el helicóptero, también inclinándose, comienza a avanzar.

Fue necesario mucho tiempo para crear un dispositivo de control de helicópteros tan confiable y conveniente. Un dispositivo para controlar la dirección del vuelo no apareció de inmediato.

Por supuesto, sabes que un helicóptero no tiene timón. Sí, un helicóptero no lo necesita. Se sustituye por una pequeña hélice montada en la cola. Si el piloto intentara apagarlo, el helicóptero giraría solo. Sí, giró para comenzar a girar cada vez más rápido en la dirección opuesta a la rotación del rotor principal. Esto es una consecuencia del par reactivo que se produce cuando gira el rotor principal. El rotor de cola evita que la cola del helicóptero gire bajo la influencia del par de reacción y la equilibra. Y si es necesario, el piloto aumentará o disminuirá el empuje del rotor de cola. Entonces el helicóptero girará en la dirección correcta.

A veces prescinden por completo del rotor de cola, instalando en los helicópteros dos rotores principales que giran uno hacia el otro. Los momentos de reacción en este caso, por supuesto, se destruyen.

Así vuelan el “vehículo aéreo todo terreno” y el trabajador incansable: el helicóptero.

Provisiones generales.

El rotor principal de un helicóptero (HV) está diseñado para crear sustentación, fuerza motriz (propulsora) y momentos de control.

El rotor principal consta de un cubo y palas, que se fijan al cubo mediante bisagras o elementos elásticos.

Las palas del rotor principal, debido a la presencia de tres bisagras en el buje (horizontal, vertical y axial), realizan un movimiento complejo en vuelo: - giran alrededor del eje HB, se mueven con el helicóptero en el espacio, cambian su posición angular, giran en las bisagras indicadas, por tanto la aerodinámica de la pala de un rotor es más compleja que la aerodinámica del ala de un avión.

La naturaleza del flujo alrededor del NV depende de los modos de vuelo.

Parámetros geométricos básicos del rotor principal (RO).

Los principales parámetros del NV son el diámetro, el área de barrido, el número de palas, el factor de llenado, la separación de las bisagras horizontales y verticales y la carga específica en el área de barrido.

Diámetro D es el diámetro del círculo a lo largo del cual se mueven los extremos de las palas cuando el NV opera en su lugar. Los helicópteros modernos tienen un diámetro de 14 a 35 m.

Área de barrido Fom es el área del círculo que describen los extremos de las palas NV cuando opera en su lugar.

Factor de llenadoσ es igual a:

σ = (Z l F l) / F ohmio (12.1);

donde Z l es el número de palas;

F l – área de la pala;

F ohm – área barrida del NV.

Caracteriza el grado de llenado del área barrida por las palas, varía dentro del rango s=0,04¸0,12.

A medida que aumenta el factor de llenado, el empuje NV aumenta hasta un cierto valor, debido a un aumento en el área real de las superficies de carga, y luego cae. La caída del empuje se produce debido a la influencia del bisel de flujo y la estela de vórtice de la pala de delante. A medida que aumenta s, es necesario aumentar la potencia suministrada al NV debido a un aumento en la resistencia de las palas. A medida que s aumenta, el paso requerido para obtener un determinado empuje disminuye, lo que aleja al NV de los modos de pérdida. Las características de los modos de pérdida y las razones de su aparición se analizarán a continuación.

El espacio entre las bisagras horizontales l g y verticales l v es la distancia desde el eje de la bisagra hasta el eje de rotación HB. Puede considerarse en términos relativos (12.2.)

Situada dentro de . La presencia de espacio entre juntas mejora la eficiencia del control longitudinal-transversal.

se define como la relación entre el peso del helicóptero y el área de los explosivos barridos.

(12.3.)

Parámetros cinemáticos básicos de NV.

Los principales parámetros cinemáticos del NV incluyen la frecuencia o velocidad angular de rotación, el ángulo de ataque del NV y los ángulos de paso general o cíclico.

Frecuencia de rotación n s - número de revoluciones NV por segundo; velocidad angular de rotación del NV - determina su velocidad periférica w R.

El valor de w R en los helicópteros modernos es 180¸220 m/seg.

El ángulo de ataque NV (A) se mide entre el vector de velocidad de la corriente libre y c
Arroz. 12.1 Ángulos de ataque del rotor y sus modos de funcionamiento.

plano de rotación del NV (Fig. 12.1). El ángulo A se considera positivo si el flujo de aire se acerca al flujo de aire desde abajo. En los modos de vuelo horizontal y ascenso, A es negativo, en descenso, A es positivo. Hay dos modos de funcionamiento del NV: modo de flujo axial, cuando A = ±90 0 (en vuelo estacionario, ascenso o descenso vertical) y modo de soplado oblicuo, cuando A¹± 90 0 .

El ángulo de paso colectivo es el ángulo de instalación de todas las palas NV en la sección con un radio de 0,7R.

El ángulo del paso cíclico del NV depende del modo de funcionamiento del NV, este tema se analiza en detalle al analizar el soplado oblicuo del NV.

Parámetros principales de la hoja NV.

Los principales parámetros geométricos de la pala incluyen radio, cuerda, ángulo de instalación, forma del perfil de la sección transversal, torsión geométrica y forma en planta de la pala.

El radio de sección actual de la pala r determina su distancia al eje de rotación del NV. El radio relativo se determina

(12.4);

acorde de perfil– una línea recta que conecta los puntos más distantes del perfil de la sección, denotada por b (Fig. 12.2).

Arroz. 12.2. Parámetros del perfil de la pala. Ángulo de la hoja j es el ángulo entre la cuerda de la sección de la pala y el plano de rotación del HB.

Ángulo de instalación j por `r=0,7 con la posición neutral de los controles y la ausencia de movimiento de aleteo se considera el ángulo de instalación de toda la pala y el paso general del NV.

El perfil de la sección transversal de la pala es una forma de sección transversal con un plano perpendicular al eje longitudinal de la pala, caracterizado por un espesor máximo con max, el espesor relativo concavidad f y curvatura . En los rotores se utilizan normalmente perfiles biconvexos, asimétricos y con una ligera curvatura.

La torsión geométrica se produce reduciendo los ángulos de las secciones desde la culata hasta el final de la pala y sirve para mejorar las características aerodinámicas de la pala. Las palas de los helicópteros tienen una forma rectangular en planta, lo que no es óptimo en el sentido aerodinámico, pero Es más sencillo desde el punto de vista tecnológico.

Los parámetros cinemáticos de la pala están determinados por los ángulos de posición azimutal, balanceo, balanceo y ángulo de ataque.

ángulo de azimut y está determinada por la dirección de rotación del NV entre el eje longitudinal de la pala en un momento dado y el eje longitudinal de la posición cero de la pala. La línea de posición cero en vuelo horizontal prácticamente coincide con el eje longitudinal del brazo de cola del helicóptero.

Ángulo de giro b determina el movimiento angular de la hoja en la bisagra horizontal con respecto al plano de rotación. Se considera positivo cuando la pala se desvía hacia arriba.

Ángulo de giro x caracteriza el movimiento angular de la hoja en la bisagra vertical en el plano de rotación (Fig. 12). Se considera positivo cuando la pala se desvía en contra del sentido de rotación.

El ángulo de ataque del elemento de pala a está determinado por el ángulo entre la cuerda del elemento y el flujo que se aproxima.

Arrastre de la hoja.

La resistencia frontal de la pala es la fuerza aerodinámica que actúa en el plano de rotación del buje y dirigida contra la rotación de la hélice.

La resistencia frontal de la pala se compone de resistencia de perfil, inductiva y de onda.

El arrastre del perfil es causado por dos razones: la diferencia de presión delante y detrás de la pala (arrastre de presión) y la fricción de las partículas en la capa límite (arrastre de fricción).

La resistencia a la presión depende de la forma del perfil de la hoja, es decir sobre el espesor relativo () y la curvatura relativa () del perfil. Cuanto más y mayor es la resistencia. La resistencia a la presión no depende del ángulo de ataque en las condiciones de funcionamiento, pero aumenta en las condiciones críticas a.

La resistencia a la fricción depende de la velocidad de rotación de la hélice y del estado de la superficie de las palas. La resistencia inductiva es la resistencia causada por la pendiente de la sustentación verdadera debido a la cizalladura del flujo. La resistencia inducida de la pala depende del ángulo de ataque α y aumenta con su aumento. El arrastre de ondas se produce en la pala que avanza cuando la velocidad de vuelo excede la velocidad de diseño y aparecen ondas de choque en la pala.

La resistencia, al igual que la tracción, depende de la densidad del aire.

Teoría del impulso de generación de empuje del rotor.

La esencia física de la teoría del impulso es la siguiente. Una hélice en funcionamiento rechaza el aire, impartiendo cierta velocidad a sus partículas. Se forma una zona de succión delante del tornillo, se forma una zona de expulsión detrás del tornillo y se establece el flujo de aire a través del tornillo. Los principales parámetros de este flujo de aire: aumento inducido de velocidad y presión del aire en el plano de rotación de la hélice.

En el modo de flujo axial, el aire se acerca al NV desde todos los lados y se forma una corriente de aire cada vez más estrecha detrás de la hélice. En la Fig. 12.4. En el casquillo NV se representa una esfera bastante grande con el centro en tres secciones características: la sección 0, ubicada muy por delante del tornillo, en el plano de rotación del tornillo, la sección 1 con velocidad de flujo V 1 (velocidad de succión) y sección 2 con velocidad de flujo V 2 (velocidad de lanzamiento).

El HB devuelve el flujo de aire con una fuerza T, pero el aire también presiona la hélice con la misma fuerza. Esta fuerza será la fuerza de empuje del rotor principal. La fuerza es igual al producto de la masa corporal por
Arroz. 12.3. Hacia una explicación de la teoría del impulso de creación de empuje.

aceleración que recibió el cuerpo bajo la influencia de esta fuerza. Por lo tanto, el empuje NV será igual a

(12.5.)

donde m s es la segunda masa de aire que pasa por el área de aire igual a

(12.6.)

¿Dónde está la densidad del aire?

F - área barrida por el tornillo;

V 1 - velocidad del flujo inductivo (velocidad de succión);

a es la aceleración del flujo.

La fórmula (12.5.) se puede presentar de otra forma.

(12.7.)

ya que, según la teoría de una hélice ideal, la velocidad de expulsión de aire V por la hélice es el doble de la velocidad de succión V 1 en el plano de rotación del NV.

(12.8.)

Casi se duplica la velocidad inductiva a una distancia igual al radio del NV. La velocidad de succión V 1 para los helicópteros Mi-8 es de 12 m/s, para los Mi-2 – 10 m/s.

Conclusión: La fuerza de empuje del rotor principal es proporcional a la densidad del aire, el área barrida del soplador de aire y la velocidad inductiva (la velocidad de rotación del soplador de aire).

La caída de presión en la sección 1-2 con respecto a la presión atmosférica en un ambiente de aire sin perturbaciones es igual a tres presiones de velocidad de la velocidad inductiva.

(12.9.)

lo que provoca un aumento en la resistencia de los elementos estructurales del helicóptero ubicados detrás del NV.

Teoría del elemento pala.

La esencia de la teoría del elemento pala es la siguiente. Se considera el flujo alrededor de cada pequeña sección del elemento de pala y se determinan las fuerzas aerodinámicas elementales dу e y dх e que actúan sobre la pala. La fuerza de elevación de la pala U l y la resistencia de la pala X l se determinan como resultado de la suma de las siguientes fuerzas elementales que actúan a lo largo de toda la pala desde su sección de extremo (r k) hasta la sección de punta (R ):

Las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre el rotor se definen como la suma de las fuerzas que actúan sobre todas las palas.

Para determinar el empuje del rotor principal, se utiliza una fórmula similar a la fórmula para la sustentación del ala.

(12.10.)

Según la teoría de los elementos de las palas, la fuerza de empuje desarrollada por el rotor principal es proporcional al coeficiente de empuje, el área de barrido de la pala, la densidad del aire y el cuadrado de la velocidad punta de las palas.

Las conclusiones extraídas de la teoría del impulso y de la teoría del elemento pala se complementan entre sí.

De estas conclusiones se deduce que la fuerza de empuje del NV en el modo de flujo axial depende de la densidad del aire (temperatura), el ángulo de instalación de las palas (el paso del NV) y la velocidad de rotación del rotor principal.

Modos de funcionamiento NV.

El modo de funcionamiento del rotor principal está determinado por la posición del NV en el flujo de aire (Fig. 12.1) Dependiendo de esto, se determinan dos modos de funcionamiento principales: el modo de flujo axial y oblicuo. El modo de flujo axial se caracteriza por el hecho de que el flujo entrante sin perturbaciones se mueve paralelo al eje del casquillo NV (perpendicular al plano de rotación del casquillo NV). En este modo, el rotor principal opera en modos de vuelo vertical: vuelo estacionario, ascenso vertical y descenso del helicóptero. La característica principal de este modo es que la posición de la pala con respecto al flujo que incide sobre la hélice no cambia, por lo tanto, las fuerzas aerodinámicas no cambian cuando la pala se mueve en azimut. El modo de flujo oblicuo se caracteriza por el hecho de que el flujo de aire se acerca al NV en ángulo con respecto a su eje (Fig. 12.4.). El aire se acerca a la hélice con una velocidad V y se desvía hacia abajo debido a la velocidad de succión inductiva Vi. La velocidad del flujo resultante a través del NV será igual a la suma vectorial de las velocidades del flujo no perturbado y la velocidad inductiva.

V1 = V + Vi (12.11.)

Como resultado de esto, aumenta el segundo caudal de aire que fluye a través de la entrada de aire y, en consecuencia, el empuje del rotor, que aumenta al aumentar la velocidad de vuelo. En la práctica, se observa un aumento del empuje NV a velocidades superiores a 40 km/h.

Arroz. 12.4. Funcionamiento del rotor principal en modo de soplado oblicuo.

Soplado oblicuo. Velocidad efectiva del flujo alrededor de un elemento de pala en el plano de rotación del elemento en el aire y su cambio a lo largo de la superficie barrida del elemento en el aire.

En el modo de flujo axial, cada elemento de la pala está en un flujo cuya velocidad es igual a la velocidad circunferencial del elemento. , donde es el radio de un elemento de pala dado (Fig. 12.6).

En el modo de flujo oblicuo con un ángulo de ataque HB distinto de cero (A=0), la velocidad resultante W con la que fluye el flujo alrededor del elemento de pala depende de la velocidad periférica del elemento u, de la velocidad de vuelo V1 y de la ángulo de acimut.

W = u +V1 senψ (12.12.)

aquellos. a una velocidad de vuelo constante y una velocidad de rotación constante de la hélice (ωr = const.), la velocidad efectiva del flujo alrededor de la pala variará dependiendo del ángulo de acimut.

Figura 12.5. Cambio en la velocidad del flujo alrededor de la pala en el plano de rotación del explosivo.

Cambio en la velocidad efectiva del flujo sobre la superficie barrida de la fuerza aérea.

En la Fig. 12.6. muestra los vectores de velocidad del flujo que incide sobre el elemento de pala como resultado de la suma de la velocidad periférica y la velocidad de vuelo. El diagrama muestra que la velocidad efectiva del flujo varía tanto a lo largo de la pala como en acimut. La velocidad periférica aumenta desde cero en el eje del cubo de la hélice hasta el máximo en las puntas de las palas. En un azimut de 90 o la velocidad de los elementos de la pala es igual a , en azimut 270 o la velocidad resultante es , en el extremo de la paleta en el área con diámetro d, el flujo proviene del lado de la aleta de flujo, es decir Se forma una zona de flujo inverso, una zona que no participa en la creación de empuje.

Cuanto mayor sea el radio NV y mayor sea la velocidad de vuelo a una velocidad de rotación NV constante, mayor será el diámetro de la zona de flujo inverso.

En los acimutes y=0 e y=180 0, la velocidad resultante de los elementos de pala es igual a .

Figura 12.6. Cambio en la velocidad efectiva del flujo sobre la superficie barrida del explosivo.

Soplado oblicuo. Fuerzas aerodinámicas del elemento de pala.

Cuando el elemento de pala está en el flujo, surge la fuerza aerodinámica total del elemento de pala, que se puede descomponer en el sistema de coordenadas de velocidad en fuerza de sustentación y fuerza de arrastre.

La magnitud de la fuerza aerodinámica elemental está determinada por la fórmula:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

Sumando las fuerzas de empuje elementales y las fuerzas de resistencia rotacional, se puede determinar la magnitud de la fuerza de empuje y la resistencia rotacional de toda la pala.

El punto de aplicación de las fuerzas aerodinámicas de la pala es el centro de presión, que se sitúa en la intersección de la fuerza aerodinámica total con la cuerda de la pala.

La magnitud de la fuerza aerodinámica está determinada por el ángulo de ataque del elemento de pala, que es el ángulo entre la cuerda del elemento de pala y el flujo que se aproxima (figura 12.7).

El ángulo de instalación del elemento de pala φ es el ángulo entre el plano estructural del rotor (KPV) y la cuerda del elemento de pala.

El ángulo de entrada es el ángulo entre las velocidades y .(Figura 12.7.)

Fig. 12.7 Fuerzas aerodinámicas del elemento de pala durante el soplado oblicuo.

La aparición de un momento de vuelco cuando las palas están rígidamente sujetas. Las fuerzas de empuje son creadas por todos los elementos de la pala, pero las mayores fuerzas elementales Tl serán para los elementos ubicados a ¾ del radio de la pala; la magnitud de la Tl resultante en el modo de flujo oblicuo alrededor del empuje de la pala depende de la azimut. En ψ = 90 es máximo, en ψ = 270 es mínimo. Esta distribución de fuerzas de empuje elementales y la ubicación de la fuerza resultante conduce a la formación de un gran momento flector variable en la raíz de la curvatura M de la pala.

Este momento crea una gran carga en el punto de fijación de la cuchilla, lo que puede provocar su destrucción. Como resultado de la desigualdad de empujes T l1 y T l2, se produce un momento de vuelco del helicóptero,

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

que aumenta al aumentar la velocidad de vuelo del helicóptero.

Una hélice con palas montadas rígidamente tiene las siguientes desventajas (Fig. 12.8):

La presencia de un momento de vuelco en el modo de flujo oblicuo;

La presencia de un gran momento flector en el punto de fijación de la cuchilla;

Cambiando el momento de empuje de la pala en azimut.

Estas desventajas se eliminan fijando la pala al cubo mediante bisagras horizontales.

Fig. 12.8 Aparición de un momento de vuelco cuando las palas están rígidamente sujetas.

Alineación del momento de empuje en diferentes posiciones azimutales de la pala.

En presencia de una bisagra horizontal, el empuje de la hoja forma un momento con respecto a esta bisagra, que hace girar la hoja (Fig. 12.9). El momento de empuje T l1 (T l2) hace que la hoja gire con respecto a esta bisagra.

o (12.15.)

por lo tanto, el momento no se transmite al casquillo, es decir Se elimina el momento de vuelco del helicóptero. Momento flector Muzg. en la raíz de la pala se vuelve igual a cero, su parte de raíz se descarga, la flexión de la pala disminuye, debido a esto se reducen las tensiones de fatiga. Se reducen las vibraciones causadas por cambios en el empuje de azimut. Así, la bisagra horizontal (HS) realiza las siguientes funciones:

Elimina el momento de vuelco en modo de soplado oblicuo;

Descarga la parte raíz de la hoja desde la curva M;

Simplifique el control del rotor;

Mejora la estabilidad estática del helicóptero;

Reducir la cantidad de cambio en el empuje de la hoja en azimut.

Reduce la tensión de fatiga en la pala y reduce su vibración debido a cambios en el empuje de acimut;

Cambiar los ángulos de ataque de un elemento de pala debido al aleteo.

Cuando la pala se mueve en modo de soplado oblicuo en azimut ψ de 0 a 90 o, la velocidad del flujo alrededor de la pala aumenta constantemente debido al componente de la velocidad de vuelo horizontal (en ángulos de ataque bajos NV ) (Figura 12. 10.)

aquellos. . (12.16.)

En consecuencia, aumenta la fuerza de empuje de la pala, que es proporcional al cuadrado de la velocidad del flujo que se aproxima, y el momento de empuje de esta pala con respecto a la bisagra horizontal. La hoja se mueve hacia arriba
Fig.12.9 Alineación del momento de empuje en varias posiciones acimutales de la pala.

La sección transversal de la pala se sopla adicionalmente desde arriba (Fig. 12.10), lo que provoca una disminución de los verdaderos ángulos de ataque y una disminución de la fuerza de elevación de la pala, lo que conduce a una compensación aerodinámica del aleteo. Al pasar de ψ 90 a ψ 180, la velocidad del flujo alrededor de las palas disminuye y los ángulos de ataque aumentan. En azimut ψ = 180 o y en ψ = 0 o las velocidades de flujo alrededor de la pala son iguales e iguales a ωr.

Hacia el azimut ψ = 270 o la pala comienza a descender debido a una disminución de la velocidad del flujo y una disminución de Tl, mientras que las palas son adicionalmente sopladas desde abajo, lo que provoca un aumento en los ángulos de ataque del elemento de la pala, y por tanto un cierto aumento en la sustentación.

En ψ = 270, la velocidad del flujo alrededor de la pala es mínima, la oscilación hacia abajo Vy de la pala es máxima y los ángulos de ataque en las puntas de las palas son casi críticos. Debido a la diferencia en la velocidad del flujo alrededor de la pala en diferentes acimutes, los ángulos de ataque en ψ = 270 o aumentan varias veces más de lo que disminuyen en ψ = 90 o. Por lo tanto, con un aumento en la velocidad de vuelo del helicóptero, en la región del azimut ψ = 270 o, los ángulos de ataque pueden exceder los valores críticos, lo que provoca la separación del flujo de los elementos de las palas.

El flujo oblicuo conduce a que los ángulos de aleteo de las palas en la parte delantera del disco NV en la zona del acimut 180 0 sean claramente mayores que en la parte trasera del disco en la zona del azimut 0 0 . Esta inclinación del disco se denomina obstrucción del cono HB. Cambiar los ángulos de giro del azimut de la pala en un flujo de aire libre, cuando no hay un regulador de giro, cambia de la siguiente manera:

azimut de 0 a 90 0:

La velocidad del flujo resultante alrededor de la pala aumenta, la fuerza de sustentación y su momento aumentan;

El ángulo de giro b y la velocidad vertical V y aumentan;

acimut 90 0:

La velocidad de oscilación ascendente Vy es máxima;

acimut 90 0 – 180 0:

La fuerza de elevación de la pala disminuye debido a una disminución en la velocidad del flujo resultante;

La velocidad de giro hacia arriba V y disminuye, pero el ángulo de giro de la hoja continúa aumentando.

azimut 200 0 – 210 0:

La velocidad de aleteo vertical es cero V y = 0, el ángulo de aleteo de la pala b es máximo, la pala, como resultado de una disminución de la sustentación, desciende;

acimut 270 0:

La velocidad del flujo alrededor de la pala es mínima, la fuerza de elevación y su momento se reducen;

Velocidad de giro hacia abajo V y – máxima;

El ángulo de giro b disminuye.

acimut 20 0 – 30 0:

La velocidad del flujo alrededor de la pala comienza a aumentar;

V у = 0, el ángulo de giro hacia abajo es máximo.

Así, en un soplador de aire libre con rotación hacia la derecha y soplado oblicuo, el cono vuelve a caer hacia la izquierda. A medida que aumenta la velocidad de vuelo, aumenta el colapso del cono.

Fig. 12.10.Cambio de los ángulos de ataque de un elemento pala debido al aleteo.

Regulador de giro (RF). El movimiento de aleteo provoca un aumento de las cargas dinámicas sobre la estructura de las palas y un cambio desfavorable en los ángulos de ataque de las palas sobre el disco del rotor. El regulador de oscilación lleva a cabo la reducción de la amplitud de la oscilación y el cambio de la inclinación natural del cono NV de izquierda a derecha. El regulador de giro (Fig. 12.11.) es una conexión cinemática entre la bisagra axial y el anillo giratorio del plato cíclico, que asegura una disminución en los ángulos de instalación de la cuchilla j con una disminución en el ángulo de carrera b y viceversa, un aumento en la cuchilla Ángulo de instalación con un aumento en el ángulo de carrera. Esta conexión consiste en desplazar el punto de unión de la varilla del plato cíclico al brazo de la bisagra axial (punto A) (Fig. 12.12) desde el eje de la bisagra horizontal. En los helicópteros tipo Mi, el regulador de aleteo inclina el cono HB hacia atrás y hacia la derecha. En este caso, la componente lateral a lo largo del eje Z de la fuerza NV resultante se dirige hacia la derecha en contra de la dirección del empuje del rotor de cola, lo que mejora las condiciones de equilibrio lateral del helicóptero.

Fig. 12.11 Regulador de giro, Diagrama cinemático. . . Equilibrio de la pala con respecto a la bisagra horizontal.

Durante el movimiento de aleteo de la pala (Fig. 12.12.) en el plano de la fuerza de tracción, actúan sobre ella las siguientes fuerzas y momentos:

El empuje T l, aplicado a ¾ de la longitud de la pala, forma un momento M t = T·a, girando la pala para aumentar la carrera;

Fuerza centrífuga F cb que actúa perpendicular al eje de rotación de diseño del NV en la dirección exterior. La fuerza de inercia del aleteo de la pala, dirigida perpendicular al eje de la pala y opuesta a la aceleración del aleteo;

La fuerza de gravedad G l se aplica al centro de gravedad de la pala y forma un momento M G = G · al girar la pala para reducir la carrera.

La pala ocupa una posición en el espacio a lo largo de la fuerza resultante Rl. Las condiciones de equilibrio de la hoja con respecto a la bisagra horizontal están determinadas por la expresión

(12.17.)

Figura 12.12. Fuerzas y momentos que actúan sobre la pala en el plano de giro.

Las palas NV se mueven a lo largo de la generatriz de un cono, cuyo vértice se encuentra en el centro del cubo y el eje es perpendicular al plano de los extremos de las palas.

Cada pala ocupa, para un determinado azimut Ψ, las mismas posiciones angulares βl con respecto al plano de rotación del HB.

El movimiento de aleteo de las palas es cíclico y se repite estrictamente con un período igual al tiempo de una revolución del NV.

Momento de juntas de casquillos horizontales. NV (M gsh).

En el modo de flujo axial alrededor del NV, la fuerza resultante de las palas Rn se dirige a lo largo del eje del NV y se aplica en el centro del cubo. En el modo de soplado oblicuo, la fuerza Rn se desvía hacia la obstrucción del cono. Debido a la separación de las bisagras horizontales, la fuerza aerodinámica Rn no pasa por el centro del casquillo y se forma un hombro entre el vector de fuerza Rn y el centro del casquillo. Surge un momento M gsh, llamado momento de inercia de las bisagras horizontales del casquillo HB. Depende de la separación l r de las bisagras horizontales. El momento de las bisagras horizontales del casquillo NV M gsh aumenta al aumentar la distancia l r y se dirige hacia la obstrucción del cono NV.

La presencia de espacios entre bisagras horizontales mejora la propiedad de amortiguación del NV, es decir. Mejora la estabilidad dinámica del helicóptero.

Equilibrio de la pala con respecto a la bisagra vertical (VH).

Durante la rotación, la pala NV se desvía en un ángulo x. El ángulo de giro x se mide entre la línea radial y el eje longitudinal de la pala en el plano de rotación del HB y será positivo si la pala gira hacia atrás con respecto a la línea radial (queda atrás) (Fig. 12.13.).

En promedio, el ángulo de giro es de 5 a 10 o, y en el modo de autorrotación es negativo e igual a 8 a 12 o en el plano de rotación del HB. Sobre la pala actúan las siguientes fuerzas:

La fuerza de arrastre X l se aplica en el centro de presión;

Fuerza centrífuga dirigida a lo largo de una línea recta que conecta el centro de masa de la pala y el eje de rotación de la hélice;

La fuerza de inercia F in, dirigida perpendicular al eje de la pala y opuesta a la aceleración, se aplica en el centro de masa de la pala;

Fuerzas de Coriolis alternas F k aplicadas en el centro de masa de la pala.

La aparición de la fuerza de Coriolis se explica por la ley de conservación de la energía.

La energía de rotación depende del radio; si el radio ha disminuido, entonces parte de la energía se utiliza para aumentar la velocidad angular de rotación.

Por lo tanto, cuando la pala se mueve hacia arriba, el radio r c2 del centro de masa de la pala y la velocidad periférica disminuyen, aparece la aceleración de Coriolis, que tiende a acelerar la rotación y, por tanto, la fuerza, la fuerza de Coriolis, que hace girar la pala hacia adelante. en relación con la bisagra vertical. A medida que el ángulo de giro disminuye, la aceleración de Coriolis y, por tanto, la fuerza, se dirigirán en contra de la rotación. La fuerza de Coriolis es directamente proporcional al peso de la pala, la velocidad de rotación de la pala, la velocidad angular del aleteo y el ángulo de aleteo.

Las fuerzas anteriores forman momentos que deben equilibrarse en cada acimut del movimiento de la pala.

. (12.15.)

Fig. 12.13.. Equilibrio de la pala con respecto a la bisagra vertical (VH).

Ocurrencia de momentos en NV.

Al operar la NV surgen los siguientes puntos:

El par Mk, creado por las fuerzas de arrastre aerodinámicas de las palas, está determinado por los parámetros de la fuerza aérea;

El par de reacción M p se aplica a la caja de cambios principal y a través del bastidor de la caja de cambios en el fuselaje.

El par de los motores, transmitido a través de la caja de cambios principal al eje NV, está determinado por el par de los motores.

El par de los motores se dirige a lo largo de la rotación del NV, y el reactivo y el par del NV se dirigen en contra de la rotación. El par motor está determinado por el consumo de combustible, el programa de control automático y las condiciones atmosféricas externas.

En modos de vuelo estable M k = M p = - M dv.

El par NV a veces se identifica con el par reactivo NV o el par de los motores, pero como se desprende de lo anterior, la esencia física de estos momentos es diferente.

Zonas críticas de flujo alrededor del NV.

Al soplar oblicuo en el soplador de aire, se forman las siguientes zonas críticas (Fig. 12.14.):

Zona de flujo inverso;

Zona de pérdida de flujo;

Zona de crisis de olas;

Zona de flujo inverso. En el área del azimut 270 0 en vuelo horizontal, se forma una zona en la que las secciones de tope de las palas fluyen no desde el borde de ataque, sino desde el borde de salida de la pala. La sección de la pala situada en esta zona no participa en la creación de la fuerza de elevación de la pala. Esta zona depende de la velocidad de vuelo; cuanto mayor sea la velocidad de vuelo, mayor será la zona de flujo inverso.

Zona de pérdida de flujo. En vuelo con un azimut de 270 0 - 300 0 en los extremos de las palas, debido al movimiento descendente de la pala, los ángulos de ataque de la sección de la pala aumentan. Este efecto aumenta al aumentar la velocidad de vuelo del helicóptero, porque al mismo tiempo, aumenta la velocidad y amplitud del movimiento de aleteo de las palas. Con un aumento significativo en el paso de la hélice o un aumento en la velocidad de vuelo, se produce una pérdida de flujo en esta zona (Fig. 12.14.) debido a que las palas alcanzan ángulos de ataque supercríticos, lo que conduce a una disminución de la sustentación y un aumento. en el arrastre de las palas situadas en esta zona. El empuje del rotor principal en este sector disminuye y cuando se excede considerablemente la velocidad de vuelo, aparece un importante momento de escora en el NV.

Zona de crisis de olas. El arrastre de las ondas sobre la pala se produce en la región del azimut 90 0 a alta velocidad de vuelo, cuando la velocidad del flujo alrededor de la pala alcanza la velocidad local del sonido y se forman ondas de choque locales, lo que provoca un fuerte aumento en el coeficiente C xo debido a la aparición de arrastre de olas

Cxo = Cxtr + Cxv. (12.18.)

La resistencia a las olas puede ser varias veces mayor que la resistencia a la fricción, y dado que Las ondas de choque en cada pala aparecen cíclicamente y durante un corto período de tiempo, esto provoca la vibración de la pala, que aumenta al aumentar la velocidad de vuelo. Las zonas de flujo críticas alrededor del rotor principal reducen el área efectiva del rotor principal y, por lo tanto, el empuje del rotor principal, y empeoran las características aerodinámicas y operativas del helicóptero en su conjunto, por lo que se asocian restricciones de velocidad en los vuelos de helicópteros. con los fenómenos considerados.

.“Anillo de vórtice”.

El modo de anillo de vórtice se produce a baja velocidad horizontal y alta velocidad vertical de descenso del helicóptero cuando los motores del helicóptero están en marcha.

Cuando el helicóptero desciende en este modo, a cierta distancia bajo el NV un superficie a-a, donde la tasa de rechazo inductivo se vuelve igual a la tasa de disminución V y (figura 12.15). Una vez alcanzada esta superficie, el flujo inductivo gira hacia el NV, es parcialmente capturado por éste y es arrojado nuevamente hacia abajo. A medida que V y aumenta, la superficie a-a se acerca a HB y, a una cierta velocidad crítica de descenso, casi todo el aire expulsado es nuevamente aspirado por el rotor principal, formando un toro de vórtice alrededor del rotor. Se establece el régimen de anillos de vórtice.

Figura 12.14. Zonas críticas de flujo alrededor del NV.

En este caso, el empuje total del NV disminuye y la tasa de declive vertical V y aumenta. Superficie sección a-A Se rompe periódicamente, los vórtices toroidales cambian drásticamente la distribución de la carga aerodinámica y la naturaleza del movimiento de aleteo de las palas. Como resultado, el empuje NV se vuelve pulsante, se producen sacudidas y cabeceos del helicóptero, la eficiencia del control se deteriora y el indicador de velocidad y el variómetro dan lecturas inestables.

Cuanto menor es el ángulo de instalación de las palas y la velocidad de vuelo horizontal, mayor es la velocidad de descenso vertical y más intenso se manifiesta el modo de anillo de vórtice. reducción a velocidades de vuelo de 40 km/h o menos.

Para evitar que el helicóptero entre en el modo “anillo de vórtice”, es necesario cumplir con los requisitos del manual de vuelo para limitar la velocidad vertical.

Introducción

El diseño de helicópteros es un proceso complejo que evoluciona con el tiempo, dividido en etapas y fases de diseño interrelacionadas. Creado aeronave debe satisfacer requerimientos técnicos y cumplir con las características técnicas y económicas especificadas en las especificaciones de diseño. Tarea técnica contiene la descripción inicial del helicóptero y sus características de desempeño de vuelo, asegurando un alto eficiencia económica y competitividad del vehículo diseñado, a saber: capacidad de carga, velocidad de vuelo, autonomía, techo estático y dinámico, vida útil, durabilidad y coste.

Los términos de referencia se aclaran en la etapa de investigación de prediseño, durante la cual se llevan a cabo una búsqueda de patentes, un análisis de las soluciones técnicas existentes y trabajos de investigación y desarrollo. La principal tarea de la investigación de prediseño es la búsqueda y verificación experimental de nuevos principios para el funcionamiento del objeto diseñado y sus elementos.

En la etapa de diseño preliminar, se selecciona un diseño aerodinámico, se forma la apariencia del helicóptero y se calculan los parámetros principales para garantizar el logro de los objetivos especificados. rendimiento de vuelo. Estos parámetros incluyen: el peso del helicóptero, la potencia del sistema de propulsión, las dimensiones de los rotores principal y de cola, el peso del combustible, el peso de la instrumentación y el equipo especial. Los resultados del cálculo se utilizan para desarrollar el diseño del helicóptero y elaborar una hoja de centrado para determinar la posición del centro de masa.

El diseño de unidades y componentes individuales del helicóptero, teniendo en cuenta las soluciones técnicas seleccionadas, se lleva a cabo en la etapa de desarrollo. proyecto técnico. En este caso, los parámetros de las unidades diseñadas deben satisfacer los valores correspondientes. diseño preliminar. Algunos parámetros se pueden refinar para optimizar el diseño. Durante el diseño técnico se realizan cálculos cinemáticos y de resistencia aerodinámica de los componentes, selección de materiales estructurales y esquemas de diseño.

En la etapa de diseño detallado se preparan los planos de trabajo y montaje del helicóptero, las especificaciones, las listas de recogida y otros materiales. documentación técnica de acuerdo con las normas aceptadas

Este artículo presenta una metodología para calcular los parámetros de un helicóptero en la etapa de diseño preliminar, que se utiliza para completar un proyecto de curso en la disciplina "Diseño de helicópteros".

Cálculo Peso al despegar helicóptero de primera aproximación

¿Dónde está la masa de la carga útil, kg?

Peso de la tripulación, kg.

Rango de vuelo

Cálculo de los parámetros del rotor del helicóptero.

2.1 El radio R, m, del rotor principal de un helicóptero de un solo rotor se calcula mediante la fórmula:

¿Dónde está el peso de despegue del helicóptero, kg?

g - aceleración de caída libre igual a 9,81 m/s2;

p - carga específica en el área barrida por el rotor principal,

El valor de la carga específica p sobre el área barrida por la hélice se selecciona de acuerdo con las recomendaciones presentadas en el trabajo /1/: donde p=280

Tomamos el radio del rotor principal igual a R=7,9

La velocidad angular, s-1, de rotación del rotor principal está limitada por el valor de la velocidad periférica R de los extremos de las palas, que depende de la masa de despegue del helicóptero y asciende a R=232 m/ s.

2.2 Densidades relativas del aire en techos estáticos y dinámicos

2.3 Cálculo de la velocidad económica en el suelo y en el techo dinámico.

Se determina el área relativa de la placa dañina equivalente:

Donde Se=2,5

El valor de la velocidad económica en tierra Vз, km/h se calcula:

Se calcula el valor de la velocidad económica sobre el techo dinámico Vdin, km/h:

donde I = 1,09…1,10 es el coeficiente de inducción.

2.4 Se calculan los valores relativos de las velocidades máxima y económica de vuelo horizontal en el techo dinámico:

donde Vmax = 250 km/h y Vdin = 182,298 km/h - velocidad de vuelo;

R=232 m/s - velocidad periférica de las palas.

La fuerza de elevación y el empuje para el avance del helicóptero se crean mediante un rotor principal. En esto se diferencia de un avión y un planeador, en los que la fuerza de sustentación cuando se mueve en el aire es creada por una superficie de carga (un ala rígidamente conectada al fuselaje y empujada) por una hélice o motor a reacción. (Figura 6).

En principio, se puede establecer una analogía entre el vuelo de un avión y el de un helicóptero. En ambos casos, la fuerza de sustentación se crea debido a la interacción de dos cuerpos: el aire y una aeronave (avión o helicóptero).

De acuerdo con la ley de igualdad de acción y reacción, se deduce que con cualquier fuerza que actúe el avión sobre el aire (peso o gravedad), con la misma fuerza el aire actúa sobre el avión (sustancia).

Cuando un avión vuela, se produce el siguiente fenómeno: el flujo de aire que viene en sentido contrario fluye alrededor del ala y se bisela hacia abajo detrás del ala. Pero el aire es un medio inextricable y bastante viscoso, y este biselado afecta no sólo a la capa de aire situada muy cerca de la superficie del ala, sino también a las capas vecinas. Así, cuando fluye alrededor del ala, cada segundo se bisela hacia abajo un volumen de aire bastante significativo, aproximadamente igual al volumen de un cilindro, cuya sección transversal es un círculo con un diámetro igual a la envergadura del ala, y la longitud es la velocidad de vuelo por segundo. Esto no es más que el segundo flujo de aire involucrado en la creación de la fuerza de sustentación del ala (Fig. 7).

Arroz. 7. El volumen de aire involucrado en la creación de la sustentación del avión.

De la mecánica teórica se sabe que el cambio de impulso por unidad de tiempo es igual a la fuerza actuante:

Dónde R - fuerza activa;

como resultado de la interacción con el ala del avión. En consecuencia, la fuerza de sustentación del ala será igual al segundo aumento en la cantidad de movimiento vertical en el chorro saliente.

Y -velocidad del flujo inclinado detrás del ala verticalmente en m/seg. De la misma manera, es posible expresar la fuerza aerodinámica total del rotor principal de un helicóptero en términos del segundo caudal de aire y la velocidad de corte del flujo (la velocidad inductiva de la corriente de aire saliente).

El rotor giratorio barre una superficie que puede considerarse como una superficie de carga, similar al ala de un avión (Fig. 8). El aire que fluye a través de la superficie barrida por el rotor es, como resultado de la interacción con las palas giratorias, expulsado hacia abajo con una velocidad inductiva. Y. En el caso de vuelo horizontal o inclinado, el aire fluye hacia la superficie, barrido por el rotor principal en un cierto ángulo (soplado oblicuo). Al igual que un avión, el volumen de aire involucrado en la creación de la fuerza aerodinámica total del rotor principal se puede representar como un cilindro, cuyo área de base es igual al área de superficie barrida por el rotor principal, y la longitud es igual a la velocidad de vuelo, expresada en m/seg.

Cuando el rotor principal funciona en reposo o en vuelo vertical (soplado directo), la dirección del flujo de aire coincide con el eje del rotor principal. En este caso, el cilindro de aire estará ubicado verticalmente (Fig. 8, b). La fuerza aerodinámica total del rotor principal se expresará como el producto de la masa de aire que fluye por la superficie barrida por el rotor principal en un segundo y la velocidad inductiva del chorro saliente:

velocidad inductiva del chorro saliente en m/seg. Es necesario hacer una reserva de que en los casos considerados, tanto para el ala del avión como para el rotor del helicóptero, la velocidad inducida Y Se supone la velocidad inductiva del chorro saliente a cierta distancia de la superficie de apoyo. La velocidad inductiva de la corriente de aire que se produce en la propia superficie de carga es la mitad.

Esta interpretación del origen de la sustentación del ala o de la fuerza aerodinámica total del rotor no es del todo exacta y sólo es válida en un caso ideal. Sólo corrige fundamentalmente y explica claramente el significado físico del fenómeno. Aquí conviene señalar una circunstancia muy importante que surge del ejemplo analizado.

Si la fuerza aerodinámica total del rotor se expresa como el producto de la masa de aire que fluye a través de la superficie barrida por el rotor y la velocidad inducida, y el volumen de esta masa es un cilindro cuya base es el área de la superficie barrida por el rotor. y cuya longitud es la velocidad de vuelo, entonces está absolutamente claro que para crear un empuje de valor constante (por ejemplo, igual al peso del helicóptero) a una velocidad de vuelo mayor y, por lo tanto, con un volumen mayor de aire expulsado, Se requiere una velocidad inducida más baja y, por lo tanto, menos potencia del motor.

Por el contrario, para mantener un helicóptero en el aire mientras "flota" en el lugar, se requiere más potencia que durante el vuelo a una determinada velocidad de avance, a la que hay un contraflujo de aire debido al movimiento del helicóptero.

Es decir, con el gasto de la misma potencia (por ejemplo, la potencia nominal del motor) en el caso de vuelo inclinado con suficiente alta velocidad Se puede alcanzar un techo más alto que con un ascensor vertical cuando la velocidad total de desplazamiento

hay menos helicópteros que en el primer caso. Por tanto, el helicóptero tiene dos techos: estático, cuando se gana altitud en vuelo vertical, y dinámica cuando la altitud se gana en vuelo inclinado, y el techo dinámico es siempre más alto que el estático.

El funcionamiento del rotor principal de un helicóptero y de la hélice de un avión tienen mucho en común, pero también existen diferencias fundamentales, que se analizarán más adelante.

Comparando su trabajo, se puede observar que la fuerza aerodinámica total y, por tanto, el empuje del rotor del helicóptero, que es un componente de la fuerza.

Ren la dirección del eje del cubo, siempre es mayor (5-8 veces) con la misma potencia del motor y el mismo peso del avión debido a que el diámetro del rotor del helicóptero es varias veces mayor que el diámetro del avión. hélice. En este caso, la velocidad de expulsión de aire del rotor principal es menor que la velocidad de expulsión de la hélice.

La cantidad de empuje del rotor principal depende en gran medida de su diámetro.

Dy número de revoluciones. Cuando se duplica el diámetro del tornillo, su empuje aumentará aproximadamente 16 veces; cuando se duplica el número de revoluciones, el empuje aumentará aproximadamente 4 veces. Además, el empuje del rotor principal también depende de la densidad del aire ρ, el ángulo de instalación de las palas φ (paso del rotor),características geométricas y aerodinámicas de una determinada hélice, así como el modo de vuelo. La influencia de los últimos cuatro factores suele expresarse en las fórmulas de empuje de la hélice mediante el coeficiente de empuje. en . .

Así, el empuje del rotor del helicóptero será proporcional a:

- coeficiente de empuje............. αr
Cabe señalar que la cantidad de empuje cuando se vuela cerca del suelo está influenciada por el llamado "colchón de aire", gracias al cual el helicóptero puede despegar del suelo y elevarse varios metros gastando menos energía que la necesaria para " flotar” a una altitud de 10-15 metro. La presencia de un “colchón de aire” se explica por el hecho de que el aire expulsado por la hélice golpea el suelo y queda algo comprimido, es decir, aumenta su densidad. La influencia del “colchón de aire” es especialmente pronunciada cuando la hélice opera cerca del suelo. Debido a la compresión del aire, el empuje del rotor principal en este caso, con el mismo consumo de energía, aumenta en un 30-
40%. Sin embargo, con la distancia del suelo esta influencia disminuye rápidamente, y a una altitud de vuelo igual a la mitad del diámetro de la hélice, el "colchón de aire" aumenta el empuje sólo en 15- 20%. La altura del "colchón de aire" es aproximadamente igual al diámetro del rotor principal. Además, el aumento de tracción desaparece.
Para calcular aproximadamente el valor de empuje del rotor principal en modo estacionario, utilice la siguiente fórmula:
coeficiente que caracteriza la calidad aerodinámica del rotor principal y la influencia del “colchón de aire”. Dependiendo de las características del rotor principal, el valor del coeficiente A cuando se cuelga cerca del suelo puede tener valores de 15 - 25.

El rotor principal de un helicóptero tiene una propiedad extremadamente importante: la capacidad de crear sustentación en el modo de autorrotación (autorrotación) en caso de que se detenga el motor, lo que permite al helicóptero realizar un planeo o descenso y aterrizaje en paracaídas de forma segura.

El rotor principal giratorio mantiene el número requerido de revoluciones durante el planeo o el paracaidismo si sus palas están configuradas en un ángulo de instalación pequeño.

(l--5 0) 1 . Al mismo tiempo, se mantiene la fuerza de elevación, asegurando el descenso a una velocidad vertical constante (6-10 m/s), s posterior reducción del mismo al nivelar antes de plantar para l--1.5 m/seg.

Existe una diferencia significativa en el funcionamiento del rotor principal en el caso de vuelo a motor, cuando la potencia del motor se transmite a la hélice, y en el caso de vuelo autorrotativo, cuando recibe la energía para hacer girar la hélice desde la corriente de aire que se aproxima.

En el vuelo motorizado, el aire que viene en sentido contrario fluye hacia el rotor desde arriba o desde arriba en ángulo. Cuando la hélice funciona en modo de rotación automática, el aire fluye hacia el plano de rotación desde abajo o en ángulo desde abajo (Fig. 9). La inclinación del flujo detrás del rotor principal en ambos casos se dirigirá hacia abajo, ya que la velocidad inducida, según el teorema del momento, se dirigirá directamente opuesta al empuje, es decir, aproximadamente hacia abajo a lo largo del eje del rotor principal.

Aquí estamos hablando del ángulo de instalación efectivo en contraposición al ángulo constructivo.

Introducción

El diseño de helicópteros es un proceso complejo que evoluciona con el tiempo, dividido en etapas y fases de diseño interrelacionadas. La aeronave creada debe cumplir con los requisitos técnicos y cumplir con las características técnicas y económicas especificadas en las especificaciones de diseño. Los términos de referencia contienen la descripción inicial del helicóptero y sus características de vuelo, garantizando una alta eficiencia económica y competitividad del aparato diseñado, a saber: capacidad de carga, velocidad de vuelo, alcance, techo estático y dinámico, vida útil, durabilidad y costo.

En la etapa de diseño preliminar, se selecciona un diseño aerodinámico, se forma la apariencia del helicóptero y se calculan los parámetros principales para garantizar el logro de las características de rendimiento de vuelo especificadas. Estos parámetros incluyen: el peso del helicóptero, la potencia del sistema de propulsión, las dimensiones de los rotores principal y de cola, el peso del combustible, el peso de la instrumentación y el equipo especial. Los resultados del cálculo se utilizan para desarrollar el diseño del helicóptero y elaborar una hoja de centrado para determinar la posición del centro de masa.

El diseño de unidades y componentes individuales del helicóptero, teniendo en cuenta las soluciones técnicas seleccionadas, se lleva a cabo en la etapa de desarrollo del diseño técnico. En este caso, los parámetros de las unidades diseñadas deben satisfacer los valores correspondientes al diseño preliminar. Algunos parámetros se pueden refinar para optimizar el diseño. Durante el diseño técnico se realizan cálculos cinemáticos y de resistencia aerodinámica de los componentes, selección de materiales estructurales y esquemas de diseño.

En la etapa de diseño detallado, los planos de trabajo y montaje del helicóptero, las especificaciones, las listas de selección y otra documentación técnica se preparan de acuerdo con las normas aceptadas.

1. Cálculo de primera aproximación del peso de despegue del helicóptero.

- masa de carga útil, kg; -peso de la tripulación, kg. -rango de vuelo

kg.

2. Cálculo de los parámetros del rotor del helicóptero.

2.1Radio R, m, del rotor principal de un helicóptero de un solo rotor se calcula mediante la fórmula:

, - peso de despegue del helicóptero, kg;

gramo- aceleración en caída libre igual a 9,81 m/s 2 ;

pag- carga específica en la zona barrida por el rotor principal,

pag =3,14.

Valor de carga específico pag el área barrida por el tornillo se selecciona de acuerdo con las recomendaciones presentadas en el trabajo /1/: donde pag = 280

metro.

Tomamos el radio del rotor igual a R = 7.9

Velocidad angular w, s -1, la rotación del rotor principal está limitada por el valor de la velocidad periférica w R Extremos de las palas, que depende de la masa de despegue.

helicóptero y compuesto w R = 232 m/s.

s-1.

rpm

2.2 Densidades relativas del aire en techos estáticos y dinámicos

2.3 Cálculo de la velocidad económica en el suelo y en el techo dinámico.

El área relativa se determina.

placa nociva equivalente: , donde S oh = 2.5

Se calcula el valor de la velocidad económica cerca del suelo. V h, kilómetros por hora:

Dónde I

km/hora

Se calcula el valor de la velocidad económica sobre el techo dinámico. V timbre, kilómetros por hora:

Dónde I= 1,09...1,10 - coeficiente de inducción.

km/hora

2.4 Se calculan los valores relativos de las velocidades máxima y económica de vuelo horizontal sobre el techo dinámico:

Dónde Vmáx=250 km/h y V timbre=182,298 km/h - velocidad de vuelo;

w R=232 m/s - velocidad periférica de las palas.

2.5 Cálculo de las relaciones permitidas entre el coeficiente de empuje y el llenado del rotor para la velocidad máxima en el suelo y para la velocidad económica en el techo dinámico:

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