Trabajo de curso sobre diseño.

helicóptero ligero

1 Desarrollo de requisitos tácticos y técnicos. 2

2 Cálculo de parámetros del helicóptero. 6

2.1 Cálculo de la masa de carga útil. 6

2.2 Cálculo de los parámetros del rotor del helicóptero. 6

2.3 Densidades relativas del aire en techos estáticos y dinámicos 8

2.4 Cálculo de la velocidad económica en el suelo y en el techo dinámico. 8

2.5 Cálculo de los valores relativos de las velocidades máxima y económica de vuelo horizontal sobre techo dinámico. 10

2.6 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. 10

2.7 Cálculo de los coeficientes de empuje del rotor en el suelo y en el techo dinámico 11

2.8 Cálculo del llenado del rotor. 12

2.9 Determinación del incremento relativo del empuje del rotor principal para compensar la resistencia aerodinámica del fuselaje y cola horizontal. 13

3 Cálculo de la potencia del sistema de propulsión del helicóptero. 13

3.1 Cálculo de potencia cuando se cuelga de un techo estático. 13

3.2 Cálculo de la densidad de potencia en vuelo nivelado a máxima velocidad. 14

3.3 Cálculo de la potencia específica en vuelo sobre un techo dinámico a velocidad económica. 15

3.4 Cálculo de la potencia específica en vuelo cerca del suelo a velocidad económica en caso de fallo de un motor durante el despegue. 15

3.5 Cálculo de potencias reducidas específicas para varios Flightcases 16

3.5.1 Cálculo de la potencia reducida específica cuando se cuelga de un techo estático 16

3.5.2 Cálculo de la potencia específica reducida en vuelo horizontal a máxima velocidad. dieciséis

3.5.3 Cálculo de la potencia reducida específica en vuelo sobre un techo dinámico a velocidad económica... 17

3.5.4 Cálculo de la potencia reducida específica en vuelo cerca del suelo a velocidad económica en caso de falla de un motor. 18

3.5.5 Cálculo de la potencia requerida del sistema de propulsión. 19

3.6 Selección de motores. 19

4 Cálculo de la masa de combustible. 20

4.1 Cálculo de la velocidad de crucero de segunda aproximación. 20

4.2 Cálculo del consumo específico de combustible. 22

4.3 Cálculo de la masa de combustible. 23

5 Determinación de la masa de componentes y conjuntos de helicópteros. 24

5.1 Cálculo de la masa de las palas del rotor principal. 24

5.2 Cálculo de la masa del buje del rotor principal. 24

5.3 Cálculo de la masa del sistema de control de refuerzo. 25

5.4 Cálculo de la masa del sistema de control manual. 25

5.5 Cálculo de la masa de la caja de cambios principal. 26

5.6 Cálculo de la masa de las unidades propulsoras del rotor de cola. 27

5.7 Cálculo de la masa y dimensiones principales del rotor de cola. treinta

5.8 Cálculo de la masa del sistema de propulsión del helicóptero. 32

5.9 Cálculo de la masa del fuselaje y del equipo del helicóptero. 32

5.10 Cálculo del peso al despegue del helicóptero de segunda aproximación. 35

6 Descripción del trazado del helicóptero. 36

Referencias... 39

1 Desarrollo de requisitos tácticos y técnicos.

El objeto proyectado es un helicóptero ligero de un solo rotor con un peso máximo de despegue de 3500 kg. Seleccionamos 3 prototipos para que su peso máximo al despegue esté en el rango de 2800-4375 kg. Los prototipos son helicópteros ligeros: Mi-2, Eurocopter EC 145, Ansat.

La Tabla 1.1 muestra sus características tácticas y técnicas necesarias para el cálculo.

Tabla 1.1 - Características de rendimiento de los prototipos.

Las figuras 1.1, 1.2 y 1.3 muestran esquemas de los prototipos.

Figura 1.1 - Diagrama del helicóptero Mi-2

Figura 1.2 - Diagrama del helicóptero Eurocopter EC 145

Figura 1.3 - Diagrama del helicóptero Ansat

De características tácticas y técnicas y diagramas de prototipo, determinamos los valores medios de las cantidades y obtenemos los datos iniciales para el diseño del helicóptero.

Tabla 1.2 - Datos iniciales para el diseño de helicópteros

2 Cálculo de parámetros del helicóptero.

2.1 Cálculo de la masa de carga útil

Fórmula (2.1.1) para determinar la masa de carga útil:

Dónde metro mg - masa de carga útil, kg; metro ek - masa de la tripulación, kg; l- autonomía de vuelo, km; metro 01 - peso máximo de despegue del helicóptero, kg.

Peso de carga útil:

2.2 Cálculo de los parámetros del rotor del helicóptero.

Radio R, m, del rotor principal de un helicóptero monorotor se calcula mediante la fórmula (2.2.1):

, (2.2.1)

Dónde metro 01 - peso de despegue del helicóptero, kg; gramo- aceleración en caída libre igual a 9,81 m/s 2 ; pag- carga específica sobre el área barrida por el rotor principal, p = 3,14.

Tomamos el radio del rotor igual a R= 7,2 metros.

Determinar el valor de la velocidad periférica. wR los extremos de las palas del diagrama que se muestra en la Figura 3:

Figura 3 - Diagrama de la dependencia de la velocidad punta de la pala de la velocidad de vuelo para valores constantes METRO 90 y μ

En Vmáx= 258 kilómetros por hora wR = 220m/s.

Determinando la velocidad angular w, s -1 y frecuencia de rotación del rotor según las fórmulas (2.2.2) y (2.2.3):

2.3 Densidades relativas del aire en techos estáticos y dinámicos

Las densidades relativas del aire en techos estáticos y dinámicos están determinadas por las fórmulas (2.3.1) y (2.3.2), respectivamente:

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

El área relativa se determina. S La placa nociva equivalente según fórmula (2.4.1):

Dónde S E se determina según la Figura 4.

Figura 4 - Cambio en el área de la placa dañina equivalente de varios helicópteros de transporte

Aceptamos S mi = 1,5

Se calcula el valor de la velocidad económica cerca del suelo. V h, km/h:

Dónde I- coeficiente de inducción:

I =1,02+0,0004Vmáx = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

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

2.5 Cálculo de los valores relativos de las velocidades máxima y económica de vuelo horizontal sobre un techo dinámico.

El cálculo de los valores relativos de las velocidades máxima y económica de vuelo horizontal sobre un techo dinámico se realiza mediante las fórmulas (2.5.1) y (2.5.2), respectivamente:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Cálculo de las relaciones permisibles 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

Dado que la fórmula (2.6.1) para la relación entre el coeficiente de empuje permitido y el llenado del rotor para la velocidad máxima de avance tiene la forma:

Fórmula (2.6.2) para la relación entre el coeficiente de empuje permitido y el llenado del rotor para una velocidad económica en un techo dinámico:

2.7 Cálculo de los coeficientes de empuje del rotor en el suelo y en el techo dinámico

El cálculo de los coeficientes de empuje del rotor en el suelo y en el techo dinámico se realiza mediante las fórmulas (2.7.1) y (2.7.2), respectivamente:

2.8 Cálculo del llenado del rotor

Llenado del rotor principal s Calculado para casos de vuelo a velocidades máximas y económicas:

Como valor de relleno calculado s rotor principal, se toma el valor de la condición (2.8.3):

aceptamos.

Longitud del acorde b y elongación relativa yo palas del rotor será igual a:

2.9 Determinación del aumento relativo del empuje del rotor principal para compensar la resistencia aerodinámica del fuselaje y la cola horizontal

Aceptamos un aumento relativo en el empuje del rotor principal para compensar la resistencia aerodinámica del fuselaje y la cola horizontal.

3 Cálculo de la potencia de un sistema de propulsión de helicóptero

3.1 Cálculo de potencia cuando se cuelga de un techo estático.

La potencia específica necesaria para impulsar el rotor principal en modo estacionario sobre un techo estadístico se calcula mediante la fórmula (3.1.1)

Dónde NUEVA HAMPSHIRE st - potencia requerida, W;

Característica de aceleración, que depende de la altura del techo estático y se calcula mediante la fórmula (3.1.2)

metro 0 - peso de despegue, kg;

gramo- aceleración de caída libre, m/s 2 ;

pag- carga específica sobre la superficie barrida por el rotor principal, N/m 2 ;

D st - densidad relativa del aire a la altura del techo estático;

h 0 - eficiencia relativa rotor principal en modo estacionario ( h 0 =0.75);

Aumento relativo del empuje del rotor principal para equilibrar la resistencia aerodinámica del fuselaje:

3.2 Cálculo de la densidad de potencia en vuelo nivelado a velocidad máxima

La potencia específica requerida para impulsar el rotor principal en vuelo horizontal a velocidad máxima se calcula mediante la fórmula (3.2.1)

¿Dónde está la velocidad periférica de los extremos de las palas?

Placa nociva equivalente relativa;

Coeficiente de inducción determinado por la fórmula (3.2.2)

3.3 Cálculo de la densidad de potencia en vuelo sobre un techo dinámico a velocidad económica

La potencia específica para accionar un rotor principal en un techo dinámico es:

¿Dónde está la densidad relativa del aire en el techo dinámico?

Velocidad económica de un helicóptero sobre techo dinámico;

3.4 Cálculo de la potencia específica en vuelo cerca del suelo a velocidad económica en caso de fallo de un motor durante el despegue

La potencia específica necesaria para continuar el despegue a velocidad económica en caso de falla de un motor se calcula mediante la fórmula (3.4.1)

¿Dónde está la velocidad económica en tierra?

3.5 Cálculo de potencias reducidas específicas para varios casos de vuelo

3.5.1 Cálculo de la potencia reducida específica cuando se cuelga de un techo estático

El cálculo de la potencia reducida específica cuando se cuelga de un techo estático se realiza según la fórmula (3.5.1.1)

¿Dónde está la característica específica del acelerador?

X 0: factor de utilización de energía del sistema de propulsión en modo estacionario. Dado que el peso del helicóptero diseñado es de 3,5 toneladas, ;

3.5.2 Cálculo de la potencia reducida específica en vuelo nivelado a velocidad máxima

El cálculo de la potencia reducida específica en vuelo horizontal a velocidad máxima se realiza según la fórmula (3.5.2.1)

¿Dónde está el factor de utilización de energía a la velocidad máxima de vuelo?

Características del acelerador del motor en función de la velocidad de vuelo:

3.5.3 Cálculo de la potencia reducida específica en vuelo sobre un techo dinámico a velocidad económica

El cálculo de la potencia reducida específica en vuelo sobre un techo dinámico a velocidad económica se realiza según la fórmula (3.5.3.1)

¿Dónde está el factor de utilización de energía a una velocidad de vuelo económica?

y - grados de aceleración del motor, dependiendo de la altura del techo dinámico h y velocidad de vuelo V din de acuerdo con las siguientes características del acelerador:

3.5.4 Cálculo de la potencia reducida específica en vuelo cerca del suelo a velocidad económica cuando falla un motor

El cálculo de la potencia reducida específica en vuelo cerca del suelo a velocidad económica en caso de fallo de un motor se realiza según la fórmula (3.5.4.1)

¿Dónde está el factor de utilización de energía a una velocidad de vuelo económica?

El grado de aceleración del motor en modo de emergencia;

Número de motores de helicópteros;

El grado de aceleración del motor al volar cerca del suelo a velocidad económica:

3.5.5 Cálculo de la potencia requerida del sistema de propulsión

Para calcular la potencia requerida del sistema de propulsión, el valor de la potencia reducida específica se selecciona de la condición (3.5.5.1)

potencia requerida norte sistema de propulsión del helicóptero será igual a:

¿Dónde está el peso de despegue del helicóptero?

gramo= 9,81 m 2 /s - aceleración de caída libre;

3.6 Selección de motores

Aceptamos dos motores de turbina de gas GTD-1000T con una potencia total de 2×735,51 kW. Se cumple la condición.

4 Cálculo de la masa de combustible.

4.1 Cálculo de la velocidad de crucero en segunda aproximación

Aceptamos el valor de la velocidad de crucero de primera aproximación.

Ya que calculamos el coeficiente de inducción usando la fórmula (4.1.1):

Determinamos la potencia específica requerida para impulsar el rotor principal en vuelo en modo crucero usando la fórmula (4.1.2):

¿Dónde está el valor máximo de la potencia reducida específica del sistema de propulsión?

Coeficiente de cambio de potencia en función de la velocidad de vuelo, calculado mediante la fórmula:

Calculamos la velocidad de crucero de la segunda aproximación:

Determinamos la desviación relativa de las velocidades de crucero de la primera y segunda aproximaciones:

Dado que estamos refinando la velocidad de crucero de la primera aproximación, se considera igual a la velocidad calculada de la segunda aproximación. Luego repetimos el cálculo usando las fórmulas (4.1.1) - (4.1.5):

Aceptamos.

4.2 Cálculo del consumo específico de combustible.

El consumo específico de combustible se calcula mediante la fórmula (4.2.1):

¿Dónde está el coeficiente de cambio en el consumo específico de combustible según el modo de funcionamiento de los motores?

El coeficiente de cambio en el consumo específico de combustible en función de la velocidad de vuelo, que está determinado por la fórmula (4.2.2):

Consumo específico de combustible al despegue, ;

Coeficiente de cambio en el consumo específico de combustible en función de la temperatura,

Coeficiente de cambio en el consumo específico de combustible según la altitud de vuelo, ;

4.3 Cálculo de la masa de combustible.

La masa de combustible gastada en el vuelo será igual a:

, (4.3.1)

¿Dónde está la potencia específica consumida a velocidad de crucero?

Velocidad de crucero;

Consumo específico de combustible;

l- rango de vuelo;

5 Determinación de la masa de componentes y conjuntos de helicópteros.

5.1 Cálculo de la masa de las palas del rotor principal.

La masa de las palas del rotor principal está determinada por la fórmula (5.1.1):

Dónde R- radio del rotor principal;

s- llenar el rotor principal;

5.2 Cálculo de la masa del cubo del rotor

La masa del cubo del rotor principal se calcula mediante la fórmula (5.2.1):

¿Dónde está el coeficiente de peso de los casquillos de diseños modernos?

El coeficiente de influencia del número de palas sobre la masa del buje, que se calcula mediante la fórmula (5.2.2):

Fuerza centrífuga que actúa sobre las palas, que se calcula mediante la fórmula (5.2.3):

5.3 Cálculo de la masa del sistema de control de refuerzo.

El sistema de control de refuerzo incluye un plato cíclico, impulsores hidráulicos y un sistema de control hidráulico del rotor principal. La masa del sistema de control de refuerzo se calcula mediante la fórmula (5.3.1):

Dónde b- cuerda de la hoja;

El coeficiente de peso del sistema de control del refuerzo, que puede considerarse igual a 13,2 kg/m 3 ;

5.4 Cálculo de la masa del sistema de control manual.

El cálculo de la masa del sistema de control manual se realiza según la fórmula (5.4.1):

¿Dónde está el coeficiente de peso del sistema de control manual, considerado para helicópteros de un solo rotor igual a 25 kg/m?

5.5 Cálculo de la masa de la caja de cambios principal.

La masa de la caja de cambios principal depende del par sobre el eje del rotor principal y se calcula mediante la fórmula (5.5.1):

donde es el coeficiente de peso, cuyo valor medio es 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

El par máximo en el eje del rotor principal se determina mediante la potencia reducida del sistema de propulsión. norte y velocidad de la hélice w:

¿Dónde está el factor de utilización de energía del sistema de propulsión, cuyo valor se toma en función del peso de despegue del helicóptero? Desde entonces;

5.6 Cálculo de la masa de las unidades propulsoras del rotor de cola.

El empuje del rotor de cola se calcula:

¿Dónde está el par en el eje del rotor principal?

La distancia entre los ejes de los rotores principal y de cola.

Distancia l entre los ejes de los rotores principal y de cola es igual a la suma de sus radios y su espacio libre d entre los extremos de sus palas:

¿Dónde está el espacio, tomado igual a 0,15...0,2 m?

Radio del rotor de cola. Desde entonces

La potencia consumida para hacer girar el rotor de cola se calcula mediante la fórmula (5.6.3):

¿Dónde está la eficiencia relativa del rotor de cola, que puede tomarse como 0,6...0,65?

El par transmitido por el eje de dirección es igual a:

¿Dónde está la velocidad de rotación del eje de dirección, que se encuentra según la fórmula (5.6.5)?

El par transmitido por el eje de transmisión a rpm es igual a:

Peso metro en el eje de transmisión:

donde está el coeficiente de peso del eje de transmisión, que es igual a 0,0318 kg/(Nm) 0,67;

La masa de la caja de cambios intermedia está determinada por la fórmula (5.6.9):

donde es el coeficiente de peso de la caja de cambios intermedia, igual a 0,137 kg/(Nm) 0,8.

Masa de la caja de cambios de cola que hace girar el rotor de cola:

¿Dónde está el coeficiente de peso de la caja de cambios trasera, cuyo valor es 0,105 kg/(Nm) 0,8?

5.7 Cálculo de la masa y dimensiones principales del rotor de cola.

La masa y las dimensiones principales del rotor de cola se calculan en función de su empuje.

El coeficiente de empuje del rotor de cola es:

El llenado de las palas del rotor de cola se calcula del mismo modo que para el rotor principal:

¿Dónde está el valor permitido de la relación entre el coeficiente de empuje y el llenado del rotor de cola?

La longitud de la cuerda y el alargamiento relativo de las palas del rotor de cola se calculan mediante las fórmulas (5.7.3) y (5.7.4):

¿Dónde está el número de palas del rotor principal?

La masa de las palas del rotor de cola se calcula mediante la fórmula empírica (5.7.5):

El valor de la fuerza centrífuga que actúa sobre las palas del rotor de cola y que perciben las bisagras del buje se calcula mediante la fórmula (5.7.6):

La masa del cubo del rotor de cola se calcula utilizando la misma fórmula que para el rotor principal:

¿Dónde está la fuerza centrífuga que actúa sobre la pala del rotor de cola?

El coeficiente de peso del casquillo, que es igual a 0,0527 kg/kN 1,35;

Coeficiente de peso en función del número de palas y calculado según fórmula (5.7.8):

5.8 Cálculo de la masa del sistema de propulsión del helicóptero.

La masa específica del sistema de propulsión de un helicóptero se calcula mediante la fórmula empírica (5.8.1):

, (5.8.1)

Dónde norte- potencia del sistema de propulsión;

La masa del sistema de propulsión será igual a:

5.9 Cálculo del peso del fuselaje y del equipo del helicóptero.

La masa del fuselaje del helicóptero se calcula mediante la fórmula (5.9.1):

¿Dónde está el área de la superficie lavada del fuselaje?

Tabla 5.8.1

Peso de despegue de primera aproximación;

Coeficiente igual a 1,1;

Peso del sistema de combustible:

¿Dónde está la masa de combustible gastada en el vuelo?

El coeficiente de peso supuesto para el sistema de combustible es 0,09;

El peso del tren de aterrizaje del helicóptero es:

¿Dónde está el coeficiente de peso según el diseño del chasis? Dado que el helicóptero diseñado tiene un tren de aterrizaje retráctil, entonces

La masa del equipo eléctrico del helicóptero se calcula mediante la fórmula (5.9.5):

¿Dónde está la distancia entre los ejes de los rotores principal y de cola?

Número de palas del rotor principal;

R- radio del rotor principal;

Alargamiento relativo de las palas del rotor principal;

y - coeficientes de ponderación para cables eléctricos y otros equipos eléctricos,

Peso de otros equipos de helicópteros:

donde es un coeficiente de ponderación cuyo valor es 1.

5.10 Cálculo del peso de despegue del helicóptero de segunda aproximación

La masa de un helicóptero vacío es igual a la suma de las masas de las unidades principales:

Peso al despegue del helicóptero de segunda aproximación:

Determinamos la desviación relativa de las masas de la primera y segunda aproximaciones:

La desviación relativa de las masas de la primera y segunda aproximaciones satisface la condición. Esto significa que el cálculo de los parámetros del helicóptero se realizó correctamente.

6 Descripción del diseño del helicóptero.

El helicóptero diseñado tiene un diseño de un solo rotor con un rotor de cola, dos motores de turbina de gas y un tren de aterrizaje deslizante.

El fuselaje es semimonocasco. Los elementos de potencia portantes del fuselaje están hechos de aleaciones de aluminio y tienen un revestimiento anticorrosión. Arco El fuselaje con la cubierta de la cabina y el capó de la góndola del motor están hechos de un material compuesto a base de fibra de vidrio. La cabina del piloto tiene dos puertas, las ventanas están equipadas con sistema antihielo y limpiaparabrisas. Las puertas izquierda y derecha de la cabina de carga y pasajeros y una trampilla adicional en la parte trasera del fuselaje garantizan la comodidad de cargar en camillas a personas enfermas y heridas, así como cargas de gran tamaño. El chasis del patín está hecho de tubos metálicos macizos doblados. Los resortes están cubiertos con carenados. El soporte de cola evita que el rotor de cola toque la plataforma de aterrizaje. Las palas del rotor principal y de cola están hechas de materiales compuestos A base de fibra de vidrio y puede equiparse con un sistema antihielo. El buje del rotor principal de cuatro palas no tiene bisagras y está formado por dos vigas de fibra de vidrio que se cruzan, a cada una de las cuales se unen dos palas. Buje de rotor de cola de dos palas con junta horizontal común. Los depósitos de combustible con una capacidad total de 850 litros están situados en el suelo del fuselaje. El sistema de control del helicóptero es de vuelo por cable sin cableado mecánico, con redundancia digital cuatro veces y suministro de energía eléctrica independiente dos veces redundante. Los modernos equipos de vuelo y navegación garantizan vuelos en condiciones climáticas simples y adversas, así como vuelos bajo reglas VFR e IFR. Los parámetros de los sistemas del helicóptero se controlan mediante un sistema a bordo. sistema de informacion controlar BISK-A. El helicóptero está equipado con un sistema de alerta y señalización de emergencia.

El helicóptero puede equiparse con un sistema de aterrizaje en el agua, así como con sistemas de extinción de incendios y pulverización de productos químicos.

La central eléctrica consta de dos motores de turbina de gas GTD-1000T con una potencia total de 2×735,51 kW. Los motores están montados en el fuselaje en góndolas separadas. Las tomas de aire son laterales y están equipadas con dispositivos de protección contra el polvo. Los paneles laterales de las góndolas se articulan sobre bisagras para formar plataformas de servicio. Los ejes del motor se extienden en ángulo hacia la caja de cambios central y el compartimento de accesorios. Las boquillas de escape de los motores están desviadas hacia afuera en un ángulo de 24". Para protegerse contra la arena, se instalan filtros que impiden el 90% de la penetración de partículas con un diámetro de más de 20 micrones en el motor.

La transmisión consta de cajas de cambios del motor, cajas de cambios intermedias, cajas de cambios angulares, caja de cambios principal, eje y caja de cambios de la unidad de potencia auxiliar, eje del volante y caja de cambios angular. El sistema de transmisión utiliza aleaciones de titanio.

El sistema eléctrico consta de dos circuitos aislados, uno de los cuales está alimentado por un generador de corriente alterna que produce un voltaje de 115-120 V, y el segundo circuito está alimentado por un generador de CC con un voltaje de 28 V. Los generadores son accionados desde la caja de cambios del rotor principal.

El control está duplicado, con cableado rígido y de cables y propulsores hidráulicos accionados desde los sistemas hidráulicos principal y de respaldo. El piloto automático de cuatro canales AP-34B garantiza la estabilización del helicóptero en vuelo en cuanto a balanceo, rumbo, cabeceo y altitud. El sistema hidráulico principal proporciona energía a todas las unidades hidráulicas y el de respaldo, solo a los servomotores hidráulicos.

El sistema de calefacción y ventilación suministra aire caliente o frío a las cabinas de la tripulación y de pasajeros; el sistema antihielo protege de la formación de hielo las palas del rotor principal y de cola, las ventanillas delanteras de la cabina y las tomas de aire del motor.

El equipo de comunicación incluye comando de banda HF - "Yurok", dispositivo de intercomunicación SPU-34.

Bibliografía

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2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. narod.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

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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 discutirán más a fondo.

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.

(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.

Velocidad 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 flujo de aire corre en NV 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 son: velocidad inductiva y aumento de la 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 pala 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 azimut 180 0 sean claramente mayores que en la parte trasera del disco en la zona del acimut 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 onda sobre la pala se produce en la región del azimut 90 0 en alta velocidad 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 onda.

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 debajo del NV se forma una superficie a-a, donde la velocidad inductiva de rechazo se vuelve igual a la velocidad 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.

Un helicóptero es una máquina de ala giratoria en la que la sustentación y el empuje son generados por una hélice. El rotor principal sirve para sostener y mover el helicóptero en el aire. Al girar en un plano horizontal, el rotor principal crea un empuje hacia arriba (T) y actúa como fuerza de elevación (Y). Cuando el empuje del rotor principal sea mayor que el peso del helicóptero (G), el helicóptero despegará del suelo sin carrera de despegue y comenzará un ascenso vertical. Si el peso del helicóptero y el empuje del rotor principal son iguales, el helicóptero quedará suspendido inmóvil en el aire. Para un descenso vertical, basta con hacer que el rotor principal empuje un poco menos que el peso del helicóptero. El movimiento de avance del helicóptero (P) se garantiza inclinando el plano de rotación del rotor principal mediante el sistema de control del rotor. La inclinación del plano de rotación del rotor provoca una inclinación correspondiente de la fuerza aerodinámica total, mientras que su componente vertical mantendrá el helicóptero en el aire, y la componente horizontal hará que el helicóptero avance en la dirección correspondiente.

Figura 1. Diagrama de distribución de fuerzas.

Diseño de helicóptero

El fuselaje es la parte principal de la estructura del helicóptero y sirve para conectar todas sus partes en un todo, así como para albergar a la tripulación, los pasajeros, la carga y el equipo. Tiene una cola y vigas finales para colocar el rotor de cola fuera de la zona de rotación del rotor principal, y el ala (en algunos helicópteros, el ala se instala para aumentar la velocidad máxima de vuelo debido a la descarga parcial del rotor principal (MI- 24)) Planta de energía (motores)es una fuente de energía mecánica para hacer girar los rotores principal y de cola. Incluye motores y sistemas que aseguran su funcionamiento (combustible, aceite, sistema de refrigeración, sistema de arranque del motor, etc.). El rotor principal (RO) sirve para sostener y mover el helicóptero en el aire y consta de palas y un cubo del rotor principal. El rotor de cola sirve para equilibrar el par de reacción que se produce durante la rotación del rotor principal y para el control direccional del helicóptero. La fuerza de empuje del rotor de cola crea un momento relativo al centro de gravedad del helicóptero, que equilibra el momento reactivo del rotor principal. Para girar el helicóptero, basta con cambiar la cantidad de empuje del rotor de cola. El rotor de cola también consta de palas y un casquillo. El rotor principal se controla mediante un dispositivo especial llamado plato cíclico. El rotor de cola se controla mediante pedales. Los dispositivos de despegue y aterrizaje sirven como soporte para el helicóptero cuando está estacionado y aseguran el movimiento del helicóptero en tierra, despegue y aterrizaje. Para amortiguar golpes y golpes, están equipados con amortiguadores. Los dispositivos de despegue y aterrizaje se pueden fabricar en forma de chasis con ruedas, flotadores y esquís.

Fig.2 Partes principales del helicóptero:

1 — fuselaje; 2 - motores de avión; 3 — rotor principal (sistema de transporte); 4 — transmisión; 5 — rotor de cola; 6 - viga final; 7 - estabilizador; 8 — pluma de cola; 9 - chasis

El principio de creación de sustentación mediante una hélice y el sistema de control de la hélice.

Durante el vuelo verticalLa 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 del chorro saliente:

Dónde πD 2/4 - superficie barrida por el rotor principal;V—velocidad de vuelo en m/seg; ρ - densidad del aire;tu—velocidad del chorro de salida en m/seg.

De hecho, la fuerza de empuje de la hélice es igual a la fuerza de reacción al acelerar el flujo de aire.

Para que un helicóptero avance, el plano de rotación del rotor debe estar sesgado, y el cambio en el plano de rotación se logra no inclinando el cubo del rotor principal (aunque el efecto visual puede ser precisamente ese), sino cambiando la posición de la pala en diferentes partes de los cuadrantes del círculo circunscrito.

Las palas del rotor, que describen un círculo completo alrededor del eje a medida que gira, son impulsadas por el flujo de aire que se aproxima de diferentes maneras. Un círculo completo mide 360º. Luego tomamos la posición trasera de la pala como 0º y luego cada 90º de revolución completa. Entonces, una pala en el rango de 0º a 180º es una pala que avanza, y de 180º a 360º es una pala que retrocede. Creo que el principio de este nombre es claro. La pala que avanza se mueve hacia el flujo de aire que se aproxima y la velocidad total de su movimiento en relación con este flujo aumenta porque el flujo mismo, a su vez, se mueve hacia él. Después de todo, el helicóptero vuela hacia adelante. La fuerza de elevación también aumenta en consecuencia.

Fig.3 Cambio en las velocidades de flujo libre durante la rotación del rotor del helicóptero MI-1 (velocidades de vuelo promedio).

Para una espada en retirada, la imagen es la contraria. La velocidad con la que esta pala parece “escapar” de ella se resta de la velocidad del flujo que se aproxima. Como resultado, tenemos menos sustentación. Resulta que hay una gran diferencia en las fuerzas en los lados derecho e izquierdo de la hélice y de ahí la obvia punto de retorno. En este estado de cosas, el helicóptero tenderá a volcarse al intentar avanzar. Cosas así sucedieron durante la primera experiencia de creación de helicópteros.

Para evitar que esto suceda, los diseñadores utilizaron un truco. El hecho es que las palas del rotor principal están fijadas a un manguito (se trata de una unidad tan masiva montada en el eje de salida), pero no de forma rígida. Están conectados a él mediante bisagras especiales (o dispositivos similares). Hay tres tipos de bisagras: horizontales, verticales y axiales.

Ahora veamos qué pasará con la hoja, que está suspendida del eje de rotación sobre bisagras. Entonces, nuestra hoja gira a una velocidad constante sin ninguna entrada de control externo..

Arroz. 4 Fuerzas que actúan sobre una pala suspendida del cubo de una hélice sobre bisagras.

De De 0º a 90º, la velocidad del flujo alrededor de la pala aumenta, lo que significa que la fuerza de sustentación también aumenta. ¡Pero! La hoja ahora está suspendida sobre una bisagra horizontal. Como resultado del exceso de fuerza de elevación, gira formando una bisagra horizontal y comienza a elevarse (los expertos dicen que "hace un balanceo"). Al mismo tiempo, debido a un aumento en la resistencia (después de todo, la velocidad del flujo ha aumentado), la pala se inclina hacia atrás, rezagada con respecto a la rotación del eje de la hélice. Esto es exactamente para lo que sirve el nier de bolas vertical.

Sin embargo, al aletear, resulta que el aire con respecto a la pala también adquiere cierto movimiento hacia abajo y, por tanto, el ángulo de ataque con respecto al flujo que se aproxima disminuye. Es decir, el crecimiento del exceso de sustentación se ralentiza. Esta desaceleración se ve influenciada además por la ausencia de medidas de control. Esto significa que la varilla del plato cíclico unida a la pala mantiene su posición inalterada, y la pala, aleteando, se ve obligada a girar en su bisagra axial, sujeta por la varilla y, con ello, reduciendo su ángulo de instalación o ángulo de ataque con respecto a la flujo entrante. (La imagen de lo que está sucediendo está en la figura. Aquí Y es la fuerza de elevación, X es la fuerza de arrastre, Vy es el movimiento vertical del aire, α es el ángulo de ataque).

Fig.5 Imagen de los cambios en la velocidad y el ángulo de ataque del flujo entrante durante la rotación de la pala del rotor principal.

Al punto El exceso de sustentación de 90º seguirá aumentando, pero a un ritmo cada vez más lento debido a lo anterior. A partir de los 90º esta fuerza disminuirá, pero debido a su presencia la pala seguirá moviéndose hacia arriba, aunque cada vez más lentamente. Alcanzará su máxima altura de giro tras superar ligeramente el punto de 180º. Esto sucede porque la pala tiene un cierto peso y sobre ella también actúan fuerzas de inercia.

Con una mayor rotación, la cuchilla retrocede y todos los mismos procesos actúan sobre ella, pero en la dirección opuesta. La magnitud de la fuerza de elevación disminuye y la fuerza centrífuga, junto con la fuerza del peso, comienza a bajarlo. Sin embargo, al mismo tiempo, los ángulos de ataque del flujo entrante aumentan (ahora el aire se mueve hacia arriba con respecto a la pala) y el ángulo de instalación de la pala aumenta debido a la inmovilidad de las varillas. plato cíclico de helicóptero . Todo lo que sucede mantiene la elevación de la pala en retirada al nivel requerido. La pala continúa descendiendo y alcanza su altura mínima de giro en algún momento después del punto 0º, nuevamente debido a fuerzas de inercia.

Así, cuando el rotor principal gira, las palas del helicóptero parecen “agitarse” o también dicen “revolotear”. Sin embargo, es poco probable que notes este aleteo a simple vista, por así decirlo. La elevación de las palas hacia arriba (así como su desviación hacia atrás en la bisagra vertical) es muy insignificante. El hecho es que la fuerza centrífuga tiene un efecto estabilizador muy fuerte sobre las palas. La fuerza de elevación, por ejemplo, es 10 veces mayor que el peso de la pala y la fuerza centrífuga es 100 veces mayor. Es la fuerza centrífuga la que convierte una pala aparentemente "blanda" que se dobla en una posición estacionaria en un elemento duro, duradero y que funciona perfectamente del rotor principal de un helicóptero.

Sin embargo, a pesar de su insignificancia, la desviación vertical de las palas está presente y el rotor principal, al girar, describe un cono, aunque muy suave. La base de este cono es plano de rotación de la hélice(ver figura 1.)

Para impartir movimiento hacia adelante al helicóptero, este avión debe estar inclinado de modo que aparezca la componente horizontal de la fuerza aerodinámica total, es decir, el empuje horizontal de la hélice. En otras palabras, es necesario inclinar todo el cono imaginario de rotación de la hélice. Si el helicóptero necesita avanzar, entonces el cono debe inclinarse hacia adelante.

Según la descripción del movimiento de la pala cuando la hélice gira, esto significa que la pala en la posición de 180º debe caer y en la posición de 0º (360º) debe subir. Es decir, en el punto 180º la fuerza de elevación debería disminuir, y en el punto 0º (360º) debería aumentar. Y esto, a su vez, se puede hacer reduciendo el ángulo de instalación de la pala en el punto 180º y aumentándolo en el punto 0º (360º). Lo mismo debería suceder cuando el helicóptero se mueve en otras direcciones. Sólo en este caso, naturalmente, se producirán cambios similares en la posición de las cuchillas en otros puntos de las esquinas.

Está claro que en ángulos intermedios de rotación de la hélice entre los puntos indicados, los ángulos de instalación de la pala deben ocupar posiciones intermedias, es decir, el ángulo de instalación de la pala cambia a medida que se mueve en círculo de forma gradual, cíclica. llamado ángulo de instalación cíclico de la hoja ( paso de hélice cíclico). Destaco este nombre porque también existe un paso general de la hélice (el ángulo general de instalación de las palas). Cambia simultáneamente en todas las palas en la misma cantidad. Esto generalmente se hace para aumentar la sustentación general del rotor.

Tales acciones se realizan plato cíclico de helicóptero . Cambia el ángulo de instalación de las palas del rotor principal (paso del rotor) girándolas en las bisagras axiales mediante varillas unidas a ellas. Normalmente, siempre hay dos canales de control: cabeceo y balanceo, así como un canal para cambiar el paso general del rotor principal.

Paso significa la posición angular de la aeronave con respecto a su eje transversal (morro arriba-abajo), akren, respectivamente, con respecto a su eje longitudinal (inclinación de izquierda a derecha).

estructuralmente plato cíclico de helicóptero Es bastante complicado, pero su estructura se puede explicar usando el ejemplo de una unidad similar de un modelo de helicóptero. El modelo de máquina, por supuesto, tiene un diseño más sencillo que su hermano mayor, pero el principio es absolutamente el mismo.

Arroz. 6 Plato cíclico modelo de helicóptero

Este es un helicóptero de dos palas. La posición angular de cada pala se controla mediante varillas6. Estas varillas están conectadas a la llamada placa interior2 (de metal blanco). Gira con la hélice y en estado estacionario es paralelo al plano de rotación de la hélice. Pero puede cambiar su posición angular (inclinación), ya que está fijado al eje del tornillo a través de una rótula3. Al cambiar su inclinación (posición angular), afecta a las varillas6, que, a su vez, actúan sobre las palas, girándolas en las bisagras axiales y cambiando así el paso cíclico de la hélice.

placa interior al mismo tiempo es la pista interior del rodamiento, cuya pista exterior es la placa exterior del tornillo1. No gira, pero puede cambiar su inclinación (posición angular) bajo la influencia del control a través del canal de cabeceo 4 y el canal de balanceo 5. Al cambiar su inclinación bajo la influencia del control, la placa exterior cambia la inclinación de la placa interior y, como resultado, la inclinación del plano de rotación del rotor. Como resultado, el helicóptero vuela en la dirección correcta.

El paso general del tornillo se cambia moviendo la placa interior2 a lo largo del eje del tornillo mediante un mecanismo7. En este caso, el ángulo de instalación cambia en ambas palas a la vez.

Para una mejor comprensión, incluyo algunas ilustraciones más de un cubo de tornillo de plato cíclico.

Arroz. 7 Casquillo de tornillo con plato cíclico (esquema).

Arroz. 8 Rotación de la pala en la bisagra vertical del cubo del rotor principal.

Arroz. 9 Buje del rotor principal del helicóptero MI-8

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.

§ 1. Finalidad y tipos de hélices.
Objetivo hélice Consiste en convertir el par transmitido desde el motor en fuerza aerodinámica. La formación de la fuerza aerodinámica se explica por la tercera ley de la mecánica. A medida que la hélice gira, captura y expulsa una determinada masa de aire. Esta masa, resistiéndose a ser arrojada, empuja la hélice junto con aeronave en la dirección opuesta a la dirección del lanzamiento.
El motivo de la creación de la fuerza aerodinámica de una hélice es la reacción de la masa de aire arrojada por la hélice.
Las hélices de los aviones se utilizan para crear el empuje necesario para impulsar el avión hacia adelante.
El rotor principal de un helicóptero sirve para crear la sustentación necesaria para mantener el helicóptero en el aire y el empuje necesario para impulsarlo hacia adelante. Como ya hemos dicho, una de las ventajas de un helicóptero es su capacidad de moverse en cualquier dirección. La dirección del movimiento del helicóptero depende de hacia dónde se inclina la fuerza de empuje del rotor principal: hacia adelante, hacia atrás o hacia los lados (Fig. 1.32).
El rotor principal garantiza el control y la estabilidad del helicóptero en todos los modos. De este modo, el rotor principal sirve simultáneamente como ala, rotor del tractor y mando principal.
Los rotores de cola de los helicópteros sirven para equilibrar el par de reacción y el control direccional del helicóptero.

§ 2. Parámetros básicos que caracterizan el rotor principal.
Los principales parámetros que caracterizan el rotor principal de un helicóptero incluyen:
Número de palas. Los helicópteros modernos utilizan hélices de tres, cuatro y cinco palas. El aumento del número de palas empeora el rendimiento del rotor debido a la influencia mutua dañina de las palas. La reducción del número de palas (menos de tres) provoca un carácter pulsante del empuje creado por el rotor y un aumento de las vibraciones del helicóptero en vuelo. El diámetro del rotor principal D es el diámetro del círculo descrito por los extremos de las palas durante la rotación. El radio de este círculo se designa con la letra R y se denomina radio del rotor principal. La distancia desde el eje de rotación del rotor principal hasta la sección considerada se indica con la letra g (Fig. 1.33).

Los cálculos muestran que con la misma potencia suministrada a la hélice, su empuje aumenta al aumentar el diámetro. Entonces, por ejemplo, duplicar el diámetro aumenta el empuje en 1,59 veces, aumentar el diámetro cinco veces aumenta el empuje en 2,92 veces.
Sin embargo, un aumento de diámetro está asociado a un aumento del peso de la hélice, a la gran dificultad de asegurar la resistencia de las palas, a la complicación de la tecnología de fabricación de las palas, a un aumento de la longitud de la cola. auge, etc
Por lo tanto, al desarrollar un helicóptero, se selecciona un determinado diámetro óptimo.

El área barrida por el rotor principal F0M es el área del círculo descrito por los extremos de las palas del rotor principal durante la rotación.
Se introduce el concepto de área barrida porque esta área puede considerarse como una determinada superficie de carga, similar al ala de un avión debido a la viscosidad e inercia del aire, que forma un chorro común al fluir por el área barrida por el hélice. Los helicópteros modernos tienen F0M= 100-:-1000 m2.
La carga sobre el área barrida p es la relación entre el peso del helicóptero G y el área barrida por la hélice durante su rotación:
FomP=G/Fom(kg/m2).
Un aumento en p conduce a una disminución altura máxima vuelo y a un aumento en la velocidad de descenso en el modo de rotación automática del rotor principal.
Para helicópteros modernos P=12-:-45kg/m2, o 118-:-440n/m2

El factor de llenado Q es un valor que muestra qué parte del área barrida es el área de todas las palas de la hélice.

Forma de la hoja en planta.(Figura 1.34). La pala del rotor principal puede tener una forma en planta rectangular, trapezoidal o mixta. El estrechamiento de la hoja trapezoidal no es más de 2-3.
La conicidad de la hoja es la relación entre la cuerda en la base y la cuerda en la punta.
Perfil de la hoja: su forma. sección transversal. Para las palas de los rotores se utilizan perfiles similares a los de las alas de los aviones. Generalmente se trata de perfiles asimétricos con un espesor relativo c =
7-=-14%’. La forma del perfil a lo largo de su longitud puede ser variable (giro aerodinámico de la pala). A la hora de elegir las formas del perfil nos esforzamos en que tenga la mayor calidad aerodinámica.

Ángulo de ataque de la sección de la pala. a es el ángulo entre la cuerda del perfil y la dirección del flujo de aire entrante en esta sección. La magnitud del ángulo de ataque determina los valores de los coeficientes de fuerza aerodinámica.

Ángulo de instalación Ф Se llama ángulo entre la cuerda del perfil y el plano de rotación del rotor principal. El ángulo de instalación de las hélices de un helicóptero se mide a una distancia de 0,7 del radio del rotor. Esta convención se introdujo debido a la presencia de torsión geométrica de las palas, por lo que todas las secciones de las palas tienen una instalación diferente (que disminuye hacia el final). anglos. La necesidad de un giro geométrico se explica a continuación. En primer lugar, debido al aumento de la velocidad periférica hacia el extremo de la pala, existe una distribución desigual de las velocidades inducidas y, en consecuencia, de las fuerzas aerodinámicas a lo largo de la pala. Para garantizar una distribución más uniforme de la carga, se reduce el ángulo de instalación hacia el extremo de la pala. En segundo lugar, en vuelo hacia adelante, debido a un aumento en el ángulo de ataque en una determinada posición de las palas, se produce una pérdida de flujo en los extremos de las palas; la presencia de torsión geométrica empuja la pérdida terminal hacia velocidades de vuelo más altas. Esta cuestión se analizará con más detalle a continuación.
El paso de la pala del rotor principal cambia cuando se gira en la bisagra axial, es decir. alrededor del eje longitudinal.
Estructuralmente, el rotor principal está diseñado de tal manera que todas sus palas en la bisagra axial pueden girar simultáneamente en el mismo ángulo o en diferentes ángulos.
Ángulo de ataque del rotor. Se dijo anteriormente que el área barrida por el rotor principal puede considerarse como una superficie de apoyo, por unidad de área de la cual cae una determinada carga.
Introduzcamos el concepto: ángulo de ataque del rotor principal A, con lo que nos referimos al ángulo entre el plano de rotación del rotor principal y la dirección del flujo de aire que se aproxima (dirección de vuelo). Si el flujo se acerca al plano de rotación del rotor principal desde abajo (figura 1.36), el ángulo de ataque se considera positivo, si desde arriba, negativo.
Dado que el helicóptero se mueve en el aire en cualquier dirección, el ángulo de ataque del rotor principal puede variar dentro de ±180°. Con descenso vertical A = +90°, con ascenso vertical A = -90°.

Ángulo de posición azimutal de la pala. Cuando un helicóptero vuela, el movimiento de rotación de las palas del rotor principal se combina con el movimiento de avance de todo el helicóptero en su conjunto. Por este motivo, las condiciones de funcionamiento de las palas dependen en gran medida de su posición con respecto a la dirección de vuelo. Para valorar las características del funcionamiento de las palas en función de su posición, se introduce el concepto de posición azimutal de la pala.
El ángulo de posición azimutal de la pala es el ángulo entre la dirección de vuelo y el eje longitudinal de la pala (figura 1.37).

Generalmente se acepta que φ = 0 si el eje longitudinal de la pala coincide con la dirección del flujo de aire entrante. Cabe señalar (ya que el helicóptero puede moverse hacia adelante, hacia atrás o hacia los lados) que en todos los casos el ángulo de posición azimutal debe medirse desde la dirección de la pala, que coincide con la dirección del flujo de aire que se aproxima. El conteo se realiza normalmente en el sentido de rotación del rotor principal. Es obvio que el ángulo de la posición azimutal de la pala cambia de 0 a 360° (de 0 a 2l) por revolución.
El número de revoluciones del rotor principal. Debido al hecho de que los rotores de los helicópteros son rotores de gran diámetro, su velocidad es baja: 100-600 rpm.
Como muestran los cálculos, para tener una hélice con el mayor empuje posible (para una potencia determinada), es necesario aumentar su diámetro y reducir la velocidad. Entonces, por ejemplo, para aumentar el empuje tres veces, la velocidad debe reducirse quince veces (en este caso, el diámetro de la hélice aumentará aproximadamente cinco veces).
Para una hélice particular, el empuje aumenta al aumentar la velocidad, pero esto requiere un aumento en la potencia de entrada.
El número de rotaciones del rotor principal está limitado por la crisis de onda, que ocurre principalmente en los extremos de las palas que se mueven hacia el flujo que viene (cerca del acimut r = 90°).
Para evitar grandes pérdidas debido a la superación de la resistencia de las olas, el número de revoluciones de los rotores principales de los helicópteros modernos se elige de modo que los extremos de las palas tengan velocidades de flujo subsónicas. En los helicópteros modernos, las velocidades periféricas de las puntas de las palas alcanzan los 200-250 m/s.
§ 3. Fuerza de empuje de un rotor ideal durante el flujo axial
Un tornillo ideal es un tornillo cuyo funcionamiento no tiene en cuenta las pérdidas por fricción ni la torsión del chorro detrás del tornillo. El modo de flujo axial es un modo en el que el flujo de aire se dirige a lo largo del eje de rotación de la hélice. En este caso, el ángulo de ataque del rotor principal es de 90°. En el modo de flujo axial, el rotor principal funciona durante el vuelo estacionario, el ascenso vertical y el descenso vertical del helicóptero.
El rotor principal aspira aire a una velocidad de U1 y lo expulsa a una velocidad de U2. Las velocidades U1 y U2 se denominan velocidades inductivas (figura 1.38).

Si la velocidad del flujo alrededor de la hélice es igual a V, entonces delante de la hélice se vuelve igual a V + U1 y detrás de la hélice V+U2.
La masa de aire, al pasar por la zona barrida, recibe una aceleración j bajo la acción de la fuerza F creada por la hélice. Según la tercera ley de la mecánica, el aire actúa sobre el rotor con la misma magnitud pero con una fuerza T de dirección opuesta. La fuerza T es el empuje de la hélice. Según la segunda ley de la mecánica, T=mj, la masa de aire que pasa por el área barrida se puede determinar multiplicando el volumen por la densidad de masa. N. E. Zhukovsky demostró teóricamente y confirmó experimentalmente que la velocidad inductiva de rechazo es el doble de la velocidad inductiva de succión. En otras palabras, la velocidad inducida en el disco de la hélice es igual a la mitad del incremento de velocidad total obtenido por el aire que pasa a través de la hélice.

La velocidad de succión inductiva se determina experimentalmente y es igual a 8-15 m/seg.
De la fórmula de empuje resultante se deduce que la fuerza de empuje del rotor principal depende de la densidad másica del aire, la superficie barrida y la velocidad de aspiración inductiva.
Con un aumento de la altitud de vuelo o un aumento de la temperatura ambiente, la densidad de masa P y, por tanto, la fuerza de empuje disminuye. Al aumentar la velocidad y el paso de la hélice, aumenta la velocidad inductiva U1 (empuje de la hélice).
El área barrida por el rotor principal Fоv es un parámetro de diseño y es constante para un rotor particular.
El empuje del rotor también se puede obtener de otra manera: como la suma de las fuerzas aerodinámicas creadas por las palas individuales, ya que el flujo alrededor de las palas es similar al flujo alrededor del ala. La diferencia, sin embargo, es que la pala no realiza un movimiento de traslación, sino de rotación y, por lo tanto, todas sus secciones (elementos) se mueven a diferentes velocidades. Por lo tanto, la fuerza aerodinámica creada por la pala debe calcularse como la suma de las fuerzas aerodinámicas que actúan
en el elemento de cuchilla (Fig. 1.39).

La fuerza de elevación del elemento de pala ΔY y el arrastre del elemento ΔX, respectivamente, difieren en magnitud de la fuerza de empuje del elemento ΔT y la fuerza de resistencia rotacional del elemento ΔQ.
Esto se explica por el hecho de que la fuerza de elevación se dirige perpendicular al flujo que incide en la sección, la fuerza de arrastre se dirige a lo largo del flujo, la fuerza de tracción es perpendicular al plano de rotación del elemento y la fuerza de resistencia a La rotación se encuentra en el plano de rotación.
§ 4. Fuerza de empuje del rotor durante el flujo oblicuo.
Se entiende por régimen de flujo oblicuo un régimen en el que el flujo de aire se dirige con un cierto ángulo de ataque arbitrario con respecto al plano de rotación del rotor principal (no igual a 90°). Este modo se lleva a cabo durante el vuelo horizontal del helicóptero, así como durante el ascenso y descenso en trayectoria inclinada.

Para simplificar el tema en estudio, consideraremos primero el caso de flujo lateral alrededor del rotor principal, es decir, un caso en el que el flujo se dirige paralelo al plano de rotación del rotor principal y el ángulo de ataque del rotor es cero. En este caso, la velocidad del flujo entrante V se suma a la velocidad de succión u y da la velocidad resultante V1 (figura 1.41). Es obvio que V>u1.

De la fórmula se desprende claramente que a la misma velocidad de expulsión U2, el empuje de la hélice durante el flujo lateral es mayor que durante el flujo axial. Físicamente, esto se explica por un aumento de la segunda masa de aire que circula por la zona barrida por la hélice.
Al considerar el caso más general de flujo oblicuo, cuando el aire se acerca al avión barrido por la hélice con algún ángulo de ataque arbitrario del rotor principal A, obtenemos una imagen similar. Sólo hay que tener en cuenta que en cada caso concreto la velocidad resultante del aire que fluye hacia el plano del rotor debe ser igual a la suma geométrica de la velocidad del flujo entrante y la velocidad de succión.
§ 5. Cambiar la fuerza de empuje del rotor principal.
con flujo oblicuo, dependiendo de la posición azimutal de las palas
Con un flujo oblicuo alrededor del rotor, la velocidad del flujo alrededor de las palas es la suma de la velocidad del movimiento de rotación y la velocidad de traslación del flujo de aire que se aproxima. Para simplificar el razonamiento, consideremos el flujo alrededor de la sección final de la pala. Tenga en cuenta que el componente de la velocidad del flujo entrante dirigido a lo largo de la pala no participa en la creación de sustentación. La velocidad periférica de la sección final es wR. Sea la velocidad del flujo que se aproxima igual a V. Descompongamos esta velocidad en una dirección a lo largo de la pala y perpendicular a ella (figura 1.42).

En azimut de 90° se vuelve igual a + V y en azimut de 270° igual a -V. Así, durante una revolución de la pala, la velocidad del flujo a su alrededor alcanza un máximo en un acimut de 90° y un mínimo en un azimut de 270°.
De la fórmula vemos que la fuerza de empuje de la pala es una cantidad variable y depende del acimut. Adquiere su valor máximo en un azimut de 90°, cuando se suma el valor de la velocidad periférica a la velocidad de vuelo, el valor mínimo es en un azimut de 270°, cuando la velocidad de vuelo se resta de la velocidad periférica.
La magnitud de la fuerza de empuje de una hélice de dos palas depende del acimut y es un valor variable. El componente variable de la fuerza de empuje de un rotor de dos palas provoca una mayor vibración del helicóptero y, por tanto, el uso de rotores de dos palas es limitado. Para calcular la fuerza de empuje de una hélice de tres palas, es necesario sumar el empuje de tres palas situadas a 120° una de otra en acimut. Cálculos matemáticos elementales muestran que para hélices con tres o más palas, la componente variable desaparece y el empuje total pasa a ser un valor constante, independiente del acimut.
Es muy importante tener en cuenta que la fuerza de empuje total de un rotor con palas fijadas rígidamente al cubo durante el soplado oblicuo no coincide con el eje de rotación, sino que se desplaza hacia las palas que se mueven hacia el flujo de aire. Esto se explica por el hecho de que la fuerza de elevación de las palas que se mueven hacia el flujo es mayor que la de las palas que se mueven en la dirección del flujo y, como resultado de la suma geométrica, la resultante de las fuerzas de elevación se desplaza hacia la dirección del flujo. aspas moviéndose hacia el flujo. La fuerza de empuje desplazada del rotor principal crea un momento de vuelco (rodamiento) en relación con el centro de gravedad del helicóptero (figura 1.43). Un rotor principal con palas rígidamente fijadas inevitablemente volcaría el helicóptero si intentara crear una velocidad de avance significativa.
Además del momento de escora, que tiende a volcar el helicóptero con respecto al eje longitudinal, cuando el rotor principal sopla oblicuo, también surge un momento longitudinal que gira el plano de rotación del rotor principal con respecto al eje transversal para aumentar la ángulo de ataque. La aparición de este momento se explica por el hecho de que las condiciones de flujo alrededor de las palas cerca del azimut de 180° son mejores que en el azimut de 360°. Como resultado, el punto de aplicación de la fuerza de empuje de la hélice se desplaza hacia adelante desde el eje de rotación, lo que conduce a la formación de un momento cooperante. La magnitud del momento longitudinal de la pala elástica aumenta adicionalmente debido a la flexión de las palas hacia arriba bajo la acción de fuerzas de elevación, debido a que el flujo que viene actúa sobre la pala situada en la región de acimut de 180° desde abajo, mientras que en la Fig. 1.43.

La aparición de un momento de vuelco en una hélice con palas rígidamente fijadas.
la pala ubicada en la zona del azimut 0° está en la parte superior (Fig. 1.44). La eliminación de la influencia nociva del vuelco y los momentos longitudinales se lleva a cabo mediante una suspensión articulada.

cuchillas.
§ 6. Resistencia del rotor en flujo oblicuo.
El plano barrido por el rotor se considera una superficie de carga. Esta superficie crea elevación y resistencia debido al flujo de aire que se aproxima. La resistencia del rotor principal, por analogía con el ala, es perfilada e inductiva.
En flujo axial, la resistencia del perfil de las palas en todos los acimutes es la misma y su resultante es cero.

El significado físico de la aparición de resistencia del perfil en oblicuo.
El flujo se puede representar de la siguiente manera.
Durante una revolución, la resistencia de la hoja cambia periódicamente,
alcanzando su máximo en azimut 90° y mínimo en azimut 270°. La diferencia de resistencia entre las palas que "avanzan" y las que "retroceden" da una fuerza dirigida en dirección opuesta al movimiento del helicóptero. Esta fuerza es la resistencia del perfil del rotor principal X pr (figura 1.45). La reactancia inductiva del rotor principal puede explicarse por el mismo
por las mismas razones que cuando fluye alrededor de un ala, es decir, la formación de vórtices, que consumen la energía del flujo. La resistencia frontal del rotor principal consta de perfil e inductiva X nv = X pr + X in
La magnitud de la resistencia del rotor principal depende de la forma del perfil de las palas, el ángulo de instalación, el número de revoluciones, la velocidad de vuelo y el ángulo de ataque del rotor principal.
La resistencia del rotor principal debe tenerse en cuenta al volar en modo de rotación.

§ 7. Zona de flujo inverso
Cuando la pala se mueve en acimutes Ф = 180-:-360°, las secciones de la pala situadas cerca de la culata fluyen no desde el borde de ataque, sino desde el borde de flujo. De hecho, en azimut

270°, dicho flujo circulará alrededor de todas las secciones de la pala ubicadas desde el eje de rotación hasta el punto de la pala en el que v = wr, es decir, hasta el punto donde la velocidad periférica es igual a la velocidad de vuelo (Fig. 1.46) . Debido a la dirección opuesta de estas velocidades, la velocidad total
El flujo alrededor de este punto es cero (Wr = 0).
Dados varios valores de φ, es fácil obtener de este último
Expresiones para la zona de flujo inverso. Es fácil comprobar que esta zona representa un círculo de diámetro d = V/w, ubicado sobre un disco barrido por el rotor principal (figura 1.46).
La presencia de una zona de flujo inverso es un fenómeno negativo. La parte de la pala que pasa por esta zona crea una fuerza descendente, que reduce el empuje del rotor y conduce a un aumento de

vibraciones de las palas y de todo el helicóptero. A medida que aumenta la velocidad de vuelo, aumenta la zona de flujo inverso.
El tamaño de la zona de flujo inverso se puede estimar mediante el coeficiente de características del modo de funcionamiento del rotor principal m.
Se entiende por coeficiente de características del modo de funcionamiento del rotor principal la relación entre la velocidad de traslación y la velocidad circunferencial.
Velocidad de la sección final de la pala.
El coeficiente muestra qué parte de la cuchilla ubicada en
azimut 270°, ubicado en la zona de flujo inverso. Por ejemplo,
si m = 0,25, entonces d = 0,25 R. Esto significa que la cuarta parte de la pala opera en condiciones inversas
fluye alrededor, y el diámetro de la zona de flujo inverso es el 25% del radio del rotor.
Artículo 8 Pérdidas de energía del rotor principal. Eficiencia relativa de la hélice
Al derivar la fórmula para el empuje de una hélice ideal (§ 3 de este capítulo), descuidamos todo tipo de pérdidas. Cuando una hélice real funciona en condiciones de funcionamiento, aproximadamente el 30% de la potencia necesaria para girarla se gasta en superar la resistencia del perfil de las palas. La magnitud de las pérdidas del perfil depende de la forma del perfil y del estado de la superficie.
Al analizar el funcionamiento de un tornillo ideal, asumimos que la velocidad inductiva en todos los puntos del área barrida es la misma. Pero eso no es cierto. Cerca de la pala, la velocidad inducida es mayor que en los espacios entre las palas. Además, la velocidad inducida cambia a lo largo de la pala, aumentando al aumentar el radio de la sección, debido a un aumento en la velocidad circunferencial de la sección (figura 1.47). Por tanto, el campo de velocidades inducidas creado por el rotor no es uniforme.

Las corrientes de aire adyacentes se mueven a diferentes velocidades, por lo que, debido a la influencia de la viscosidad del aire, se producen pérdidas por irregularidades del flujo o pérdidas inductivas que ascienden a aproximadamente el 6% de la potencia requerida. Una forma de reducir estas pérdidas es torcer geométricamente las palas.
El rotor principal no sólo expulsa una masa de aire, creando así empuje, sino que también hace girar el chorro. Las pérdidas por turbulencia del jet son aproximadamente el 0,2% de la potencia suministrada a la hélice.
Debido a la diferencia de presión debajo y encima del plano de rotación del rotor, el aire fluye de abajo hacia arriba a lo largo de la circunferencia del disco del rotor. Por esta razón, un cierto anillo estrecho ubicado alrededor de la circunferencia del avión barrido por el rotor principal no participa en la creación del empuje (Fig. 1.48). Las culata de las palas, donde se encuentran los puntos de fijación, tampoco participan en la creación de fuerza de tracción. En total, las pérdidas en los extremos y en los extremos representan aproximadamente el 3% de la potencia requerida.
Debido a la presencia de las pérdidas enumeradas, la potencia necesaria para hacer girar una hélice real, creando un empuje igual al de una hélice ideal, es mayor.
Se puede juzgar el éxito de esta o aquella hélice real desde el punto de vista de garantizar un mínimo de pérdidas.

según la eficiencia relativa del rotor principal g| 0, que es la relación entre la potencia requerida para rechazar el aire y producir un empuje determinado y la potencia realmente gastada en hacer girar una hélice real creando el mismo empuje.

§ 9. Suspensión articulada de las palas del rotor.
En el § 2 de este capítulo se señaló que los rotores tienen bisagras axiales, que sirven para cambiar el paso de la hélice en vuelo. ¿El cambio de tono se logra girando las palas alrededor de las bisagras axiales internas? = 0-15° Además de las bisagras axiales, los tornillos tienen bisagras horizontales y verticales.
La bisagra horizontal (HS) permite que la hoja se desvíe en el plano vertical. Gracias a
Esta bisagra permite que la hoja oscile hacia arriba cuando se mueve contra el flujo y hacia abajo cuando se mueve en la dirección del flujo. Así, la bisagra horizontal permite que las palas realicen movimientos de aleteo.
El ángulo entre el eje de la pala y el plano del cubo de la hélice se llama ángulo de aleteo. Estafa-
estructuralmente, la desviación de la hoja con respecto a la bisagra horizontal está limitada por topes (hasta
25-30°, abajo 4-8°). A pesar de la presencia de movimientos de aleteo en vuelo, la pala no toca los topes, ya que el rango de ángulos de aleteo es menor que el ángulo entre los topes. La cuchilla toca los topes solo cuando hay una fuerte caída de velocidad y, en consecuencia, cuando hay una disminución inaceptable de la fuerza centrífuga de la cuchilla.
Cuando el helicóptero está estacionado, cuando el rotor principal no gira o gira a bajas velocidades, los extremos de las palas se doblan hacia abajo debido a su peso, y si la pala se apoya contra el tope inferior, se produce un golpe en el brazo de cola o en el fuselaje. posible. Por ello, además del tope inferior, también existe un limitador de voladizo especial, que a bajas velocidades evita que la pala baje excesivamente y golpee el helicóptero.
A medida que aumenta la velocidad, cuando las fuerzas aerodinámicas doblan los extremos de las palas hacia arriba, el limitador de voladizo se desactiva, después de lo cual la pala puede realizar movimientos de aleteo hasta el tope inferior.
La bisagra vertical (VH) garantiza la desviación de la hoja con respecto al casquillo en el plano.
rotación del tornillo. A continuación se mostrará que cuando el rotor principal gira, la pala puede moverse desde la posición neutral (radial) hacia atrás o hacia adelante en un cierto ángulo. Este ángulo se llama ángulo de retraso (avance) y se denota con la letra ?. La magnitud de este ángulo está limitada por paradas. ¿La hoja puede girar hacia atrás? = 10-:-18° y adelante por? = 6-:-8°*.
La presencia de bisagras horizontales y verticales supone un cambio significativo en el funcionamiento del soporte de carga.
tornillo

* En las descripciones técnicas, el valor del ángulo de retraso (avance) no se da en relación con la posición radial de la hoja, sino en relación con la perpendicular a la bisagra horizontal.
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En primer lugar, es necesario señalar la formación del llamado cono (tulipán) debido al hecho de que bajo la acción de las fuerzas de elevación las palas se desvían con respecto a las bisagras horizontales y se elevan por encima del plano de rotación del cubo. En segundo lugar, debido a los movimientos de aleteo, se igualan las fuerzas de elevación de las palas en diferentes azimuts, lo que permite eliminar el vuelco y el cabeceo del helicóptero durante el vuelo hacia adelante. Finalmente, las secciones de tope de las palas se descargan de los grandes momentos de flexión que se producen cuando las palas están incrustadas rígidamente.
§ 10. Bisagra horizontal (HS)
Consideremos el equilibrio de la pala con respecto a la bisagra horizontal, es decir, las fuerzas que actúan sobre la pala.
boca en un plano perpendicular al plano de rotación (figura 1.49).

En este plano, las siguientes fuerzas actúan sobre la pala: (Gl - peso; Yl - fuerza de elevación; Fc. b -
fuerza centrífuga.
La fuerza de elevación es de 10 a 15 veces el peso de la hoja. La mayor es la fuerza centrífuga, que supera el peso de la cuchilla entre 100 y 150 veces. En una posición de equilibrio, la suma de los momentos de todas las fuerzas que actúan sobre la pala en relación con el eje principal debe ser igual a cero. En otras palabras, la resultante de estas fuerzas debe pasar por el eje del eje principal.
Al girar, la pala describe una superficie cercana a un cono y, por lo tanto, el ángulo de aleteo se denomina ángulo cónico.

Con flujo axial, paso y revoluciones constantes, el valor del ángulo
La conicidad es bastante definida. Si por ejemplo aumentas

paso de la pala, luego, bajo la influencia del mayor momento de la fuerza de elevación, la pala comenzará a desviarse en la dirección de aumentar el ángulo de aleteo.
A medida que aumenta el ángulo de giro, el momento aumenta simultáneamente.
fuerza centrífuga que evita que la hoja se desvíe, y cuando se restablece el equilibrio, la hoja girará con un gran ángulo de aleteo.
En flujo oblicuo en acimutes de 0 a 180°, la pala se mueve hacia el flujo, y en acimutes de 180 a 360°, en la dirección del flujo. La pala que se mueve hacia el flujo recibe un aumento en la fuerza de elevación y aletea hacia arriba, ya que el momento de la fuerza de elevación resulta ser mayor que el momento de la fuerza centrífuga (el momento de la fuerza del peso se desprecia debido a sus pequeños valores).
Cuando una pala se mueve en la dirección del flujo, la fuerza de sustentación disminuye y bajo la influencia del momento
fuerza centrífuga aletea hacia abajo. Así, en una revolución la hoja oscila hacia arriba y
girar hacia abajo.
La velocidad del flujo es mayor en el azimut de 90° y, por lo tanto, el aumento de la sustentación es mayor aquí.
La fuerza de elevación más baja se producirá en el azimut de 270°, donde la velocidad del flujo es mínima y la influencia de la zona de flujo inverso es más pronunciada. Sin embargo, debido a la presencia del eje principal y los movimientos de aleteo de las palas, el aumento y disminución de las fuerzas de elevación en los acimutes indicados son relativamente pequeños. Esto se explica por los cambios en los ángulos de ataque de las palas batientes. De hecho, cuando la hoja se mueve hacia arriba, el ángulo de ataque disminuye, y cuando la hoja se mueve hacia abajo, aumenta (figura 1.50). Por este motivo se iguala la magnitud de las fuerzas de sustentación en acimutes, lo que prácticamente elimina los momentos escorantes y longitudinales que actúan sobre el helicóptero.

Como resultado, hay que decir que el propósito de las bisagras horizontales es igualar las fuerzas de elevación de las palas en todos los acimutes y descargar las secciones de tope de los momentos de flexión. Las bisagras horizontales están estructuralmente espaciadas del eje de rotación de la hélice a una cierta distancia Lgsh (figura 1.51). En flujo axial, el eje del cono de rotación y el eje del manguito coinciden. Por tanto, las fuerzas centrífugas de las palas del Fcb, aplicadas condicionalmente al eje principal, están mutuamente equilibradas. En flujo oblicuo, el eje del cono y el eje del manguito no coinciden y las fuerzas centrífugas se encuentran en planos diferentes (paralelos). Estas fuerzas en un determinado brazo c crean un momento M g.w = FcbS, lo que mejora la controlabilidad del helicóptero. Además, cuando el helicóptero se desvía accidentalmente con respecto al eje longitudinal o transversal, este momento tiene un efecto amortiguador, es decir, se dirige en la dirección opuesta a la deflexión, lo que mejora la estabilidad del helicóptero.

§ 11. Colapso del cono de rotación durante el soplado oblicuo.
En el párrafo anterior se indicó que debido a la presencia de bisagras horizontales, las palas oscilan hacia arriba en azimuts 0-180° y hacia abajo en azimuts 180-360°. En realidad, la imagen de los movimientos de aleteo de las palas parece algo más complicada. Debido al hecho de que las palas tienen masa, un aumento en el ángulo

El aleteo por inercia continúa no en un azimut de 180°, sino un poco más, disminuye, no en 360°, sino también un poco más. Además, cerca del azimut de 180° el aire fluye hacia la pala desde abajo, y cerca del azimut de 360° desde arriba, lo que también contribuye a un aumento continuo en el ángulo de aleteo cerca del azimut de 180° y una disminución en el ángulo de aleteo cerca del azimut de 360°.
La Figura 1.52a muestra la curva experimental de la dependencia del ángulo de aleteo del azimut, obtenida en la instalación B-1. Para el modelo probado de un rotor principal con palas rígidas a una velocidad de soplado oblicuo de 20 m/s, el ángulo de aleteo máximo fue de 196° en azimut y el mínimo fue de 22° en acimut. Esto significa que el eje del cono de rotación está inclinado hacia atrás y hacia la izquierda. El fenómeno de desviación del eje del cono de rotación del rotor durante el flujo oblicuo se denomina obstrucción del cono de rotación (fig. 1.53).

En teoría, el cono del rotor principal se inclina hacia atrás y hacia la izquierda durante el soplado oblicuo. Este bloqueo es confirmado por el experimento anterior. Sin embargo, la dirección del colapso lateral está significativamente influenciada por la deformación de las palas y la separación de las bisagras horizontales. La propia pala del rotor principal no tiene suficiente rigidez y se ve influenciada por las fuerzas que actúan sobre ella.
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severamente deformado: curvas y torceduras. La torsión se produce en la dirección de los ángulos de ataque decrecientes y, por lo tanto, la oscilación ascendente se detiene antes (Ф = 160°). En consecuencia, la oscilación descendente también se detiene antes (φ = 340°).
La Figura 1.52, b muestra la curva experimental de la dependencia del ángulo de giro a del acimut, obtenida en la instalación V-2. Al probar un modelo de hélice con palas flexibles, el ángulo de aleteo máximo se obtuvo en azimut φ = 170°, y el mínimo en azimut φ = 334°. Así, en los helicópteros reales el cono de rotación se inclina hacia atrás y hacia la derecha. El valor del ángulo de pérdida depende de la velocidad de vuelo, el paso de la hélice y las rpm. Con un aumento en el paso y la velocidad de la hélice y con una disminución en la velocidad, el eje del cono de rotación aumenta.
Los helicópteros modernos se controlan inclinando el cono de rotación en la dirección del movimiento del helicóptero. Por ejemplo, para avanzar, el piloto desvía el eje del cono del rotor hacia adelante (usando el plato cíclico). La inclinación del cono va acompañada de una inclinación del empuje del rotor principal en la dirección correspondiente, lo que proporciona el componente necesario para mover el helicóptero (Fig. 1.32). Sin embargo, tan pronto como la velocidad de vuelo comienza a aumentar, debido al flujo oblicuo, el cono cae hacia atrás y hacia un lado. El efecto del colapso del cono se contrarresta mediante un movimiento adicional de la palanca de mando del helicóptero.
§ 12. Bisagra vertical (VH)
Para garantizar que es necesario instalar, además de la horizontal, también una bola vertical.
nir, considere las fuerzas que actúan sobre la pala en el plano de rotación.
Cuando la hélice gira, las fuerzas de resistencia a la rotación Q l actúan sobre sus palas en el plano de rotación. En modo estacionario, estas fuerzas serán las mismas en todos los acimutes. Cuando hay un flujo oblicuo alrededor de la hélice, la resistencia de la pala que se mueve hacia el flujo es mayor que la de la pala que se mueve en la dirección del flujo. La presencia de bisagras horizontales y movimientos de aleteo de las palas ayuda a reducir esta diferencia (debido a la igualación de los ángulos de ataque), pero no la elimina por completo. Por lo tanto, la fuerza de resistencia a la rotación es una fuerza variable que carga las partes de raíz de las palas.
Cuando la velocidad cambia, las fuerzas de inercia actúan sobre las palas del rotor principal; cuando la velocidad aumenta, se dirigen contra la rotación, y cuando la velocidad disminuye, se dirigen hacia la rotación del rotor. Las fuerzas de inercia también pueden surgir con rotaciones constantes del cubo del rotor debido al flujo desigual de aire que fluye hacia el disco del rotor, lo que conduce a un cambio en las fuerzas aerodinámicas y una tendencia adicional de las palas a moverse con respecto al cubo. En vuelo, las fuerzas de inercia son relativamente pequeñas. Sin embargo, en tierra en el momento en que el portaaviones comienza a girar
Las fuerzas de inercia de la hélice alcanzan un gran valor y, si se activa bruscamente la transmisión, pueden provocar incluso la rotura de las palas.
Además, la presencia de bisagras horizontales que proporcionan movimientos de aleteo de las palas conduce a que el centro de gravedad de la pala se acerque y se aleje periódicamente del eje de rotación de la hélice (Fig. 1.54).

Según la ley de conservación de la energía, la energía cinética de un portador en rotación
la hélice debe permanecer constante independientemente del movimiento de aleteo de la pala (se desprecian los cambios en otros tipos de energía). La energía cinética de una hélice en rotación está determinada por la fórmula:

donde m es la masa de las palas giratorias;
w-
velocidad angular de rotación de la cuchilla,
g-distancia desde el eje de rotación hasta el centro de gravedad de la pala;

La fórmula muestra que con energía cinética constante, la aproximación del centro de gravedad de la pala al eje de rotación (giro hacia arriba) debe ir acompañada de un aumento en la velocidad angular de rotación y la eliminación del centro de gravedad de La cuchilla desde el eje de rotación (oscilación hacia abajo) debe ir acompañada de una disminución en la velocidad angular de rotación. Este fenómeno es bien conocido por los bailarines que aumentan la velocidad de rotación de su cuerpo acercando bruscamente los brazos al cuerpo (fig. 1.55). Las fuerzas bajo cuya influencia la velocidad angular de rotación aumenta o disminuye cuando cambia el momento de inercia de un sistema giratorio se denominan Coriolis.

Cuando las palas aletean hacia arriba, las fuerzas de Coriolis se dirigen en la dirección de rotación del rotor principal, y cuando las palas aletean hacia abajo, se dirigen contra él.
Las fuerzas de Coriolis que surgen durante los movimientos de aleteo alcanzan valores significativos y cargan las partes de la raíz de las palas con variables.
momentos flectores que actúan en el plano de rotación del rotor principal.
Así, la instalación de bisagras horizontales, que permitieron
eliminar la transferencia de momentos de flexión al cubo de la hélice y descargar las partes de culata de las palas en el plano de aleteo, provocando al mismo tiempo fenómenos indeseables asociados con la aparición de fuerzas de Coriolis que cargan las partes de raíz de las palas con un momento variable en el plano de rotación. El momento alterno de las fuerzas de Coriolis se transmite a los cojinetes del eje principal, al cubo del rotor principal y al eje del motor, provocando cargas alternas, lo que provoca un desgaste acelerado de los cojinetes principales y vibraciones.
helicóptero.
Para descargar las partes de raíz de las palas de los momentos de flexión alternos que actúan en el plano de rotación, y los casquillos de las cargas alternas que provocan vibraciones del helicóptero, se instalan bisagras verticales, que en el plano de rotación del rotor proporcionan movimientos oscilatorios del cuchillas.
Además de las fuerzas consideradas, la fuerza centrífuga también actúa sobre la pala en el plano de rotación.
En presencia de una bisagra vertical y un campo de velocidad uniforme del flujo de aire entrante en el modo
¿La hoja flotante está retrasada con respecto a la posición radial en un cierto ángulo? La Figura 1.56 muestra la magnitud del ángulo de retraso?, determinado por la igualdad de los momentos:

Fts.bLts.b =Ql LQ.
Al pasar al vuelo con velocidad de traslación, a las fuerzas aerodinámicas se suman fuerzas de inercia y de Coriolis variables, y las fuerzas aerodinámicas mismas también se vuelven variables. Bajo la influencia de estas fuerzas, la pala realiza un movimiento complejo, que consiste en un movimiento de rotación, traslación (junto con el helicóptero), un volante con respecto al eje principal y un movimiento oscilatorio con respecto al eje principal.
Si hay un VSC, la hoja gira para

¿Algún ángulo de retraso? (Figura 1.57, a). En este caso, la pala se coloca de modo que la resultante de las fuerzas aerodinámicas y centrífugas N se dirija a lo largo de su eje. Al transferir el resultado al eje del eje principal y dividirlo en fuerzas A y B, nos aseguramos de que los cojinetes del eje principal no estén cargados por igual. De hecho, en presencia de una fuerza A, ¿cómo
los cojinetes GSH delanteros y traseros se cargarían con las mismas cargas radiales. Sin embargo, la fuerza
B, al descargar el cojinete trasero, carga adicionalmente el delantero, provocando un desgaste desigual de los cojinetes. Además, la fuerza B, que es axial para el GS, requiere la instalación de cojinetes de empuje.
Para acercar las condiciones de funcionamiento de los cojinetes principales a las condiciones de carga simétrica, se aplica un desplazamiento
El eje principal en relación con el casquillo gira hacia adelante (Fig. 1.57, b). En este caso, ¿existe un ángulo de retraso?
conduce al hecho de que el eje de la pala se encuentra aproximadamente perpendicular al eje del eje principal.

Dado que las bisagras verticales permiten que las palas realicen movimientos oscilatorios en el plano de rotación del rotor principal, se evita la posibilidad de aumentar la amplitud de estas vibraciones en el rotor.

Los rotores de los helicópteros modernos están equipados con amortiguadores especiales: amortiguadores de vibraciones. Los amortiguadores son de fricción o hidráulicos. El principio de funcionamiento de ambos es convertir la energía de vibración en energía térmica, que luego se disipa en el espacio circundante.
En tierra, antes de arrancar el motor y hacer girar el rotor principal, se deben colocar sus palas en los soportes delanteros de la hélice. Esto se hace para reducir la aceleración angular (fuerza de inercia) de las palas en el momento inicial de rotación.
La rotación desigual de las palas con respecto a la hélice provoca un desplazamiento del centro de gravedad del rotor principal respecto del eje de rotación. Como resultado, cuando la hélice gira, surge una fuerza de inercia que provoca vibraciones (balanceo) del helicóptero.
Este fenómeno presenta un peligro particular cuando el rotor principal opera en tierra, ya que la frecuencia natural de un helicóptero sobre un chasis elástico puede ser igual o múltiplo de la frecuencia de la fuerza motriz, lo que provoca vibraciones comúnmente llamadas terrestres. resonancia.
§ 13. Compensación de oscilación
Como se sabe, la principal causa del colapso del cono del rotor son los movimientos de aleteo de las palas durante el flujo oblicuo. Cuanto mayor sea el ángulo máximo de oscilación hacia arriba, mayor será el colapso del cono de rotación. La presencia de una gran obstrucción del cono es indeseable, ya que requiere una desviación adicional de las palancas de mando para compensar la obstrucción al controlar el helicóptero en vuelo hacia adelante. Por tanto, es necesario que el equilibrio de los momentos con respecto al eje principal se establezca con una amplitud menor de los movimientos de oscilación.
Para garantizar que la amplitud de los movimientos de oscilación esté dentro de la tolerancia, se utiliza la compensación de oscilación. El principio de compensación del aleteo es que el punto de fijación del brazo de control (A) no está instalado en el eje de la bisagra horizontal, sino que se desplaza hacia la hoja (Fig. 1.58).

Si el punto A no se encuentra en el eje de la bisagra horizontal y está inmóvil, entonces, cuando se balancea hacia arriba, el ángulo de instalación y, por lo tanto, el ángulo de ataque de la hoja, disminuye y, cuando se balancea hacia abajo, aumenta. Debido a los cambios en los ángulos de ataque cuando la pala aletea, surgen fuerzas aerodinámicas que impiden el aumento de la amplitud de los movimientos de aleteo.
La eficacia de la compensación depende en gran medida de tan ?1 (figura 1.58), denominada característica de compensación de aleteo. Cuanto mayor es tan?1, mayor es el ángulo en el que cambia el ángulo de instalación de la pala durante el aleteo. En consecuencia, a medida que aumenta tan ?1, aumenta la eficiencia de la compensación de aleteo.
¿Hay un ángulo de retraso? al instalar una bisagra vertical, puede aumentar la amplitud de los volantes
movimientos (figura 1.59). ¿Cuando la pala se desvía alrededor de la hélice en un ángulo? el borde de ataque (punto A) estará más lejos del cañón principal que el borde de salida (punto B). Por tanto, al aletear, la trayectoria del punto A es mayor que la trayectoria recorrida por el punto B, por lo que, al aletear hacia arriba, el ángulo de ataque de la pala aumenta, y al aletear hacia abajo, el ángulo de ataque de la pala. la hoja disminuye.

Por tanto, el ángulo de retraso contribuirá a la aparición de fuerzas aerodinámicas adicionales sobre la pala, tendiendo a aumentar la amplitud de los movimientos de aleteo. Por ello, es especialmente recomendable utilizar una compensación del aleteo de las palas con bisagra vertical.

§ 14. Par del rotor
Cuando el rotor principal gira, las fuerzas de resistencia del aire actúan sobre sus palas, lo que crea un momento de resistencia a la rotación con respecto al eje del rotor. Para superar este momento, en los helicópteros de propulsión mecánica, el par se suministra al eje del rotor principal desde un motor instalado en el fuselaje. El par se transmite a través de la caja de cambios principal al eje del rotor principal. De acuerdo con la tercera ley de la mecánica (la ley de igualdad de acción y reacción), surge un par reactivo, que se transmite a través de los principales puntos de fijación de la caja de cambios al fuselaje del helicóptero y tiende a girarlo en la dirección opuesta al par. El par y el par reactivo, independientemente del modo de funcionamiento de la hélice, son siempre iguales en magnitud y opuestos en dirección Mkr = Mr.
Si los motores están montados sobre las propias palas, es obvio que no hay par de reacción. Reactivo
Tampoco hay par en el modo de rotación automática del rotor principal, es decir, en todos los casos cuando el par
El par no se transmite al eje del rotor principal desde el motor instalado en el fuselaje.
Se dijo anteriormente que el equilibrio del par de reacción en los helicópteros de un solo rotor con accionamiento mecánico se realiza mediante el momento creado por el empuje del rotor de cola en relación con el centro de gravedad del helicóptero.
En los helicópteros de dos rotores, la compensación de los momentos de reacción de ambos rotores principales se consigue girando los rotores en diferentes direcciones. Además, para mantener la igualdad de los momentos reactivos dirigidos en sentidos opuestos de ambos tornillos, los tornillos se fabrican exactamente iguales con una sincronización precisa de sus revoluciones.

La potencia transmitida al rotor principal es igual a
De la fórmula se desprende claramente que cuanto menor es la velocidad del rotor, mayor es el par y, en consecuencia,
válido y reactivo.
El número de revoluciones del rotor principal de un helicóptero es significativamente menor que el número de revoluciones de la hélice de un avión. Por lo tanto, a la misma potencia del motor, el par reactivo del rotor de un helicóptero es significativamente mayor que el del rotor de un avión.
El par y los momentos reactivos también varían dependiendo de la magnitud del empuje del rotor principal. Por ejemplo, para aumentar la fuerza de empuje de una hélice, es necesario aumentar el paso general. Un aumento en el paso de la hélice va acompañado de un aumento en el momento de resistencia a su rotación. Por lo tanto, a medida que aumenta el paso de la hélice, es necesario aumentar el par suministrado a la hélice. Si no se hace esto, el número de revoluciones del rotor principal disminuirá, lo que conducirá a una disminución del empuje del rotor principal.
Por lo tanto, para aumentar el empuje del rotor, es necesario aumentar no sólo el paso de la hélice, sino también el par. Para ello, en la cabina del piloto se instala una palanca de “acelerador de paso”, conectada cinemáticamente al motor y a un mecanismo que cambia el paso de la hélice. Cuando la palanca se mueve, hay un cambio proporcional en el par y el paso del tornillo y al mismo tiempo un cambio en el par reactivo. En un helicóptero de un solo rotor, un cambio en el par de reacción requiere un cambio correspondiente en el empuje del rotor de cola para eliminar el giro.

§ 15. Fuerza de empuje del rotor de cola
La magnitud del empuje del rotor de cola (figura 1.60) se puede determinar a partir de la igualdad

la potencia consumida por la hélice disminuirá y, en consecuencia, aumentará el empuje requerido creado por el rotor de cola.
El rotor de cola funciona en condiciones de soplado oblicuo, ya que en vuelo el plano de rotación no es perpendicular a la dirección del flujo que se aproxima.
Al soplar oblicuamente una hélice rígida, la velocidad cambiante del flujo que incide sobre ella
Las cuchillas causarán daños periódicos.
un cambio en la fuerza de empuje de cada pala provocará vibraciones.
Para igualar la fuerza de empuje de las palas en todos los acimutes y
descargar las palas de la acción
momentos de flexión, las palas de un rotor de cola real están unidas al buje mediante bisagras horizontales, que permiten que las palas realicen movimientos de aleteo.
La presencia de bisagras axiales en el diseño del cubo de la hélice asegura la rotación de las palas en relación con el
eje longitudinal, que es necesario para cambiar el tono.
En helicópteros pesados, también se pueden instalar bisagras verticales en los rotores de cola.
§ 16. Potencia disponible del rotor
EN plantas de energía Los helicópteros modernos utilizan motores de avión de pistón o turbohélice.
Una característica especial del funcionamiento de motores de avión de pistón refrigerados por aire en helicópteros es
la necesidad de soplar forzadamente las superficies enfriadas del motor mediante ventiladores especiales. El enfriamiento forzado de los motores de los helicópteros se debe a la falta de posibilidades de utilizar la presión de alta velocidad para enfriar en el vuelo hacia adelante y a la falta de presión en el modo estacionario. Los helicópteros con motores turbohélice suelen tener instalados ventiladores para enfriar la caja de cambios principal, los refrigeradores de aceite, los generadores y otras unidades. Para accionar los ventiladores se gasta parte de la potencia del motor Noxl.
Parte de la potencia del motor se gasta en superar la fricción en la transmisión que conecta el motor a
tornillos Ntr, para la rotación del rotor de cola Npв y para el accionamiento de bombas del sistema hidráulico y otras unidades
N / A.
Por tanto, la potencia transmitida al rotor principal es menor que la potencia efectiva.
Ne desarrollado en el eje del motor.
Si a la potencia efectiva le restamos los costes, obtenemos la potencia disponible del rotor Np
Np= Ne.- Noxl.- Nтp – Npв – Na
Para varios helicópteros, Np es 75-85% Ne.
En otras palabras, las pérdidas de potencia en las unidades de refrigeración, transmisión, dirección y propulsión ascienden a
15-25% de la potencia efectiva del motor.
La potencia efectiva del motor y la potencia disponible del rotor dependen de la velocidad y la altitud.
vuelo, sin embargo, debido a las bajas velocidades de vuelo del helicóptero, se puede despreciar la influencia de la velocidad en Ne y Np.
La naturaleza del cambio en la potencia disponible desde la altitud de vuelo depende del tipo de motor y está determinada
sus características de altitud (Fig. 1.61).

Se sabe que la potencia de un motor de pistón sin sobrealimentador, a velocidades constantes con un aumento en
la altura cae debido a una disminución en la carga de peso de la mezcla de aire y combustible que ingresa a los cilindros. La potencia transmitida al rotor principal cambia de manera similar (figura 1.61/a).
La potencia de un motor de pistón equipado con un sobrealimentador de una sola velocidad aumenta con la altitud hasta la altitud de diseño debido a un aumento en la carga de peso de la mezcla de aire y combustible debido a una disminución de la temperatura ambiente y una mejor purga de los cilindros. Al abrir gradualmente la compuerta de aire del sobrealimentador, la presión de sobrealimentación se mantiene constante a la altura de diseño. A la altitud de diseño, la compuerta de aire se abre completamente y la potencia del motor alcanza el máximo. Por encima de la altura de diseño, la potencia efectiva y, por tanto, la potencia disponible del rotor principal, disminuye de la misma forma que para un motor sin sobrealimentador (figura 1.61, b).

Para un motor con un sobrealimentador de dos velocidades, la naturaleza del cambio en la potencia efectiva y disponible en función de la altitud de vuelo se muestra en la figura. 1,61, c.
Para un motor turbohélice, la naturaleza de la dependencia de la potencia disponible del rotor con la altitud de vuelo se muestra en la Fig. 1.61, g. El aumento de la potencia de un motor turbohélice hasta una determinada altitud se explica por el sistema de control adoptado, que garantiza un aumento de la temperatura de los gases delante de la turbina hasta una determinada altitud.