cursos de diseño

helicóptero ligero

1 Desarrollo de requerimientos tácticos y técnicos. 2

2 Cálculo de parámetros del helicóptero. 6

2.1 Cálculo de la masa de la carga útil. 6

2.2 Cálculo de los parámetros del rotor principal del helicóptero. 6

2.3 Densidades relativas del aire en techos estáticos y dinámicos 8

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

2.5 Cálculo de los valores relativos de las velocidades máximas y económicas de vuelo nivelado sobre un techo dinámico. diez

2.6 Cálculo de las relaciones admisibles del coeficiente de empuje al llenado del rotor principal para la velocidad máxima en tierra y para la velocidad económica en el techo dinámico. diez

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

2.8 Cálculo del llenado del rotor principal. 12

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

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

3.1 Cálculo de la potencia al flotar sobre un techo estático. trece

3.2 Cálculo de la potencia específica en vuelo nivelado a máxima velocidad. catorce

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

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

3.5 Cálculo de potencias reducidas específicas para varios casos de vuelo 16

3.5.1 Cálculo de la potencia reducida específica al flotar sobre un techo estático 16

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

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

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

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

3.6 Elección de motores. diecinueve

4 Cálculo de la masa de combustible. 20

4.1 Cálculo de la velocidad de crucero de la 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 del helicóptero. 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 motrices 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 equipamiento del helicóptero. 32

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

6 Descripción del diseño del helicóptero. 36

Referencias.. 39

1 Desarrollo de requisitos tácticos y técnicos.

El objeto bajo diseño es un helicóptero ligero de un solo rotor con un peso máximo de despegue de 3500 kg. Seleccionamos 3 prototipos de tal forma 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 tácticas y técnicas de los prototipos

Las Figuras 1.1, 1.2 y 1.3 muestran diagramas prototipo.

Figura 1.1 - Esquema del helicóptero Mi-2

Figura 1.2 - Esquema del helicóptero Eurocopter EC 145

Figura 1.3 - Esquema del helicóptero Ansat

A partir de las características de rendimiento y los diseños de los prototipos, determinamos los valores medios y obtenemos los datos iniciales para el diseño del helicóptero.

Tabla 1.2 - Datos iniciales para el diseño de helicópteros

2 Cálculo de los parámetros del helicóptero

2.1 Cálculo de la masa de la carga útil

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

donde metro mg - masa de carga útil, kg; metro eq - masa de la tripulación, kg; L- rango de vuelo, km; metro 01 - peso máximo al despegue del helicóptero, kg.

Peso de la carga útil:

2.2 Cálculo de los parámetros del rotor principal del helicóptero

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

, (2.2.1)

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

Aceptamos el radio del rotor principal igual a R= 7,2 metros

Determinar 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 de punta de la pala con la velocidad de vuelo para valores constantes METRO 90 y μ

En Vmax= 258 km/h wR = 220 m/s

Determinar la velocidad angular w, s -1 , y la frecuencia de rotación del rotor principal 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 se determinan mediante las fórmulas (2.3.1) y (2.3.2), respectivamente:

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

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

donde S E se determina a partir de la Figura 4.

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

Aceptar S E = 1,5

El valor de la velocidad económica cerca del suelo se calcula V h, km/h:

donde yo- coeficiente de inducción:

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

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

2.5 Cálculo de los valores relativos de las velocidades máxima y económica de vuelo nivelado en un techo dinámico

El cálculo de los valores relativos de las velocidades máxima y económica de vuelo nivelado en un techo dinámico se realiza de acuerdo con las fórmulas (2.5.1) y (2.5.2), respectivamente:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Cálculo de las relaciones de llenado permisibles de empuje a rotor para la velocidad de avance máxima y para la velocidad económica en el techo dinámico

Dado que la fórmula (2.6.1) para la relación entre el coeficiente de empuje permisible y el llenado del rotor principal para la velocidad máxima cerca del suelo tiene la forma:

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

2.7 Cálculo de los factores de empuje del rotor principal cerca del suelo y en el techo dinámico

Los coeficientes de empuje del rotor principal cerca del suelo y en el techo dinámico se calculan de acuerdo con las fórmulas (2.7.1) y (2.7.2), respectivamente:

2.8 Cálculo del llenado del rotor

Llenado de rotores s calculado para casos de vuelo a velocidades máximas y económicas:

Como valor de llenado estimado s rotor, el valor se toma de la condición (2.8.3):

aceptar.

longitud de cuerda b y elongación 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

El aumento relativo en el empuje del rotor principal para compensar el arrastre aerodinámico del fuselaje y la cola horizontal se toma como .

3 Cálculo de la potencia del sistema de propulsión del helicóptero

3.1 Cálculo de potencia al flotar en un techo estático

La potencia específica requerida para impulsar el rotor principal en el modo de vuelo estacionario en el techo estadístico se calcula mediante la fórmula (3.1.1)

donde NH st - potencia requerida, W;

Característica del acelerador, 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 el área 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 flotante ( h 0 =0.75);

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

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

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

donde es la velocidad periférica de los extremos de las palas;

placa nociva equivalente relativa;

El coeficiente de inducción, determinado por la fórmula (3.2.2)

3.3 Cálculo de la potencia específica en vuelo a techo dinámico con velocidad económica

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

donde está la densidad relativa del aire en el techo dinámico;

Velocidad económica del helicóptero en 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 requerida para continuar el despegue a velocidad económica en caso de falla de un motor se calcula utilizando la fórmula (3.4.1)

dónde está la velocidad económica cerca del suelo;

3.5 Cálculo de potencias reducidas específicas para varios casos de vuelo

3.5.1 Cálculo de la potencia reducida específica al flotar sobre un techo estático

El cálculo de la potencia reducida específica al flotar sobre un techo estático se realiza según la fórmula (3.5.1.1)

donde está la característica específica del acelerador:

X 0 - factor de utilización de potencia del sistema de propulsión en el modo de vuelo estacionario. Dado que la masa 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 nivelado a velocidad máxima se realiza de acuerdo con la fórmula (3.5.2.1)

donde es el factor de utilización de potencia a la máxima velocidad de vuelo,

Características del acelerador de los motores, dependiendo de la velocidad de vuelo:

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

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

donde es el factor de utilización de potencia a la velocidad de vuelo económica,

y - niveles de estrangulamiento del motor en función de la altura del techo dinámico H y velocidad de vuelo V dyn 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 con una falla de motor

El cálculo de la potencia reducida específica en vuelo cerca del suelo con una velocidad económica en caso de falla de un motor se realiza de acuerdo con la fórmula (3.5.4.1)

donde es el factor de utilización de potencia a la velocidad económica de vuelo;

El grado de estrangulamiento del motor en funcionamiento de emergencia;

número de motores de helicóptero;

El grado de estrangulamiento del motor al volar cerca del suelo a una 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:

donde es el peso de despegue del helicóptero;

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

3.6 Elección de motores

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

4 Cálculo de masa de combustible

4.1 Cálculo de la velocidad de crucero de segunda aproximación

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

Dado que calculamos el coeficiente de inducción según la fórmula (4.1.1):

Determinamos la potencia específica necesaria para accionar el rotor principal en vuelo en modo crucero según la fórmula (4.1.2):

donde es 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 aproximación:

Dado que estamos refinando la velocidad de crucero de la primera aproximación, se toma igual a la velocidad calculada de la segunda aproximación. Luego repetimos el cálculo según 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):

donde es el coeficiente de cambio en el consumo específico de combustible dependiendo del modo de operación 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 en modo de despegue, ;

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

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

4.3 Cálculo de la masa de combustible

La masa de combustible consumida para el vuelo será igual a:

, (4.3.1)

donde es 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 del helicóptero

5.1 Cálculo de la masa de las palas del rotor

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

donde R- radio del rotor;

s- llenado del rotor principal;

5.2 Cálculo de la masa del buje del rotor principal

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

donde es el coeficiente de peso de los bujes de diseños modernos, ;

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

La fuerza centrífuga que actúa sobre las palas, que se calcula a partir de 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 para el rotor principal. El cálculo de la masa del sistema de control de refuerzo se realiza de acuerdo con la fórmula (5.3.1):

donde b- cuerda de pala;

El factor de ponderación del sistema de control del booster, que puede tomarse 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 de acuerdo con la fórmula (5.4.1):

donde es el coeficiente de peso del sistema de control manual, tomado 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 en el eje del rotor principal y se calcula utilizando la fórmula (5.5.1):

donde es un factor de ponderación cuyo valor medio es 0,0748 kg/(Nm) 0,8.

El par máximo en el eje del rotor principal se determina a través de la potencia reducida del sistema de propulsión norte y velocidad del tornillo w:

donde es el factor de utilización de potencia del sistema de propulsión, cuyo valor se toma en función del peso de despegue del helicóptero. Desde entonces;

5.6 Cálculo del peso de las unidades de accionamiento del rotor de cola

El empuje del rotor de cola se calcula:

¿Dónde está el par en el eje del rotor?

La distancia entre los ejes de las hélices principal y de cola.

Distancia L entre los ejes de los tornillos principal y de cola es igual a la suma de sus radios y espacio libre d entre los extremos de sus hojas:

donde se toma un espacio 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):

donde está la eficiencia relativa del rotor de cola, que puede tomarse igual a 0.6 ... 0.65.

El par transmitido por el eje de dirección es:

donde está la frecuencia de rotación del eje de dirección, que se encuentra mediante la fórmula (5.6.5):

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

Peso metro en el eje de transmisión:

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

Peso del engranaje de cola que hace girar el rotor de cola:

donde es el factor de ponderación para el tren de cola, 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.

La relación de empuje del rotor de cola es:

El llenado de las palas del rotor de cola se calcula de la misma forma que para el rotor principal:

donde está el valor permisible 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 utilizando las fórmulas (5.7.3) y (5.7.4):

donde está el número de palas del rotor,

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 percibida por 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:

donde es la fuerza centrífuga que actúa sobre la pala del rotor de cola;

Coeficiente de peso para la manga, que es igual a 0,0527 kg/kN 1,35;

Factor de ponderación en función del número de palas y calculado mediante la fórmula (5.7.8):

5.8 Cálculo de la masa del sistema de propulsión del helicóptero

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

, (5.8.1)

donde norte- potencia del sistema de propulsión;

La masa del sistema de propulsión será igual a:

5.9 Cálculo de la masa del fuselaje y equipamiento del helicóptero

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

donde está el área de la superficie lavada del fuselaje:

Tabla 5.8.1

Peso al despegue de la primera aproximación;

Coeficiente igual a 1,1;

Peso del sistema de combustible:

donde es la masa de combustible utilizada para el vuelo;

El factor de ponderación tomado para el sistema de combustible es igual a 0,09;

La masa del tren de aterrizaje del helicóptero es:

donde es un factor de ponderación que depende del diseño del chasis. Dado que el helicóptero diseñado tiene un tren de aterrizaje retráctil,

El peso del equipo eléctrico del helicóptero se calcula utilizando la fórmula (5.9.5):

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

número de palas del rotor;

R- radio del rotor;

Elongación relativa de las palas del rotor;

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

Masa de otros equipos de helicópteros:

donde es un factor de ponderación cuyo valor es 1.

5.10 Cálculo de la masa 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 la segunda aproximación:

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

La desviación relativa de las masas de la primera y segunda aproximación satisface la condición. Esto significa que el cálculo de los parámetros del helicóptero es correcto.

6 Descripción del diseño del helicóptero

El helicóptero diseñado se fabrica de acuerdo con un esquema de un solo rotor con un rotor de cola, dos motores de turbina de gas y un tren de aterrizaje deslizante.

Fuselaje semi-monocasco. Los elementos portantes de fuerza del fuselaje están hechos de aleaciones de aluminio y tienen un revestimiento anticorrosión. La parte delantera del fuselaje con el dosel de la cabina y los capós de la góndola del motor están hechos de material compuesto a base de fibra de vidrio. La cabina tiene dos puertas, las ventanas están equipadas con un sistema antihielo y limpiaparabrisas. Las puertas izquierda y derecha de la cabina de carga y pasajeros y una escotilla adicional en la parte trasera del fuselaje aseguran la comodidad de cargar personas enfermas y heridas en camillas, así como carga voluminosa. El chasis del patín está hecho de tubos de metal doblados sólidos. Los resortes están cubiertos con carenados. El puntal de cola evita que el rotor de cola toque la plataforma de aterrizaje. Las palas del rotor principal y de cola están fabricadas con materiales compuestos a base de fibra de vidrio y pueden equiparse con un sistema antihielo. El cubo del rotor principal de cuatro palas no tiene bisagras, está hecho de dos vigas de fibra de vidrio que se cruzan, cada una de las cuales está unida a dos palas. Buje del rotor de cola de dos palas con una bisagra horizontal común. Los tanques de combustible con una capacidad total de 850 litros están ubicados en el piso del fuselaje. El sistema de control del helicóptero es eléctricamente remoto sin cableado mecánico, tiene una redundancia digital cuádruple y una fuente de alimentación eléctrica independiente redundante doble. Los modernos equipos de vuelo y navegación aseguran vuelos en condiciones climáticas simples y difíciles, así como vuelos de acuerdo con las reglas VFR e IFR. Los parámetros del sistema del helicóptero se monitorean utilizando el sistema de control de información a bordo BISK-A. El helicóptero está equipado con un sistema de alerta y alarma.

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

La planta de energía son 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, provistas de dispositivos de protección contra el polvo. Los paneles laterales de las góndolas están articulados para formar plataformas de servicio. Los ejes del motor salen en ángulo hacia la caja de cambios central y la caja de accesorios. Las toberas de escape de los motores se desvían hacia el exterior en un ángulo de 24". Para la protección contra la arena, se instalan filtros que evitan el 90% de la penetración de partículas con un diámetro de más de 20 micras en el motor.

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

El sistema eléctrico consta de dos circuitos aislados, uno de los cuales es alimentado por un alternador que genera un voltaje de 115-120V, y el segundo circuito es alimentado por un generador de CC con un voltaje de 28V. Los generadores son accionados por la caja de engranajes del rotor principal.

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

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

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

Bibliografía

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4. gente.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

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Provisiones generales.

El rotor principal de un helicóptero (HB) está diseñado para crear fuerza de sustentación, impulso (propulsión) y momentos de control.

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

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

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

Los principales parámetros geométricos del rotor principal (NV).

Los parámetros principales del HB son el diámetro, el área de barrido, el número de hojas, el factor de llenado, el espaciado de las bisagras horizontales y verticales, 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 HV está en su lugar. Los helicópteros modernos tienen un diámetro de 14-35 m.

Área barrida Fom es el área del círculo, que describe los extremos de las cuchillas HB cuando trabaja en el lugar.

Factor de llenadoσ.es igual a:

σ \u003d (Z l F l) / F ohmio (12.1);

donde Z l es el número de álabes;

F l - el área de la hoja;

F ohm - área de barrido HB.

Caracteriza el grado de llenado del área barrida con las palas, varía dentro de s=0.04¸0.12.

Con un aumento en el factor de llenado, el empuje de HB aumenta hasta un cierto valor, debido a un aumento en el área real de las superficies de apoyo, luego cae. La caída en el empuje se debe a la influencia del bisel de flujo y la estela del vórtice de la pala principal. Con un aumento en s, es necesario aumentar la potencia suministrada a la NV debido a un aumento en el arrastre de las palas. Con un aumento en s, el paso requerido para obtener un empuje dado disminuye, lo que aleja a la NV de los modos de pérdida. Las características de los modos de pérdida y las razones de su aparición se discutirán a continuación.

El espaciado de la l horizontal y la l vertical en las bisagras es la distancia desde el eje de la bisagra hasta el eje de rotación del HB. Puede considerarse en términos relativos (12.2.)

Ubicado dentro de . La presencia de separación entre bisagras mejora la eficiencia del control longitudinal-transversal.

(12.3.)

Parámetros cinemáticos básicos de NV.

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

Frecuencia de rotación n s - número de revoluciones HB por segundo; velocidad angular de rotación HB - determina su rapidez circunferencial w R .

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

El ángulo de ataque HB (A) se mide entre el vector de velocidad de flujo libre y c
Arroz. 12.1 Ángulos de ataque del rotor principal y modos de su funcionamiento.

el plano de rotación de la NV (Fig. 12.1). El ángulo A se considera positivo si el flujo de aire llega al HB desde abajo. En las modalidades de vuelo nivelado y ascenso, A es negativa, mientras que en descenso, A es positiva.

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

El ángulo del paso cíclico del HB depende del modo de operación del HB, este tema se considera en detalle al analizar el soplado oblicuo del HB.

Los principales parámetros de la hoja HB.

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

El radio de sección de pala actual r determina su distancia desde el eje de rotación HB. El radio relativo se determina

(12.4);

Cuerda de perfil- una línea recta que conecta los puntos más distantes del perfil de la sección, denotada 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 del álabe y el plano de giro de la HB.

Ángulo de montaje j por `r=0.7 con la posición neutral de los controles y la ausencia de movimiento de aleteo se considera que es el ángulo de instalación de toda la pala y el paso total del HB.

El perfil de la sección del álabe es una forma de sección con un plano perpendicular al eje longitudinal del álabe, caracterizado por un espesor máximo con un espesor relativo máx. concavidad f y curvatura . En los rotores, por regla general, se utilizan perfiles asimétricos biconvexos con una ligera curvatura.

El giro geométrico se produce al reducir los ángulos de instalación 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, que no es óptima en el sentido aerodinámico, pero más simple en términos de tecnología.

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

Ángulo de posición de acimut y viene determinada por el sentido de giro de la HB 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 nivelado prácticamente coincide con el eje longitudinal del brazo de cola del helicóptero.

Ángulo de lanzamiento b define el desplazamiento angular de la hoja en la articulación horizontal con respecto al plano de rotación. Se considera positivo cuando la pala se desvía hacia arriba.

Ángulo de giro x caracteriza el desplazamiento angular de la cuchilla en la bisagra vertical en el plano de rotación (Fig. 12). Se considera positivo cuando la hoja se desvía en contra de la dirección 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 cuchillas.

El arrastre de la pala es la fuerza aerodinámica que actúa en el plano de rotación del buje y dirigida contra la rotación del HB.

La resistencia frontal de la pala consiste en resistencia de perfil, inductiva y de onda.

La resistencia del perfil se debe a dos razones: la diferencia de presión delante y detrás de la hoja (resistencia a la presión) y la fricción de las partículas en la capa límite (resistencia a la fricción).

La resistencia a la presión depende de la forma del perfil de la pala, es decir. en el espesor relativo () y la curvatura relativa () del perfil. Cuanta más y más resistencia. La resistencia a la presión no depende del ángulo de ataque en condiciones de operación, sino que aumenta en condiciones críticas.

La resistencia al rozamiento depende de la velocidad de giro del HB y del estado de la superficie de las palas. El arrastre inductivo es el arrastre causado por la pendiente de la sustentación verdadera debido al sesgo del flujo. La resistencia inductiva de la hoja depende del ángulo de ataque α y aumenta con su aumento. La resistencia de las olas ocurre en la hoja que avanza cuando la velocidad de vuelo excede la calculada y aparecen choques en la hoja.

La resistencia, como el empuje, depende de la densidad del aire.

Teoría de impulsos de la generación de empuje del rotor principal.

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

En el modo de flujo axial, el aire se acerca a la NV desde todos los lados y se forma un chorro de aire constrictivo detrás de la hélice. En la fig. 12.4. se muestra una esfera suficientemente grande centrada en el manguito HB con tres secciones características: la sección 0, situada muy por delante del tornillo, en el plano de rotación del tornillo, la sección 1 con una velocidad de flujo V 1 (velocidad de succión) y la sección 2 con una velocidad de flujo V 2 (velocidad de rechazo).

El flujo de aire es lanzado por el HB 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 del cuerpo y
Arroz. 12.3. A una explicación de la teoría del impulso para crear empuje.

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

(12.5.)

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

(12.6.)

donde esta la densidad del aire;

F es el área barrida por el tornillo;

V 1 - caudal inductivo (tasa de succión);

a es la aceleración en el flujo.

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

(12.7.)

ya que, según la teoría de un tornillo ideal, la velocidad de eyección de aire V por el tornillo es el doble de la velocidad de succión V 1 en el plano de rotación del HB.

(12.8.)

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

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

La caída de presión en la sección 1-2 con respecto a la presión atmosférica en el medio de aire no perturbado es igual a tres cabezas de presión de la velocidad inductiva

(12.9.)

lo que provoca un aumento de la resistencia de los elementos estructurales del helicóptero situados detrás del HB.

Teoría del elemento de hoja.

La esencia de la teoría del elemento de pala es la siguiente. Se considera el flujo alrededor de cada pequeña sección del elemento del álabe y se determinan las fuerzas aerodinámicas elementales dу e y dx e que actúan sobre el álabe. 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 tales fuerzas elementales que actúan a lo largo de toda la longitud de la pala desde su sección de tope (r a) hasta el extremo (R) :

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

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

(12.10.)

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

Las conclusiones realizadas sobre la teoría del impulso y sobre la teoría del elemento del álabe se complementan.

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

Modos de funcionamiento HB.

El modo de operación del rotor principal está determinado por la posición del HB en la corriente de aire (Fig. 12.1) Dependiendo de esto, se determinan dos modos de operación principales: los modos de flujo axial y oblicuo. El modo de flujo axial se caracteriza por el hecho de que el flujo no perturbado que se aproxima se mueve paralelo al eje del buje HB (perpendicular al plano de rotación del buje HB). En este modo, el rotor principal opera en modos de vuelo vertical: vuelo estacionario, ascenso vertical y descenso de helicóptero. La característica principal de este modo es que la posición de la pala con respecto al flujo incidente en el tornillo 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 corre hacia la NV en un ángulo con respecto a su eje (Fig. 12.4.). El aire se acerca a la hélice con una velocidad V y es desviado hacia abajo debido a la velocidad de succión inductiva Vi. La velocidad de flujo resultante a través de la NV será igual a la suma vectorial de las velocidades del flujo no perturbado y la velocidad inducida

V1 = V + Vi (12.11.)

Como resultado de esto, aumenta el segundo flujo de aire que fluye a través del NV y, en consecuencia, el empuje del rotor principal, 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 el modo de soplado oblicuo.

Soplo oblicuo. La velocidad efectiva del flujo alrededor del elemento del álabe en el plano de rotación de la NV y su cambio a lo largo de la superficie de barrido de la NV.

En el modo de flujo axial, cada elemento de la pala está en el flujo, cuya velocidad es igual a la velocidad circunferencial del elemento. , donde es el radio del elemento dado de la hoja (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 el flujo fluye alrededor del elemento de la pala, depende de la velocidad circunferencial del elemento u, la velocidad de vuelo velocidad V1 y el ángulo acimutal.

W = u + V1 senψ (12.12.)

aquellas. a una velocidad de vuelo constante y una velocidad de rotación constante del HB (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 propulsor.

Cambio en la velocidad efectiva del flujo alrededor de la superficie de barrido de la NV.

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

El diámetro de la zona de flujo inverso es mayor cuanto mayor es el radio de la NV y mayor es la velocidad de vuelo a una frecuencia constante de rotación de la NV.

En los acimutes y=0 e y=180 0 la velocidad resultante de los elementos del álabe es .

Figura 12.6. Cambio en la velocidad efectiva del flujo alrededor de la superficie barrida de explosivos.

Soplo 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 arrastre.

El valor de la fuerza aerodinámica elemental está determinado por la fórmula:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

Sumando las fuerzas de empuje elementales y las fuerzas de resistencia a la rotación, es posible determinar la magnitud de la fuerza de empuje y la resistencia a la rotación de toda la pala.

El punto de aplicación de las fuerzas aerodinámicas de la pala es el centro de presión, que se encuentra 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 (Fig. 12.7).

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

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

Fig. 12.7 Fuerzas aerodinámicas del elemento de pala con soplado oblicuo.

Aparición del momento de vuelco a la atadura rígida de las paletas. Las fuerzas de empuje son creadas por todos los elementos del álabe, pero los elementos ubicados a ¾ del radio del álabe tendrán las mayores fuerzas elementales T l, el valor de la resultante T l en el modo de flujo oblicuo alrededor del empuje del álabe. la pala depende del acimut. En ψ = 90 es máximo, en ψ = 270 es mínimo. Tal distribución de fuerzas de empuje elementales y la ubicación de la fuerza resultante conduce a la formación de un gran momento de flexión variable en la raíz de la pala M izg.

Este momento crea una gran carga en el punto de unión de la cuchilla, lo que puede provocar su destrucción. Como resultado de la desigualdad de las varillas T l1 y T l2, surge un momento de vuelco del helicóptero,

M x \u003d T l1 r 1 -T l2 r 2, (12.14.)

que aumenta con la velocidad del helicóptero.

Una hélice con palas rígidas tiene las siguientes desventajas (Figura 12.8):

Presencia de momento de vuelco en el modo de flujo oblicuo;

La presencia de un gran momento de flexión en el punto de unión de la hoja;

Cambio de empuje de pala en azimut.

Estas deficiencias se eliminan al unir la cuchilla al cubo mediante bisagras horizontales.

Fig. 12.8 Ocurrencia de momento de vuelco en la fijación rígida de las palas.

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

En presencia de una bisagra horizontal, el empuje de la hoja forma un momento relativo a esta bisagra, que hace girar la hoja (Fig. 12. 9). El momento de empuje T l1 (T l2) provoca la rotación de la hoja en relación con esta bisagra

o (12.15.)

por lo tanto, el momento no se transmite al buje, 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 la raíz se descarga, la flexión de la pala disminuye, debido a esto, disminuyen las tensiones de fatiga. Se reducen las vibraciones causadas por cambios en el empuje en azimut. Así, la bisagra horizontal (HH) realiza las siguientes funciones:

Elimina el momento de vuelco en el modo de soplado oblicuo;

Descarga la parte raíz de la hoja desde M hacia afuera;

Simplificar el control del rotor principal;

Mejorar la estabilidad estática del helicóptero;

Reduzca la cantidad de cambio en el empuje de la pala en azimut.

Reduce los esfuerzos de fatiga en la pala y reduce su vibración, debido a cambios en la fuerza de empuje en azimut;

Cambio de los ángulos de ataque del elemento pala debido al golpe.

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

aquellas. . (12.16.)

En consecuencia, aumenta la fuerza de empuje de la pala, que es proporcional al cuadrado de la velocidad de flujo libre y el momento de empuje de esta pala con respecto a la articulación horizontal. La hoja se balancea hacia arriba
Figura 12.9 Alineación del momento de la fuerza de empuje en varias posiciones azimutales de la pala.

la sección de la pala también se sopla desde arriba (Fig. 12.10), y esto provoca una disminución en los ángulos de ataque reales y una disminución en la sustentación de la pala, lo que conduce a una compensación aerodinámica del flap. Al pasar de ψ 90 a ψ 180, la velocidad del flujo alrededor de las palas disminuye, los ángulos de ataque aumentan. En el azimut ψ = 180 o y en ψ = 0 o la velocidad de flujo de las palas es la misma e igual a ωr.

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

En ψ = 270, la velocidad del flujo alrededor del álabe es mínima, la oscilación hacia abajo Vy del álabe es máxima y los ángulos de ataque en los extremos de los álabes 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°, los ángulos de ataque pueden exceder los valores críticos, lo que provoca la separación del flujo de los elementos de pala.

El flujo oblicuo conduce al hecho de que los ángulos de aleta en la parte delantera del disco HB en la región de azimut 180 0 son mucho mayores que en la parte trasera del disco en la región de azimut 0 0 . Esta inclinación del disco se denomina obstrucción del cono HB. El cambio en los ángulos de carrera de la pala en azimut en un HB libre, cuando no hay control de carrera, cambia de la siguiente manera:

acimut de 0 a 90 0:

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

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

acimut 90 0:

Velocidad de giro hacia arriba V y máxima;

acimut 90 0 – 180 0:

La fuerza de elevación de la hoja se reduce al reducir la velocidad del flujo resultante;

La velocidad de carrera ascendente V y disminuye, pero el ángulo de carrera de la hoja continúa aumentando.

acimut 200 0 – 210 0:

La velocidad de giro vertical es igual a cero V y = 0, el ángulo de giro de la pala b es el máximo, la pala, como resultado de una disminución en la sustentación, baja;

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 carrera b disminuye.

acimut 20 0 – 30 0:

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

V y \u003d 0, el ángulo de giro hacia abajo es máximo.

Por lo tanto, para una rotación libre a la derecha NV con soplado oblicuo, el cono colapsa hacia la izquierda. A medida que aumenta la velocidad de vuelo, aumenta la obstrucción del cono.

Fig. 12.10 Cambio de los ángulos de ataque del elemento pala debido al golpe.

Regulador de carrera (RV). El movimiento de vuelo conduce a un aumento de las cargas dinámicas en la estructura de las palas y a un cambio desfavorable en los ángulos de ataque de las palas a lo largo del disco del rotor. El regulador de oscilación realiza una disminución en la amplitud de oscilación y un cambio en la inclinación natural del cono HB 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 oscilante, que asegura una disminución en los ángulos de las palas j con una disminución en el ángulo de giro b y viceversa, un aumento en el ángulo de las palas con un aumento en el ángulo de giro. Esta conexión consiste en desplazar el punto de unión del empuje del plato oscilante a la correa de la bisagra axial (punto A) (Fig. 12.12) del eje de la bisagra horizontal. En los helicópteros tipo Mi, el control de carrera hace rodar el cono HB hacia atrás y hacia la derecha. En este caso, la componente lateral a lo largo del eje Z de la fuerza HB resultante se dirige hacia la derecha en contra de la dirección del empuje del rotor de cola, lo que mejora las condiciones para el equilibrio lateral del helicóptero.

Fig.12.11 Controlador de barrido, Diagrama cinemático. . . Equilibrio de la hoja con respecto a la bisagra horizontal.

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

El empuje T l, aplicado a ¾ de la longitud de la cuchilla, forma un momento M t \u003d T a, girando la cuchilla para aumentar la carrera;

Fuerza centrífuga F cb que actúa perpendicularmente al eje de rotación constructivo HB hacia el exterior. La fuerza de inercia del golpe de la hoja, dirigida perpendicularmente al eje de la hoja y opuesta a la aceleración del golpe;

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

El álabe ocupa una posición en el espacio a lo largo de la fuerza resultante Rl. Las condiciones de equilibrio de la hoja en relación con la articulación horizontal están determinadas por la expresión

(12.17.)

Figura 12.12. Fuerzas y momentos que actúan sobre el álabe en el plano de carrera.

Las palas HB se mueven a lo largo de la generatriz del cono, cuya parte superior está situada en el centro del cubo, y el eje es perpendicular al plano de los extremos de las palas.

Cada álabe ocupa en un cierto acimut Ψ las mismas posiciones angulares β l relativas al plano de rotación del HB.

El movimiento del volante de las palas es cíclico, repitiéndose estrictamente con un período igual al tiempo de una revolución del HB.

Momento de bisagras horizontales de la manga. HB (M gsh).

En el modo de flujo axial alrededor de la NV, la resultante de las fuerzas de los álabes R n se dirige a lo largo del eje de la NV y se aplica en el centro del manguito. En el modo de soplado oblicuo, la fuerza R n se desvía hacia el bloqueo del cono. Debido a la separación de las bisagras horizontales, la fuerza aerodinámica R n no pasa por el centro del manguito y se forma un hombro entre el vector de fuerza R n y el centro del manguito. Existe un momento Mgsh, llamado momento de inercia de las articulaciones horizontales del buje HB. Depende de la distancia l r de las bisagras horizontales. El momento de las articulaciones horizontales del casquillo HB Mgsh aumenta al aumentar la distancia l r y se dirige hacia el bloqueo del cono HB.

La presencia de una separación de bisagras horizontales mejora la propiedad de amortiguación del HB, es decir mejora la estabilidad dinámica del helicóptero.

Equilibrio de la hoja con respecto a la bisagra vertical (VSH).

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

En promedio, el ángulo de oscilación es de 5-10 o, y en el modo de autorrotación es negativo e igual a 8-12 o en el plano de rotación HB. Las siguientes fuerzas actúan sobre la hoja:

La fuerza de arrastre X l, aplicada 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 del HB;

La fuerza de inercia Fin, dirigida perpendicularmente al eje del álabe y opuesta a la aceleración, se aplica en el centro de masa del álabe;

Fuerzas de Coriolis de signo alterno 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 usa para aumentar la velocidad angular de rotación.

Por lo tanto, cuando la hoja se balancea hacia arriba, el radio r ц2 del centro de masa de la hoja y la velocidad circunferencial disminuyen, aparece la aceleración de Coriolis, que tiende a acelerar la rotación y, por lo tanto, la fuerza, la fuerza de Coriolis, que hace girar la hoja hacia adelante en relación a la bisagra vertical. Con una disminución en el ángulo de carrera, la aceleración de Coriolis y, por lo tanto, la fuerza, se dirigirán contra la rotación. La fuerza de Coriolis es directamente proporcional al peso de la pala, la velocidad de rotación de la HB, la velocidad angular de la carrera y el ángulo de carrera.

Las fuerzas anteriores forman momentos que deben equilibrarse en cada acimut del recorrido de la hoja.

. (12.15.)

Fig.12.13.. Equilibrio de la hoja con respecto a la bisagra vertical (VSH).

Ocurrencia de momentos en NV.

Durante el funcionamiento de la NV surgen los siguientes puntos:

El par M k, creado por las fuerzas de resistencia aerodinámica de las palas, está determinado por los parámetros de HB;

El momento reactivo M p se aplica a la caja de cambios principal ya través del marco de la caja de cambios en el fuselaje.;

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

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

En modos de vuelo de estado estable M to = M p = - M dv.

El par HB a veces se identifica con el par reactivo HB o con el par motor, pero como se puede ver en lo anterior, la esencia física de estos momentos es diferente.

Zonas críticas de flujo alrededor de NV.

Con soplado oblicuo en NV, se forman las siguientes zonas críticas (Fig. 12.14.):

Zona de flujo inverso;

Zona de puestos;

Zona de crisis de olas;

Zona de rebobinado. En la región de azimut 270 0 en vuelo horizontal, se forma una zona en la que las secciones de tope de las palas vuelan no desde el frente, 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 parada. En vuelo con un acimut de 270 0 - 300 0 en los extremos de las palas, debido al movimiento hacia abajo de la pala, los ángulos de ataque de la sección de la pala aumentan. Este efecto se potencia con un aumento en la velocidad del vuelo del helicóptero, porque. al mismo tiempo, aumentan la velocidad y la amplitud del movimiento de aleteo de las palas. Con un aumento significativo en el cabeceo de HB 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 en la sustentación y un aumento en la resistencia de las palas situadas en esta zona. El empuje del rotor principal en este sector cae y con un gran exceso de velocidad de vuelo en el HB, aparece un momento de escora importante.

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

C ho \u003d C xtr + C xv. (12.18.)

La resistencia de onda puede ser varias veces mayor que la resistencia de fricción, y dado que Las ondas de choque en cada pala aparecen cíclicamente y durante un corto período de tiempo, lo que provoca la vibración de la pala, que aumenta con el aumento de la velocidad de vuelo. Las zonas críticas de flujo alrededor del rotor principal reducen el área efectiva del rotor principal, y por ende el empuje del HB, empeoran las características aerodinámicas y operativas del helicóptero en su conjunto, por lo tanto, las limitaciones de los vuelos en helicóptero en términos de velocidad. están asociados 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 funcionando.

Cuando el helicóptero desciende en este modo, a cierta distancia debajo del HB se forma una superficie a-a, donde la velocidad inductiva de retroceso se vuelve igual a la velocidad de descenso V y (Fig. 12.15). Al llegar a esta superficie, el flujo inductivo gira hacia el HB, es parcialmente captado por este y es arrojado nuevamente hacia abajo. Con un aumento en V y , la superficie a-a se aproxima a HB, y a una cierta velocidad crítica de descenso, casi todo el aire expulsado es nuevamente absorbido por el rotor principal, formando un toroide de vórtice alrededor del tornillo. Se establece el régimen de anillo de vórtice.

Figura 12.14. Zonas críticas de flujo alrededor de NV.

En este caso, el empuje total HB disminuye, la tasa de declinación vertical V y aumenta. La interfaz a-a se rompe periódicamente, los vórtices del toro cambian bruscamente la distribución de la carga aerodinámica y la naturaleza del movimiento de aleteo de las palas. Como resultado, el empuje del HB se vuelve pulsante, el helicóptero se sacude y se balancea, la eficiencia del control se deteriora, 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, más intenso se manifiesta el modo de anillo de vórtice. descenso 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 alas giratorias en la que la hélice crea sustentación y empuje. El rotor principal se utiliza para mantener y mover el helicóptero en el aire. Cuando gira en un plano horizontal, el rotor principal crea un empuje (T) dirigido hacia arriba, actúa como una fuerza de elevación (Y). Cuando el empuje del rotor principal es mayor que el peso del helicóptero (G), el helicóptero se levantará del suelo sin una carrera de despegue y comenzará un ascenso vertical. Si el peso del helicóptero y el empuje del rotor principal son iguales, el helicóptero colgará inmóvil en el aire. Para el descenso vertical basta con que el rotor principal empuje algo menos que el peso del helicóptero. El movimiento de traslación del helicóptero (P) se proporciona inclinando el plano de rotación del rotor principal utilizando el sistema de control del rotor. La inclinación del plano de rotación de la hélice provoca una correspondiente inclinación de la fuerza aerodinámica total, mientras que su componente vertical mantendrá al helicóptero en el aire, y la componente horizontal hará que el helicóptero se traslade en la dirección correspondiente.

Fig 1. Esquema de la distribución de fuerzas.

Diseño de helicóptero

El fuselaje es la parte principal de la estructura del helicóptero, que sirve para conectar todas sus partes en un todo, así como para acomodar a la tripulación, los pasajeros, la carga y el equipo. Tiene vigas de cola y extremos 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 las hélices 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 (HB) se utiliza para mantener y mover el helicóptero en el aire y consta de palas y un cubo de rotor principal. El rotor de cola sirve para equilibrar el momento reactivo 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, equilibrando el momento reactivo del rotor principal. Para girar el helicóptero, basta con cambiar el valor del empuje del rotor de cola. El rotor de cola también consta de palas y casquillos. El rotor principal está controlado por un dispositivo especial llamado plato cíclico. El rotor de cola está controlado por pedales. Los dispositivos de despegue y aterrizaje sirven de apoyo al helicóptero cuando está estacionado y aseguran el movimiento del helicóptero en tierra, despegue y aterrizaje. Para mitigar golpes y golpes, están equipados con amortiguadores. Los dispositivos de despegue y aterrizaje se pueden fabricar en forma de tren de aterrizaje con ruedas, flotadores y esquís.

Fig.2 Las partes principales del helicóptero:

1 - fuselaje; 2 - motores de aviones; 3 — rotor (sistema portador); 4 - transmisión; 5 — rotor de cola; 6 - viga final; 7 - estabilizador; 8 — botalón de cola; 9 - chasis

El principio de crear fuerza de sustentación por la hélice y el sistema de control de la hélice

en vuelo verticalLa fuerza aerodinámica total del rotor principal se expresa como el producto de la masa de aire que fluye a través de la superficie barrida por el rotor principal en un segundo y la velocidad del chorro saliente:

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

De hecho, la fuerza de empuje del tornillo es igual a la fuerza de reacción cuando se acelera el flujo de aire.

Para que el helicóptero avance, se necesita un sesgo del plano de rotación del rotor, y el cambio en el plano de rotación no se logra inclinando el cubo del rotor principal (aunque el efecto visual puede ser solo eso), sino cambiando la posición de la hoja en diferentes partes de los cuadrantes del círculo circunscrito.

Las palas del rotor principal, que describen un círculo completo alrededor del eje durante su rotación, son impulsadas por el flujo de aire que se aproxima de diferentes maneras. Un círculo completo son 360º. Luego tomamos la posición trasera de la pala como 0º y luego cada giro completo de 90º. Así la pala en el rango de 0º a 180º es la pala que avanza, y de 180º a 360º la que retrocede. El principio de tal nombre, creo, es claro. El álabe que avanza se mueve hacia el flujo de aire entrante, y la velocidad total de su movimiento en relación con este flujo aumenta porque el propio flujo, a su vez, se mueve hacia él. Después de todo, el helicóptero vuela hacia adelante. En consecuencia, la fuerza de elevación también aumenta.

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

La cuchilla en retirada tiene la imagen opuesta. La velocidad con la que esta cuchilla, por así decirlo, "huye" de ella se resta de la velocidad del flujo que se aproxima. Como resultado, tenemos menos fuerza de elevación. Resulta una gran diferencia en las fuerzas en los lados derecho e izquierdo del tornillo y, por lo tanto, lo obvio momento de vuelco. En este estado de cosas, el helicóptero, al intentar avanzar, tenderá a volcar. Tales cosas tuvieron lugar durante la primera experiencia de creación de helicópteros.

Para evitar que esto suceda, el diseñador usó un truco. El hecho es que las palas del rotor principal están fijadas al manguito (este es un conjunto tan masivo montado en el eje de salida), pero no rígidamente. Están conectados a él con la ayuda de bisagras especiales (o dispositivos similares a ellos). Las bisagras son de tres tipos: horizontales, verticales y axiales.

Ahora veamos qué sucederá con la cuchilla, que está articulada al eje de rotación. Entonces, nuestra cuchilla gira a una velocidad constante sin ningún control externo..

Arroz. 4 Fuerzas que actúan sobre una pala suspendida de un cubo de hélice articulado.

Desde De 0º a 90º aumenta la velocidad del flujo alrededor de la pala, lo que significa que también aumenta la fuerza de elevación. ¡Pero! Ahora la hoja está suspendida en una bisagra horizontal. Como resultado del exceso de elevación, girando en una bisagra horizontal, comienza a elevarse hacia arriba (los expertos dicen que "se balancea"). Al mismo tiempo, debido a un aumento en la resistencia (después de todo, la velocidad del flujo ha aumentado), la pala se desvía hacia atrás, retrasando la rotación del eje de la hélice. Para esto, el ball-nir vertical también sirve.

Sin embargo, al balancearse, resulta que el aire en relación con la pala también adquiere cierto movimiento hacia abajo y, por lo tanto, el ángulo de ataque en relación con el flujo que se aproxima disminuye. Es decir, el crecimiento del exceso de sustentación se ralentiza. Esta desaceleración se ve afectada adicionalmente por la ausencia de una acción de control. Esto significa que el eslabón del plato oscilante unido a la pala mantiene inalterable su posición, y la pala, al oscilar, se ve obligada a girar en su articulación axial, sujeta por el eslabón y, por tanto, reduciendo su ángulo de instalación o ángulo de ataque con respecto al flujo que se aproxima. (La imagen de lo que sucede en la figura. Aquí Y es la fuerza de sustentación, X es la fuerza de arrastre, Vy es el movimiento vertical del aire, α es el ángulo de ataque).

Fig.5 La imagen del cambio en la velocidad y el ángulo de ataque del flujo que se aproxima durante la rotación de la pala del rotor principal.

Al punto El exceso de sustentación de 90º seguirá aumentando, pero con una desaceleración creciente debido a lo anterior. Pasados ​​los 90º, esta fuerza disminuirá, pero debido a su presencia, la pala seguirá subiendo, aunque más lentamente. Alcanzará su altura de oscilación máxima ya varias veces sobre el punto de 180º. Esto se debe a que la pala tiene 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 cae y la fuerza centrífuga, junto con la fuerza del peso, comienzan a bajarlo. Sin embargo, al mismo tiempo, aumentan los ángulos de ataque para el flujo que se aproxima (ahora el aire ya se está moviendo hacia arriba con respecto a la pala), y el ángulo de instalación de la pala aumenta debido a la inmovilidad de las varillas. plato oscilante helicóptero . Todo lo que sucede mantiene la sustentación de la pala en retirada en el nivel requerido. La hoja continúa descendiendo y alcanza su altura de carrera mínima en algún lugar después del punto 0º, nuevamente debido a las fuerzas de inercia.

Así, las palas de un helicóptero, cuando gira el rotor principal, parecen “agitar” o incluso decir “revolotear”. Sin embargo, es poco probable que notes este aleteo, por así decirlo, a simple vista. La elevación de las palas hacia arriba (así como su desviación hacia atrás en la bisagra vertical) es muy pequeña. El hecho es que la fuerza centrífuga tiene un efecto estabilizador muy fuerte en las palas. La fuerza de elevación, por ejemplo, es 10 veces mayor que el peso de la hoja y la fuerza centrífuga es 100 veces. Es la fuerza centrífuga la que convierte a primera vista una pala "suave" que se dobla en una posición estacionaria en un elemento rígido, 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 describe un cono durante la rotación, aunque es muy suave. La base de este cono es plano de giro del tornillo(Ver foto 1.)

Para darle movimiento de traslación al helicóptero, debe inclinar este plano para que aparezca la componente horizontal de la fuerza aerodinámica total, es decir, el empuje horizontal de la hélice. En otras palabras, debe inclinar todo el cono imaginario de rotación del tornillo. Si el helicóptero necesita moverse hacia adelante, entonces el cono debe inclinarse hacia adelante.

Basado en la descripción del movimiento de la pala durante la rotación de la hélice, esto significa que la pala en la posición de 180º debe descender, 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). Cosas similares deberían ocurrir cuando el helicóptero se mueve en otras direcciones. Solo en este caso, por supuesto, se producirán cambios similares en la posición de las cuchillas en otros puntos de esquina.

Es 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 gradualmente, cíclicamente. llamado ángulo de instalación cíclica de la hoja ( paso cíclico). Hago hincapié en este nombre porque también hay un paso de hélice común (ángulo de paso total). Cambia simultáneamente en todas las palas por la misma cantidad. Esto generalmente se hace para aumentar la sustentación general del rotor principal.

Tales acciones se realizan plato oscilante helicóptero . Cambia el ángulo de instalación de las palas del rotor principal (paso de la hélice), haciéndolas girar en las bisagras axiales por medio de varillas adosadas a ellas. Por lo general, siempre hay dos canales de control: cabeceo y balanceo, así como un canal para cambiar el paso total del rotor principal.

Terreno de juego significa la posición angular de la aeronave en relación con su eje transversal (morro arriba y abajo), akren, respectivamente, en relación con su eje longitudinal (inclinación izquierda-derecha).

estructuralmente plato oscilante helicóptero hizo bastante difícil, pero es bastante posible explicar su estructura usando el ejemplo de una unidad similar de un modelo de helicóptero. La máquina modelo, por supuesto, es más simple que su hermano mayor, pero el principio es absolutamente el mismo.

Arroz. 6 modelo de plato cíclico de helicóptero

Este es un helicóptero de dos palas. La posición angular de cada pala se controla a través de las varillas6. Estas varillas están conectadas a la llamada placa interior2 (hecha de metal blanco). Gira junto con el tornillo y en estado estacionario es paralelo al plano de rotación del tornillo. Pero puede cambiar su posición angular (inclinación), ya que está fijado en el eje del tornillo a través de un rodamiento de bolas3. Al cambiar su inclinación (posición angular), actúa sobre las varillas6, que a su vez actúan sobre las palas, haciéndolas girar en articulaciones 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 cabeceo4 y del canal de balanceo5. Cambiando su inclinación bajo la influencia del control, el plato exterior cambia la inclinación del plato interior y, como resultado, la inclinación del plano de rotación del rotor principal. 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 usando un mecanismo7. En este caso, el ángulo de instalación cambia inmediatamente en ambas palas.

Para una mejor comprensión, pongo unas cuantas ilustraciones más del buje de tornillo con un plato cíclico.

Arroz. 7 Buje roscado con plato oscilante (esquema).

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

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

FÍSICA DEL ROTOR

Gran coche - helicóptero! Cualidades notables lo hacen indispensable en miles de casos. Solo un helicóptero es capaz de despegar y aterrizar verticalmente, colgando inmóvil en el aire, moviéndose hacia los lados e incluso con la cola por delante.

¿Por qué oportunidades tan maravillosas? ¿Cuál es la física de su vuelo?Vamos a intentar responder brevemente a estas preguntas.

La hélice de un helicóptero genera sustentación. Las palas de la hélice son los mismos hocicos. Instalados 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 la rarefacción se produce por encima. Cuanto mayor sea esta diferencia, mayor será la fuerza de elevación. Cuando la fuerza de sustentación supera el peso del helicóptero, este despega, si ocurre lo contrario, el helicóptero desciende.

Si en el ala de un avión, la elevación se produce solo cuando el avión se está moviendo, entonces en el "ala" de un helicóptero aparece incluso cuando el helicóptero está parado: el "ala" se está moviendo. Esto es lo principal.

Pero entonces el helicóptero ganó altura. Ahora necesita volar hacia adelante. ¿Cómo hacerlo? ¡El tornillo crea empuje solo hacia arriba! Echemos un vistazo a este momento en la cabina. Empujó la palanca de control lejos de él. El helicóptero se inclinó ligeramente sobre su morro y voló hacia adelante. ¿Por qué?

La palanca de control está conectada a un dispositivo ingenioso: una transferencia automática. Este mecanismo, extremadamente conveniente para el control de helicópteros, fue inventado por el académico B. N. Yuryev en sus años de estudiante. Su dispositivo es bastante complicado, y el propósito es el siguiente: permitir al piloto cambiar a voluntad el ángulo de inclinación de las palas hacia el horizonte.

Es fácil comprender que durante el vuelo horizontal de un helicóptero, la presión de sus palas se mueve en relación con el aire circundante a diferentes velocidades. Esa cuchilla, que avanza, se mueve hacia el flujo de aire y retrocede, a lo largo del flujo. Por lo tanto, la velocidad de la pala, y con ella la fuerza de sustentación, será mayor cuando la pala avance. La hélice tenderá a poner el helicóptero de costado.

Para evitar que esto sucediera, los nonstruntors conectaron las palas al eje de forma móvil, sobre bisagras. Luego, la hoja que avanzaba con una mayor fuerza de elevación comenzó a elevarse, a ondear. Pero este movimiento ya no se transmitía al helicóptero, volaba tranquilo. 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, debe cambiar la dirección de la fuerza de empuje de la hélice, hacer que el helicóptero se mueva horizontalmente. Esto hizo posible hacer un 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 inclinado, comienza a moverse hacia adelante.

Un aparato de control de helicópteros tan confiable y conveniente no se creó de inmediato. Tampoco apareció de inmediato un dispositivo para controlar la dirección del vuelo.

Por supuesto, sabes que un helicóptero no tiene timón. Sí, no necesita un helicóptero. Se reemplaza por una pequeña hélice montada en la cola. El piloto habría intentado apagarlo, el helicóptero se habría girado solo. Sí, giró para que comenzara a girar cada vez más rápido en la dirección opuesta a la rotación del rotor principal. Esto es consecuencia del momento reactivo que se produce cuando el rotor gira. El rotor de cola no permite que la cola del helicóptero gire bajo la influencia del momento reactivo, lo 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 completamente del rotor de cola, instalando dos rotores en helicópteros que giran uno hacia el otro. Los momentos reactivos en este caso, por supuesto, se destruyen.

Así es como vuela un "vehículo todo terreno aéreo" y un trabajador incansable: un helicóptero.

§ 1. Propósito y tipos de hélices
El propósito de una hélice es convertir el par transmitido por el motor en fuerza aerodinámica. La formación de la fuerza aerodinámica se explica por la tercera ley de la mecánica. La hélice durante su rotación captura y desecha cierta masa de aire. Esta masa, resistiendo el contragolpe, empuja la hélice junto con la aeronave en la dirección opuesta a la dirección del contragolpe.
La razón de la creación de la fuerza aerodinámica de la hélice es la reacción de la masa de aire lanzada por la hélice.
Las hélices de las aeronaves se utilizan para crear el empuje necesario para el movimiento hacia adelante de la aeronave.
El rotor principal del helicóptero se utiliza para crear la sustentación necesaria para mantener el helicóptero en el aire y el empuje necesario para el movimiento de traslación del helicóptero. Como se mencionó, una de las ventajas de un helicóptero es su capacidad de moverse en cualquier dirección. La dirección de movimiento del helicóptero a depende de dónde se incline la fuerza de empuje del rotor principal: hacia adelante, hacia atrás o hacia los lados (Fig. 1.32).
El rotor principal proporciona control y estabilidad del helicóptero en todos los modos. Por lo tanto, el rotor principal realiza simultáneamente el papel del ala, el tornillo de tracción y los controles principales.
Los rotores de cola de los helicópteros sirven para equilibrar el momento del chorro y el control direccional del helicóptero.

§ 2. Principales parámetros que caracterizan el rotor principal
Los principales parámetros que caracterizan el rotor principal de un helicóptero son:
Número de cuchillas. Los helicópteros modernos utilizan hélices de tres, cuatro y cinco palas. Un aumento en el número de palas perjudica el funcionamiento del rotor principal debido a la influencia mutua dañina de las palas. La reducción del número de palas (menos de tres) conduce a una naturaleza pulsante del empuje generado por la hélice y aumenta las vibraciones del helicóptero en vuelo. Diámetro del rotor D: el diámetro del círculo descrito por los extremos de las palas durante la rotación. El radio de este círculo se denota con la letra R y se llama radio del rotor. La distancia desde el eje de rotación del rotor principal hasta la sección en cuestión se indica con la letra r (Fig. 1.33).

Los cálculos muestran que para 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 del diámetro está asociado a un aumento del peso de la hélice, a la gran dificultad de asegurar la resistencia de las palas, a la complejidad de la tecnología de fabricación de las palas, a un aumento de la longitud de las pluma de cola, etc.
Por lo tanto, al desarrollar un helicóptero, se selecciona un 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 de barrido porque esta área puede considerarse como una cierta superficie de apoyo, similar al ala de un avión debido a la viscosidad e inercia del aire, que forma un chorro común cuando fluye a través del área barrida por la 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:
FomR=G/Fohmio(kg/m2).
Un aumento de p conduce a una disminución de la altitud máxima de vuelo ya un aumento de la velocidad de descenso en el modo de autorrotación del rotor principal.
Para helicópteros modernos P=12-:-45 kg/m2, o 118-:-440n/m2

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

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

Ángulo de ataque de la sección de pala a es el ángulo entre la cuerda del perfil y la dirección del flujo de aire que se aproxima en una sección dada. El valor del ángulo de ataque determina los valores de los coeficientes de fuerzas aerodinámicas.

Ángulo de instalación Ф llamado el ángulo entre la cuerda del perfil y el plano de rotación del rotor. El ángulo de instalación de las hélices de los helicópteros se mide a una distancia de 0,7 del radio de la hélice. Esta convención se introdujo debido a la presencia de torsión geométrica de las palas, por lo que todas las secciones de las palas tienen diferentes (disminuyendo hacia la extremo) ángulos de instalación. La necesidad de torsión geométrica se explica a continuación. En primer lugar, debido al aumento de la velocidad periférica hacia el extremo del álabe, existe una distribución desigual de las velocidades inductivas y, en consecuencia, de las fuerzas aerodinámicas a lo largo del álabe. Para garantizar una distribución más uniforme de la carga, se reduce el ángulo de instalación hacia el extremo de la cuchilla. En segundo lugar, en vuelo de traslación, debido al aumento del ángulo de ataque en una determinada posición de las palas, se produce una entrada en pérdida desde los extremos de las palas, la presencia de torsión geométrica empuja la entrada en pérdida hacia mayores velocidades de vuelo. Esta cuestión se considerará con más detalle a continuación.
El paso de la pala del rotor principal cambia cuando gira en la articulación axial, es decir alrededor del eje longitudinal.
Estructuralmente, el rotor principal está diseñado para que todas sus palas en la articulación axial puedan 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 hay una cierta carga.
Introduzcamos el concepto: el ángulo de ataque del rotor principal A, por 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 entra en el plano de rotación del rotor principal desde abajo (Fig. 1.36), el ángulo de ataque se considera positivo, si es 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 acimut de la pala. Durante el vuelo de un helicóptero, el movimiento de rotación de las palas del rotor principal se suma al movimiento de traslación de todo el helicóptero en su conjunto. Por esta razón, las condiciones de funcionamiento de las palas dependen más de su posición con respecto a la dirección de vuelo. Para evaluar las características del funcionamiento de las palas, en función de su posición, se introduce el concepto de posición acimutal de la pala.
El ángulo de la posición azimutal de la pala es el ángulo entre la dirección de vuelo y el eje longitudinal de la pala (Fig. 1.37).

Es habitual considerar f=0 si el eje longitudinal de la pala coincide con la dirección del flujo de aire que se aproxima. Cabe señalar (dado que el helicóptero puede moverse hacia delante, 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. Es costumbre contar en la dirección de rotación del rotor principal. Es obvio que el valor del ángulo de la posición acimutal de la pala para una revolución varía de 0 a 360° (de 0 a 2n).
El número de revoluciones del rotor principal. Debido al hecho de que los rotores principales de los helicópteros son hélices de gran diámetro, su número de revoluciones es pequeño: 100-600 rpm.
Los cálculos muestran que para tener una hélice con el mayor empuje posible (para una potencia dada), 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 del tornillo aumentará unas cinco veces).
Para una hélice en particular, el empuje aumenta al aumentar la velocidad, pero esto requiere un aumento en la potencia de entrada.
El número de revoluciones del rotor principal está limitado por la crisis de las olas que ocurre principalmente en los extremos de las palas que se mueven hacia el flujo que se aproxima (cerca del acimut rj = 90°).
Para evitar grandes pérdidas al vencer 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 circunferenciales de los extremos de las palas alcanzan los 200-250 m/s.
§ 3. Fuerza de tracción de un rotor ideal en flujo axial
Una hélice ideal es una hélice en la que no se tienen en cuenta las pérdidas por fricción ni los remolinos del chorro detrás de la hélice. 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 opera mientras está suspendido, levantando y bajando verticalmente el helicóptero.
El rotor principal aspira aire a una velocidad U1 y lo expulsa a una velocidad U2. Las velocidades U1 y U2 se denominan velocidades inductivas (figura 1.38).

Si la velocidad del flujo alrededor del tornillo es igual a V, entonces se vuelve igual a V + U1 delante del tornillo y V + U2 detrás del tornillo.
La masa de aire, habiendo pasado el área barrida, recibe una aceleración j bajo la acción de la fuerza F creada por la hélice. Con base en la tercera ley de la mecánica, con la misma magnitud, pero con una fuerza T de dirección opuesta, el aire actúa sobre el rotor principal. La fuerza T es el empuje de la hélice. Con base en la segunda ley de la mecánica, T = mj, la masa de aire que pasa a través del área de barrido se puede determinar multiplicando el volumen por la densidad de masa. N. E. Zhukovsky demostró teóricamente y confirmó experimentalmente que la velocidad inductiva de lanzamiento es dos veces mayor que la velocidad inductiva de succión. En otras palabras, la velocidad inductiva 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 empíricamente y es igual a 8-15 m/s.
De la fórmula de empuje obtenida se deduce que la fuerza de empuje del rotor principal depende de la densidad de masa del aire, el área de barrido y la velocidad de succión inductiva.
Con un aumento en la altitud de vuelo o un aumento en la temperatura del aire ambiente, la densidad de masa P y, en consecuencia, la fuerza de empuje disminuyen. A medida que aumentan 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 tornillo en particular.
La fuerza de empuje del rotor principal 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 generada 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 la 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 a la rotación del elemento ΔQ.
Esto se explica por el hecho de que la fuerza de sustentación se dirige perpendicularmente al flujo incidente en la sección, la fuerza de arrastre se dirige a lo largo del flujo, la fuerza de empuje es perpendicular al plano de rotación del elemento y la fuerza de resistencia a la rotación se encuentra en el plano de rotación.
§ 4. La fuerza de empuje del rotor principal en flujo oblicuo
El modo de flujo oblicuo se entiende como un modo en el que el flujo de aire se dirige en algún ángulo arbitrario de ataque 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 a lo largo de una trayectoria inclinada.

Para simplificar el problema en estudio, primero consideramos 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 que se aproxima V se suma a la velocidad de succión u y da la velocidad resultante V1 (Fig. 1.41). Es obvio que V>u1.

De la fórmula se puede ver que a la misma velocidad de retroceso U2, el empuje de la hélice con flujo lateral es mayor que con flujo axial. Físicamente, esto se explica por el aumento de la segunda masa de aire que circula por el área barrida por la hélice.
Cuando consideramos un caso más general de flujo oblicuo, cuando el aire se acerca al avión barrido por la hélice en algún ángulo de ataque arbitrario del rotor principal A, obtenemos una imagen similar. Solo es necesario tener en cuenta que en cada caso específico la velocidad del aire resultante que fluye hacia el plano del rotor debe ser igual a la suma geométrica de la velocidad de flujo libre y la velocidad de succión.
§ 5. Cambio de la fuerza de empuje del rotor principal.
en flujo oblicuo, dependiendo de la posición azimutal de las palas
Con un flujo oblicuo alrededor del rotor principal, la velocidad del flujo alrededor de las palas es la suma de la velocidad 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 del álabe. Tenga en cuenta que el componente de velocidad del flujo que se aproxima dirigido a lo largo de la pala no participa en la creación de sustentación. La velocidad periférica de la sección final es igual a wR. Deje que la velocidad del flujo que se aproxima sea igual a V. Expandamos esta velocidad en una dirección a lo largo de la hoja y perpendicular a ella (Fig. 1.42).

En el azimut 90° se convierte en +V y en el azimut 270° se convierte en -V. Así, durante una revolución del álabe, la velocidad de su flujo alcanza un máximo en un acimut de 90° y un mínimo en un acimut de 270°.
De la fórmula vemos que la fuerza de empuje de la pala es un valor variable y depende del acimut. Adquiere su valor máximo en el acimut de 90°, cuando a la velocidad de vuelo se le suma el valor de la velocidad circunferencial, el valor mínimo - en el acimut de 270°, cuando a la velocidad periférica se le resta la velocidad de vuelo.
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 una hélice de dos palas provoca un aumento de la vibración del helicóptero y, por lo 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 los empujes de tres palas que están separadas 120° en azimut entre sí. Cálculos matemáticos elementales muestran que para hélices con tres o más palas, la componente variable desaparece y el empuje total se convierte en un valor constante, independiente del acimut.
Es muy importante tener en cuenta que la fuerza de empuje total del rotor principal con palas fijadas rígidamente en el 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 sustentación de los álabes que se mueven contra el flujo es mayor que la de los álabes que se mueven en la dirección del flujo, y como resultado de la suma geométrica, la resultante de las fuerzas de sustentación se desplaza hacia el aspas moviéndose contra el flujo. La fuerza de empuje desplazada del rotor principal crea un momento de inclinación (balanceo) relativo al centro de gravedad del helicóptero (Fig. 1.43). Un rotor principal con palas rígidamente fijadas inevitablemente volcaría el helicóptero en un intento de crear una velocidad de traslación significativa.
Además del momento de escora, que tiende a volcar el helicóptero con respecto al eje longitudinal, con el soplado oblicuo del rotor principal, también surge un momento longitudinal, girando el plano de rotación del rotor principal con respecto al eje transversal al aumentar el ángulo de ataque. La ocurrencia de este momento se explica por el hecho de que las condiciones para el flujo alrededor de los álabes 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 de cobracing. La magnitud del momento longitudinal de la hoja elástica aumenta adicionalmente debido a la flexión hacia arriba de las hojas bajo la acción de las fuerzas de elevación debido al hecho de que el contraflujo actúa sobre la hoja ubicada en la región de azimut de 180 ° desde abajo, mientras que en la Fig. 1.43.

Ocurrencia de momento de vuelco en la hélice con palas rígidamente fijadas
la hoja ubicada en la región de azimut 0 ° - desde arriba (Fig. 1.44). La eliminación de los efectos nocivos del vuelco y los momentos longitudinales se lleva a cabo mediante una suspensión articulada.

cuchillas
§ 6. Arrastre del rotor en flujo oblicuo
El plano barrido por el rotor se considera como la superficie de apoyo. Esta superficie crea sustentación y arrastre debido al flujo de aire que se aproxima. La resistencia del rotor principal, por analogía con el ala, consta de un perfil y uno inductivo.
Con flujo axial, las resistencias de perfil de las palas en todos los acimutes son las mismas y su resultante es cero.

El significado físico de la aparición de la resistencia del perfil en oblicua.
El flujo se puede representar de la siguiente manera.
Durante una revolución, la resistencia de la hoja cambia periódicamente,
alcanzando su máximo en el azimut 90° y mínimo en el azimut 270°. La diferencia entre las resistencias de las palas de "avance" y "retroceso" da una fuerza dirigida en la dirección opuesta al movimiento del helicóptero. Esta fuerza es la resistencia de perfil del rotor principal X pr (Fig. 1.45). La resistencia inductiva del rotor principal puede explicarse por la misma
las mismas razones que cuando fluyen alrededor de un ala, es decir, la formación de vórtices, que consumen la energía del flujo. El arrastre del rotor principal es la suma del perfil y el inductivo X nv \u003d X pr + X en
El valor de la resistencia del rotor principal depende de la forma del perfil de las palas, el ángulo de su 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 cuando se vuela en el modo de autorrotación.

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

270 ° tal flujo será para 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 diferentes valores de φ, es fácil obtener de este último
Expresiones para la zona de reflujo. Es fácil verificar que esta zona es un círculo con un diámetro de d = V / w, ubicado en un disco barrido por el rotor principal (Fig. 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 hacia abajo, lo que reduce el empuje del rotor principal y conduce a un aumento en

vibraciones de las palas y de todo el helicóptero. A medida que aumenta la velocidad de vuelo, aumenta la zona de flujo inverso.
El valor de la zona de flujo inverso se puede estimar mediante el coeficiente característico del modo de funcionamiento del rotor principal m.
coeficiente de las características del modo de operación del rotor principal comprender la relación entre la velocidad del movimiento de traslación y la circunferencial
velocidad de la punta de la hoja.
El coeficiente muestra qué parte de la pala, situada 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 hoja opera en condiciones de inversión
flujo, y el diámetro de la zona de flujo inverso es el 25% del radio del rotor.
§ 8 Pérdida de energía por el rotor principal. Eficiencia relativa de la hélice
Al derivar la fórmula para el empuje de una hélice ideal (§ 3 de este capítulo), despreciamos todos los tipos de pérdidas. Cuando una hélice real está operando en condiciones de operación, aproximadamente el 30% de la potencia requerida para su rotación se gasta en vencer la resistencia del perfil de las palas. El valor de las pérdidas del perfil depende de la forma del perfil y del estado de la superficie.
Analizando el funcionamiento de una hélice ideal, asumimos que la velocidad inductiva en todos los puntos del área de barrido es la misma. Pero no lo es. Cerca del álabe, la velocidad inductiva es mayor que en los espacios entre los álabes. Además, la velocidad inductiva cambia a lo largo del álabe, aumentando con el aumento del radio de la sección, debido a un aumento de la velocidad circunferencial de la sección (Fig. 1.47). Por lo tanto, el campo de velocidades inductivas creadas por el rotor principal no es uniforme.

Los filamentos de aire vecinos se mueven a diferentes velocidades, por lo que debido a la influencia de la viscosidad del aire, se producen pérdidas por flujo desigual o pérdidas inductivas, que son alrededor del 6% de la potencia requerida. Una forma de reducir estas pérdidas es el giro geométrico de las palas.
El rotor principal no solo desecha una masa de aire, creando así empuje, sino que también hace girar el chorro. La pérdida por remolino del chorro es aproximadamente el 0,2% de la potencia suministrada a la hélice.
Debido a la diferencia de presión por debajo y por encima del plano de rotación de la hélice, el aire fluye de abajo hacia arriba a lo largo de la circunferencia del disco del rotor principal. Por esta razón, algún anillo angosto ubicado alrededor de la circunferencia del avión barrido por el rotor principal no participa en la creación del empuje (Fig. 1.48). Las partes a tope de las palas, donde se ubican los puntos de unión, tampoco participan en la creación de la fuerza de empuje. En total, las pérdidas finales y a tope son aproximadamente el 3% de la potencia requerida.
Debido a la presencia de estas pérdidas, la potencia necesaria para hacer girar una hélice real, que genera un empuje igual al de una hélice ideal, es mayor.
Se puede juzgar qué tan exitoso es este o aquel tornillo real desde el punto de vista de garantizar un mínimo de pérdidas

según la eficiencia relativa del rotor r| 0 , que es la relación entre la potencia requerida para rechazar el aire y obtener un empuje dado, y la potencia realmente gastada en la rotación de una hélice real que crea el mismo empuje.

§ 9. Suspensión articulada de palas de rotor
En el § 2 de este capítulo se indicó que los rotores principales tienen bisagras axiales, que sirven para cambiar el paso de la hélice en vuelo. ¿El cambio de paso se logra girando las palas alrededor de las bisagras axiales dentro de los límites? = 0-15° Además de las bisagras axiales, los tornillos tienen bisagras horizontales y verticales.
La bisagra horizontal (GSh) permite que la hoja se desvíe en el plano vertical. Gracias a
Con esta bisagra, la hoja tiene la capacidad de oscilar hacia arriba cuando se mueve hacia el flujo y hacia abajo cuando se mueve en la dirección del flujo. Por lo tanto, la bisagra horizontal permite que las palas vuelen.
El ángulo encerrado entre el eje de la pala y el plano del cubo de la hélice se llama ángulo de carrera?. 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 con una fuerte caída de la velocidad y, en consecuencia, con una disminución inaceptable de la fuerza centrífuga de la cuchilla.
Cuando el helicóptero está estacionado, cuando el rotor principal no gira o gira a baja velocidad, los extremos de las palas se doblan hacia abajo debido a su peso, y si la pala se apoya contra el tope inferior, entonces un golpe en la pluma de cola o fuselaje. es posible. Por eso, además del tope inferior, también hay un limitador de voladizo especial, que, a bajas velocidades, no permite que la pala baje demasiado y golpee el helicóptero.
Con un aumento de 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 volar hasta el tope inferior.
La bisagra vertical (VSH) proporciona la desviación de la hoja en relación con el manguito en el plano
rotación del tornillo. Se mostrará a continuación que cuando el rotor principal gira, la pala puede alejarse de la posición neutra (radial) hacia atrás o hacia adelante en un cierto ángulo. Este ángulo se llama ángulo retrasado (de avance) y se denota con la letra ?. El valor de este ángulo está limitado por paradas. ¿La hoja puede dar marcha atrás? = 10-:-18° y hacia adelante? = 6-:-8°*.
La presencia de bisagras horizontales y verticales supone un cambio significativo en el funcionamiento del portabicicletas
tornillo.

* En las descripciones técnicas, el valor del ángulo de atraso (avance) no se da en relación con la posición radial de la cuchilla, sino con respecto a la perpendicular a la bisagra horizontal.
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Primero, es necesario notar 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 sustentación de las palas en diferentes acimutes, lo que permite eliminar el vuelco y el cabeceo del helicóptero durante el vuelo de traslación. Finalmente, las secciones a tope de las palas se descargan de los grandes momentos de flexión que se producen cuando las palas están incrustadas de forma rígida.
§ 10. Bisagra horizontal (GSh)
Considere el equilibrio de la hoja en relación con la bisagra horizontal, es decir, las fuerzas que actúan sobre la parte inferior.
boca en un plano perpendicular al plano de rotación (Fig. 1.49).

En este plano, las siguientes fuerzas actúan sobre la hoja: (Gl - peso; Yl - fuerza de elevación; Fts. b -
fuerza centrífuga.
La fuerza de elevación es de 10 a 15 veces el peso de la hoja. La más grande es la fuerza centrífuga, que supera el peso de la cuchilla entre 100 y 150 veces. En la posición de equilibrio, la suma de los momentos de todas las fuerzas que actúan sobre el álabe en relación con el GS debe ser igual a cero. En otras palabras, la resultante de estas fuerzas debe pasar por el eje GS.
Durante la rotación, la hoja describe una superficie cercana al cono y, por lo tanto, el ángulo de carrera se denomina ángulo de inclinación.

Con flujo axial, paso y revoluciones constantes, el valor del ángulo
la forma cónica es bastante definida. Si, por ejemplo, aumentamos

inclinación de la pala, luego, bajo la acción del mayor momento de la fuerza de elevación, la pala comenzará a desviarse hacia un aumento en el ángulo de giro.
A medida que aumenta el ángulo de carrera, también aumenta el par.
la fuerza centrífuga previene la desviación de la hoja, y cuando se restablece el equilibrio, la hoja girará con un gran ángulo de aleta.
Con un flujo oblicuo en acimutes de 0-180°, la pala se mueve hacia el flujo, y en acimutes de 180-360°, en la dirección del flujo. El álabe que se mueve hacia el flujo recibe un aumento de sustentación y oscila hacia arriba, ya que el momento de sustentación es mayor que el momento de la fuerza centrífuga (se desprecia el momento de peso debido a valores pequeños).
Cuando la pala se mueve en la dirección del flujo, la fuerza de elevación disminuye y, bajo la acción del momento.
fuerza centrífuga, oscila hacia abajo. Por lo tanto, en una revolución, la hoja se balancea hacia arriba y
girar hacia abajo.
La velocidad del flujo es mayor en el acimut de 90° y, por lo tanto, el aumento de sustentación es mayor aquí.
La fuerza de elevación mínima estará en el acimut de 270°, donde la velocidad del flujo es mínima y el efecto de la zona de reflujo es más pronunciado. Sin embargo, debido a la presencia del GS y los movimientos de aleteo de las palas, el aumento y la disminución de las fuerzas de sustentación en los acimutes indicados son relativamente pequeños. Esto se explica por un cambio en los ángulos de ataque de las palas batientes. De hecho, cuando la hoja gira hacia arriba, el ángulo de ataque disminuye y cuando gira hacia abajo, aumenta (Fig. 1.50). Por ello, se iguala la magnitud de los esfuerzos de sustentación en acimutes, lo que prácticamente elimina los momentos escorantes y longitudinales que actúan sobre el helicóptero.

Como resultado, debe decirse que el propósito de las bisagras horizontales es igualar las fuerzas de elevación de las palas en todos los acimutes y descargar las secciones a tope de los momentos de flexión. Las bisagras horizontales están estructuralmente separadas del eje de rotación del tornillo por una cierta distancia Lgsh (Fig. 1.51). En flujo axial, el eje del cono de revolución y el eje del manguito coinciden. Por lo tanto, las fuerzas centrífugas de las palas Ftsb, aplicadas condicionalmente al GSh, están mutuamente equilibradas. En un flujo oblicuo, el eje del cono y el eje del manguito no coinciden, y las fuerzas centrífugas se encuentran en diferentes planos (paralelos). Estas fuerzas en un cierto hombro c crean un momento M g.w = FtsbS, lo que mejora la capacidad de control del helicóptero. Además, el momento especificado en caso de desviación accidental del helicóptero con respecto al eje longitudinal o transversal tiene un efecto amortiguador, es decir, se dirige en la dirección opuesta a la desviación, lo que mejora la estabilidad del helicóptero.

§ 11. Obstrucción del cono de revolución con soplado oblicuo
En el párrafo anterior se indicó que debido a la presencia de bisagras horizontales, las palas oscilan hacia arriba en acimutes 0-180°, y hacia abajo en acimutes 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

la oscilación de inercia continúa no hasta el acimut de 180°, sino un poco más, la disminución - no hasta los 360°, y también un poco más. Además, cerca del acimut de 180° el flujo fluye hacia la pala desde abajo, y cerca del acimut de 360°. ° - desde arriba, lo que también contribuye al aumento continuo del ángulo de giro cerca del acimut de 180° y la disminución del ángulo de giro cerca del acimut de 360°.
La Figura 1.52, a muestra la dependencia experimental del ángulo de oscilación con el azimut, obtenida en la configuración B-1. Para el modelo de rotor de prueba con álabes rígidos a una velocidad de soplado oblicuo de 20 m/s, el ángulo de giro máximo estuvo en el azimut de 196°, y el mínimo, en el azimut de 22°. Esto significa que el eje del cono de revolución está inclinado hacia atrás y hacia la izquierda. El fenómeno de desviación del eje del cono de rotación del rotor principal durante el flujo oblicuo se denomina obstrucción del cono de rotación (Fig. 1.53).

Teóricamente, el cono del rotor principal con soplado oblicuo colapsa hacia atrás y hacia la izquierda. Este bloqueo también fue confirmado por el experimento anterior. Sin embargo, la dirección del bloqueo lateral se ve significativamente afectada por la deformación de las palas y la separación de las bisagras horizontales. La pala del rotor real no tiene suficiente rigidez y bajo la influencia de las fuerzas que actúan sobre ella
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fuertemente deformado - curvas y giros. El giro se produce en la dirección de ángulos de ataque decrecientes, en relación con los cuales el giro ascendente se detiene antes (Ф = 160 °). En consecuencia, la oscilación hacia abajo también se detiene antes (φ=340°).
La figura 1.52, b muestra la dependencia experimental del ángulo de oscilación a del acimut, obtenida en la configuración V-2. Al probar un modelo de hélice con palas flexibles, el ángulo de giro máximo se obtuvo en azimut φ=170° y el mínimo en azimut φ=334°. Así, en helicópteros reales, el cono de rotación cae hacia atrás y hacia la derecha. El valor del ángulo de alabeo depende de la velocidad de vuelo, el paso de la hélice y las rpm. Con un aumento en el paso del tornillo y la velocidad, y con una disminución en las revoluciones, aumenta el eje del cono de rotación.
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 de rotación del rotor principal hacia adelante (utilizando el plato oscilante). La inclinación del cono va acompañada de la inclinación del empuje del rotor principal en la dirección correspondiente, lo que da la componente necesaria para el movimiento del 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 los lados. La influencia del bloqueo del cono se evita mediante un movimiento adicional de la palanca de control del helicóptero.
§ 12. Bisagra vertical (VSH)
Para asegurarse de que es necesario instalar, además de la horizontal, también la bola vertical
Nir, considere las fuerzas que actúan sobre el álabe en el plano de rotación.
Cuando la hélice gira, las fuerzas de resistencia a la rotación Ql actúan sobre sus palas en el plano de rotación. En el modo de vuelo estacionario, estas fuerzas serán las mismas en todos los acimutes. Con un flujo oblicuo alrededor del tornillo, la resistencia del álabe que se mueve hacia el flujo es mayor que la del álabe 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 alineación de los ángulos de ataque), pero no la elimina por completo. Por lo tanto, la fuerza de resistencia rotacional es una fuerza variable que carga las raíces de las palas.
Cuando cambia la velocidad, las fuerzas de inercia actúan sobre las palas del rotor principal, con un aumento de la velocidad, en dirección contraria a la rotación, y una disminución de la velocidad, en la dirección de rotación del tornillo. Las fuerzas de inercia también pueden surgir a revoluciones constantes del buje del rotor principal debido a la irregularidad del flujo de aire que fluye hacia el disco del rotor principal, lo que provoca un cambio en las fuerzas aerodinámicas y una tendencia adicional de las palas a moverse con respecto al buje. En vuelo, las fuerzas de inercia son relativamente pequeñas. Sin embargo, en el suelo en el momento en que el portaaviones gira
hélice, las fuerzas de inercia alcanzan un gran valor y, con un arranque brusco de la transmisión, pueden incluso provocar la rotura de las palas.
Además, la presencia de bisagras horizontales que proporcionan movimientos de aleteo de las cuchillas hace que el centro de gravedad de la cuchilla se acerque y se aleje periódicamente del eje de rotación del tornillo (Fig. 1.54).

Con base en la ley de conservación de la energía, la energía cinética de un transportador giratorio
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 un tornillo giratorio está determinada por la fórmula:

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

De la fórmula se puede ver que a una energía cinética constante, el acercamiento del centro de gravedad de la hoja al eje de rotación (oscilación hacia arriba) debe ir acompañado de un aumento en la velocidad angular de rotación y la eliminación de el centro de gravedad de la hoja desde el eje de rotación (oscilación hacia abajo) debe ir acompañado 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 aumenta o disminuye la velocidad angular de rotación con un cambio en el momento de inercia del sistema giratorio, se denominan Coriolis.

Cuando las palas giran hacia arriba, las fuerzas de Coriolis se dirigen en la dirección de rotación del rotor principal, cuando giran hacia abajo, son contrarias.
Las fuerzas de Coriolis derivadas de los movimientos de aleteo alcanzan un valor significativo y cargan las partes de raíz de las palas con variables
momentos de flexión que actúan en el plano de rotación del rotor principal.
Así, el montaje de bisagras horizontales, que permitía
eliminar la transferencia de momentos de flexión al cubo de la hélice y descargar las partes a tope de las palas en el plano de giro, al mismo tiempo provocó fenómenos indeseables asociados con la aparición de fuerzas de Coriolis cargando las partes de raíz de las palas con un momento variable en el plano de giro. El momento variable de las fuerzas de Coriolis se transfiere a los cojinetes del rotor principal, el cubo del rotor y el eje del motor, provocando cargas alternas, lo que provoca un desgaste acelerado de los cojinetes de la cabeza principal y vibraciones.
helicóptero.
Para descargar las partes de la raíz de las palas de los momentos de flexión alternos que actúan en el plano de rotación, y los bujes, de las cargas alternas que causan vibraciones en el helicóptero, se instalan bisagras verticales que en el plano de rotación de la hélice proporcionan movimientos oscilatorios. de las 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 uniforme de velocidades del flujo de aire que se aproxima en el modo
¿La hoja flotante se retrasa con respecto a la posición radial en un cierto ángulo?. La figura 1.56 muestra el valor del ángulo de atraso?, determinado por la igualdad de los momentos:

Fc.bLc.b =Ql LQ.
En la transición al vuelo con velocidad de traslación, a las fuerzas aerodinámicas se añaden fuerzas de inercia y de Coriolis variables, y las propias fuerzas aerodinámicas 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), volante de inercia en relación con el GS y oscilatorio en relación con el VS.
En presencia de un VSC, la hoja gira para

¿Algún ángulo de retraso? (Fig. 1.57, a). En este caso, el álabe está situado de manera que la resultante de las fuerzas aerodinámicas y centrífugas N se dirige a lo largo de su eje. Transfiriendo la resultante al eje del GM y descomponiéndola en las fuerzas A y B, nos aseguramos de que los rodamientos del GM no estén igualmente cargados. De hecho, en presencia de una fuerza A, como
los cojinetes GSh delanteros y traseros se cargarían con las mismas cargas radiales. Sin embargo, la fuerza
B, al descargar el rodamiento trasero, carga adicionalmente el delantero, provocando un desgaste desigual de los rodamientos. Además, la fuerza B, que es axial para el GSh, requiere la instalación de cojinetes de empuje.
Para aproximar las condiciones de funcionamiento de los rodamientos GSh a las condiciones de una carga simétrica, se aplica un desplazamiento
GS en relación con la rotación hacia adelante de la manga (Fig. 1.57, b). En este caso, la presencia de un ángulo de retraso?
conduce al hecho de que el eje de la cuchilla se encuentra aproximadamente perpendicular al eje del GSH.

Dado que las bisagras verticales permiten que las palas oscilen en el plano de rotación del rotor principal, para evitar la posibilidad de un aumento en la amplitud de estas oscilaciones en el rodamiento.

Las hélices de los helicópteros modernos están equipadas con amortiguadores especiales: amortiguadores de vibraciones. Los amortiguadores son de fricción e hidráulicos. El principio de funcionamiento de estos y otros es convertir la energía vibratoria en energía térmica, que luego se disipa en el espacio circundante.
En tierra, antes de arrancar el motor y hacer girar el rotor principal, sus palas deben colocarse en los topes delanteros del VSH. Esto se hace para reducir la aceleración angular (fuerza de inercia) de las palas en el momento inicial del giro.
La rotación desigual de las palas en relación con el VSH provoca un cambio en el centro de gravedad del rotor principal con respecto al eje de rotación. Como resultado, cuando la hélice gira, surge una fuerza de inercia que provoca la vibración (oscilación) del helicóptero.
Este fenómeno es especialmente peligroso cuando el rotor principal está operando en tierra, ya que la frecuencia propia de un helicóptero sobre un tren de aterrizaje elástico puede ser igual o múltiplo de la frecuencia de la fuerza motriz, lo que da lugar a vibraciones que comúnmente se denominan resonancia de la tierra.
§ 13. Compensación de oscilaciones
Como es sabido, la causa principal de la obstrucción del cono de rotación de la hélice son los movimientos de aleteo de las palas en flujo oblicuo. Cuanto mayor sea el ángulo máximo de oscilación hacia arriba, mayor será la obstrucción del cono de rotación. La presencia de un gran bloqueo del cono es indeseable, ya que requiere una desviación adicional de las palancas de mando para compensar el bloqueo cuando se controla el helicóptero en vuelo de traslación. Por lo tanto, es necesario que el equilibrio de los momentos relativos a la GS se establezca en una menor amplitud de los movimientos de aleteo.
Para que la amplitud de los movimientos de oscilación esté dentro de la tolerancia, se utiliza compensación de oscilación. El principio de la compensación de balanceo es que el punto de fijación de la correa de control (A) no se instala en el eje de la bisagra horizontal, sino que se desplaza hacia la cuchilla (Fig. 1.58).

Si el punto A no se encuentra en el eje de la bisagra horizontal y está inmóvil, entonces, al girar hacia arriba, el ángulo de instalación y, por lo tanto, el ángulo de ataque de la cuchilla disminuye, y al girar hacia abajo, aumentan. Debido al cambio en los ángulos de ataque durante el aleteo de la pala, surgen fuerzas aerodinámicas que impiden un aumento en la amplitud de los movimientos de aleteo.
La eficacia de la compensación depende en gran medida de tg ?1 (figura 1.58), denominada característica de compensación de oscilación. Cuanto mayor sea tg \leq 1, mayor será el ángulo de instalación de la pala durante la carrera. En consecuencia, con un aumento de tg ≈ 1, aumenta la eficiencia de la compensación de flaps.
¿Hay un ángulo de retraso? al instalar una bisagra vertical, puede aumentar la amplitud de los volantes
movimientos (Fig. 1.59). ¿Cuando la hoja se desvía alrededor del VS en ángulo? el borde de ataque (punto A) estará más alejado del GSh que el borde de salida (punto B). Por lo tanto, al balancear, el recorrido del punto A es mayor que el recorrido del punto B, por lo que, al balancear hacia arriba, aumenta el ángulo de ataque de la pala, y al balancear hacia abajo, el ángulo de ataque de la hoja. la hoja disminuye.

Por lo tanto, el ángulo de retraso contribuirá a la aparición de fuerzas aerodinámicas adicionales en la pala, que tenderán a aumentar la amplitud de los movimientos de aleteo. Por lo tanto, es especialmente conveniente utilizar la compensación del recorrido de las palas que tienen una articulación vertical.

§ 14. Momento de reacción del rotor.
Cuando el rotor principal gira, las fuerzas de resistencia del aire actúan sobre sus palas, que, en relación con el eje del rotor, crean un momento de resistencia a la rotación. Para superar este momento, se aplica un par al eje del rotor principal en helicópteros con accionamiento mecánico de 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 momento reactivo, que se transmite a través de los puntos de unión de la caja de cambios principal al fuselaje del helicóptero y tiende a girarlo en sentido contrario al esfuerzo de torsión. El par y el par reactivo, independientemente del modo de funcionamiento de la hélice, son siempre iguales en magnitud y sentidos opuestos Mcr = Mp.
Si los motores están montados sobre las propias palas, es evidente que no hay par de reacción. Reactivo
el momento también está ausente en el modo de autorrotación del rotor principal, es decir, en todos los casos cuando el par
el par en el eje del rotor principal no se transmite desde el motor instalado en el fuselaje.
Anteriormente se dijo que el equilibrio del momento de reacción en helicópteros de un esquema de un solo rotor con accionamiento mecánico se lleva a cabo por 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 reactivos de ambos rotores principales se logra girando las hélices en diferentes direcciones. Además, con el fin de mantener la igualdad de los momentos reactivos dirigidos de forma opuesta de ambos tornillos, los tornillos se fabrican exactamente iguales con una sincronización exacta de sus revoluciones.

La potencia transmitida al rotor principal es igual a
De la fórmula se puede ver que cuanto menor es la velocidad del rotor, mayor es el par y, en consecuencia,
activa y reactiva.
El número de revoluciones del rotor principal de un helicóptero es mucho menor que el número de revoluciones de la hélice de un avión. Por tanto, con la misma potencia del motor, el par reactivo del rotor principal de un helicóptero es mucho mayor que el de la hélice de un avión.
El par y los momentos reactivos también varían según la cantidad de empuje del rotor principal. Así, por ejemplo, para aumentar la fuerza de tracción de la hélice, es necesario aumentar el paso total. Un aumento en el paso del tornillo va acompañado de un aumento en el momento de resistencia a su rotación. Por lo tanto, con un aumento en el paso del tornillo, es necesario aumentar el par suministrado al tornillo. Si esto no se hace, el número de revoluciones del rotor principal disminuirá, lo que conducirá a una disminución en el empuje del rotor principal.
Por lo tanto, para aumentar el empuje del rotor principal, es necesario aumentar no solo el paso del tornillo, sino también el par. Para ello, se instala en la cabina una palanca “pitch-gas”, conectada cinemáticamente al motor y un mecanismo que cambia el paso de la hélice. Cuando se mueve la palanca, 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. Empuje del rotor de cola
La magnitud de la fuerza de empuje del rotor de cola (Fig. 1.60) se puede determinar a partir de la ecuación

la potencia consumida por la hélice se derretirá y, en consecuencia, el empuje requerido creado por la hélice de cola también aumentará.
El rotor de cola opera en condiciones de soplado oblicuo, ya que en vuelo el plano de su rotación no es perpendicular a la dirección del flujo que se aproxima.
Con soplado oblicuo de un tornillo rígido, la velocidad cambiante del flujo que incide sobre él
cuchillas, causará intermitente
cambiando la fuerza de empuje de cada hoja y dará lugar a vibraciones.
Para igualar la fuerza de empuje de las palas en todos los acimutes y
descargando cuchillas de la acción
momentos de flexión, las palas de un rotor de cola real se unen al buje mediante bisagras horizontales, que permiten que las palas realicen movimientos de aleteo.
La presencia de bisagras axiales en el diseño del manguito del tornillo asegura la rotación de las palas en relación con
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 las plantas de energía de los helicópteros modernos, se utilizan motores de avión de pistón o turbohélice.
Una característica del funcionamiento de los motores de aviones de pistón enfriados por aire en helicópteros es
la necesidad de soplado forzado de las superficies enfriadas del motor con la ayuda de ventiladores especiales. El flujo de aire forzado de los motores en helicópteros está asociado con posibilidades insuficientes para usar la presión de velocidad para enfriamiento en vuelo de traslación y con la falta de presión en el modo de vuelo estacionario. Como regla general, los ventiladores se instalan en helicópteros con motores turbohélice para enfriar la caja de cambios principal, los enfriadores de aceite, los generadores y otras unidades. Parte de la potencia del motor Noxl se utiliza para accionar los ventiladores.
Parte de la potencia del motor se gasta en superar la fricción en la transmisión que conecta el motor a
tornillos N tr, para la rotación del rotor de cola Npv y para el accionamiento de bombas del sistema hidráulico y otras unidades
N / A.
Por lo tanto, la potencia transmitida al rotor principal es menor que la potencia efectiva
Ne desarrollado en el eje del motor.
Si se restan los costos de la potencia efectiva, obtenemos la potencia de rotor disponible Np
Np \u003d Ne.- Noxl.- Ntp - Npv - Na
Para varios helicópteros, Np es 75-85% Ne.
En otras palabras, las pérdidas de potencia para la refrigeración, la transmisión, el volante y las unidades motrices son
15-25% de la potencia efectiva del motor.
La potencia efectiva del motor y la potencia del rotor disponible dependen de la velocidad y la altitud
sin embargo, debido a las bajas velocidades de vuelo del helicóptero, la influencia de la velocidad en Ne y Np puede despreciarse.
La naturaleza del cambio en la potencia disponible de la altitud de vuelo depende del tipo de motor y está determinada por
su característica de altitud (Fig. 1.61).

Se sabe que la potencia de un motor de pistones sin sobrealimentador, a velocidad constante con una subida de
la altura cae debido a una disminución en la carga de peso, la mezcla de aire y combustible ingresa a los cilindros. Del mismo modo, la potencia transmitida al rotor principal cambia (Fig. 1.61 / a).
La potencia de un motor de pistón equipado con un supercargador de una sola velocidad aumenta hasta la altitud de diseño a medida que aumenta la altitud debido a un aumento en la carga de peso de la mezcla de aire y combustible debido a una disminución en la temperatura del aire ambiente y una mejor evacuación de los cilindros. . Al abrir gradualmente el amortiguador de aire del sobrealimentador, la presión de sobrealimentación se mantiene constante hasta la altura calculada. A la altitud calculada, la compuerta de aire se abre por completo y la potencia del motor alcanza su máximo. Por encima de la altura de diseño, la potencia efectiva, y por lo tanto la potencia disponible del rotor principal, disminuye de la misma manera que para un motor sin sobrealimentador (Fig. 1.61, b).

Para un motor con sobrealimentador de dos velocidades, la naturaleza del cambio en la potencia efectiva y disponible a partir de la altitud de vuelo se muestra en la figura 1. 1.61, c.
Para un motor turbohélice, la naturaleza de la dependencia de la potencia disponible del rotor principal de la altitud de vuelo se muestra en la Fig. 1.61, d. Un aumento en la potencia de un motor turbohélice a una cierta altura se explica por el sistema de control adoptado, que asegura un aumento en la temperatura de los gases frente a la turbina a una cierta altura.