ROOTORI FÜÜSIKA

Suurepärane auto - helikopter! Märkimisväärsed omadused muudavad selle asendamatuks tuhandetel juhtudel. Ainult helikopter on võimeline tõusma ja maanduma vertikaalselt, liikumatult õhus rippudes, liikudes külili ja isegi saba ees.

Miks sellised suurepärased võimalused? Mis on selle lennu füüsika?Püüdkem neile küsimustele lühidalt vastata.

Helikopteri propeller tekitab tõstejõu. Sõukruvi labad on samad ninad. Horisondi suhtes teatud nurga alla paigaldatuna käituvad nad sissetuleva õhuvoolus nagu tiib: labade alumise tasapinna all tekib rõhk ja selle kohal toimub harvendamine. Mida suurem see erinevus, seda suurem on tõstejõud. Kui tõstejõud ületab kopteri kaalu, tõuseb see õhku, kui juhtub vastupidine, siis kopter laskub alla.

Kui lennukitiival tekib tõstejõud ainult lennuki liikumisel, siis kopteri “tiival” ilmneb see ka siis, kui kopter seisab: “tiib” liigub. See on peamine.

Siis aga tõusis helikopter kõrgusele. Nüüd peab ta edasi lendama. Kuidas seda teha? Kruvi tekitab tõuke ainult ülespoole! Heidame pilgu sellele hetkele kokpitis. Ta lükkas juhtnupu endast eemale. Helikopter kaldus kergelt ninale ja lendas edasi. Miks?

Juhtpulk on ühendatud geniaalse seadmega - automaatse ülekandega. Selle helikopteri juhtimiseks äärmiselt mugava mehhanismi leiutas akadeemik B. N. Jurjev oma tudengiaastatel. Selle seade on üsna keeruline ja selle eesmärk on järgmine: võimaldada piloodil muuta labade kaldenurka horisondi suhtes oma suva järgi.

On lihtne mõista, et helikopteri horisontaalse lennu ajal liigub selle labadelt tulev rõhk ümbritseva õhu suhtes erineva kiirusega. See tera, mis läheb edasi, liigub õhuvoolu suunas ja tagasi pöördudes - mööda voolu. Seetõttu on tera kiirus ja koos sellega ka tõstejõud suurem, kui tera liigub edasi. Propeller kipub helikopterit külili keerama.

Et seda ei juhtuks, ühendasid nonstruntorid labad teljega liikuvalt, hingedel. Seejärel hakkas suurema tõstejõuga edasi liikuv tera lendu tõusma, lainetama. Aga seda liikumist enam helikopterile üle ei kandnud, see lendas rahulikult. Tänu tera libisevale liikumisele püsis selle tõstejõud konstantsena kogu pöörde vältel.

See aga ei lahendanud edasiliikumise probleemi. Lõppude lõpuks peate muutma propelleri tõukejõu suunda, panema kopteri horisontaalselt liikuma. See võimaldas teha swashplaati. See muudab pidevalt iga sõukruvi laba nurka, nii et suurim tõstejõud tekib ligikaudu selle pöörlemise tagumises sektoris. Tekkiv pearootori tõukejõud kaldub ja kopter, samuti kaldudes, hakkab edasi liikuma.

Sellist usaldusväärset ja mugavat helikopteri juhtimisseadet ei loodud kohe. Kohe ei ilmunud ka seadet lennusuuna juhtimiseks.

Muidugi teate, et helikopteril pole rooli. Jah, ta ei vaja rootorlennukit. Seda asendab väike propeller, mis on paigaldatud sabale. Piloot oleks püüdnud seda välja lülitada – kopter oleks ennast ise keeranud. Jah, ta keeras nii, et hakkaks järjest kiiremini pöörlema ​​pearootori pöörlemisele vastupidises suunas. See on rootori pöörlemisel tekkiva reaktiivmomendi tagajärg. Sabarootor ei lase kopteri sabal reaktiivmomendi mõjul ümber pöörata, vaid tasakaalustab seda. Ja vajadusel suurendab või vähendab piloot sabarootori tõukejõudu. Siis pöörab kopter õiges suunas.

Mõnikord saavad nad täiesti ilma sabarootorita, paigaldades helikopteritele kaks rootorit, mis pöörlevad üksteise poole. Reaktiivsed hetked sel juhul muidugi hävivad.

Nii lendavad "lennuväljak" ja väsimatu töömees - helikopter.

Üldsätted.

Helikopteri pearootor (HB) on loodud tõste-, tõukejõu- ja juhtimismomentide tekitamiseks.

Pearootor koosneb rummust, labadest, mis kinnitatakse rummu külge hingede või elastsete elementide abil.

Peamised rootori labad, kuna rummul on kolm liigendit (horisontaalne, vertikaalne ja aksiaalne), sooritavad lennu ajal keeruka liikumise: - pöörlevad ümber HB telje, liiguvad koos helikopteriga kosmoses, muudavad oma nurgaasendit, nende hingede sisse keeramine, seega on pearootori laba aerodünaamika keerulisem kui lennukitiiva aerodünaamika.

NV ümbritseva voolu iseloom sõltub lennurežiimidest.

Pearootori (NV) peamised geomeetrilised parameetrid.

HB peamised parameetrid on läbimõõt, pühitav ala, labade arv, täitmistegur, horisontaalsete ja vertikaalsete hingede vahekaugus ning erikoormus pühitavale alale.

Läbimõõt D on ringi läbimõõt, mida mööda labade otsad liiguvad, kui HV on paigas. Kaasaegsete helikopterite läbimõõt on 14-35 m.

Pühkitud ala Fom on ringi pindala, mis kirjeldab HB labade otsi, kui see töötab kohapeal.

Täitetegurσ. on võrdne:

σ \u003d (Z l F l) / F oomi (12,1);

kus Z l on labade arv;

F l - tera pindala;

F ohm – pühitud ala HB.

Iseloomustab pühitava ala täiteastet labadega, varieerub vahemikus s=0,04¸0,12.

Täiteteguri suurenemisega suureneb HB tõukejõud laagripindade tegeliku pindala suurenemise tõttu teatud väärtuseni, seejärel langeb. Tõukejõu langus on tingitud voolu kaldpinna mõjust ja juhtivast labast tekkivast keerisest. S-i suurenemisega on vaja terade tõmbejõu suurenemise tõttu suurendada NV-le antavat võimsust. Kui s suureneb, väheneb antud tõukejõu saavutamiseks vajalik samm, mis viib NV seiskamisrežiimidest eemale. Allpool käsitletakse peatumisrežiimide omadusi ja nende esinemise põhjuseid.

Horisontaalse l g ja vertikaalse l vahekaugus hingedes on kaugus hingeteljest HB pöörlemisteljeni. Võib vaadelda suhtelisena (12.2.)

Asub . Hingevahede olemasolu parandab pikisuunalise ja põikisuunalise juhtimise tõhusust.

(12.3.)

NV põhilised kinemaatilised parameetrid.

NV peamised kinemaatilised parameetrid hõlmavad pöörlemise sagedust või nurkkiirust, NV lööginurka, üldise või tsüklilise sammu nurki.

Pöörlemissagedus n s - pöörete arv HB sekundis; pöörlemise nurkkiirus HB - määrab selle ümbermõõdu kiiruse w R .

Kaasaegsetel helikopteritel on w R väärtus 180¸220 m/s.

Ründenurka HB (A) mõõdetakse vabavoolu kiirusvektori ja c vahel
Riis. 12.1 Pearootori lööginurgad ja selle töörežiimid.

NV pöörlemistasand (joonis 12.1). Nurka A loetakse positiivseks, kui õhuvool jookseb altpoolt HB-sse. Tasalennu ja tõusu režiimides on A negatiivne, laskumisel A on positiivne. 900.

Kollektiivne kaldenurk on kõigi HB labade paigaldusnurk ristlõikes raadiusega 0,7R.

HB tsüklilise sammu nurk sõltub HB töörežiimist, seda küsimust käsitletakse üksikasjalikult HB kaldus puhumise analüüsimisel.

HB tera peamised parameetrid.

Tera peamised geomeetrilised parameetrid hõlmavad raadiust, kõõlu, paigaldusnurka, ristlõike kuju, geomeetrilist keerdumist ja tera kuju plaanis.

Praegune laba sektsiooni raadius r määrab selle kauguse HB pöörlemisteljest. Määratakse suhteline raadius

(12.4);

Profiili akord- sirgjoon, mis ühendab sektsiooniprofiili kõige kaugemaid punkte, tähistatud b (joonis 12.2).

Riis. 12.2. Tera profiili parameetrid. Tera nurk j on tera sektsiooni kõõlu ja HB pöörlemistasandi vaheline nurk.

Paigaldusnurk j võrra `r=0,7, kui juhtseadised on neutraalasendis ja libiseva liikumise puudumine, loetakse kogu tera paigaldusnurgaks ja HB kogu sammuks.

Tera lõikeprofiil on lõikekujuline tasapind, mis on risti tera pikiteljega ja mida iseloomustab maksimaalne paksus max suhtelise paksusega nõgusus f ja kumerus . Rootoritel kasutatakse reeglina kaksikkumeraid, väikese kumerusega asümmeetrilisi profiile.

Geomeetriline väänd tekib sektsioonide nurkade vähendamisel tagumisest otsani ja see parandab tera aerodünaamilisi omadusi. Helikopteri labadel on plaanis ristkülikukujuline kuju, mis pole aerodünaamilises mõttes optimaalne, kuid tehnoloogiliselt lihtsam.

Tera kinemaatilised parameetrid määratakse asimuutasendi, löögi, pöörde ja lööginurga nurkade järgi.

Asimuudi asendi nurk y määratakse kindlaks HB pöörlemissuuna järgi tera pikitelje ja tera nullasendi pikitelje vahel antud ajahetkel. Nullpositsiooni joon tasasel lennul kattub praktiliselt kopteri sabapoomi pikiteljega.

Viskenurk b määrab tera nurknihke horisontaalses hinges pöörlemistasandi suhtes. Seda peetakse positiivseks, kui tera kaldub ülespoole.

Pöördenurk x iseloomustab tera nurknihet vertikaalses hinges pöörlemistasandis (joon. 12.). Seda peetakse positiivseks, kui tera kaldub pöörlemissuuna vastu.

Teraelemendi a lööginurk määratakse elemendi kõõlu ja vastutuleva voolu vahelise nurga järgi.

Tera lohistamine.

Tera tõmbejõud on rummu pöörlemistasandil mõjuv ja HB pöörlemise vastu suunatud aerodünaamiline jõud.

Tera eesmine takistus koosneb profiili-, induktiiv- ja lainetakistusest.

Profiili takistus on tingitud kahest põhjusest: tera ees ja taga (rõhutakistus) tekkiv rõhkude erinevus ning piirkihis olevate osakeste hõõrdumine (hõõrdetakistus).

Survetakistus sõltub tera profiili kujust s.t. profiili suhtelise paksuse () ja suhtelise kumeruse () kohta. Mida rohkem ja rohkem vastupanu. Survetakistus ei sõltu töötingimustes lööginurgast, vaid suureneb kriitilisel a.

Hõõrdetakistus sõltub HB pöörlemiskiirusest ja labade pinna seisundist. Induktiivne takistus on takistus, mille põhjustab tegeliku tõste kalle voolu kalde tõttu. Tera induktiivne takistus sõltub lööginurgast α ja suureneb selle suurenedes. Lainetakistus tekib edasiliikuval labal, kui lennukiirus ületab arvutatud ja terale tekivad põrutused.

Tõmbejõud, nagu ka tõukejõud, sõltub õhutihedusest.

Pearootori tõukejõu tekitamise impulssiteooria.

Impulssiteooria füüsikaline olemus on järgmine. Töötav ideaalne propeller viskab õhku, andes selle osakestele teatud kiiruse. Sõukruvi ette moodustatakse imemistsoon, propelleri taha langemistsoon ja õhuvool läbi propelleri. Selle peamised parameetrid õhuvool: induktiivne kiirus ja õhurõhu tõus propelleri pöörlemistasandil.

Aksiaalse voolu režiimis läheneb õhk igast küljest NV-le ja propelleri taha tekib ahendav õhujuga. Joonisel fig. 12.4. HB hülsi keskel on näidatud üsna suur kera kolme iseloomuliku sektsiooniga: sektsioon 0, mis asub kruvi ees, kruvi pöörlemistasandil, sektsioon 1 voolukiirusega V 1 (imemiskiirus) ja sektsioon 2 voolukiirusega V 2 (tõrjumiskiirus).

Õhuvoolu paiskab HB jõuga T, kuid sama jõuga surub õhk ka propellerile. See jõud on pearootori tõukejõud. Jõud võrdub keha massi ja korrutisega
Riis. 12.3. Tõukejõu tekitamise impulssiteooria selgitusele.

kiirendus, mille keha sai selle jõu mõjul. Seetõttu on HB tõukejõud võrdne

(12.5.)

kus m s on HB ala läbiva õhu teine ​​mass, mis on võrdne

(12.6.)

kus on õhu tihedus;

F on kruvi poolt ära pühitud ala;

V 1 - induktiivne voolukiirus (imemiskiirus);

a on voolu kiirendus.

Valemit (12.5.) saab esitada ka muul kujul

(12.7.)

kuna ideaalse kruvi teooria kohaselt on õhu väljutamise kiirus V kruvi poolt kaks korda suurem imemiskiirusest V 1 HB pöörlemistasandil.

(12.8.)

Induktiivkiiruse peaaegu kahekordistumine toimub HB raadiusega võrdsel kaugusel. Kopterite Mi-8 imemiskiirus V 1 on 12m/s, Mi-2 puhul - 10m/s.

Järeldus: Pearootori tõukejõud on võrdeline õhu tihedusega, HB pühkimisala ja induktiivse kiirusega (HB kiirus).

Rõhulang sektsioonis 1-2 atmosfäärirõhu suhtes häirimatus õhukeskkonnas on võrdne kolme induktiivkiiruse rõhuga

(12.9.)

mis põhjustab HB taga asuvate kopteri konstruktsioonielementide takistuse suurenemist.

Tera elemendi teooria.

Teraelemendi teooria olemus on järgmine. Arvesse võetakse vooluhulka teraelemendi iga väikese lõigu ümber ja määratakse terale mõjuvad elementaarsed aerodünaamilised jõud dу e ja dx e. Tera tõstejõud U l ja tera takistus X l määratakse selliste elementaarjõudude liitmise tulemusena, mis mõjuvad kogu tera pikkuses selle põkkosast (r kuni) kuni otsani (R). :

Pearootorile mõjuvad aerodünaamilised jõud on määratletud kui kõikidele labadele mõjuvate jõudude summa.

Pearootori tõukejõu määramiseks kasutatakse tiiva tõste valemiga sarnast valemit.

(12.10.)

Laba elemendi teooria kohaselt on pearootori poolt välja töötatud tõukejõud võrdeline tõuketeguri, HB pühkimisala, õhutiheduse ja labade otsa perifeerse kiiruse ruuduga. .

Impulssiteooria ja tera elemendi teooria kohta tehtud järeldused täiendavad üksteist.

Nendest järeldustest järeldub, et HB tõukejõud telgvoolurežiimil sõltub õhutihedusest (temperatuurist), labade paigaldusnurgast (HB samm) ja pearootori pöörlemiskiirusest.

HB töörežiimid.

Pearootori töörežiimi määrab HB asend õhuvoolus.(Joon. 12.1) Olenevalt sellest määratakse kaks peamist töörežiimi: aksiaal- ja kaldvoolurežiim. Aksiaalset voolurežiimi iseloomustab asjaolu, et vastutulev segamatu vool liigub paralleelselt HB-puksi teljega (risti HB-puksi pöörlemistasandiga). Selles režiimis töötab pearootor vertikaalsetes lennurežiimides: hõljumine, vertikaalne tõus ja helikopteri laskumine. Selle režiimi peamine omadus on see, et tera asend kruvile langeva voolu suhtes ei muutu, seetõttu ei muutu aerodünaamilised jõud, kui laba liigub asimuutis. Kaldvoolu režiimi iseloomustab asjaolu, et õhuvool jookseb NV-le selle telje suhtes nurga all (joonis 12.4.). Õhk läheneb propellerile kiirusega V ja kaldub induktiivse imemiskiiruse Vi tõttu allapoole. Saadud voolu kiirus läbi NV on võrdne häirimatu voolu kiiruste ja indutseeritud kiiruse vektori summaga

V1 = V + Vi (12.11.)

Selle tulemusena suureneb NV-d läbiv teine ​​​​õhuvool ja sellest tulenevalt ka pearootori tõukejõud, mis suureneb lennukiiruse suurenedes. Praktikas täheldatakse NV tõukejõu suurenemist kiirustel üle 40 km/h.

Riis. 12.4. Pearootori töö kaldus puhumisrežiimis.

Viltus puhv. Voolu efektiivne kiirus tera elemendi ümber NV pöörlemistasandil ja selle muutumine piki NV pühitud pinda.

Aksiaalse voolu režiimis on tera iga element voolus, mille kiirus on võrdne elemendi ümbermõõduga , kus on tera antud elemendi raadius (joon.12.6).

Kaldvoolurežiimis, mille lööginurk HB ei ole võrdne nulliga (A=0), sõltub saadav kiirus W, millega vool voolab ümber laba elemendi, elemendi u ümbermõõdust, lennukiirusest V1. ja asimuutnurk .

W = u + V1 sinψ (12.12.)

need. konstantsel lennukiirusel ja HB konstantsel pöörlemiskiirusel (ωr = konst.) varieerub laba ümber voolava voolu efektiivne kiirus sõltuvalt asimuutnurgast.

Joon.12.5. Laba ümber toimuva voolu kiiruse muutus raketikütuse pöörlemistasandil.

Voolu efektiivse kiiruse muutus NV pühitud pinna ümber.

Joonisel fig. 12.6. näitab ringkiiruse ja lennukiiruse liitmise tulemusena laba elemendisse jooksva voolu kiirusvektoriid. Diagramm näitab, et efektiivne voolukiirus varieerub nii piki laba kui ka asimuuti. Ümbermõõdu kiirus suureneb propelleri rummu teljel nullist maksimumini labade otstes. Asimuudis 90 on tera elementide kiirus umbes , asimuutil 270 o on saadud kiirus , tera tagumikul läbimõõduga d tsoonis kulgeb vool uime küljelt, st. moodustub tagasivoolu tsoon, tsoon, mis ei osale tõukejõu loomises.

Pöördvoolu tsooni läbimõõt on seda suurem, mida suurem on NV raadius ja seda suurem on lennukiirus NV konstantsel pöörlemissagedusel.

Asimuudil y=0 ja y=180 0 on tera elementide tulemuseks kiirus .

Joon.12.6. Voolu efektiivse kiiruse muutus lõhkeainete pühitud pinna ümber.

Viltus puhv. Teraelemendi aerodünaamilised jõud.

Kui laba element on voolus, tekib tera elemendi aerodünaamiline kogujõud, mida saab kiiruse koordinaatsüsteemis lagundada tõste- ja tõmbejõuks.

Elementaarse aerodünaamilise jõu väärtus määratakse järgmise valemiga:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

Elementaarsete tõukejõudude ja pöörlemistakistusjõudude summeerimisel on võimalik määrata tõukejõu suurust ja kogu tera pöörlemistakistust.

Tera aerodünaamiliste jõudude rakenduspunkt on rõhu keskpunkt, mis asub kogu aerodünaamilise jõu ja tera kõõlu ristumiskohas.

Aerodünaamilise jõu suuruse määrab teraelemendi lööginurk, mis on tera elemendi kõõlu ja vastutuleva voolu vaheline nurk (joonis 12.7).

Laba elemendi paigaldusnurk φ on nurk pearootori konstruktsioonitasandi (CPV) ja labaelemendi kõõlu vahel.

Sissevoolu nurk on nurk kiiruste ja . vahel (joonis 12.7.)

Joonis 12.7. Teraelemendi aerodünaamilised jõud kaldu puhumisega.

Ümbermineku momendi tekkimine labade jäigal kinnitusel. Tõukejõud tekitavad tera kõik elemendid, kuid elemendid, mis asuvad tera raadiuse ¾ juures, omavad suurimaid elementaarjõude T l, mis on resultantjõu T l väärtus kaldvoolu režiimis ümber tera tõukejõu. tera oleneb asimuutist. Kui ψ = 90 on see maksimum, ψ = 270 juures on see minimaalne. Selline elementaarsete tõukejõudude jaotus ja resultantjõu paiknemine toob kaasa suure muutuva paindemomendi moodustumise tera M izg juure juures.

See hetk tekitab tera kinnituspunktis suure koormuse, mis võib viia selle hävimiseni. Varraste T l1 ja T l2 ebavõrdsuse tulemusena tekib kopteri kaldemoment,

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

mis kasvab koos helikopteri kiirusega.

Jäikade labadega sõukruvil on järgmised puudused (joonis 12.8):

Ümbermineku momendi olemasolu kaldus voolurežiimis;

Suure paindemomendi olemasolu tera kinnituspunktis;

Tera tõukejõu muutus asimuutis.

Need puudused kõrvaldatakse, kinnitades tera horisontaalsete hingede abil rummu külge.

Joonis 12.8 Ümbermineku momendi tekkimine labade jäigal kinnitusel.

Tõukejõu momendi joondamine tera erinevates asimuudiasendites.

Horisontaalse hinge olemasolul moodustab tera tõukejõud selle hinge suhtes momendi, mis pöörab tera (joon. 12. 9). Tõukemoment T l1 (T l2) põhjustab tera pöörlemise selle hinge suhtes

või (12.15.)

seetõttu ei kandu moment puksile, st. helikopteri ümbermineku moment elimineeritakse. Paindemoment Muzg. tera juure juures muutub nulliks, selle juureosa on koormatud, tera paindumine väheneb, tänu sellele vähenevad väsimuspinged. Asimuudi tõukejõu muutustest põhjustatud vibratsioon väheneb. Seega täidab horisontaalne liigend (HH) järgmisi funktsioone:

Kõrvaldab ümbermineku momendi kaldus puhumisrežiimis;

Laadib M-st välja tera juureosa;

Lihtsustada pearootori juhtimist;

Parandage kopteri staatilist stabiilsust;

Vähendage tera tõukejõu muutumist asimuutis.

Vähendab tera väsimuspingeid ja vähendab selle vibratsiooni, mis on tingitud asimuudi tõukejõu muutumisest;

Teraelemendi lööginurkade muutmine löögi tõttu.

Kui tera liigub kaldus puhumisrežiimis asimuutiga ψ vahemikus 0 kuni 90 °, suureneb voolu kiirus tera ümber pidevalt horisontaalse lennukiiruse komponendi tõttu (madalatel rünnakunurkadel HB ) (Joonis 12. 10.)

need. . (12.16.)

Vastavalt sellele suureneb tera tõukejõud, mis on võrdeline vabavoolukiiruse ruuduga ja selle laba tõukemomendiga horisontaalse hinge suhtes. Tera liigub üles
Joonis 12.9 Tõukejõu momendi joondamine tera erinevates asimuudiasendites.

tera osa puhutakse täiendavalt ülevalt (joon. 12.10) ja see põhjustab tegelike lööginurkade vähenemist ja tera tõstejõu vähenemist, mis toob kaasa klapi aerodünaamilise kompenseerimise. Liikudes ψ 90-lt ψ 180-le, väheneb labade ümber voolu kiirus, suurenevad lööginurgad. Asimuudil ψ = 180 o ja ψ = 0 o juures on labade voolukiirus sama ja võrdne ωr-ga.

Asimuudini ψ = 270 o hakkab tera laskuma voolukiiruse vähenemise ja T l vähenemise tõttu, kusjuures labad puhutakse lisaks altpoolt, mis põhjustab teraelemendi lööginurkade suurenemist, ja seega mõningane tõstevõime suurenemine.

Kui ψ = 270, on voolukiirus laba ümber minimaalne, tera allapoole võnkumine Vy on maksimaalne ja labade otste lööginurgad on kriitilise lähedal. Tänu tera ümber voolava voolu kiiruse erinevusele erinevatel asimuutidel suurenevad lööginurgad ψ = 270 o juures mitu korda rohkem kui vähenevad ψ = 90 o juures. Seetõttu võivad kopteri lennukiiruse suurenemisel asimuuti ψ = 270 o piirkonnas ründenurgad ületada kriitilisi väärtusi, mis põhjustab voolu eraldumist laba elementidest.

Kaldus vool toob kaasa asjaolu, et HB ketta esiosa klapi nurgad asimuuti 180 0 piirkonnas on palju suuremad kui ketta tagumises osas asimuuti 0 0 piirkonnas. Sellist ketta kallet nimetatakse HB koonuse takistuseks. Tera käigu nurkade muutus asimuudis vabal HB-l, kui käigu juhtimine puudub, muutub järgmiselt:

asimuut 0 kuni 90 0:

Sellest tulenev voolu kiirus tera ümber suureneb, tõstejõud ja selle moment suurenevad;

Käigunurk b ja vertikaalkiirus V y suurenevad;

asimuut 90 0:

Pöörake üles kiirus V y maksimum;

asimuut 90 0 – 180 0:

Tera tõstejõudu vähendatakse tekkiva voolukiiruse vähendamisega;

Ülespoole suunatud käigu kiirus V y väheneb, kuid tera käigu nurk kasvab jätkuvalt.

asimuut 200 0 – 210 0:

Vertikaalne pöördekiirus on võrdne nulliga V y = 0, tera pöördenurk b on maksimaalne, tera langeb tõstejõu vähenemise tagajärjel;

asimuut 270 0:

Voolu kiirus tera ümber on minimaalne, tõstejõud ja selle moment vähenevad;

Pöörake alla kiirus V y - maksimaalne;

Lööginurk b väheneb.

asimuut 20 0 – 30 0:

Voolu kiirus tera ümber hakkab suurenema;

V y \u003d 0, allapoole suunatud pöördenurk on maksimaalne.

Seega variseb koonus kaldpuhumisega vaba parempoolse pöörlemise NV korral vasakule tagasi. Lennukiiruse kasvades suureneb koonuse takistus.

Joonis 12.10 Teraelemendi lööginurkade muutmine käigu tõttu.

Löögiregulaator (RV). Lendav liikumine toob kaasa dünaamilise koormuse suurenemise laba struktuurile ja labade lööginurkade ebasoodsa muutuse piki rootoriketast. Pöörde amplituudi vähendamine ja HB koonuse loomuliku kalde muutmine vasakult paremale toimub pöörderegulaatori abil. Pöörderegulaator (joonis 12.11.) on kinemaatiline ühendus aksiaalse hinge ja pöörleva pöördeplaadi rõnga vahel, mis tagab labade nurkade j vähenemise koos pöördenurga b vähenemisega ja vastupidi, pöördenurga suurenemise. terade nurk koos pöördenurga suurenemisega. See ühendus seisneb tõukejõu kinnituspunkti nihutamises pöördeplaadilt aksiaalse hinge jalutusrihmale (punkt A) (joon. 12.12) horisontaalse hinge teljest. Mi-tüüpi kopteritel veereb käigujuhtimine HB koonust tagasi ja paremale. Sel juhul suunatakse tekkiva HB jõu külgmine komponent mööda Z-telge paremale vastu sabarootori tõukesuunda, mis parandab helikopteri külgmise tasakaalustamise tingimusi.

Joon.12.11 Pühkimise kontroller, kinemaatiline diagramm. . . Tera tasakaal horisontaalse hinge suhtes.

Tera klapi liikumisel (joon. 12.12.) tõukejõu tasapinnal mõjuvad sellele järgmised jõud ja momendid:

Tõukejõud T l, mis on rakendatud ¾ tera pikkusest, moodustab momendi M t \u003d Ta, pöörates tera käigu suurendamiseks;

Tsentrifugaaljõud F cb, mis toimib risti konstruktiivse pöörlemisteljega HB väljapoole. Tera löögist tulenev inertsjõud, mis on suunatud tera teljega risti ja vastupidine käigu kiirendusele;

Gravitatsioonijõud G l rakendub tera raskuskeskmele ja moodustab tera pööramisel käigu vähendamiseks momendi M G =G·.

Tera võtab ruumis positsiooni piki sellest tulenevat jõudu Rl. Tera tasakaalutingimused horisontaalse hinge suhtes määratakse avaldise abil

(12.17.)

Joon.12.12. Löögitasandil terale mõjuvad jõud ja momendid.

HB labad liiguvad mööda koonuse generaatorit, mille ülaosa asub rummu keskel ja telg on risti labade otste tasapinnaga.

Iga laba hõivab teatud asimuudil Ψ samad nurgapositsioonid β l HB pöörlemistasandi suhtes.

Terade hooratta liikumine on tsükliline, korrates rangelt perioodiga, mis on võrdne HB ühe pöörde ajaga.

Varruka horisontaalsete hingede moment HB (M gsh).

Aksiaalse voolu režiimis ümber NV suunatakse labade jõudude R n resultant piki NV telge ja rakendatakse hülsi keskele. Kaldpuhumisrežiimis kaldub jõud R n koonuse ummistuse suunas. Horisontaalsete hingede vahekauguse tõttu ei läbi aerodünaamiline jõud R n hülsi keskpunkti ning jõuvektori R n ja hülsi keskkoha vahele tekib õlg. On hetk Mgsh, mida nimetatakse HB-puksi horisontaalsete hingede inertsiaalmomendiks. See sõltub horisontaalsete hingede vahekaugusest l r. HB puksi Mgsh horisontaalhingede moment suureneb kauguse l r suurenedes ja on suunatud HB koonuse ummistuse poole.

Horisontaalsete hingede eraldamise olemasolu parandab HB summutusomadusi, st. parandab kopteri dünaamilist stabiilsust.

Tera tasakaal vertikaalse hinge (VSH) suhtes.

HB pöörlemise ajal kaldub tera nurga x võrra kõrvale. Pöördenurka x mõõdetakse radiaaljoone ja tera pikitelje vahel HB pöörlemistasandil ja see on positiivne, kui tera pöördub radiaaljoone suhtes tagasi (jääb maha) (joon. 12.13.).

Keskmiselt on pöördenurk 5-10 o ja isepöörlemise režiimis negatiivne ja võrdub 8-12 o HB pöörlemistasandil. Terale mõjuvad järgmised jõud:

tõmbejõud X l, rakendatakse rõhu keskpunktis;

Tsentrifugaaljõud, mis on suunatud piki tera massikeskpunkti ja HB pöörlemistelge ühendavat sirgjoont;

Inertsiaaljõud F in, mis on suunatud tera teljega risti ja on vastupidine kiirendusele, rakendub tera massikeskmele;

Märgi vahelduvad Coriolise jõud F k, mis on rakendatud tera massikeskmesse.

Coriolise jõu tekkimist seletatakse energia jäävuse seadusega.

Pöörlemisenergia oleneb raadiusest, kui raadius on vähenenud, siis osa energiast kulub pöörlemise nurkkiiruse suurendamiseks.

Seetõttu, kui tera liigub ülespoole, väheneb tera massikeskme raadius r ц2 ja ümbermõõdu kiirus, ilmneb Coriolise kiirendus, mis kipub kiirendama pöörlemist ja sellest tulenevalt ka jõud - Coriolise jõud, mis pöörab tera suhteliselt ettepoole. vertikaalse hinge külge. Lööginurga vähenemisega suunatakse Coriolise kiirendus ja seega ka jõud pöörlemise vastu. Coriolise jõud on otseselt võrdeline tera kaalu, HB pöörlemiskiiruse, käigu nurkkiiruse ja käigunurgaga.

Ülaltoodud jõud moodustavad momente, mis peavad olema tasakaalus tera käigu igal asimuutil.

. (12.15.)

Joon.12.13. Tera tasakaal vertikaalse hinge (VSH) suhtes.

Hetkede esinemine NV-l.

NV töötamise ajal ilmnevad järgmised punktid:

Terade aerodünaamilise takistuse jõudude poolt tekitatud pöördemoment M k määratakse HB parameetritega;

Reaktiivmoment M p rakendatakse põhikäigukastile ja läbi kere käigukasti raami .;

Peakäigukasti kaudu HB võllile edastatava mootorite pöördemomendi määrab mootorite pöördemoment.

Mootorite pöördemoment on suunatud mööda HB pöörlemist ning HB reaktiiv- ja pöördemoment on suunatud pöörlemise vastu. Mootori pöördemomendi määravad kütusekulu, automaatjuhtimisprogramm, välised atmosfääritingimused.

Püsiseisundis lennurežiimides M kuni = M p = - M dv.

HB pöördemomenti identifitseeritakse mõnikord HB reaktiivmomendiga või mootori pöördemomendiga, kuid nagu ülaltoodust nähtub, on nende hetkede füüsiline olemus erinev.

Kriitilised voolutsoonid NV ümber.

NV-l kaldu puhumisel moodustuvad järgmised kriitilised tsoonid (joonis 12.14.):

Pöördvoolu tsoon;

Varikatuse tsoon;

lainekriisi tsoon;

Tagasikerimise tsoon. Horisontaallennul asimuudi 270 0 piirkonnas moodustub tsoon, milles labade tagumikke ei lennutatakse mitte eest, vaid tera tagumisest servast. Selles tsoonis asuv tera osa ei osale tera tõstejõu loomises. See tsoon sõltub lennukiirusest, mida suurem on lennukiirus, seda suurem on tagasivoolu tsoon.

Talli tsoon. Lennul asimuudil 270 0 - 300 0 labade otstes suurenevad tera allapoole kaldumise tõttu tera sektsiooni lööginurgad. Seda efekti suurendab helikopteri lennu kiiruse suurenemine, kuna. samal ajal suureneb labade libiseva liikumise kiirus ja amplituud. HB sammu olulise suurenemise või lennukiiruse suurenemise korral tekib selles tsoonis voolu seiskumine (joonis 12.14.) Kuna labad jõuavad ülekriitilistele lööginurkadele, mis viib tõstejõu vähenemiseni ja lennukiiruse suurenemiseni. selles tsoonis asuvate labade takistus. Pearootori tõukejõud selles sektoris langeb ja suure lennukiiruse ületamise korral HB-l ilmneb märkimisväärne kreenimoment.

Lainekriisi tsoon. Tera lainetakistus tekib suurel lennukiirusel asimuutipiirkonnas 90 0, kui voolu kiirus laba ümber saavutab kohaliku helikiiruse ja tekivad lokaalsed löökid, mis põhjustab koefitsiendi Сho järsu tõusu. lainetakistuse esinemise tõttu

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

Lainetakistus võib olla mitu korda suurem kui hõõrdetakistus ja kuna lööklained ilmnevad igal labal tsükliliselt ja lühikese aja jooksul, mis põhjustab tera vibratsiooni, mis suureneb lennukiiruse suurenedes. Pearootori ümber olevad kriitilised voolupiirkonnad vähendavad pearootori efektiivset pindala ja seega ka HB tõukejõudu, halvendavad kopteri aerodünaamilisi ja tööomadusi tervikuna, mistõttu on kopteri lendude kiiruspiirangud seotud vaadeldavate nähtustega.

.Pöörisrõngas.

Pöörisrõnga režiim toimub helikopteri madalal horisontaalkiirusel ja suurel vertikaalsel laskumiskiirusel, kui kopteri mootorid töötavad.

Kui kopter laskub selles režiimis mõnel kaugusel HB all, a pind a-a, kus induktiivse languse kiirus võrdub languse kiirusega V y (joonis 12.15). Sellele pinnale jõudes pöördub induktiivne vool HB poole, haarab see osaliselt kinni ja paiskub uuesti alla. V y suurenemisega läheneb pind a-a HB-le ja teatud kriitilise languse kiirusel imetakse pearootori poolt uuesti sisse peaaegu kogu väljapaiskuv õhk, moodustades kruvi ümber keeristoru. Kehtib keerisrõnga režiim.

Joonis 12.14. Kriitilised voolutsoonid NV ümber.

Sel juhul kogu tõukejõud HB väheneb, vertikaalne languskiirus V y suureneb. Pind jagu a-a perioodiliselt puruneb, muudavad torukeerised dramaatiliselt aerodünaamilise koormuse jaotust ja labade libiseva liikumise olemust. Selle tulemusena muutub HB tõukejõud pulseerivaks, kopter väriseb ja veereb, juhtimise efektiivsus halveneb, kiirusnäidik ja variomeeter annavad ebastabiilseid näitu.

Mida väiksem on labade paigaldusnurk ja horisontaallennu kiirus, seda suurem on vertikaalne laskumiskiirus, seda intensiivsemalt avaldub keerisrõnga režiim. laskumine lennukiirusel 40 km/h või vähem.

Vältimaks kopteri "pöörisrõnga" režiimi sisenemist, on vaja järgida lennukäsiraamatu vertikaalkiiruse piiramise nõudeid

Sissejuhatus

Helikopteri projekteerimine on aja jooksul arenev keerukas protsess, mis jaguneb omavahel seotud projekteerimisetappideks ja etappideks. Loodud lennukid peab rahuldama tehnilised nõuded ning vastama projekteerimise lähteülesandes toodud tehnilistele ja majanduslikele omadustele. Tehniline ülesanne sisaldab kopteri esialgset kirjeldust ja selle lennuomadusi, pakkudes kõrget majanduslik efektiivsus ja projekteeritud masina konkurentsivõime, nimelt: kandevõime, lennukiirus, lennuulatus, staatiline ja dünaamiline lagi, ressurss, vastupidavus ja maksumus.

Lähteülesanne täpsustatakse projektieelse uurimistöö etapis, mille käigus tehakse patendiotsing, olemasolevate tehniliste lahenduste analüüs, uurimis- ja arendustööd. Projekteerimiseelse uurimistöö põhiülesanne on projekteeritava objekti ja selle elementide uute toimimispõhimõtete otsimine ja eksperimentaalne kontrollimine.

Eelprojekteerimise etapis valitakse aerodünaamiline skeem, kujundatakse kopteri välimus ja arvutatakse peamised parameetrid, et tagada määratud saavutamine. lennu jõudlus. Nende parameetrite hulka kuuluvad: helikopteri mass, jõuseadme võimsus, pea- ja sabarootori mõõtmed, kütuse mass, mõõteriistade ja eriseadmete mass. Arvutuste tulemusi kasutatakse kopteri paigutusskeemi väljatöötamisel ja bilansi koostamisel massikeskme asukoha määramiseks.

Kopteri üksikute üksuste ja komponentide projekteerimine, võttes arvesse valitud tehnilisi lahendusi, viiakse läbi arendusjärgus tehniline projekt. Samal ajal peavad projekteeritud üksuste parameetrid vastama vastavatele väärtustele eskiisprojekt. Mõnda parameetrit saab disaini optimeerimiseks täpsustada. Tehnilise projekteerimise käigus teostatakse sõlmede aerodünaamilised tugevus- ja kinemaatilised arvutused ning konstruktsioonimaterjalide ja konstruktsiooniskeemide valik.

Detailprojekti staadiumis kopteri töö- ja koostejooniste, spetsifikatsioonide, komplekteerimisnimekirjade ja muu koostamine. tehniline dokumentatsioon vastavalt aktsepteeritud standarditele

Käesolevas töös esitatakse kopteri parameetrite arvutamise metoodika eelprojekti staadiumis, mida kasutatakse distsipliini "Helikopteri projekteerimine" kursuseprojekti täitmiseks.

Arvutus stardikaal esimese lähenemise helikopter

kus on kandevõime mass, kg;

Meeskonna kaal, kg.

Lennu ulatus

Helikopteri pearootori parameetrite arvutamine

2.1 Ühe rootoriga kopteri pearootori raadius R, m arvutatakse järgmise valemiga:

kus on kopteri stardimass, kg;

g - vaba langemise kiirendus 9,81 m/s2;

p - erikoormus pearootori poolt pühitud alale,

Erikoormuse p väärtus sõukruvi poolt pühitavale alale valitakse vastavalt töös /1/ toodud soovitustele: kus p=280

Võtame rootori raadiuse väärtusega R=7,9

Pearootori pöörlemise nurkkiirust s-1 piirab labade otste ringkiirus R, mis sõltub kopteri stardimassist ja oli R=232 m/s.

2.2 Suhteline õhutihedus staatilistel ja dünaamilistel lagedel

2.3 Majandusliku kiiruse arvutamine maapinna lähedal ja dünaamilisel lael

Samaväärse kahjuliku plaadi suhteline pindala määratakse:

Kus Se = 2,5

Majandusliku kiiruse väärtus maapinna lähedal Vz, km/h arvutatakse:

Majandusliku kiiruse väärtus dünaamilisel lael Vdyn, km/h arvutatakse:

kus I \u003d 1,09 ... 1,10 on induktsioonikoefitsient.

2.4 Arvutatakse horisontaalse lennu maksimaalse ja majandusliku kiiruse suhtelised väärtused dünaamilisel lael:

kus Vmax=250 km/h ja Vdyn=182,298 km/h - lennukiirus;

R=232 m/s - labade perifeerne kiirus.

I

Helikopteri translatsiooniliikumise tõste ja tõukejõud genereeritakse pearootori poolt. Selle poolest erineb see lennukist ja purilennukist, mille tõstejõu õhus liikudes loob kandepind – kerega jäigalt ühendatud tiib ja tõukejõud – propeller või reaktiivmootor (joon. . 6).

Põhimõtteliselt võib võrrelda lennuki ja helikopteri lendu. Mõlemal juhul tekib tõstejõud kahe keha: õhu ja õhusõiduki (lennuk või helikopter) koosmõjul.

Toime ja reaktsiooni võrdsuse seaduse järgi järeldub, et millise jõuga mõjub õhusõiduk õhku (kaal või raskusjõud), samasuguse jõuga mõjub õhk õhusõidukile (tõstejõud).

Lennuki lennu ajal toimub järgmine nähtus: vastutulev õhuvool voolab ümber tiiva ja kaldub tiiva taha. Kuid õhk on lahutamatu, üsna viskoosne keskkond ja selles niitmises ei osale mitte ainult tiivapinna vahetus läheduses asuv õhukiht, vaid ka selle naaberkihid. Seega kaldub tiiva ümber voolates iga sekund tahapoole üsna märkimisväärne õhuhulk, mis on ligikaudu võrdne silindri ruumalaga, mille ristlõige on ring, mille läbimõõt on võrdne tiibade siruulatusega ja pikkus on lennukiirus sekundis. See pole midagi muud kui teine ​​õhuvool, mis on seotud tiiva tõstejõu tekitamisega (joonis 7).

Riis. 7. Õhu maht, mis on seotud õhusõiduki tõstejõu tekitamisega

Teoreetilisest mehaanikast on teada, et impulsi muutus ajaühikus on võrdne mõjuva jõuga:

Kus R - tegutsev jõud;

lennuki tiivaga suhtlemise tulemusena. Järelikult on tiiva tõstejõud võrdne impulsi teise kasvuga piki vertikaalset väljuva joa.

Ja -vertikaalne kaldkiirus tiiva taga sisse m/sek. Samamoodi saab kopteri pearootori aerodünaamilist kogujõudu väljendada teise õhuvoolu ja kaldkiiruse (väljamineva õhuvoolu indutseeritud kiiruse) kaudu.

Pöörlev pearootor pühib minema pinna, mida võib ette kujutada kandjana, sarnaselt lennuki tiivaga (joonis 8). Pearootori poolt pühitud pinna kaudu pöörlevate labadega kokkupuute tulemusena voolav õhk paiskub induktiivse kiirusega alla Ja. Horisontaalse või kaldlennu korral voolab õhk teatud nurga all pearootori poolt pühitud pinnale (kaldus puhumine). Nagu õhusõiduki puhul, võib pearootori aerodünaamilise summaarjõu tekitamisel osaleva õhu mahtu kujutada silindrina, mille põhipind on võrdne pearootori poolt ära pühitud pinnaga ja pikkus on võrdne lennukiirusega, väljendatuna m/sek.

Kui pearootor on paigas või vertikaallennul (otsene puhumine), langeb õhuvoolu suund kokku pearootori teljega. Sel juhul asub õhusilinder vertikaalselt (joonis 8, b). Pearootori summaarset aerodünaamilist jõudu väljendatakse pearootori poolt ühe sekundi jooksul läbi pinna voolava õhu massi ja väljuva joa induktiivse kiiruse korrutisena:

väljuva joa induktiivne kiirus sisse m/sek. Tuleb teha reservatsioon, et vaadeldavatel juhtudel nii lennuki tiivale kui ka kopteri pearootorile indutseeritud kiiruse jaoks Ja väljuva joa induktiivne kiirus võetakse mingil kaugusel kandepinnast. Õhujoa induktiivne kiirus, mis tekib laagripinnal endal, on kaks korda väiksem.

Selline tõlgendus tiiva tõste või pearootori aerodünaamilise kogujõu päritolu kohta ei ole täiesti täpne ja kehtib vaid ideaaljuhul. See on ainult põhimõtteliselt õige ja selgitab selgelt nähtuse füüsilist tähendust. Siinkohal on paslik märkida üks väga oluline asjaolu, mis tuleneb analüüsitud näitest.

Kui pearootori aerodünaamilist kogujõudu väljendatakse pearootori poolt pühitud pinnast läbi voolava õhu massi ja induktiivkiiruse korrutisena ning selle massi ruumala on silinder, mille alus on pühkiva pinna pindala. pearootor ja pikkus on lennukiirus, siis on täiesti selge, et konstantse väärtusega tõukejõu tekitamiseks (näiteks kopteri kaaluga võrdne) suurema lennukiiruse ja seega ka suurema mahuga väljapaiskuva õhu jaoks on vaja väiksemat induktiivkiirust ja sellest tulenevalt väiksemat mootori võimsust.

Vastupidi, kopteri paigal hõljumise ajal õhus hoidmiseks on vaja rohkem võimsust kui lennu ajal teatud edasiliikumise kiirusel, mille juures toimub kopteri liikumisest tingitud õhu vastuvool.

Ehk siis sama võimsuse (näiteks mootori nimivõimsuse) arvelt piisava kaldega lennu korral suur kiirus on võimalik saavutada suurem lagi kui vertikaalse tõstmisega, kui üldine sõidukiirus

helikoptereid on vähem kui esimesel juhul. Seetõttu on helikopteril kaks lage: staatiline vertikaallennul ronides ja dünaamiline, kui kõrgust saavutatakse kaldlennul ja dünaamiline lagi on alati kõrgem kui staatiline.

Helikopteri pearootori ja lennuki propelleri töös on palju ühist, kuid on ka põhimõttelisi erinevusi, millest tuleb juttu hiljem.

Nende tööd võrreldes on näha, et kogu aerodünaamiline jõud ja seega ka kopteri pearootori tõukejõud, mis on jõu komponent

Rrummu telje suunas alati rohkem (5-8 korda) sama mootorivõimsuse ja sama lennuki massiga, kuna kopteri pearootori läbimõõt on mitu korda suurem kui lennuki läbimõõt. lennuki propeller. Sel juhul on pearootori õhu väljapaiskumise kiirus väiksem kui propelleri väljutuskiirus.

Pearootori tõukejõu suurus sõltub väga suurel määral selle läbimõõdust.

Dja pöörete arv. Kui sõukruvi läbimõõt kahekordistada, suureneb selle tõukejõud ligikaudu 16 korda, pöörete arvu kahekordistamisel suureneb tõukejõud ligikaudu 4 korda. Lisaks sõltub pearootori tõukejõud ka õhutihedusest ρ, laba nurgast φ (pearootori samm),antud propelleri geomeetrilised ja aerodünaamilised omadused, samuti lennurežiimil. Viimase nelja teguri mõju väljendatakse tavaliselt propelleri tõukejõu valemites läbi tõuketeguri a t . .

Seega on kopteri pearootori tõukejõud võrdeline:

- tõukejõu koefitsient............. a r

Tuleb märkida, et tõukejõu väärtust maapinna lähedal lendudel mõjutab nn "õhkpadi", mille tõttu saab kopter maapinnast tõusta ja tõusta mitu meetrit väiksema võimsusega, kui on vaja "hõljumiseks" kõrgus 10-15 m.“Õhkpadja” olemasolu on seletatav asjaoluga, et sõukruvi poolt välja paisatud õhk põrkub maapinnale ja on mõnevõrra kokku surutud, st suurendab selle tihedust. “Õhkpadja” mõju on eriti tugev, kui propeller töötab maapinna lähedal. Õhu kokkusurumise tõttu suureneb pearootori tõukejõud sel juhul sama energiatarbimise juures 30-

40%. Maapinnast kaugenedes aga väheneb see mõju kiiresti ja lennukõrgusel, mis on võrdne poole propelleri läbimõõduga, suurendab "õhkpadi" tõukejõudu vaid 15 võrra. 20%. "Õhkpadja" kõrgus on ligikaudu võrdne pearootori läbimõõduga. Lisaks kaob veojõu suurenemine.

Pearootori tõukejõu ligikaudseks arvutamiseks hõljumisrežiimis kasutatakse järgmist valemit:

koefitsient, mis iseloomustab pearootori aerodünaamilist kvaliteeti ja "õhkpadja" mõju. Sõltuvalt pearootori omadustest koefitsiendi väärtus A maapinna lähedal hõljudes võivad selle väärtused olla 15–25.

Helikopteri pearootoril on ülimalt oluline omadus - võime tekitada mootori seiskamise korral isepöörlemise (autorotatsiooni) režiimis tõstejõudu, mis võimaldab kopteril sooritada ohutut libisemist või langevarjuga laskumist ja maandumist.

Pöörlev pearootor säilitab planeerimisel või langevarjuhüppamisel vajaliku arvu pöördeid, kui selle labad on nihutatud väikese paigaldusnurga alla

(l--5 0) 1 . Samas säilib tõstejõud, mis tagab laskumise püsiva vertikaalkiirusega (6-10 m/s), s selle hilisem vähenemine joondamise ajal enne maandumist kuni l--1,5 m/sek.

Pearootori töös on oluline erinevus mootorilennu puhul, kui mootorist saadav jõud kandub propellerile ja isepöörleva lennu puhul, kui see saab pöörlemiseks energiat. propeller lähenevast õhuvoolust, on oluline erinevus.

Mootorlennul jookseb vastutulev õhk pearootorisse ülalt või ülalt nurga all. Kui kruvi töötab isepöörlemise režiimis, jookseb õhk pöörlemistasandisse altpoolt või altpoolt nurga all (joonis 9). Rootori taga olev voolu kaldenurk on mõlemal juhul suunatud allapoole, kuna indutseeritud kiirus on impulsi teoreemi kohaselt suunatud otse tõukejõule vastupidiselt, st ligikaudu allapoole piki rootori telge.

Siin räägime efektiivsest paigaldusnurgast, erinevalt konstruktiivsest.

Sissejuhatus

Helikopteri projekteerimine on aja jooksul arenev keerukas protsess, mis jaguneb omavahel seotud projekteerimisetappideks ja etappideks. Loodud õhusõiduk peab vastama tehnilistele nõuetele ja vastama projekteerimisspetsifikaadis toodud tehnilistele ja majanduslikele näitajatele. Lähteülesanne sisaldab kopteri ja selle lennuomaduste esialgset kirjeldust, mis tagab projekteeritud masina kõrge majandusliku efektiivsuse ja konkurentsivõime, nimelt: kandevõime, lennukiirus, lennuulatus, staatiline ja dünaamiline lagi, ressurss, vastupidavus ja maksumus.

Lähteülesanne täpsustatakse projektieelse uurimistöö etapis, mille käigus tehakse patendiotsing, olemasolevate tehniliste lahenduste analüüs, uurimis- ja arendustööd. Projekteerimiseelse uurimistöö põhiülesanne on projekteeritava objekti ja selle elementide uute toimimispõhimõtete otsimine ja eksperimentaalne kontrollimine.

Eelprojekteerimise etapis valitakse aerodünaamiline skeem, kujundatakse kopteri välimus ja arvutatakse peamised parameetrid, et tagada kindlaksmääratud lennuvõime saavutamine. Nende parameetrite hulka kuuluvad: helikopteri mass, jõuseadme võimsus, pea- ja sabarootori mõõtmed, kütuse mass, mõõteriistade ja eriseadmete mass. Arvutuste tulemusi kasutatakse kopteri paigutusskeemi väljatöötamisel ja bilansi koostamisel massikeskme asukoha määramiseks.

Helikopteri üksikute üksuste ja komponentide projekteerimine, võttes arvesse valitud tehnilisi lahendusi, viiakse läbi tehnilise projekti väljatöötamise etapis. Samal ajal peavad projekteeritud sõlmede parameetrid vastama eskiisprojektile vastavatele väärtustele. Mõnda parameetrit saab disaini optimeerimiseks täpsustada. Tehnilise projekteerimise käigus teostatakse sõlmede aerodünaamilised tugevus- ja kinemaatilised arvutused ning konstruktsioonimaterjalide ja konstruktsiooniskeemide valik.

Detailse projekteerimise etapis koostatakse helikopteri töö- ja koostejoonised, spetsifikatsioonid, pakkelehed ja muu tehniline dokumentatsioon vastavalt aktsepteeritud standarditele.

Käesolevas töös esitatakse kopteri parameetrite arvutamise metoodika eelprojekti staadiumis, mida kasutatakse distsipliini "Helikopteri projekteerimine" kursuseprojekti täitmiseks.

1. Esimese lähendusega helikopteri stardimassi arvutamine

- kandevõime mass, kg; - meeskonna mass, kg. - lennuulatus kg.

2. Kopteri pearootori parameetrite arvutamine

2.1 Raadius R, m, ühe rootoriga kopteri pearootor arvutatakse järgmise valemiga:

, - helikopteri stardimass, kg;

g- vabalangemise kiirendus 9,81 m/s 2 ;

lk- erikoormus pearootori poolt pühitavale alale,

lk =3,14.

Konkreetne koormuse väärtus lk kruviga pühitav ala valitakse vastavalt töös esitatud soovitustele /1/: kus lk = 280

m.

Aktsepteerime pearootori raadiust, mis on võrdne R = 7.9

Nurkkiirus w, s -1 , pearootori pöörlemist piirab ringkiirus w R labade otsad, mis sõltub stardikaalust

helikopteriga ja tehtud w R = 232 m/s. -1-ga. p/min

2.2 Suhteline õhutihedus staatilistel ja dünaamilistel lagedel

2.3 Majandusliku kiiruse arvutamine maapinna lähedal ja dünaamilisel lael

Määratakse suhteline pindala

samaväärne kahjulik plaat: , kus S uh = 2.5

Arvutatakse maapinnalähedase majanduskiiruse väärtus V h, km/h:

,

Kus I

km/h.

Arvutatakse majandusliku kiiruse väärtus dünaamilisel lael V din, km/h:

,

Kus I\u003d 1,09 ... 1,10 - induktsioonikoefitsient.

km/h.

2.4 Arvutatakse horisontaalse lennu maksimaalse ja majandusliku kiiruse suhtelised väärtused dünaamilisel lael:

, ,

Kus Vmax=250 km/h ja V din\u003d 182,298 km / h - lennukiirus;

w R=232 m/s - labade perifeerne kiirus.

2.5 Tõukejõu koefitsiendi ja pearootori täitumise lubatud suhete arvutamine maksimaalse kiiruse jaoks maapinna lähedal ja majandusliku kiiruse jaoks dünaamilisel lael:

pripri

2.6 Pearootori tõuketegurid maapinna lähedal ja dünaamilise lae juures:

, , , .

2.7 Pearootori täituvuse arvutamine:

Rootori täitmine s arvutatud maksimaalse ja majandusliku kiirusega lendude puhul:

; .

Hinnangulise täiteväärtusena s rootor, suurim väärtus on võetud s Vmax Ja s V din .