دوره آموزشی طراحی محاسبه پروانه نیروی بالابر یک ملخ بر حسب کیلوگرم

فیزیک روتور

یک ماشین باشکوه - یک هلیکوپتر! ویژگی های قابل توجه آن آن را در هزاران مورد ضروری می کند. فقط یک هلیکوپتر می تواند به صورت عمودی برخاسته و فرود بیاید، بی حرکت در هوا معلق بماند، به طرفین حرکت کند و حتی در دم باشد.

چنین فرصت های شگفت انگیزی از کجا می آیند؟ فیزیک پرواز آن چیست7 بیایید سعی کنیم به طور خلاصه به این سوالات پاسخ دهیم.

روتور هلیکوپتر بالابر ایجاد می کند. تیغه های پروانه همان پروانه ها هستند. آنها در یک زاویه خاص نسبت به افق نصب می شوند، آنها مانند یک بال در جریان هوای ورودی رفتار می کنند: فشار در زیر صفحه پایین تیغه ها ایجاد می شود و خلاء در بالای آن رخ می دهد. هر چه این تفاوت بیشتر باشد، بالابر بیشتر است. وقتی نیروی بالابر از وزن هلیکوپتر بیشتر شود، بلند می شود، اما اگر برعکس این اتفاق بیفتد، هلیکوپتر فرود می آید.

اگر در بال هواپیما نیروی بالابر فقط زمانی ظاهر می شود که هواپیما در حال حرکت است، سپس در "بال" هلیکوپتر حتی زمانی که هلیکوپتر ثابت می ایستد ظاهر می شود: "بال" در حال حرکت است. این اصلی ترین چیز است.

اما هلیکوپتر ارتفاع گرفت. حالا او باید به جلو پرواز کند. چگونه انجامش بدهیم؟ پیچ فقط نیروی رانش به سمت بالا ایجاد می کند! بیایید در این لحظه به کابین خلبان نگاه کنیم. چوب کنترل را از او دور کرد. هلیکوپتر کمی روی دماغه اش کج شد و به جلو پرواز کرد. چرا؟

دستگیره کنترل به یک دستگاه مبتکرانه - یک ماشین انتقال متصل است. این مکانیسم، بسیار راحت برای کنترل هلیکوپتر، در دوران دانشجویی توسط آکادمیک B. N. Yuryev اختراع شد. طراحی آن بسیار پیچیده است، اما هدف آن این است که خلبان را قادر سازد تا زاویه تیغه ها را به افق تغییر دهد.

درک اینکه در طول پرواز افقی یک هلیکوپتر، فشار پره های آن نسبت به هوای اطراف با سرعت های مختلف حرکت می کند، دشوار نیست. تیغه ای که به جلو می رود به سمت جریان هوا حرکت می کند و تیغه ای که به عقب برمی گردد در طول جریان حرکت می کند. بنابراین سرعت تیغه و همراه با آن نیروی بالابر در هنگام حرکت تیغه به جلو بیشتر خواهد بود. ملخ تمایل دارد هلیکوپتر را به سمت خود بچرخاند.

برای جلوگیری از این اتفاق، تیغه ها را به صورت متحرک و روی لولا به محور متصل می کردند. سپس تیغه رو به جلو با نیروی بالابر بیشتر شروع به اوج گرفتن و بال زدن کرد. اما این حرکت دیگر به هلیکوپتر مخابره نمی شد و با آرامش پرواز می کرد. به لطف حرکت بال زدن تیغه، نیروی بالابر آن در طول انقلاب ثابت ماند.

با این حال، این مشکل پیشرفت را حل نکرد. پس از همه، شما باید جهت رانش پروانه را تغییر دهید و هلیکوپتر را مجبور به حرکت افقی کنید. این کار توسط swashplate امکان پذیر شد. به طور مداوم زاویه هر تیغه پروانه را تغییر می دهد به طوری که بیشترین افزایش تقریباً در بخش عقب چرخش آن رخ می دهد. نیروی رانش حاصل از روتور اصلی کج می شود و هلیکوپتر نیز که در حال کج شدن است شروع به حرکت به جلو می کند.

زمان زیادی طول کشید تا چنین دستگاه کنترل هلیکوپتری قابل اعتماد و راحت ساخته شود. دستگاهی برای کنترل جهت پرواز بلافاصله ظاهر نشد.

البته می دانید که هلیکوپتر سکان ندارد. بله، روتورکرافت به آن نیاز ندارد. با یک ملخ کوچک که روی دم نصب شده است جایگزین می شود. اگر خلبان سعی می کرد آن را خاموش کند، هلیکوپتر خود به خود می چرخید. بله، طوری چرخید که در جهت مخالف چرخش روتور اصلی شروع به چرخش سریع‌تر و سریع‌تر کند. این یک نتیجه از گشتاور راکتیو است که هنگام چرخش روتور اصلی رخ می دهد. روتور دم از چرخش دم هلیکوپتر تحت تاثیر گشتاور واکنش جلوگیری می کند و آن را متعادل می کند. و در صورت لزوم، خلبان رانش روتور دم را افزایش یا کاهش می دهد. سپس هلیکوپتر در جهت درست خواهد چرخید.

گاهی اوقات آنها کاملاً بدون روتور دم کار می کنند و دو روتور اصلی را روی هلیکوپترها نصب می کنند که به سمت یکدیگر می چرخند. لحظه های واکنشی در این مورد البته از بین می روند.

اینگونه است که "وسیله نقلیه هوایی تمام زمینی" پرواز می کند و کارگر خستگی ناپذیر - هلیکوپتر.

مقررات عمومی

روتور اصلی هلیکوپتر (HV) برای ایجاد نیروی بالابر، نیروی محرکه (پیشران) و لحظات کنترل طراحی شده است.

روتور اصلی شامل یک توپی و تیغه هایی است که با استفاده از لولا یا عناصر الاستیک به هاب متصل می شوند.

پره های روتور اصلی به دلیل وجود سه لولا بر روی توپی (افقی، عمودی و محوری)، حرکت پیچیده ای را در پرواز انجام می دهند: - چرخش حول محور HB، حرکت با هلیکوپتر در فضا، تغییر موقعیت زاویه ای، چرخش. در لولاهای نشان داده شده، بنابراین آیرودینامیک تیغه یک روتور پیچیده تر از آیرودینامیک بال هواپیما است.

ماهیت جریان در اطراف NV به حالت های پرواز بستگی دارد.

پارامترهای هندسی پایه روتور اصلی (RO).

پارامترهای اصلی NV عبارتند از: قطر، مساحت جاروب شده، تعداد تیغه ها، ضریب پر شدن، فاصله لولاهای افقی و عمودی، بار ویژه در ناحیه جارو شده.

قطر D قطر دایره ای است که انتهای تیغه ها در امتداد آن حرکت می کنند که NV در جای خود کار می کند. هلیکوپترهای مدرن دارای قطر 14-35 متر هستند.

منطقه جاروفوم ناحیه دایره ای است که انتهای تیغه های NV زمانی که در جای خود عمل می کند، توصیف می کنند.

فاکتور پر کردنσ برابر است با:

σ = (Z l F l) / F اهم (12.1);

که در آن Z l تعداد تیغه ها است.

F l - ناحیه تیغه؛

F Ohm - ناحیه جاروب شده NV.

درجه پر شدن ناحیه جاروب شده توسط تیغه ها را مشخص می کند، در محدوده s=0.04¸0.12 متفاوت است.

با افزایش ضریب پر کردن، رانش NV به مقدار معینی افزایش می یابد، به دلیل افزایش سطح واقعی سطوح باربر، سپس سقوط می کند. افت رانش به دلیل تأثیر مخروط جریان و گرداب بیدار از تیغه جلو رخ می دهد. با افزایش s، به دلیل افزایش کشش تیغه ها، لازم است توان تامین شده به NV افزایش یابد. با افزایش s، گام مورد نیاز برای به دست آوردن یک رانش معین کاهش می یابد، که NV را از حالت های Stall دور می کند. ویژگی های حالت های استال و دلایل وقوع آنها در زیر مورد بحث قرار خواهد گرفت.

فاصله لولاهای افقی l g و عمودی l v فاصله محور لولا تا محور چرخش HB است. را می توان به صورت نسبی در نظر گرفت (12.2.)

واقع در داخل . وجود فاصله مشترک باعث بهبود کارایی کنترل طولی - عرضی می شود.

به عنوان نسبت وزن هلیکوپتر به مساحت مواد منفجره جارو شده تعریف می شود.

(12.3.)

پارامترهای اصلی سینماتیک NV.

پارامترهای اصلی سینماتیک NV شامل فرکانس یا سرعت زاویه ای چرخش، زاویه حمله NV و زوایای گام عمومی یا چرخه ای است.

فرکانس چرخش n s - تعداد دور NV در ثانیه. سرعت زاویه ای چرخش NV - سرعت محیطی آن را w R تعیین می کند.

مقدار w R در هلیکوپترهای مدرن 180¸220 متر بر ثانیه است.

زاویه حمله NV (A) بین بردار سرعت جریان آزاد و c اندازه گیری می شود
برنج. 12.1 زوایای حمله روتور و حالت های عملکرد آن.

صفحه چرخش NV (شکل 12.1). اگر جریان هوا از پایین به جریان هوا نزدیک شود، زاویه A مثبت در نظر گرفته می شود. در حالت های پرواز و صعود افقی، A منفی، در فرود، A مثبت است. دو حالت عملیاتی NV وجود دارد - حالت جریان محوری، زمانی که A = 90 ± (هوایی، صعود عمودی یا فرود) و حالت دمیدن مورب، وقتی A¹± 90 0 .

زاویه گام جمعی، زاویه نصب تمام تیغه های NV در بخش در شعاع 0.7R است.

زاویه گام چرخه ای NV به حالت عملکرد NV بستگی دارد؛ این موضوع در هنگام تجزیه و تحلیل دمیدن مورب NV به تفصیل مورد بحث قرار می گیرد.

پارامترهای اصلی تیغه NV.

پارامترهای هندسی اصلی تیغه شامل شعاع، وتر، زاویه نصب، شکل سطح مقطع، پیچش هندسی و شکل پلان تیغه می باشد.

شعاع مقطع فعلی تیغه r فاصله آن را از محور چرخش NV تعیین می کند. شعاع نسبی تعیین می شود

(12.4);

آکورد پروفایل- یک خط مستقیم که دورترین نقاط پروفیل مقطع را به هم متصل می کند که با b نشان داده شده است (شکل 12.2).

برنج. 12.2. پارامترهای پروفیل تیغه زاویه تیغه j زاویه بین وتر مقطع تیغه و صفحه چرخش HB است.

زاویه نصب j با `r=0.7 با موقعیت خنثی کنترل ها و عدم وجود حرکت بال زدن به عنوان زاویه نصب کل تیغه و گام کلی NV در نظر گرفته می شود.

مشخصات مقطع تیغه یک شکل مقطع با صفحه ای عمود بر محور طولی تیغه است که با حداکثر ضخامت با حداکثر، ضخامت نسبی مشخص می شود. تقعر f و انحنا . به عنوان یک قاعده، پروفیل های دو محدب، نامتقارن با انحنای جزئی روی روتورها استفاده می شود.

پیچش هندسی با کاهش زوایای مقاطع از لب به لب تا انتهای تیغه ایجاد می شود و به بهبود خصوصیات آیرودینامیکی تیغه کمک می کند.پره های هلیکوپتر در پلان دارای شکل مستطیلی هستند که از نظر آیرودینامیکی مطلوب نیست، اما از نظر فناوری ساده تر است.

پارامترهای سینماتیکی تیغه توسط زوایای موقعیت ازیموتال، نوسان، نوسان و زاویه حمله تعیین می شود.

زاویه آزیموت y توسط جهت چرخش NV بین محور طولی تیغه در یک زمان معین و محور طولی موقعیت صفر تیغه تعیین می شود. خط موقعیت صفر در پرواز افقی عملاً با محور طولی بوم دم هلیکوپتر منطبق است.

زاویه چرخش b حرکت زاویه ای تیغه را در لولای افقی نسبت به صفحه چرخش تعیین می کند. هنگامی که تیغه به سمت بالا منحرف می شود مثبت در نظر گرفته می شود.

زاویه چرخش x حرکت زاویه ای تیغه را در لولای عمودی در صفحه چرخش مشخص می کند (شکل 12). زمانی که تیغه بر خلاف جهت چرخش منحرف می شود مثبت در نظر گرفته می شود.

زاویه حمله عنصر تیغه a با زاویه بین وتر عنصر و جریان مقابل تعیین می شود.

کشیدن تیغه

کشش جلویی تیغه، نیروی آیرودینامیکی است که در صفحه چرخش توپی اعمال می‌شود و بر خلاف چرخش پروانه هدایت می‌شود.

مقاومت جلویی تیغه از مشخصات، مقاومت القایی و موج تشکیل شده است.

درگ پروفیل به دو دلیل ایجاد می شود: تفاوت فشار در جلو و پشت تیغه (کشش فشار) و اصطکاک ذرات در لایه مرزی (کشش اصطکاک).

مقاومت فشار به شکل پروفیل تیغه بستگی دارد. بر روی ضخامت نسبی () و انحنای نسبی () پروفیل. هر چه مقاومت بیشتر و بیشتر شود. مقاومت فشار به زاویه حمله در شرایط عملیاتی بستگی ندارد، اما در بحرانی a افزایش می یابد.

مقاومت اصطکاک به سرعت چرخش پروانه و وضعیت سطح تیغه ها بستگی دارد. درگ القایی درگ ناشی از شیب بالابر واقعی در اثر برش جریان است. کشش القایی تیغه به زاویه حمله α بستگی دارد و با افزایش آن افزایش می یابد. کشش موج روی تیغه در حال پیشروی زمانی اتفاق می افتد که سرعت پرواز از سرعت طراحی بیشتر شود و امواج ضربه ای روی تیغه ظاهر شوند.

کشیدن، مانند کشش، به چگالی هوا بستگی دارد.

تئوری ضربه تولید رانش روتور

ماهیت فیزیکی نظریه تکانه به شرح زیر است. یک ملخ ایده آل کار هوا را دفع می کند و سرعت خاصی را به ذرات آن می دهد. یک ناحیه مکش در جلوی پیچ، یک ناحیه تخلیه در پشت پیچ تشکیل می‌شود و جریان هوا از طریق پیچ برقرار می‌شود. پارامترهای اصلی این جریان هوا: افزایش سرعت القایی و فشار هوا در صفحه چرخش پروانه.

در حالت جریان محوری، هوا از هر طرف به NV نزدیک می شود و یک جریان هوای باریک در پشت پروانه تشکیل می شود. در شکل 12.4. یک کره نسبتاً بزرگ با مرکز روی بوش NV با سه بخش مشخص به تصویر کشیده شده است: بخش 0، واقع در جلوی پیچ، در صفحه چرخش پیچ، بخش 1 با سرعت جریان V 1 (سرعت مکش) و بخش 2 با سرعت جریان V 2 (سرعت پرتاب).

جریان هوا توسط HB با نیروی T به عقب پرتاب می شود، اما هوا نیز با همان نیرو به پروانه فشار می آورد. این نیرو نیروی رانش روتور اصلی خواهد بود. نیرو برابر است با حاصل ضرب ضربات جرم بدن
برنج. 12.3. به سوی توضیحی از نظریه تکانه ایجاد رانش.

شتابی که بدن تحت تأثیر این نیرو دریافت کرد. بنابراین، رانش NV برابر خواهد بود

(12.5.)

که در آن m s دومین جرم هوایی است که از مساحت هوا می گذرد برابر با

(12.6.)

چگالی هوا کجاست

F - ناحیه ای که توسط پیچ جارو شده است.

V 1 - سرعت جریان القایی (سرعت مکش).

a شتاب در جریان است.

فرمول (12.5.) را می توان به شکل دیگری ارائه کرد

(12.7.)

از آنجایی که طبق تئوری پروانه ایده آل، سرعت خروج هوا V توسط ملخ دو برابر سرعت مکش V 1 در صفحه چرخش NV است.

(12.8.)

تقریباً دو برابر شدن سرعت القایی در فاصله ای برابر با شعاع NV اتفاق می افتد. سرعت مکش V 1 برای هلیکوپترهای Mi-8 12 متر بر ثانیه و برای Mi-2 - 10 متر بر ثانیه است.

نتیجه گیری: نیروی رانش روتور اصلی متناسب با چگالی هوا، ناحیه جاروب شده دمنده هوا و سرعت القایی (سرعت چرخش دمنده هوا) است.

افت فشار در بخش 1-2 نسبت به فشار اتمسفر در یک محیط هوای دست نخورده برابر با سه فشار سرعت سرعت القایی است.

(12.9.)

که باعث افزایش مقاومت عناصر ساختاری هلیکوپتر واقع در پشت NV می شود.

نظریه عنصر تیغه

ماهیت تئوری عنصر تیغه به شرح زیر است. جریان اطراف هر بخش کوچک از عنصر تیغه در نظر گرفته می شود و نیروهای آیرودینامیکی اولیه dу e و dх e که بر روی تیغه وارد می شوند تعیین می شوند. نیروی بالابر تیغه U l و مقاومت تیغه X l در نتیجه افزودن نیروهای اولیه زیر که در تمام طول تیغه از قسمت لبه آن (r k) تا قسمت نوک (R) اعمال می شود تعیین می شود. ):

نیروهای آیرودینامیکی وارد بر روتور به عنوان مجموع نیروهای وارد بر تمام پره ها تعریف می شود.

برای تعیین رانش اصلی روتور از فرمولی مشابه فرمول بالابر بال استفاده می شود.

(12.10.)

بر اساس تئوری المان تیغه، نیروی رانش ایجاد شده توسط روتور اصلی متناسب با ضریب رانش، مساحت جاروب شده تیغه، چگالی هوا و مربع سرعت نوک تیغه ها است.

نتایج حاصل از تئوری ضربه و تئوری عنصر تیغه مکمل یکدیگر هستند.

بر اساس این نتایج، نتیجه می‌شود که نیروی رانش NV در حالت جریان محوری به چگالی هوا (دما)، زاویه نصب پره‌ها (گام NV) و سرعت چرخش روتور اصلی بستگی دارد.

حالت های عملکرد NV

حالت کار روتور اصلی با موقعیت NV در جریان هوا تعیین می شود.(شکل 12.1) بسته به این، دو حالت اصلی کار تعیین می شود: حالت جریان محوری و مایل. حالت جریان محوری با این واقعیت مشخص می شود که جریان بدون مزاحمت پیش رو به موازات محور بوشینگ NV (عمود بر صفحه چرخش بوش NV) حرکت می کند. در این حالت، روتور اصلی در حالت های پرواز عمودی عمل می کند: شناور، صعود عمودی و فرود هلیکوپتر. ویژگی اصلی این حالت این است که موقعیت تیغه نسبت به جریان وارد شده بر روی پروانه تغییر نمی کند، بنابراین نیروهای آیرودینامیکی با حرکت تیغه در آزیموت تغییر نمی کنند. حالت جریان مایل با این واقعیت مشخص می شود که جریان هوا با زاویه ای نسبت به محور خود به NV نزدیک می شود (شکل 12.4). هوا با سرعت V به پروانه نزدیک می شود و به دلیل سرعت مکش القایی Vi به سمت پایین منحرف می شود. سرعت جریان حاصل از NV برابر با مجموع برداری سرعت جریان دست نخورده و سرعت القایی خواهد بود.

V1 = V + Vi (12.11.)

در نتیجه، جریان دوم جریان هوا در ورودی هوا افزایش می یابد و در نتیجه، رانش روتور افزایش می یابد که با افزایش سرعت پرواز افزایش می یابد. در عمل، افزایش رانش NV در سرعت های بالاتر از 40 کیلومتر در ساعت مشاهده می شود.

برنج. 12.4. عملکرد روتور اصلی در حالت دمیدن مورب.

دمیدن مورب. سرعت موثر جریان در اطراف یک عنصر تیغه در صفحه چرخش عنصر هوابرد و تغییر آن در امتداد سطح جاروب شده عنصر هوابرد.

در حالت جریان محوری، هر عنصر تیغه در جریانی است که سرعت آن برابر با سرعت محیطی عنصر است. ، شعاع یک عنصر تیغه داده شده کجاست (شکل 12.6).

در حالت جریان مایل با زاویه حمله HB که برابر با صفر نیست (A=0)، سرعت W حاصله که جریان در اطراف عنصر تیغه جریان دارد به سرعت محیطی عنصر u، سرعت پرواز V1 و زاویه آزیموت

W = u + V1 sinψ (12.12.)

آن ها در سرعت پرواز ثابت و سرعت چرخش ثابت پروانه (ωr = ثابت)، سرعت جریان موثر در اطراف تیغه بسته به زاویه آزیموت متفاوت خواهد بود.

شکل 12.5. تغییر در سرعت جریان اطراف تیغه در صفحه چرخش ماده منفجره.

تغییر در سرعت جریان موثر بر روی سطح جارو شده نیروی هوایی.

در شکل 12.6. بردارهای سرعت جریانی را نشان می دهد که در نتیجه اضافه شدن سرعت محیطی و سرعت پرواز به عنصر تیغه برخورد می کند. نمودار نشان می دهد که سرعت جریان موثر هم در طول تیغه و هم در آزیموت متفاوت است. سرعت محیطی از صفر در محور توپی پروانه به حداکثر در نوک پره ها افزایش می یابد. در یک آزیموت 90 درجه سرعت عناصر تیغه برابر است با ، در آزیموت 270 o سرعت حاصل می شود ، در لبه تیغه در ناحیه با قطر d، جریان از سمت باله جریان می آید، یعنی. یک منطقه جریان معکوس تشکیل می شود، منطقه ای که در ایجاد رانش شرکت نمی کند.

هر چه شعاع NV بزرگتر باشد و سرعت پرواز در سرعت چرخش ثابت NV بیشتر باشد، قطر ناحیه جریان معکوس بزرگتر است.

در آزیموت های y=0 و y=180 0 سرعت حاصل از عناصر تیغه برابر است با .

شکل 12.6. تغییر در سرعت جریان موثر بر روی سطح جارو شده ماده منفجره.

دمیدن مورب. نیروهای آیرودینامیکی عنصر تیغه.

هنگامی که عنصر تیغه در جریان است، کل نیروی آیرودینامیکی عنصر تیغه ایجاد می شود که می تواند در سیستم مختصات سرعت به نیروی بالابر و نیروی کشش تجزیه شود.

مقدار نیروی آیرودینامیکی اولیه با فرمول تعیین می شود:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

با جمع‌بندی نیروهای رانش اولیه و نیروهای مقاومت دورانی، می‌توان مقدار نیروی رانش و مقاومت دورانی کل تیغه را تعیین کرد.

نقطه اعمال نیروهای آیرودینامیکی تیغه مرکز فشار است که در محل تلاقی کل نیروی آیرودینامیکی با وتر تیغه قرار دارد.

بزرگی نیروی آیرودینامیکی با زاویه حمله عنصر تیغه تعیین می شود که زاویه بین وتر عنصر تیغه و جریان مقابل است (شکل 12.7).

زاویه نصب عنصر تیغه φ زاویه بین صفحه ساختاری روتور (KPV) و وتر عنصر تیغه است.

زاویه ورودی زاویه بین سرعت و .(شکل 12.7.) است.

شکل 12.7 نیروهای آیرودینامیکی عنصر تیغه در حین دمیدن مورب.

وقوع یک لحظه واژگونی زمانی که تیغه ها به طور محکم بسته می شوند.نیروهای رانش توسط تمام عناصر تیغه ایجاد می شوند، اما بیشترین نیروهای اولیه Tl برای عناصری است که در ¾ شعاع تیغه قرار دارند؛ بزرگی Tl حاصل در حالت جریان مایل در اطراف رانش تیغه بستگی به آزیموت در ψ = 90 حداکثر است، در ψ = 270 حداقل است. این توزیع نیروهای رانش اولیه و محل نیروی حاصل منجر به تشکیل یک گشتاور خمشی متغیر بزرگ در ریشه خم تیغه M می شود.

این لحظه بار زیادی در محل اتصال تیغه ایجاد می کند که می تواند منجر به تخریب آن شود. در نتیجه نابرابری رانش های T l1 و T l2، یک لحظه واژگونی هلیکوپتر رخ می دهد.

M x =T l1 r 1 -T l2 r 2، (12.14.)

که با افزایش سرعت پرواز هلیکوپتر افزایش می یابد.

پروانه ای با تیغه های محکم نصب شده دارای معایب زیر است (شکل 12.8):

وجود یک لحظه واژگونی در حالت جریان مایل.

وجود یک لحظه خمشی بزرگ در نقطه ای که تیغه متصل است.

تغییر لحظه رانش تیغه در آزیموت.

این معایب با اتصال تیغه به توپی با استفاده از لولاهای افقی از بین می رود.

شکل 12.8 وقوع یک لحظه واژگونی زمانی که تیغه ها به طور محکم بسته می شوند.

تراز ممان رانش در موقعیت های مختلف ازیموتالی تیغه.

در حضور یک لولا افقی، رانش تیغه یک لحظه نسبت به این لولا ایجاد می کند که تیغه را می چرخاند (شکل 12. 9). ممان رانش Tl1 (Tl2) باعث می شود که تیغه نسبت به این لولا بچرخد.

یا (12.15.)

بنابراین، لحظه به بوش منتقل نمی شود، یعنی. لحظه واژگونی هلیکوپتر از بین می رود. لحظه خم شدن Muzg. در ریشه تیغه برابر با صفر می شود، قسمت ریشه آن تخلیه می شود، خمش تیغه کاهش می یابد، در نتیجه تنش های خستگی کاهش می یابد. ارتعاشات ناشی از تغییر در رانش آزیموت کاهش می یابد. بنابراین، لولا افقی (HS) وظایف زیر را انجام می دهد:

لحظه واژگونی را در حالت دمیدن مورب حذف می کند.

قسمت ریشه تیغه را از خم M تخلیه می کند.

ساده کردن کنترل روتور؛

پایداری استاتیک هلیکوپتر را بهبود می بخشد.

میزان تغییر رانش تیغه در آزیموت را کاهش دهید.

تنش خستگی را در تیغه کاهش می دهد و لرزش آن را به دلیل تغییر در رانش آزیموت کاهش می دهد.

تغییر زوایای حمله یک عنصر تیغه به دلیل بال زدن.

هنگامی که تیغه در حالت دمیدن مورب در آزیموت ψ از 0 تا 90 درجه حرکت می کند، سرعت جریان در اطراف تیغه به دلیل مولفه سرعت پرواز افقی (در زوایای پایین حمله NV) به طور مداوم افزایش می یابد. ) (شکل 12. 10.)

آن ها . (12.16.)

بر این اساس، نیروی رانش تیغه افزایش می‌یابد که متناسب با مجذور سرعت جریان ورودی و ممان رانش این تیغه نسبت به لولای افقی است. تیغه به سمت بالا تکان می خورد
شکل 12.9 تراز گشتاور رانش در موقعیت های مختلف آزیموتال تیغه.

سطح مقطع تیغه علاوه بر این از بالا دمیده می شود (شکل 12.10) و این باعث کاهش زوایای حمله واقعی و کاهش نیروی بالابر تیغه می شود که منجر به جبران آیرودینامیکی فلاپ می شود. هنگام حرکت از ψ 90 به ψ 180، سرعت جریان در اطراف پره ها کاهش می یابد و زوایای حمله افزایش می یابد. در آزیموت ψ = 180 o و در ψ = 0 o سرعت جریان در اطراف تیغه یکسان و برابر با ωr است.

به سمت آزیموت ψ = 270 o تیغه به دلیل کاهش سرعت جریان و کاهش Tl شروع به پایین آمدن می کند، در حالی که تیغه ها علاوه بر این از پایین دمیده می شوند که باعث افزایش زوایای حمله عنصر تیغه می شود و بنابراین افزایش مشخصی در بالابر

در ψ = 270، سرعت جریان در اطراف تیغه حداقل است، نوسان رو به پایین Vy تیغه حداکثر است، و زوایای حمله در نوک تیغه ها نزدیک به بحرانی است. به دلیل تفاوت در سرعت جریان اطراف تیغه در آزیموت های مختلف، زوایای حمله در ψ = 270 o چندین برابر بیشتر از کاهش در ψ = 90 o افزایش می یابد. بنابراین، با افزایش سرعت پرواز هلیکوپتر، در ناحیه آزیموت ψ = 270 o، زوایای حمله می تواند از مقادیر بحرانی فراتر رود که باعث جدا شدن جریان از عناصر تیغه می شود.

جریان مایل به این واقعیت منجر می شود که زوایای تکان دادن تیغه ها در قسمت جلوی دیسک NV در ناحیه آزیموت 180 0 به طور قابل توجهی بیشتر از قسمت پشتی دیسک در ناحیه آزیموت 0 0 است. به این کج شدن دیسک، انسداد مخروط HB می گویند. تغییر زوایای نوسان آزیموت تیغه در جریان هوای آزاد، زمانی که تنظیم کننده نوسان وجود ندارد، به صورت زیر تغییر می کند:

آزیموت از 0 تا 90 0:

سرعت جریان حاصل در اطراف تیغه افزایش می یابد، نیروی بالابر و ممان آن افزایش می یابد.

زاویه نوسان b و سرعت عمودی V y افزایش می یابد.

آزیموت 90 0:

سرعت نوسان رو به بالا V y حداکثر است.

آزیموت 90 0 - 180 0:

نیروی بالابر تیغه به دلیل کاهش سرعت جریان حاصل کاهش می یابد.

سرعت چرخش رو به بالا V y کاهش می یابد، اما زاویه چرخش تیغه همچنان افزایش می یابد.

آزیموت 200 0 - 210 0:

سرعت بال زدن عمودی صفر است V y = 0، زاویه بال زدن تیغه b حداکثر است، تیغه در نتیجه کاهش بالابر پایین می رود.

آزیموت 270 0:

سرعت جریان در اطراف تیغه حداقل است، نیروی بالابر و گشتاور آن کاهش می یابد.

سرعت نوسان رو به پایین V y – حداکثر؛

زاویه نوسان b کاهش می یابد.

آزیموت 20 0 - 30 0:

سرعت جریان در اطراف تیغه شروع به افزایش می کند.

V у = 0، زاویه نوسان رو به پایین حداکثر است.

بنابراین، در یک دمنده هوای آزاد با چرخش راست با دمیدن مورب، مخروط به سمت چپ می‌افتد. با افزایش سرعت پرواز، فروپاشی مخروط افزایش می یابد.

شکل 12.10.تغییر زوایای حمله یک عنصر تیغه به دلیل بال زدن.

تنظیم کننده نوسان (RF).حرکت بال زدن منجر به افزایش بارهای دینامیکی بر روی ساختار تیغه و تغییر نامطلوب در زوایای حمله پره ها به دیسک روتور می شود. کاهش دامنه نوسان و تغییر شیب طبیعی مخروط NV از چپ به راست توسط تنظیم کننده نوسان انجام می شود. تنظیم کننده نوسان (شکل 12.11.) یک اتصال سینماتیکی بین لولا محوری و حلقه چرخان سواش است که کاهش زوایای نصب تیغه j را با کاهش زاویه ضربه b و بالعکس، افزایش تیغه تضمین می کند. زاویه نصب با افزایش زاویه ضربه. این اتصال شامل جابجایی نقطه اتصال میله از سوشپلیت به بازوی لولای محوری (نقطه A) (شکل 12.12) از محور لولای افقی است. در هلیکوپترهای نوع Mi، تنظیم کننده بال زدن مخروط HB را به عقب و به راست متمایل می کند. در این حالت، مولفه جانبی در امتداد محور Z از نیروی NV حاصله به سمت راست بر خلاف جهت رانش روتور دم هدایت می شود که شرایط تعادل جانبی هلیکوپتر را بهبود می بخشد.

شکل 12.11 تنظیم کننده چرخش، نمودار سینماتیک. . . تعادل تیغه نسبت به لولای افقی.

در حین حرکت بال زدن تیغه (شکل 12.12.) در صفحه نیروی کشش، نیروها و گشتاورهای زیر بر آن اثر می کنند:

رانش Tl که به ¾ طول تیغه اعمال می شود، یک گشتاور M t = T·a را تشکیل می دهد و تیغه را می چرخاند تا ضربه را افزایش دهد.

نیروی گریز از مرکز F cb عمود بر محور طراحی چرخش NV در جهت بیرونی عمل می کند. نیروی اینرسی ناشی از بال زدن تیغه که عمود بر محور تیغه و مخالف شتاب بال زدن است.

نیروی ثقل G l به مرکز ثقل تیغه اعمال می شود و در چرخش تیغه برای کاهش ضربه، یک گشتاور M G = G را تشکیل می دهد.

تیغه موقعیتی را در فضا در امتداد نیروی حاصله Rl اشغال می کند. شرایط تعادل تیغه نسبت به لولای افقی با بیان تعیین می شود

(12.17.)

شکل 12.12. نیروها و لحظاتی که بر روی تیغه در صفحه نوسان اثر می کنند.

تیغه های NV در امتداد ژنراتیکس یک مخروط حرکت می کنند که راس آن در مرکز توپی قرار دارد و محور آن عمود بر صفحه انتهای تیغه ها است.

هر تیغه، در یک آزیموت خاص Ψ، همان موقعیت های زاویه ای β l را نسبت به صفحه چرخش HB اشغال می کند.

حرکت بال زدن تیغه ها چرخه ای است و به شدت با دوره ای برابر با زمان یک دور NV تکرار می شود.

لحظه اتصالات بوش افقی NV (M gsh).

در حالت جریان محوری حول NV، نیروی حاصل از پره‌های Rn در امتداد محور NV هدایت می‌شود و در مرکز توپی اعمال می‌شود. در حالت دمیدن مورب، نیروی Rn به سمت انسداد مخروط منحرف می شود. به دلیل جدا شدن لولاهای افقی، نیروی آیرودینامیکی Rn از مرکز بوشینگ عبور نمی کند و یک شانه بین بردار نیرو Rn و مرکز بوشینگ تشکیل می شود. لحظه ای M gsh بوجود می آید که به آن ممان اینرسی لولاهای افقی بوش HB می گویند. این بستگی به فاصله l r لولاهای افقی دارد. ممان لولاهای افقی بوش NV M gsh با افزایش فاصله l r افزایش می یابد و به سمت انسداد مخروط NV هدایت می شود.

وجود فاصله لولاهای افقی خاصیت میرایی NV را بهبود می بخشد، یعنی. پایداری دینامیکی هلیکوپتر را بهبود می بخشد.

تعادل تیغه نسبت به لولای عمودی (VH).

در طول چرخش تیغه NV با زاویه x منحرف می شود. زاویه نوسان x بین خط شعاعی و محور طولی تیغه در صفحه چرخش HB اندازه گیری می شود و اگر تیغه نسبت به خط شعاعی به سمت عقب بچرخد (از عقب افتادن) مثبت خواهد بود (شکل 12.13.).

به طور متوسط، زاویه نوسان 5-10 o و در حالت خود چرخشی منفی و برابر با 8-12 o در صفحه چرخش HB است. نیروهای زیر بر روی تیغه وارد می شوند:

نیروی پسا X l در مرکز فشار اعمال می شود.

نیروی گریز از مرکز هدایت شده در امتداد یک خط مستقیم که مرکز جرم تیغه و محور چرخش پروانه را به هم متصل می کند.

نیروی اینرسی F در عمود بر محور تیغه و مخالف شتاب، در مرکز جرم تیغه اعمال می شود.

نیروهای کوریولیس متناوب F k در مرکز جرم تیغه اعمال می شود.

ظهور نیروی کوریولیس با قانون بقای انرژی توضیح داده می شود.

انرژی چرخش به شعاع بستگی دارد، اگر شعاع کاهش یافته باشد، بخشی از انرژی برای افزایش سرعت زاویه ای چرخش استفاده می شود.

بنابراین، هنگامی که تیغه به سمت بالا می‌چرخد، شعاع rc2 مرکز جرم تیغه و سرعت محیطی کاهش می‌یابد، شتاب کوریولیس ظاهر می‌شود که تمایل به تسریع چرخش دارد، و از این رو نیرو - نیروی کوریولیس، که تیغه را به جلو می‌چرخاند. نسبت به لولای عمودی با کاهش زاویه نوسان، شتاب کوریولیس و در نتیجه نیرو در مقابل چرخش قرار می گیرد. نیروی کوریولیس با وزن تیغه، سرعت چرخش تیغه، سرعت زاویه ای بال زدن و زاویه بال زدن نسبت مستقیم دارد.

نیروهای فوق ممان هایی را تشکیل می دهند که باید در هر آزیموت حرکت تیغه متعادل شوند

. (12.15.)

شکل 12.13. تعادل تیغه نسبت به لولای عمودی (VH).

وقوع لحظات در NV.

هنگام کار با NV، نکات زیر مطرح می شود:

گشتاور Mk که توسط نیروهای کشش آیرودینامیکی تیغه ها ایجاد می شود، توسط پارامترهای نیروی هوایی تعیین می شود.

گشتاور واکنش M p به گیربکس اصلی و از طریق قاب گیربکس روی بدنه اعمال می شود.

گشتاور موتورها که از طریق جعبه دنده اصلی به شفت NV منتقل می شود، توسط گشتاور موتورها تعیین می شود.

گشتاور موتورها در امتداد چرخش NV هدایت می شود و راکتیو و گشتاور NV بر خلاف چرخش هدایت می شود. گشتاور موتور با مصرف سوخت، برنامه کنترل خودکار و شرایط جوی خارجی تعیین می شود.

در حالت های پرواز ثابت M k = M p = - M dv.

گشتاور NV گاهی اوقات با گشتاور راکتیو NV یا گشتاور موتورها شناسایی می شود، اما همانطور که از مطالب بالا مشاهده می شود، ماهیت فیزیکی این لحظات متفاوت است.

مناطق بحرانی جریان در اطراف NV.

با دمیدن مورب روی دمنده هوا، مناطق بحرانی زیر تشکیل می شود (شکل 12.14.):

منطقه جریان معکوس؛

منطقه توقف جریان؛

منطقه بحران موج؛

منطقه جریان معکوس. در ناحیه آزیموت 270 0 در پرواز افقی، منطقه ای تشکیل می شود که در آن بخش های لب به لب تیغه ها نه از لبه جلویی، بلکه از لبه انتهایی تیغه به اطراف جریان می یابد. قسمتی از تیغه واقع در این ناحیه در ایجاد نیروی بالابر تیغه شرکت نمی کند. این منطقه به سرعت پرواز بستگی دارد؛ هر چه سرعت پرواز بیشتر باشد، منطقه جریان معکوس بزرگتر است.

منطقه توقف جریان.در پرواز در آزیموت 270 0 - 300 0 در انتهای تیغه ها، به دلیل چرخش به سمت پایین تیغه، زوایای حمله قسمت تیغه افزایش می یابد. این اثر با افزایش سرعت پرواز هلیکوپتر افزایش می یابد، زیرا در عین حال، سرعت و دامنه حرکت بال زدن تیغه ها افزایش می یابد. با افزایش قابل توجه گام پروانه یا افزایش سرعت پرواز، به دلیل رسیدن تیغه ها به زوایای حمله فوق بحرانی، یک توقف جریان در این ناحیه رخ می دهد (شکل 12.14.) که منجر به کاهش بار و افزایش می شود. در کشش تیغه های واقع در این ناحیه. رانش روتور اصلی در این بخش کاهش می‌یابد و زمانی که سرعت پرواز به شدت تجاوز می‌کند، یک لحظه پاشنه‌دار قابل توجه در NV ظاهر می‌شود.

منطقه بحران موجکشش موج روی تیغه در ناحیه آزیموت 90 0 در سرعت پرواز زیاد اتفاق می افتد، زمانی که سرعت جریان در اطراف تیغه به سرعت محلی صوت می رسد و امواج ضربه موضعی تشکیل می شود که باعث افزایش شدید ضریب C xo می شود. به وقوع کشش موج

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

مقاومت موج می تواند چندین برابر بیشتر از مقاومت در برابر اصطکاک باشد و از آنجا که امواج ضربه ای بر روی هر تیغه به صورت دوره ای ظاهر می شود و برای مدت کوتاهی باعث ایجاد لرزش تیغه می شود که با افزایش سرعت پرواز افزایش می یابد. مناطق جریان بحرانی در اطراف روتور اصلی باعث کاهش سطح موثر روتور اصلی و در نتیجه رانش روتور اصلی می‌شود و ویژگی‌های آیرودینامیکی و عملیاتی هلیکوپتر را به‌طور کلی بدتر می‌کند، بنابراین محدودیت‌های سرعت در پروازهای هلیکوپتر همراه است. با پدیده های در نظر گرفته شده

.“حلقه گرداب”.

حالت حلقه گرداب در سرعت پایین افقی و سرعت عمودی بالا فرود هلیکوپتر زمانی که موتورهای هلیکوپتر کار می کنند رخ می دهد.

هنگامی که هلیکوپتر در این حالت فرود می آید، در فاصله ای زیر NV a سطح a-a، جایی که نرخ رد القایی برابر با نرخ کاهش V y می شود (شکل 12.15). با رسیدن به این سطح، جریان القایی به سمت NV می چرخد، تا حدی توسط آن گرفته می شود و دوباره به پایین پرتاب می شود. با افزایش V y، سطح a-a به HB نزدیک می شود و در یک نرخ بحرانی نزول، تقریباً تمام هوای خارج شده دوباره توسط روتور اصلی مکیده می شود و یک چنبره گردابی در اطراف روتور تشکیل می دهد. رژیم حلقه گردابی شروع می شود.

شکل 12.14. مناطق بحرانی جریان در اطراف NV.

در این حالت، رانش کل NV کاهش می یابد و نرخ عمودی کاهش V y افزایش می یابد. سطح بخش a-aبه طور دوره ای شکسته می شود، گرداب های چنبره به شدت توزیع بار آیرودینامیکی و ماهیت حرکت بال زدن تیغه ها را تغییر می دهند. در نتیجه، رانش NV ضربان دار می شود، تکان دادن و پایین آمدن هلیکوپتر رخ می دهد، راندمان کنترل بدتر می شود، نشانگر سرعت و واریومتر خوانش های ناپایدار می دهد.

هرچه زاویه نصب تیغه ها و سرعت پرواز افقی کمتر باشد، سرعت عمودی فرود بیشتر باشد، حالت حلقه گرداب شدیدتر ظاهر می شود. کاهش در سرعت پرواز 40 کیلومتر در ساعت یا کمتر.

برای جلوگیری از ورود هلیکوپتر به حالت "حلقه گرداب"، لازم است الزامات راهنمای پرواز را برای محدود کردن سرعت عمودی رعایت کنید.

معرفی

طراحی هلیکوپتر فرآیند پیچیده ای است که در طول زمان تکامل می یابد و به مراحل و مراحل طراحی مرتبط تقسیم می شود. ایجاد شده هواپیماباید راضی کند الزامات فنیو با مشخصات فنی و اقتصادی مندرج در مشخصات طراحی مطابقت داشته باشد. وظیفه فنیشامل توضیحات اولیه هلیکوپتر و ویژگی های عملکرد پرواز آن است که از بالا بودن اطمینان حاصل می کند بهره وری اقتصادیو رقابت پذیری وسیله نقلیه طراحی شده، یعنی: ظرفیت بار، سرعت پرواز، برد، سقف استاتیک و دینامیک، عمر مفید، دوام و هزینه.

شرایط مرجع در مرحله تحقیقات پیش از طراحی روشن می شود، که طی آن جستجوی ثبت اختراع، تجزیه و تحلیل راه حل های فنی موجود، کار تحقیق و توسعه انجام می شود. وظیفه اصلی تحقیق پیش طراحی، جستجو و تأیید تجربی اصول جدید برای عملکرد شی طراحی شده و عناصر آن است.

در مرحله طراحی اولیه، یک طرح آیرودینامیکی انتخاب می شود، ظاهر هلیکوپتر شکل می گیرد و پارامترهای اصلی برای اطمینان از دستیابی به موارد مشخص شده محاسبه می شود. عملکرد پرواز. این پارامترها عبارتند از: وزن هلیکوپتر، قدرت پیشرانه، ابعاد روتور اصلی و دم، وزن سوخت، وزن ابزار دقیق و تجهیزات ویژه. نتایج محاسبات در توسعه طرح هلیکوپتر و ترسیم یک برگه مرکزی برای تعیین موقعیت مرکز جرم استفاده می شود.

طراحی واحدها و اجزای بالگرد فردی با در نظر گرفتن راه حل های فنی انتخاب شده، در مرحله توسعه انجام می شود. پروژه فنی. در این حالت، پارامترهای واحدهای طراحی شده باید مقادیر مربوطه را برآورده کنند طراحی اولیه. برخی از پارامترها را می توان به منظور بهینه سازی طراحی اصلاح کرد. در طول طراحی فنی، استحکام آیرودینامیکی و محاسبات سینماتیکی اجزاء، انتخاب مصالح ساختاری و طرح‌های طراحی انجام می‌شود.

در مرحله طراحی دقیق، نقشه های کار و مونتاژ هلیکوپتر، مشخصات، لیست های انتخاب و سایر مواد آماده می شود. مستندات فنیمطابق با استانداردهای پذیرفته شده

این مقاله روشی را برای محاسبه پارامترهای هلیکوپتر در مرحله طراحی اولیه ارائه می دهد که برای تکمیل یک پروژه دوره در رشته "طراحی هلیکوپتر" استفاده می شود.

محاسبه وزن برخاستنهلیکوپتر نزدیک به اول

جرم محموله کجاست، کیلوگرم؛

وزن خدمه، کیلوگرم

برد پرواز

محاسبه پارامترهای روتور هلیکوپتر

2.1 شعاع R، m، روتور اصلی یک هلیکوپتر تک روتور با فرمول محاسبه می شود:

وزن برخاست هلیکوپتر کجاست، کیلوگرم؛

g - شتاب سقوط آزاد برابر با 9.81 m/s2.

p - بار ویژه در ناحیه ای که توسط روتور اصلی جاروب شده است،

مقدار بار خاص p در ناحیه جاروب شده توسط پروانه مطابق توصیه های ارائه شده در کار /1/ انتخاب می شود: جایی که p=280

شعاع روتور اصلی را برابر با R=7.9 می گیریم

سرعت زاویه‌ای، s-1، چرخش روتور اصلی با مقدار سرعت محیطی R انتهای پره‌ها محدود می‌شود که به جرم برخاستن هلیکوپتر بستگی دارد و برابر با R=232 m/ است. س

2.2 چگالی نسبی هوا در سقف های استاتیک و دینامیک

2.3 محاسبه سرعت اقتصادی در زمین و روی سقف پویا

مساحت نسبی صفحه مضر معادل تعیین می شود:

جایی که Se=2.5

مقدار سرعت اقتصادی در زمین Vz، کیلومتر در ساعت محاسبه می شود:

مقدار سرعت اقتصادی در سقف دینامیکی Vdin، کیلومتر در ساعت محاسبه می شود:

که در آن I = 1.09…1.10 ضریب القاء است.

2.4 مقادیر نسبی سرعت حداکثر و اقتصادی پرواز افقی در سقف دینامیکی محاسبه می شود:

که در آن Vmax = 250 کیلومتر در ساعت و Vdin = 182.298 کیلومتر در ساعت - سرعت پرواز.

R=232 m/s - سرعت محیطی تیغه ها.

من

نیروی بالابر و رانش برای حرکت رو به جلو هلیکوپتر با استفاده از روتور اصلی ایجاد می شود. به این ترتیب، تفاوت آن با هواپیما و گلایدر است، که در آن نیروی بالابر هنگام حرکت در هوا توسط یک سطح باربر - یک بال، متصل به بدنه، و رانش - توسط یک پروانه یا موتور جت ایجاد می شود. (شکل 6).

اصولاً می توان قیاسی بین پرواز هواپیما و هلیکوپتر قائل شد. در هر دو حالت نیروی بالابر به دلیل تعامل دو بدنه هوا و هواپیما (هواپیما یا هلیکوپتر) ایجاد می شود.

بر اساس قانون برابری کنش و عکس العمل، نتیجه می شود که با هر نیرویی که هواپیما بر روی هوا وارد می کند (وزن یا گرانش)، با همان نیرو هوا روی هواپیما (بالابر) وارد می شود.

هنگامی که یک هواپیما پرواز می کند، پدیده زیر رخ می دهد: جریان هوای مقابل در اطراف بال جریان می یابد و در پشت بال به پایین خم می شود. اما هوا یک محیط جدانشدنی و نسبتاً چسبناک است و این مورب نه تنها لایه‌ای از هوا که در مجاورت سطح بال قرار دارد، بلکه لایه‌های مجاور آن را نیز شامل می‌شود. بنابراین، هنگام جریان در اطراف بال، در هر ثانیه حجم نسبتاً قابل توجهی از هوا به سمت پایین، تقریباً برابر با حجم یک استوانه، که سطح مقطع آن دایره‌ای به قطر برابر با دهانه بال و طول آن است، به سمت پایین خم می‌شود. سرعت پرواز در ثانیه است. این چیزی نیست جز دومین جریان هوا که در ایجاد نیروی بالابر بال نقش دارد (شکل 7).

برنج. 7. حجم هوای دخیل در ایجاد بالابر هواپیما

از مکانیک نظری مشخص شده است که تغییر در تکانه در واحد زمان برابر با نیروی عامل است:

جایی که R -نیروی فعال؛

در نتیجه تعامل با بال هواپیما. در نتیجه، نیروی بالابر بال برابر با افزایش دوم در میزان حرکت عمودی در جت خروجی خواهد بود.

و -سرعت جریان شیب پشت بال به صورت عمودی به داخل متر بر ثانیهبه همین ترتیب، می توان کل نیروی آیرودینامیکی روتور اصلی هلیکوپتر را بر حسب نرخ جریان هوای دوم و سرعت برشی جریان (سرعت القایی جریان هوای خروجی) بیان کرد.

روتور دوار، سطحی را که می توان آن را به عنوان یک سطح باربر، شبیه به بال هواپیما در نظر گرفت، جارو می کند (شکل 8). جریان هوا در سطحی که توسط روتور جاروب شده است، در نتیجه تعامل با تیغه های دوار، با سرعت القایی به پایین پرتاب می شود. و.در مورد پرواز افقی یا شیب دار، هوا به سمت سطح جریان می یابد که توسط روتور اصلی با زاویه خاصی جاروب می شود (دمیدن مایل). مانند هواپیما، حجم هوای دخیل در ایجاد کل نیروی آیرودینامیکی روتور اصلی را می توان به صورت یک استوانه نشان داد که مساحت پایه آن برابر با سطحی است که روتور اصلی جاروب کرده و طول آن برابر است. سرعت پرواز، بیان شده در متر بر ثانیه

هنگامی که روتور اصلی در حالت سکون یا در پرواز عمودی (دمیدن مستقیم) کار می کند، جهت جریان هوا با محور روتور اصلی منطبق است. در این حالت، سیلندر هوا به صورت عمودی قرار خواهد گرفت (شکل 8، ب). نیروی آیرودینامیکی کل روتور اصلی به صورت حاصل ضرب جرم هوای جریان یافته از سطحی که توسط روتور اصلی در یک ثانیه عبور می کند و سرعت القایی جت خروجی بیان می شود:

سرعت القایی جت خروجی به داخل متر بر ثانیهلازم به ذکر است که در موارد در نظر گرفته شده، هم برای بال هواپیما و هم برای روتور هلیکوپتر، سرعت القایی وسرعت القایی جت خروجی در فاصله ای از سطح یاتاقان در نظر گرفته شده است. سرعت القایی جریان هوا که در خود سطح باربر رخ می دهد نصف بزرگتر است.

این تفسیر از منشاء بالابر بال یا نیروی آیرودینامیکی کل روتور کاملاً دقیق نیست و فقط در یک حالت ایده آل معتبر است. این فقط اساساً درست است و معنای فیزیکی پدیده را به وضوح توضیح می دهد. در اینجا مناسب است به یک مورد بسیار مهم که از مثال مورد تجزیه و تحلیل برمی‌خیزد توجه شود.

اگر مجموع نیروی آیرودینامیکی روتور به صورت حاصل ضرب جرم هوای جریان یافته از سطح جاروب شده توسط روتور و سرعت القایی بیان شود و حجم این جرم استوانه ای است که قاعده آن مساحت سطحی است که روتور جاروب کرده است. و طول آن سرعت پرواز است، پس کاملاً مشخص است که برای ایجاد نیروی رانش با مقدار ثابت (مثلاً برابر وزن هلیکوپتر) در سرعت پرواز بالاتر و در نتیجه با حجم بیشتری از هوای خارج شده، سرعت القایی کمتر و در نتیجه قدرت موتور کمتری مورد نیاز است.

برعکس، برای حفظ یک هلیکوپتر در هوا در حالی که "معروف به شناور" در جای خود است، به قدرت بیشتری نسبت به پرواز با سرعت رو به جلو معین نیاز است، که در آن به دلیل حرکت هلیکوپتر، جریان معکوس هوا وجود دارد.

به عبارت دیگر، با صرف همان توان (مثلاً توان نامی موتور) در حالت پرواز شیب دار با کافی سرعت بالاسقف بالاتری را می توان نسبت به بالابر عمودی زمانی که سرعت کلی حرکت می کند رسید

هلیکوپتر کمتر از مورد اول وجود دارد. بنابراین، هلیکوپتر دارای دو سقف است: ایستا، هنگامی که ارتفاع در پرواز عمودی به دست می آید و پویاهنگامی که ارتفاع در پرواز شیبدار به دست می آید و سقف دینامیکی همیشه بالاتر از سقف ایستا است.

عملکرد روتور اصلی هلیکوپتر و پروانه هواپیما اشتراکات زیادی دارند، اما تفاوت های اساسی نیز وجود دارد که بعداً مورد بحث قرار خواهد گرفت.

با مقایسه کار آنها می توان متوجه شد که کل نیروی آیرودینامیکی و در نتیجه رانش روتور هلیکوپتر که جزء نیرو است.

آردر جهت محور هاب، به دلیل اینکه قطر روتور هلیکوپتر چندین برابر قطر هواپیما است، همیشه (5-8 برابر) با قدرت موتور یکسان و وزن یکسان هواپیما بیشتر است. پروانه در این حالت سرعت خروج هوای روتور اصلی کمتر از سرعت پرتاب پروانه است.

میزان رانش روتور اصلی تا حد زیادی به قطر آن بستگی دارد

Dو تعداد انقلاب ها هنگامی که قطر پیچ دو برابر شود، رانش آن تقریباً 16 برابر افزایش می یابد و هنگامی که تعداد دورها دو برابر شود، رانش تقریباً 4 برابر افزایش می یابد. علاوه بر این، رانش روتور اصلی به چگالی هوا ρ، زاویه نصب پره‌ها φ (گام روتور) بستگی دارد.ویژگی های هندسی و آیرودینامیکی یک پروانه مشخص و همچنین حالت پرواز. تأثیر چهار عامل آخر معمولاً در فرمول های رانش پروانه از طریق ضریب رانش بیان می شود. یک تی . .

بنابراین، رانش روتور هلیکوپتر متناسب با موارد زیر خواهد بود:

- ضریب رانش............. α r
لازم به ذکر است که میزان رانش در هنگام پرواز در نزدیکی زمین تحت تأثیر به اصطلاح "بالشتک هوایی" است که به این دلیل هلیکوپتر می تواند از زمین بلند شود و چندین متر بالا بیاید و در عین حال انرژی کمتری را نسبت به انرژی مصرف کند. شناور» در ارتفاع 10-15 متروجود "بالشتک هوا" با این واقعیت توضیح داده می شود که هوای پرتاب شده توسط ملخ به زمین برخورد می کند و تا حدودی فشرده می شود، یعنی چگالی آن را افزایش می دهد. تأثیر "بالشتک هوا" به ویژه هنگامی که پروانه در نزدیکی زمین کار می کند، آشکار می شود. در اثر تراکم هوا، رانش روتور اصلی در این حالت، با مصرف برق یکسان، 30- افزایش می یابد.
40%. با این حال، با فاصله از زمین، این تأثیر به سرعت کاهش می‌یابد و در ارتفاع پروازی برابر با نصف قطر پروانه، «بالشتک هوا» نیروی رانش را تنها 15- افزایش می‌دهد. 20%. ارتفاع "بالشتک هوا" تقریباً برابر با قطر روتور اصلی است. علاوه بر این، افزایش کشش ناپدید می شود.
برای محاسبه تقریبی مقدار رانش روتور اصلی در حالت شناور، از فرمول زیر استفاده کنید:
ضریب مشخص کننده کیفیت آیرودینامیکی روتور اصلی و تأثیر "بالشتک هوا". بسته به ویژگی های روتور اصلی، مقدار ضریب آهنگامی که نزدیک زمین آویزان می شود می تواند دارای مقادیر 15-25 باشد.

روتور اصلی یک هلیکوپتر دارای یک ویژگی بسیار مهم است - توانایی ایجاد بالابر در حالت چرخش خودکار (اتصال خودکار) در صورت توقف موتور، که به هلیکوپتر اجازه می دهد تا یک سرخوردن یا فرود و فرود ایمن با چتر انجام دهد.

روتور اصلی دوار، در صورتی که تیغه‌های آن روی زاویه نصب کوچکی تنظیم شده باشد، تعداد دور مورد نیاز را در حین پرواز یا چتربازی حفظ می‌کند.

(l--5 0) 1 . در عین حال، نیروی بالابر حفظ می شود و از فرود با سرعت عمودی ثابت اطمینان حاصل می کند (6-10 m/sec)، sکاهش بعدی آن هنگام تسطیح قبل از کاشت به l--1.5 متر بر ثانیه

تفاوت قابل توجهی در عملکرد روتور اصلی در حالت پرواز موتور، زمانی که نیروی موتور به پروانه منتقل می شود، و در مورد پرواز خود چرخشی، زمانی که انرژی لازم برای چرخش پروانه را دریافت می کند، وجود دارد. جریان هوای پیش رو

در پرواز موتوری، هوای ورودی از بالا یا از بالا با زاویه به داخل روتور جریان می یابد. هنگامی که پروانه در حالت خود چرخشی کار می کند، هوا از پایین یا با زاویه از پایین بر روی صفحه چرخش جریان می یابد (شکل 9). شیب جریان پشت روتور اصلی در هر دو حالت به سمت پایین هدایت می شود، زیرا سرعت القایی، طبق قضیه تکانه، مستقیماً در مقابل رانش هدایت می شود، یعنی تقریباً در امتداد محور روتور اصلی به سمت پایین.

در اینجا ما در مورد زاویه نصب موثر در مقابل زاویه سازنده صحبت می کنیم.

معرفی

طراحی هلیکوپتر فرآیند پیچیده ای است که در طول زمان تکامل می یابد و به مراحل و مراحل طراحی مرتبط تقسیم می شود. هواپیمای در حال ایجاد باید الزامات فنی را برآورده کند و با مشخصات فنی و اقتصادی مشخص شده در مشخصات طراحی مطابقت داشته باشد. شرایط مرجع شامل توضیحات اولیه هلیکوپتر و ویژگی های عملکرد پرواز آن، تضمین بازده اقتصادی و رقابت پذیری ماشین طراحی شده، یعنی: ظرفیت بار، سرعت پرواز، برد، سقف استاتیک و دینامیک، عمر مفید، دوام و هزینه می باشد.

در مرحله طراحی اولیه، یک طرح آیرودینامیکی انتخاب می شود، ظاهر هلیکوپتر شکل می گیرد و پارامترهای اصلی برای اطمینان از دستیابی به ویژگی های عملکرد پرواز مشخص شده محاسبه می شود. این پارامترها عبارتند از: وزن هلیکوپتر، قدرت پیشرانه، ابعاد روتور اصلی و دم، وزن سوخت، وزن ابزار دقیق و تجهیزات ویژه. نتایج محاسبات در توسعه طرح هلیکوپتر و ترسیم یک برگه مرکزی برای تعیین موقعیت مرکز جرم استفاده می شود.

طراحی واحدها و اجزای جداگانه هلیکوپتر، با در نظر گرفتن راه حل های فنی انتخاب شده، در مرحله توسعه طراحی فنی انجام می شود. در این حالت، پارامترهای واحدهای طراحی شده باید مقادیر مربوط به طراحی اولیه را برآورده کنند. برخی از پارامترها را می توان به منظور بهینه سازی طراحی اصلاح کرد. در طول طراحی فنی، استحکام آیرودینامیکی و محاسبات سینماتیکی اجزاء، انتخاب مصالح ساختاری و طرح‌های طراحی انجام می‌شود.

در مرحله طراحی دقیق، نقشه های کار و مونتاژ هلیکوپتر، مشخصات، لیست های انتخاب و سایر اسناد فنی مطابق با استانداردهای پذیرفته شده تهیه می شود.

1. محاسبه تقریبی اول وزن بالگرد