دوره آموزشی طراحی

هلیکوپتر سبک

1 توسعه الزامات تاکتیکی و فنی. 2

2 محاسبه پارامترهای هلیکوپتر. 6

2.1 محاسبه جرم محموله. 6

2.2 محاسبه پارامترهای روتور اصلی هلیکوپتر. 6

2.3 چگالی نسبی هوا در سقف های ایستا و دینامیک 8

2.4 محاسبه سرعت اقتصادی نزدیک زمین و روی سقف دینامیکی. 8

2.5 محاسبه مقادیر نسبی سرعت حداکثر و اقتصادی پرواز همسطح در سقف دینامیکی. 10

2.6 محاسبه نسبت های مجاز ضریب رانش به پر شدن روتور اصلی برای حداکثر سرعت در زمین و برای سرعت اقتصادی در سقف دینامیکی. 10

2.7 محاسبه ضرایب رانش روتور اصلی در نزدیکی زمین و روی سقف دینامیکی 11

2.8 محاسبه پر شدن روتور اصلی. 12

2.9 تعیین افزایش نسبی در رانش روتور اصلی برای جبران کشش آیرودینامیکی بدنه و دم افقی. 13

3 محاسبه قدرت پیشرانه هلیکوپتر. 13

3.1 محاسبه توان هنگام شناور شدن بر روی سقف ایستا. 13

3.2 محاسبه توان ویژه در پرواز همسطح با حداکثر سرعت. 14

3.3 محاسبه توان ویژه در پرواز در سقف دینامیکی با سرعت اقتصادی.. 15

3.4 محاسبه توان ویژه در پرواز نزدیک زمین با سرعت اقتصادی در صورت خرابی یک موتور در هنگام برخاستن. 15

3.5 محاسبه توان های کاهش یافته ویژه برای موارد مختلف پرواز 16

3.5.1 محاسبه توان کاهش یافته ویژه هنگام شناور شدن بر روی سقف استاتیک 16

3.5.2 محاسبه توان کاهش یافته ویژه در پرواز همسطح با حداکثر سرعت. 16

3.5.3 محاسبه توان کاهش یافته ویژه در پرواز در سقف دینامیکی با سرعت اقتصادی.. 17

3-5-4 محاسبه توان کاهش یافته ویژه در پرواز نزدیک زمین با سرعت اقتصادی در صورت خرابی یک موتور. 18

3-5-5 محاسبه توان مورد نیاز پیشرانه. 19

3.6 انتخاب موتورها. 19

4 محاسبه جرم سوخت. 20

4.1 محاسبه سرعت کروز تقریب دوم. 20

4.2 محاسبه مصرف سوخت خاص. 22

4.3 محاسبه جرم سوخت. 23

5 تعیین جرم اجزاء و مجموعه های هلیکوپتر. 24

5.1 محاسبه جرم پره های روتور اصلی. 24

5.2 محاسبه جرم توپی روتور اصلی. 24

5.3 محاسبه جرم سیستم کنترل تقویت کننده. 25

5.4 محاسبه جرم سیستم کنترل دستی. 25

5.5 محاسبه جرم گیربکس اصلی. 26

5.6 محاسبه جرم واحدهای محرک روتور دم. 27

5.7 محاسبه جرم و ابعاد اصلی روتور دم. سی

5.8 محاسبه جرم سیستم رانش هلیکوپتر. 32

5.9 محاسبه جرم بدنه و تجهیزات هلیکوپتر. 32

5.10 محاسبه وزن برخاست هلیکوپتر از تقریب دوم. 35

6 شرح چیدمان هلیکوپتر. 36

مراجع.. 39

1 توسعه الزامات تاکتیکی و فنی

شی مورد طراحی یک هلیکوپتر سبک تک روتور با حداکثر وزن برخاست 3500 کیلوگرم است. ما 3 نمونه اولیه را به گونه ای انتخاب می کنیم که حداکثر وزن برخاست آنها در محدوده 2800-4375 کیلوگرم باشد. نمونه های اولیه هلیکوپترهای سبک هستند: Mi-2، Eurocopter EC 145، Ansat.

جدول 1.1 مشخصات تاکتیکی و فنی آنها را که برای محاسبه لازم است نشان می دهد.

جدول 1.1 - مشخصات تاکتیکی و فنی نمونه های اولیه

شکل های 1.1، 1.2 و 1.3 نمودارهای نمونه اولیه را نشان می دهد.

شکل 1.1 - طرح هلیکوپتر Mi-2

شکل 1.2 - طرح هلیکوپتر Eurocopter EC 145

شکل 1.3 - طرح هلیکوپتر Ansat

از جانب ویژگی های عملکردو طرح های نمونه اولیه، مقادیر متوسط ​​مقادیر را تعیین می کنیم و داده های اولیه را برای طراحی هلیکوپتر به دست می آوریم.

جدول 1.2 - داده های اولیه برای طراحی هلیکوپتر

2 محاسبه پارامترهای هلیکوپتر

2.1 محاسبه جرم بار

فرمول (2.1.1) برای تعیین جرم محموله:

جایی که مترمیلی گرم - جرم محموله، کیلوگرم؛ مترمعادله - جرم خدمه، کیلوگرم؛ L- برد پرواز، کیلومتر؛ متر 01 - حداکثر وزن برخاست هلیکوپتر، کیلوگرم.

وزن محموله:

2.2 محاسبه پارامترهای روتور اصلی هلیکوپتر

شعاع آر، m، روتور اصلی هلیکوپتر تک روتور با فرمول (2.2.1) محاسبه می شود:

, (2.2.1)

جایی که متر 01 - وزن برخاست هلیکوپتر، کیلوگرم؛ g- شتاب سقوط آزاد برابر با 9.81 m/s 2 . پ- بار ویژه در ناحیه ای که توسط روتور اصلی جاروب شده است، p = 3.14.

شعاع روتور اصلی را برابر می‌پذیریم آر= 7.2 متر

سرعت محیطی را تعیین کنید wآرانتهای تیغه ها از نمودار نشان داده شده در شکل 3:

شکل 3 - نمودار وابستگی سرعت نوک تیغه به سرعت پرواز برای مقادیر ثابت م 90 و μ

در Vmax= 258 کیلومتر در ساعت wآر = 220 متر بر ثانیه

سرعت زاویه ای را تعیین کنید w s -1 و فرکانس چرخش روتور اصلی طبق فرمول های (2.2.2) و (2.2.3):

2.3 چگالی نسبی هوا در سقف های استاتیک و دینامیک

چگالی نسبی هوا در سقف های استاتیک و دینامیکی به ترتیب با فرمول های (2.3.1) و (2.3.2) تعیین می شود:

2.4 محاسبه سرعت اقتصادی نزدیک زمین و روی سقف دینامیکی

مساحت نسبی تعیین می شود اسصفحه مضر معادل برابر با فرمول (2.4.1):

جایی که اس E از شکل 4 تعیین می شود.

شکل 4 - تغییر در ناحیه صفحه مضر معادل هلیکوپترهای ترابری مختلف

تایید کنید اس E = 1.5

مقدار سرعت اقتصادی نزدیک به زمین محاسبه می شود Vساعت، کیلومتر در ساعت:

جایی که من- ضریب القاء:

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

مقدار سرعت اقتصادی روی سقف پویا محاسبه می شود V Dyne، کیلومتر در ساعت:

2.5 محاسبه مقادیر نسبی سرعت حداکثر و اقتصادی پرواز همسطح در سقف پویا

محاسبه مقادیر نسبی حداکثر و سرعت اقتصادی پرواز در یک سقف دینامیکی به ترتیب طبق فرمول های (2.5.1) و (2.5.2) انجام می شود:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 محاسبه نسبت های مجاز رانش به پر شدن روتور برای حداکثر سرعت زمین و برای سرعت اقتصادی در سقف دینامیکی

از آنجایی که فرمول (2.6.1) برای نسبت ضریب رانش مجاز به پر شدن روتور اصلی برای حداکثر سرعت در نزدیکی زمین به شکل زیر است:

فرمول (2.6.2) برای نسبت ضریب رانش مجاز به پر شدن روتور اصلی برای سرعت اقتصادی در سقف دینامیکی:

2.7 محاسبه ضرایب رانش اصلی روتور در نزدیکی زمین و در سقف دینامیکی

ضرایب رانش اصلی روتور در نزدیکی زمین و روی سقف دینامیکی به ترتیب طبق فرمول های (2.7.1) و (2.7.2) محاسبه می شود:

2.8 محاسبه پر شدن روتور

پر کردن روتور سمحاسبه شده برای موارد پرواز با حداکثر سرعت و سرعت اقتصادی:

به عنوان ارزش پر کردن تخمینی سروتور، مقدار از شرط (2.8.3) گرفته شده است:

تایید کنید.

طول وتر بو ازدیاد طول لپره های روتور برابر با:

2.9 تعیین افزایش نسبی در رانش روتور اصلی برای جبران کشش آیرودینامیکی بدنه و دم افقی

افزایش نسبی در رانش روتور اصلی برای جبران کشش آیرودینامیکی بدنه و دم افقی به صورت .

3 محاسبه قدرت پیشرانه هلیکوپتر

3.1 محاسبه توان هنگام معلق ماندن روی سقف ایستا

توان ویژه مورد نیاز برای راندن روتور اصلی در حالت شناور روی سقف آماری با فرمول (3.1.1) محاسبه می شود.

جایی که N H st - توان مورد نیاز، W;

مشخصه دریچه گاز که بستگی به ارتفاع سقف استاتیک دارد و با فرمول (3.1.2) محاسبه می شود.

متر 0 - وزن برخاست، کیلوگرم؛

g- شتاب سقوط آزاد، m/s 2;

پ- بار ویژه در ناحیه ای که توسط روتور اصلی جاروب شده است، N/m 2؛

D st - چگالی نسبی هوا در ارتفاع سقف ساکن.

ساعت 0 - کارایی نسبی روتور اصلی در حالت شناور ( ساعت 0 =0.75);

افزایش نسبی رانش روتور اصلی برای متعادل کردن کشش آیرودینامیکی بدنه:

3.2 محاسبه توان ویژه در پرواز همسطح با حداکثر سرعت

توان ویژه مورد نیاز برای راندن روتور اصلی در پرواز همسطح با حداکثر سرعت با فرمول (3.2.1) محاسبه می شود.

سرعت محیطی انتهای تیغه ها کجاست.

بشقاب مضر معادل نسبی؛

ضریب القاء با فرمول (3.2.2) تعیین می شود.

3.3 محاسبه توان ویژه در پرواز در سقف دینامیکی با سرعت اقتصادی

توان ویژه برای راندن روتور اصلی روی سقف دینامیک عبارت است از:

چگالی نسبی هوا در سقف دینامیکی کجاست.

سرعت اقتصادی هلیکوپتر در سقف پویا;

3.4 محاسبه توان ویژه در پرواز نزدیک زمین با سرعت اقتصادی در صورت از کار افتادن یک موتور در هنگام برخاستن

توان ویژه مورد نیاز برای ادامه تیک آف با سرعت اقتصادی در صورت خرابی یک موتور با استفاده از فرمول (3.4.1) محاسبه می شود.

سرعت اقتصادی نزدیک به زمین کجاست.

3.5 محاسبه توانهای کاهش یافته خاص برای موارد مختلف پرواز

3.5.1 محاسبه توان کاهش یافته ویژه هنگام شناور شدن بر روی سقف ساکن

محاسبه توان کاهش یافته ویژه هنگام شناور شدن بر روی سقف استاتیک طبق فرمول (3.5.1.1) انجام می شود.

مشخصه گاز خاص کجاست:

ایکس 0 - ضریب استفاده از توان پیشرانه در حالت شناور. از آنجایی که وزن هلیکوپتر طراحی شده 3.5 تن است،

3.5.2 محاسبه توان کاهش یافته ویژه در پرواز همسطح با حداکثر سرعت

محاسبه توان کاهش یافته ویژه در پرواز همسطح در حداکثر سرعت طبق فرمول (3.5.2.1) انجام می شود.

ضریب مصرف برق در حداکثر سرعت پرواز کجاست،

مشخصات دریچه گاز موتورها بسته به سرعت پرواز:

3.5.3 محاسبه توان کاهش یافته ویژه در پرواز در سقف دینامیکی با سرعت اقتصادی

محاسبه توان کاهش یافته ویژه در پرواز در سقف دینامیکی با سرعت اقتصادی طبق فرمول (3.5.3.1) انجام می شود.

ضریب استفاده از توان در سرعت پرواز اقتصادی کجاست،

و - سطوح دریچه گاز موتور بسته به ارتفاع سقف دینامیکی اچو سرعت پرواز V Dyn با توجه به ویژگی های دریچه گاز زیر:

3.5.4 محاسبه توان کاهش یافته ویژه در پرواز نزدیک زمین در سرعت اقتصادی با یک خرابی موتور

محاسبه توان کاهش یافته ویژه در پرواز نزدیک زمین با سرعت اقتصادی در صورت خرابی یک موتور طبق فرمول (3.5.4.1) انجام می شود.

ضریب استفاده از توان در سرعت پرواز اقتصادی کجاست.

درجه گاز موتور در عملیات اضطراری؛

تعداد موتورهای هلیکوپتر;

درجه گاز موتور هنگام پرواز در نزدیکی زمین با سرعت اقتصادی:

3-5-5 محاسبه توان مورد نیاز پیشرانه

برای محاسبه توان مورد نیاز پیشرانه، مقدار توان کاهش یافته خاص از شرط (3.5.5.1) انتخاب می شود.

توان مورد نیاز نسیستم رانش هلیکوپتر برابر با:

وزن برخاست هلیکوپتر کجاست

g= 9.81 متر مربع / ثانیه - شتاب سقوط آزاد.

3.6 انتخاب موتورها

ما دو موتور توربین گازی GTD-1000T با قدرت کل 2 × 735.51 کیلو وات را می پذیریم. شرط برقرار است.

4 محاسبه جرم سوخت

4.1 محاسبه تقریب دوم سرعت کروز

ما مقدار سرعت کروز تقریب اول را می پذیریم.

از آنجایی که ضریب القاء را طبق فرمول (4.1.1) محاسبه می کنیم:

ما توان ویژه مورد نیاز برای به حرکت درآوردن روتور اصلی در حالت پرواز را طبق فرمول (4.1.2) تعیین می کنیم:

حداکثر مقدار قدرت کاهش یافته خاص پیشرانه کجاست،

ضریب تغییر توان بسته به سرعت پرواز، با فرمول محاسبه می شود:

ما سرعت کروز تقریب دوم را محاسبه می کنیم:

ما انحراف نسبی سرعت کروز تقریب اول و دوم را تعیین می کنیم:

از آنجایی که ما در حال اصلاح سرعت کروز تقریب اول هستیم، آن را برابر با سرعت محاسبه شده تقریب دوم در نظر می گیریم. سپس محاسبه را طبق فرمول های (4.1.1) - (4.1.5) تکرار می کنیم:

ما می پذیریم.

4.2 محاسبه مصرف سوخت خاص

مصرف سوخت ویژه با فرمول (4.2.1) محاسبه می شود:

ضریب تغییر در مصرف سوخت خاص بسته به نحوه عملکرد موتورها کجاست.

ضریب تغییر در مصرف سوخت خاص بسته به سرعت پرواز که با فرمول (4.2.2) تعیین می شود:

مصرف سوخت خاص در حالت برخاستن، ;

ضریب تغییر در مصرف سوخت خاص بسته به دما،

ضریب تغییر در مصرف سوخت خاص بسته به ارتفاع پرواز، ;

4.3 محاسبه جرم سوخت

جرم سوخت مصرف شده در پرواز برابر است با:

, (4.3.1)

قدرت خاص مصرف شده در سرعت کروز کجاست.

سرعت کروز؛

مصرف سوخت خاص؛

L- محدوده پرواز؛

5 تعیین جرم اجزاء و مجموعه های هلیکوپتر

5.1 محاسبه جرم پره های روتور

جرم پره های روتور اصلی با فرمول (5.1.1) تعیین می شود:

جایی که آر- شعاع روتور؛

س- پر کردن روتور اصلی؛

5.2 محاسبه جرم توپی روتور اصلی

جرم توپی روتور اصلی با فرمول (5.2.1) محاسبه می شود:

ضریب وزن بوش های طرح های مدرن کجاست، ;

ضریب تأثیر تعداد تیغه ها بر جرم بوش که با فرمول (5.2.2) محاسبه می شود:

نیروی گریز از مرکز بر روی تیغه ها که از فرمول (5.2.3) محاسبه می شود:

5.3 محاسبه جرم سیستم کنترل تقویت کننده

سیستم کنترل بوستر شامل یک سواشپلیت، بوسترهای هیدرولیک و یک سیستم کنترل هیدرولیک برای روتور اصلی است. محاسبه جرم سیستم کنترل تقویت کننده طبق فرمول (5.3.1) انجام می شود:

جایی که ب- وتر تیغه؛

ضریب وزنی سیستم کنترل تقویت کننده که می تواند برابر با 13.2 کیلوگرم بر متر مکعب باشد.

5.4 محاسبه جرم سیستم کنترل دستی

محاسبه جرم سیستم کنترل دستی طبق فرمول (5.4.1) انجام می شود:

ضریب وزن سیستم کنترل دستی برای هلیکوپترهای تک روتور برابر با 25 کیلوگرم در متر کجاست.

5.5 محاسبه جرم گیربکس اصلی

جرم گیربکس اصلی به گشتاور روی شفت روتور اصلی بستگی دارد و با استفاده از فرمول (5.5.1) محاسبه می شود:

که در آن یک ضریب وزنی است که مقدار متوسط ​​آن 0.0748 کیلوگرم / (Nm) 0.8 است.

حداکثر گشتاور روی شفت روتور اصلی از طریق کاهش قدرت پیشرانه تعیین می شود نو سرعت پیچ w:

ضریب استفاده از نیروی پیشرانه کجاست که مقدار آن بسته به وزن برخاست هلیکوپتر گرفته می شود. از آن به بعد؛

5.6 محاسبه وزن برای واحدهای محرک روتور دم

رانش روتور دم محاسبه می شود:

گشتاور روی شفت روتور کجاست.

فاصله بین محور پروانه های اصلی و دم.

فاصله Lبین محورهای پیچ اصلی و انتهایی برابر با مجموع شعاع و فاصله آنهاست دبین انتهای تیغه های آنها:

جایی که یک شکاف برابر با 0.15 ... 0.2 متر گرفته شده است.

شعاع روتور دم از آن به بعد

توان مصرفی برای چرخاندن روتور دم با فرمول (5.6.3) محاسبه می شود:

بازده نسبی روتور دم کجاست که می توان آن را برابر با 0.6 ... 0.65 در نظر گرفت.

گشتاوری که توسط میل فرمان منتقل می شود:

فرکانس چرخش میل فرمان کجاست که با فرمول (5.6.5) بدست می آید:

گشتاور منتقل شده توسط شفت گیربکس در دور در دقیقه عبارت است از:

وزن متردر شفت انتقال:

ضریب وزنی شفت انتقال که برابر با 0.0318 کیلوگرم / (نیوتن متر) 0.67 است، کجاست.

جرم گیربکس میانی با فرمول (5.6.9) تعیین می شود:

که در آن ضریب وزنی برای گیربکس میانی برابر با 0.137 کیلوگرم / (نیوتن متر) 0.8 است.

وزن چرخ دنده دمی که روتور دم را می چرخاند:

ضریب وزنی چرخ دنده عقب کجاست که مقدار آن 0.105 کیلوگرم / (نیوتن متر) 0.8 است.

5.7 محاسبه جرم و ابعاد اصلی روتور دم

جرم و ابعاد اصلی روتور دم بسته به رانش آن محاسبه می شود.

نسبت رانش روتور دم:

پر شدن پره های روتور دم به همان روشی که برای روتور اصلی محاسبه می شود:

مقدار مجاز نسبت ضریب رانش به پر شدن روتور دم کجاست؟

طول وتر و کشیدگی نسبی تیغه های روتور دم با استفاده از فرمول های (5.7.3) و (5.7.4) محاسبه می شود:

تعداد پره های روتور کجاست

جرم پره های روتور دم با استفاده از فرمول تجربی (5.7.5) محاسبه می شود:

مقدار نیروی گریز از مرکز که بر روی پره های روتور دم وارد می شود و توسط لولاهای توپی درک می شود با فرمول (5.7.6) محاسبه می شود:

جرم توپی روتور دم با استفاده از فرمول مشابه برای روتور اصلی محاسبه می شود:

نیروی گریز از مرکز بر روی تیغه روتور دم اثر می کند.

ضریب وزن آستین که برابر با 0.0527 kg/kN 1.35 است.

ضریب وزنی بسته به تعداد تیغه ها و با فرمول (5.7.8) محاسبه می شود:

5.8 محاسبه جرم سیستم رانش هلیکوپتر

جرم ویژه سیستم رانش هلیکوپتر با استفاده از فرمول تجربی (5.8.1) محاسبه می شود:

, (5.8.1)

جایی که ن- قدرت سیستم محرکه؛

جرم پیشرانه برابر با:

5.9 محاسبه جرم بدنه و تجهیزات هلیکوپتر

جرم بدنه هلیکوپتر با استفاده از فرمول (5.9.1) محاسبه می شود:

مساحت سطح شسته شده بدنه کجاست:

جدول 5.8.1

وزن برخاستن از تقریب اول؛

ضریب برابر 1.1;

وزن سیستم سوخت:

جرم سوخت مورد استفاده برای پرواز کجاست.

ضریب وزنی گرفته شده برای سیستم سوخت برابر با 0.09 است.

جرم ارابه فرود هلیکوپتر:

که در آن یک فاکتور وزن بسته به طراحی شاسی است. از آنجایی که هلیکوپتر طراحی شده دارای ارابه فرود جمع شونده است،

وزن تجهیزات الکتریکی هلیکوپتر با استفاده از فرمول (5.9.5) محاسبه می شود:

فاصله بین محورهای پیچ اصلی و دم کجاست.

تعداد پره های روتور؛

آر- شعاع روتور؛

ازدیاد طول نسبی پره های روتور؛

و - فاکتورهای وزن برای سیم های برق و سایر تجهیزات الکتریکی،

انبوه سایر تجهیزات هلیکوپتر:

ضریب وزنی که مقدار آن 1 است کجاست.

5.10 محاسبه جرم برخاستن هلیکوپتر تقریبی دوم

جرم یک هلیکوپتر خالی برابر است با مجموع جرم واحدهای اصلی:

وزن برخاست هلیکوپتر تقریب دوم:

ما انحراف نسبی جرم های تقریب اول و دوم را تعیین می کنیم:

انحراف نسبی جرم های تقریب اول و دوم شرط را برآورده می کند. این بدان معنی است که محاسبه پارامترهای هلیکوپتر صحیح است.

6 شرح چیدمان هلیکوپتر

هلیکوپتر طراحی شده بر اساس طرح تک روتور با روتور دم، دو موتور توربین گازی و ارابه فرود لغزشی ساخته شده است.

بدنه نیمه مونوکوک. المان های قدرت باربر بدنه از آلیاژ آلومینیوم ساخته شده و دارای روکش ضد خوردگی می باشد. تعظیمبدنه با سایبان کابین خلبان و هودهای ناسل موتور از مواد کامپوزیتی بر پایه فایبرگلاس ساخته شده است. کابین خلبان دارای دو در است، پنجره ها مجهز به سیستم ضد یخ و برف پاک کن هستند. درهای چپ و راست کابین بار و مسافر و یک دریچه اضافی در عقب بدنه راحتی بارگیری افراد بیمار و مجروح بر روی برانکاردها و همچنین محموله های حجیم را تضمین می کند. شاسی اسکید از لوله های فلزی خمیده جامد ساخته شده است. چشمه ها با فیرینگ پوشیده شده اند. پایه دم از تماس روتور دم با سکوی فرود جلوگیری می کند. تیغه های روتور اصلی و دم از آن ساخته شده است مواد کامپوزیتبر پایه فایبرگلاس است و می تواند به سیستم ضد یخ مجهز شود. توپی روتور اصلی چهار پره بدون لولا است که از دو تیر فایبرگلاس متقاطع ساخته شده است که هر کدام به دو تیغه متصل شده اند. توپی روتور دم دو پره با یک لولا افقی مشترک. مخازن سوخت با ظرفیت کل 850 لیتر در کف بدنه قرار دارند. سیستم کنترل هلیکوپتر سیمی بدون سیم کشی مکانیکی است که دارای افزونگی دیجیتال چهار برابر و منبع تغذیه مستقل دو برابری اضافی است. تجهیزات مدرن پرواز و ناوبری پروازها را در شرایط آب و هوایی ساده و دشوار و همچنین پروازهای طبق قوانین VFR و IFR را تضمین می کند. پارامترهای سیستم های هلیکوپتر با استفاده از هواپیما کنترل می شوند سیستم اطلاعاتکنترل BISK-A. این بالگرد مجهز به سیستم هشدار و هشدار است.

این هلیکوپتر می تواند به سیستم فرود آبی و همچنین سیستم های اطفاء حریق و پاشش شیمیایی مجهز شود.

نیروگاه دو موتور توربین گازی GTD-1000T با قدرت کل 2 × 735.51 کیلو وات است. موتورها در ناسل های جداگانه روی بدنه سوار می شوند. ورودی های هوا جانبی هستند و مجهز به دستگاه های محافظ گرد و غبار هستند. پانل های جانبی گوندولاها برای تشکیل سکوهای خدماتی لولا شده اند. شفت موتور با زاویه ای نسبت به جعبه دنده مرکزی و جعبه لوازم جانبی خارج می شود. نازل های اگزوز موتورها با زاویه 24 اینچ به سمت بیرون منحرف می شوند.برای محافظت در برابر شن و ماسه فیلترهایی تعبیه شده است که 90 درصد از نفوذ ذرات با قطر بیش از 20 میکرون به داخل موتور جلوگیری می کند.

جعبه دنده متشکل از گیربکس موتور، گیربکس میانی، گیربکس مخروطی، گیربکس اصلی، شفت و گیربکس واحد قدرت کمکی، شفت فرمان و گیربکس مخروطی است. سیستم انتقال از آلیاژهای تیتانیوم استفاده می کند.

سیستم الکتریکی از دو مدار جدا شده تشکیل شده است که یکی از آنها توسط دینام 115-120 ولت و مدار دوم توسط یک ژنراتور 28 ولت DC تغذیه می شود. ژنراتورها از گیربکس روتور اصلی هدایت می شوند.

کنترل تکراری است، با سیم کشی سفت و محکم و بوسترهای هیدرولیک که از سیستم های هیدرولیک اصلی و پشتیبان هدایت می شوند. خلبان خودکار چهار کاناله AP-34B تثبیت هلیکوپتر در پرواز را از نظر رول، سمت، زمین و ارتفاع تضمین می کند. سیستم هیدرولیک اصلی برق تمام واحدهای هیدرولیک را تامین می کند و سیستم پشتیبان فقط تقویت کننده های هیدرولیک است.

سیستم گرمایش و تهویه هوای گرم یا سرد را برای کابین خدمه و مسافران تامین می کند، سیستم ضد یخ از تیغه های روتور اصلی و دم، شیشه های جلوی کابین خدمه و ورودی های هوای موتور در برابر یخ زدگی محافظت می کند.

تجهیزات ارتباطی شامل باند فرمان HF - "Yurok"، اینترکام SPU-34 است.

کتابشناسی - فهرست کتب

1. طراحی هلیکوپتر / V.S. کریوتسف، L.I. لوسف، یا.س. کارپوف - کتاب درسی. - خارکف: نات. هوافضا un-t «خارک. هواپیمایی in-t، 2003. - 344 ص.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. people.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

دانلود: شما به دانلود فایل ها از سرور ما دسترسی ندارید.

مقررات عمومی

روتور اصلی هلیکوپتر (HB) برای ایجاد نیروی بالابر، نیروی محرکه (پیش رانش) و لحظات کنترل طراحی شده است.

روتور اصلی شامل یک توپی، 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: - حول محور HB می چرخند، همراه با هلیکوپتر در فضا حرکت می کنند، موقعیت زاویه ای خود را تغییر می دهند. چرخش در این لولاها، بنابراین آیرودینامیک تیغه روتور اصلی پیچیده تر از آیرودینامیک بال هواپیما است.

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

پارامترهای هندسی اصلی روتور اصلی (NV).

پارامترهای اصلی HB عبارتند از: قطر، سطح جارو شده، تعداد تیغه ها، ضریب پر شدن، فاصله لولاهای افقی و عمودی و بار خاص در ناحیه جارو شده.

قطر D قطر دایره ای است که انتهای تیغه ها در هنگام قرار گرفتن HV در امتداد آن حرکت می کنند. هلیکوپترهای مدرن دارای قطر 14-35 متر هستند.

منطقه جارو شدهفوم ناحیه دایره است که انتهای تیغه های HB را هنگامی که در محل کار می کند توصیف می کند.

فاکتور پر کردنσ. برابر است با:

σ \u003d (Z l Fl) / F اهم (12.1)؛

که در آن Z l تعداد تیغه ها است.

F l - مساحت تیغه؛

F Ohm - منطقه جاروب شده HB.

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

با افزایش ضریب پر، رانش HB به دلیل افزایش مساحت واقعی سطوح یاتاقان به مقدار مشخصی افزایش می یابد و سپس سقوط می کند. افت رانش به دلیل تأثیر مخروط جریان و موج گردابی از تیغه پیشرو رخ می دهد. با افزایش s، به دلیل افزایش کشش تیغه ها، باید توان تامین شده به NV را افزایش داد. با افزایش s، گام مورد نیاز برای به دست آوردن یک رانش معین کاهش می یابد، که NV را از حالت های استال دور می کند. ویژگی های حالت های استال و دلایل وقوع آنها در زیر مورد بحث قرار خواهد گرفت.

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

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

(12.3.)

پارامترهای اصلی سینماتیک NV.

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

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

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

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

صفحه چرخش NV (شکل 12.1). زاویه A مثبت در نظر گرفته می شود اگر جریان هوااز پایین روی NV اجرا می شود. در حالت های پرواز و صعود سطح A منفی و در حالت نزولی A مثبت 900 است.

زاویه گام جمعی، زاویه نصب تمام تیغه های HB در سطح مقطع در شعاع 0.7R است.

زاویه گام چرخه ای HB به حالت عملکرد HB بستگی دارد، این موضوع در هنگام تجزیه و تحلیل دمیدن مورب HB به طور دقیق در نظر گرفته می شود.

پارامترهای اصلی تیغه HB.

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

شعاع مقطع تیغه فعلی r فاصله آن را از محور چرخش HB 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، با نشان b (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 کل گام HB در نظر گرفته می شود.

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

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

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

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

زاویه چرخش x جابجایی زاویه ای تیغه را در لولای عمودی در صفحه چرخش مشخص می کند (شکل 12). زمانی که تیغه بر خلاف جهت چرخش منحرف 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 تیغه نیروی آیرودینامیکی است که در صفحه چرخش توپی عمل می کند و در مقابل چرخش HB قرار دارد.

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

مقاومت پروفیل به دو دلیل ایجاد می شود: اختلاف فشار در جلو و پشت تیغه (مقاومت فشار) و اصطکاک ذرات در لایه مرزی (مقاومت 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 HB و وضعیت سطح تیغه ها بستگی دارد. درگ القایی درگ ناشی از شیب بالابر واقعی به دلیل کج بودن جریان است. مقاومت القایی تیغه به زاویه حمله α بستگی دارد و با افزایش آن افزایش می یابد. هنگامی که سرعت پرواز از مقدار محاسبه شده بیشتر شود و ضربه هایی روی تیغه ظاهر شود، مقاومت موج روی تیغه پیشروی رخ می دهد.

کشش، مانند رانش، به چگالی هوا بستگی دارد.

تئوری ضربه تولید رانش روتور اصلی

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

در حالت جریان محوری، هوا از هر طرف به NV نزدیک می شود و یک جت هوای منقبض کننده در پشت پروانه تشکیل می شود. روی انجیر 12.4. یک کره نسبتاً بزرگ در مرکز آستین HB با سه بخش مشخص نشان داده شده است: بخش 0 که در جلوی پیچ قرار دارد، در صفحه چرخش پیچ، بخش 1 با سرعت جریان V 1 (سرعت مکش) و بخش 2 با سرعت جریان V 2 (سرعت رد).

جریان هوا توسط HB با نیروی T 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 جرم جسم و
برنج. 12.3. برای توضیح نظریه تکانه ایجاد نیروی رانش.

شتابی که بدن تحت تأثیر این نیرو دریافت می کند. بنابراین، رانش HB برابر خواهد بود

(12.5.)

که در آن m s دومین جرم هوایی است که از ناحیه HB برابر است

(12.6.)

چگالی هوا کجاست

F ناحیه ای است که توسط پیچ از بین رفته است.

V 1 - نرخ جریان القایی (نرخ مکش)؛

a شتاب در جریان است.

فرمول (12.5.) را می توان به شکل دیگری نشان داد

(12.7.)

از آنجایی که طبق تئوری یک پیچ ایده آل، سرعت خروج هوا V توسط پیچ دو برابر سرعت مکش V 1 در صفحه چرخش HB است.

(12.8.)

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

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

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

(12.9.)

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

نظریه عنصر تیغه

ماهیت تئوری عنصر تیغه به شرح زیر است. جریان اطراف هر بخش کوچکی از عنصر تیغه در نظر گرفته می شود و نیروهای آیرودینامیکی اولیه dу e و dx e که بر روی تیغه اعمال می شوند تعیین می شوند. نیروی بالابر تیغه U l و مقاومت تیغه Xl در نتیجه افزودن چنین نیروهای اولیه ای که در تمام طول تیغه از قسمت لبه آن (r تا) تا انتها (R) عمل می کنند تعیین می شود. :

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

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

(12.10.)

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

نتیجه گیری های انجام شده در مورد تئوری ضربه و نظریه عنصر تیغه یکدیگر را تکمیل می کنند.

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

حالت های عملیاتی HB

حالت کار روتور اصلی با موقعیت HB در جریان هوا تعیین می شود.(شکل 12.1) بسته به این، دو حالت کار اصلی 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 HB (عمود بر صفحه چرخش بوش HB) 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 روی پیچ 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 آن بر روی NV اجرا 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 از طریق NV افزایش می یابد و در نتیجه، رانش اصلی 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.

پف اریب. سرعت موثر جریان در اطراف عنصر تیغه در صفحه چرخش NV و تغییر آن در امتداد سطح جاروب شده NV.

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

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

W = u + V1 sinψ (12.12.)

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

شکل 12.5. تغییر در سرعت جریان اطراف تیغه در صفحه چرخش پیشرانه.

تغییر در سرعت موثر جریان در اطراف سطح جارو شده NV.

روی انجیر 12.6. بردارهای سرعت جریانی را نشان می دهد که در نتیجه اضافه کردن سرعت محیطی و سرعت پرواز به عنصر تیغه وارد می شود. 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 انتهای پره ها افزایش می یابد. در آزیموت 90 در مورد سرعت عناصر تیغه است ، در آزیموت 270 o سرعت حاصل برابر است ، در لبه تیغه در ناحیه با قطر d، جریان از سمت باله جریان دارد، یعنی. یک منطقه جریان معکوس تشکیل می شود، منطقه ای که در ایجاد رانش شرکت نمی کند.

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

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

شکل 12.6. تغییر در سرعت موثر جریان در اطراف سطح جارو شده مواد منفجره.

پف اریب. 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 کشش تجزیه شود.

مقدار نیروی آیرودینامیکی اولیه با فرمول تعیین می شود:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

با جمع بندی نیروهای رانش اولیه و نیروهای مقاومت در برابر چرخش، می توان مقدار نیروی رانش و مقاومت در برابر چرخش 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 اصلی (CPV) و وتر عنصر تیغه است.

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

شکل 12.7 نیروهای آیرودینامیکی عنصر تیغه با دمیدن مورب.

وقوع لحظه واژگونی هنگام بستن سخت تیغه ها.نیروهای رانش توسط همه عناصر تیغه ایجاد می شوند، اما عناصری که در ¾ شعاع تیغه قرار دارند، بیشترین نیروهای اولیه را خواهند داشت Tl، مقدار Tl حاصل در حالت جریان مایل در اطراف رانش تیغه. تیغه به آزیموت بستگی دارد. در ψ = 90 حداکثر است، در ψ = 270 حداقل است. چنین توزیعی از نیروهای رانش اولیه و محل نیروی حاصل منجر به تشکیل یک گشتاور خمشی متغیر بزرگ در ریشه تیغه M izg می شود.

این لحظه بار زیادی در نقطه اتصال تیغه ایجاد می کند که می تواند منجر به تخریب آن شود. در نتیجه نابرابری میله های T l1 و T l2 ، یک لحظه کج شدن هلیکوپتر بوجود می آید.

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

که با سرعت هلیکوپتر افزایش می یابد.

یک پروانه با تیغه های صلب دارای معایب زیر است (شکل 12.8):

وجود لحظه واژگونی در حالت جریان مایل.

وجود یک لحظه خمشی بزرگ در نقطه اتصال تیغه؛

تغییر رانش تیغه در آزیموت

این نواقص با اتصال تیغه به توپی با استفاده از لولاهای افقی برطرف می شود.

شکل 12.8 وقوع لنگر واژگونی با محکم بستن تیغه ها.

تراز لحظه نیروی رانش در موقعیت های مختلف آزیموت 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 چرخش تیغه نسبت به این لولا می شود.

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، خم شدن تیغه کاهش می یابد، به همین دلیل، تنش های خستگی کاهش می یابد. ارتعاشات ناشی از تغییر در رانش در آزیموت کاهش می یابد. بنابراین، لولا افقی (HH) وظایف زیر را انجام می دهد:

لحظه واژگونی را در حالت دمیدن مورب حذف می کند.

قسمت ریشه تیغه را از M خارج می کند.

کنترل روتور اصلی را ساده کنید.

بهبود پایداری استاتیک هلیکوپتر؛

میزان تغییر رانش تیغه در آزیموت را کاهش دهید.

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

تغییر زوایای حمله عنصر تیغه در اثر ضربه.

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 حمله کم HB) دائماً افزایش می یابد. ) (شکل 12. 10.)

آن ها . (12.16.)

بر این اساس، نیروی رانش تیغه افزایش می یابد که متناسب با مجذور سرعت جریان آزاد و ممان رانش این تیغه نسبت به لولای افقی است. تیغه به سمت بالا حرکت می کند
شکل 12.9 تراز لحظه نیروی رانش در موقعیت های مختلف آزیموت تیغه.

بخش تیغه علاوه بر این از بالا دمیده می شود (شکل 12.10) و این باعث کاهش زوایای حمله واقعی و کاهش بلند شدن تیغه می شود که منجر به جبران فلپ آیرودینامیکی می شود. هنگام حرکت از ψ 90 به ψ 180، سرعت جریان در اطراف پره ها کاهش می یابد، زوایای حمله افزایش می یابد. در آزیموت ψ = 180 o و در ψ = 0 o سرعت جریان پره ها یکسان و برابر 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 از این رو مقداری افزایش در بالابر.

در ψ = 270، سرعت جریان در اطراف تیغه حداقل است، نوسان رو به پایین Vy تیغه حداکثر است، و زوایای حمله در انتهای 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 فلپ در قسمت جلوی دیسک HB در ناحیه آزیموت 180 0 بسیار بیشتر از قسمت پشتی دیسک در ناحیه آزیموت 0 0 است. به این تمایل دیسک، انسداد مخروط HB می گویند. تغییر در زوایای حرکت تیغه در آزیموت در یک HB آزاد، زمانی که کنترل ضربه وجود ندارد، به صورت زیر تغییر می کند:

آزیموت از 0 تا 90 0:

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

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

آزیموت 90 0:

چرخش تا سرعت V y حداکثر.

آزیموت 90 0 - 180 0:

نیروی بالابر تیغه با کاهش سرعت جریان حاصل کاهش می یابد.

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

آزیموت 200 0 - 210 0:

سرعت چرخش عمودی برابر با صفر V y = 0 است، زاویه نوسان 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 چرخش پایین V y - حداکثر.

زاویه ضربه b کاهش می یابد.

آزیموت 20 0 - 30 0:

سرعت جریان در اطراف تیغه شروع به افزایش می کند.

V y \u003d 0، زاویه نوسان رو به پایین حداکثر است.

بنابراین، برای یک NV چرخش آزادانه سمت راست با دمیدن مورب، مخروط به سمت چپ متلاشی می شود. با افزایش سرعت پرواز، انسداد مخروط افزایش می یابد.

شکل 12.10 تغییر زوایای حمله عنصر تیغه در اثر ضربه.

تنظیم کننده سکته مغزی (RV).حرکت پرواز منجر به افزایش بارهای دینامیکی بر روی ساختار تیغه و تغییر نامطلوب در زوایای حمله پره ها در امتداد دیسک روتور می شود. کاهش دامنه نوسان و تغییر در شیب طبیعی مخروط HB 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 است که کاهش زوایای تیغه ها j را با کاهش زاویه چرخش b و بالعکس، افزایش در زاویه تضمین می کند. زاویه تیغه ها با افزایش زاویه نوسان. این اتصال عبارت است از جابجایی نقطه اتصال رانش از صفحه ضربه‌گیر به افسار لولای محوری (نقطه A) (شکل 12.12) از محور لولای افقی. در هلیکوپترهای نوع Mi، کنترل سکته مغزی مخروط HB را به عقب و به سمت راست می چرخاند. در این حالت، مولفه جانبی در امتداد محور Z نیروی HB حاصله به سمت راست بر خلاف جهت رانش روتور دم هدایت می شود که شرایط تعادل جانبی هلیکوپتر را بهبود می بخشد.

Fig.12.11 کنترلر جارو، نمودار سینماتیک. . . تعادل تیغه نسبت به لولای افقی.

در حین حرکت فلپ تیغه (شکل 12.12.) در صفحه نیروی رانش، نیروها و گشتاورهای زیر بر روی آن اثر می کنند:

رانش T l که به ¾ طول تیغه اعمال می شود، یک لحظه M t \u003d 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 سازنده چرخش HB به خارج عمل می کند. نیروی اینرسی ناشی از ضربه تیغه که عمود بر محور تیغه و مخالف شتاب ضربه است.

نیروی گرانش G l به مرکز ثقل تیغه اعمال می شود و یک لحظه M G =G·در چرخاندن تیغه برای کاهش نوسان ایجاد می کند.

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 تیغه در صفحه سکته وارد می شوند.

تیغه های HB در امتداد ژنراتیکس مخروط حرکت می کنند که قسمت بالای آن در مرکز توپی قرار دارد و محور بر روی صفحه انتهای تیغه ها عمود 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 چرخ طیار تیغه ها چرخه ای است و با دوره ای برابر با زمان یک چرخش HB تکرار می شود.

لحظه لولاهای افقی آستین HB (M gsh).

در حالت جریان محوری حول NV، حاصل نیروهای تیغه‌های Rn در امتداد محور NV هدایت شده و در مرکز آستین اعمال می‌شود. در حالت دمیدن مورب، نیروی R n به سمت انسداد مخروط منحرف می شود. با توجه به فاصله لولاهای افقی، نیروی آیرودینامیکی R n از مرکز آستین عبور نمی کند و یک شانه بین بردار نیرو Rn و مرکز آستین تشکیل می شود. یک لحظه مگش وجود دارد که به آن ممان اینرسی لولاهای افقی بوش HB می گویند. این بستگی به فاصله l r لولاهای افقی دارد. ممان لولاهای افقی بوش HB Mgsh با افزایش فاصله l r افزایش می یابد و به سمت انسداد مخروط HB هدایت می شود.

وجود جداسازی لولاهای افقی خاصیت میرایی HB را بهبود می بخشد، یعنی. پایداری دینامیکی هلیکوپتر را بهبود می بخشد.

تعادل تیغه نسبت به لولای عمودی (VSH).

در طول چرخش HB، تیغه 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 عقب برگردد (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 که در مرکز فشار اعمال می شود.

نیروی گریز از مرکز هدایت شده در امتداد یک خط مستقیم که مرکز جرم تیغه و محور چرخش HB 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 حرکت می کند، شعاع r ц2 مرکز جرم تیغه و سرعت محیطی کاهش می یابد، شتاب کوریولیس ظاهر می شود که تمایل به سرعت بخشیدن به چرخش دارد، و از این رو نیرو - نیروی کوریولیس، که تیغه را نسبی به جلو می چرخاند. به لولای عمودی با کاهش زاویه ضربه، شتاب کوریولیس، و در نتیجه نیرو، بر خلاف چرخش هدایت می شود. نیروی کوریولیس با وزن تیغه، سرعت چرخش HB، سرعت زاویه ای ضربه و زاویه ضربه 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 (VSH).

وقوع لحظات در NV.

در حین کار NV نکات زیر مطرح می شود:

گشتاور M k که توسط نیروهای مقاومت آیرودینامیکی تیغه ها ایجاد می شود، توسط پارامترهای HB تعیین می شود.

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

گشتاور موتورهایی که از طریق گیربکس اصلی به شفت HB منتقل می شود توسط گشتاور موتورها تعیین می شود.

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

در حالت های پرواز حالت پایدار M به = M p = - M dv.

گشتاور HB گاهی با گشتاور راکتیو HB یا با گشتاور موتور 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 در NV، مناطق بحرانی زیر تشکیل می شوند (شکل 12.14.):

منطقه جریان معکوس؛

منطقه غرفه؛

منطقه بحران موج;

منطقه عقب. در منطقه آزیموت 270 0 در پرواز افقی، منطقه ای تشکیل می شود که در آن بخش های لب به لب تیغه ها نه از جلو، بلکه از لبه عقب تیغه پرواز می کنند. بخشی 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 استال.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 تقویت می شود، زیرا. در عین حال، سرعت و دامنه حرکت بال زدن تیغه ها افزایش می یابد. با افزایش قابل توجهی در گام HB یا افزایش سرعت پرواز، یک توقف جریان در این ناحیه رخ می دهد (شکل 12.14.) به دلیل رسیدن تیغه ها به زوایای حمله فوق بحرانی، که منجر به کاهش در لیفت و افزایش در کشیدن تیغه های واقع در این ناحیه. رانش روتور اصلی در این بخش می افتد و با بیش از حد زیادی از سرعت پرواز در HB، یک لحظه پاشنه قابل توجهی ظاهر می شود.

منطقه بحران موج.مقاومت موج روی تیغه در ناحیه آزیموت 90 0 روی رخ می دهد سرعت بالاپرواز، زمانی که سرعت جریان اطراف تیغه به سرعت محلی صوت می رسد و تکان های موضعی ایجاد می شود که باعث افزایش شدید ضریب Cho به دلیل وقوع مقاومت موج می شود.

C ho \u003d 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. نواحی بحرانی جریان در اطراف روتور اصلی باعث کاهش ناحیه موثر روتور اصلی و از این رو نیروی رانش HB می شود و ویژگی های آیرودینامیکی و عملیاتی هلیکوپتر را به طور کلی بدتر می کند، بنابراین محدودیت های سرعت پروازهای هلیکوپتر مرتبط 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 یک فاصله معین در زیر HB یک سطح a-a تشکیل می شود، جایی که سرعت برگشت القایی برابر با سرعت نزول V y می شود (شکل 12.15). با رسیدن به این سطح، جریان القایی به سمت HB 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 کاهش، تقریباً تمام هوای خارج شده دوباره توسط روتور اصلی مکیده می شود و یک چنبره گردابی در اطراف پیچ تشکیل می دهد. رژیم حلقه گردابی شروع می شود.

شکل 12.14. مناطق بحرانی جریان در اطراف NV.

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

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

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

هلیکوپتر یک ماشین بال دوار است که در آن پروانه بالابر و رانش ایجاد می کند. روتور اصلی برای نگهداری و حرکت هلیکوپتر در هوا استفاده می شود. هنگام چرخش در یک صفحه افقی، روتور اصلی نیروی رانش (T) را به سمت بالا ایجاد می کند و به عنوان نیروی بالابر (Y) عمل می کند. هنگامی که رانش روتور اصلی بیشتر از وزن هلیکوپتر (G) باشد، هلیکوپتر بدون تیک آف از زمین بلند می شود و صعود عمودی را آغاز می کند. اگر وزن هلیکوپتر و رانش روتور اصلی برابر باشد، هلیکوپتر بدون حرکت در هوا معلق می شود. برای فرود عمودی، کافی است که رانش روتور اصلی تا حدودی کمتر از وزن هلیکوپتر باشد. حرکت انتقالی هلیکوپتر (P) با کج کردن صفحه چرخش روتور اصلی با استفاده از سیستم کنترل روتور ارائه می شود. شیب صفحه چرخش پروانه باعث شیب متناظر کل نیروی آیرودینامیکی می شود، در حالی که جزء عمودی آن هلیکوپتر را در هوا نگه می دارد و جزء افقی باعث می شود هلیکوپتر در جهت مربوطه حرکت کند.

شکل 1. طرح توزیع نیروها

طراحی هلیکوپتر

بدنه اصلی ترین بخش ساختار هلیکوپتر است که برای اتصال تمام قطعات آن به یک کل و همچنین برای جا دادن خدمه، مسافران، محموله و تجهیزات به کار می رود. دارای دم و تیرهای انتهایی برای قرار دادن روتور دم در خارج از منطقه چرخش روتور اصلی و بال (در برخی از هلیکوپترها بال به منظور افزایش حداکثر سرعت پرواز به دلیل تخلیه جزئی روتور اصلی نصب شده است (MI -24)) نیروگاه (موتورها)منبع انرژی مکانیکی برای چرخاندن پروانه های اصلی و دم است. این شامل موتورها و سیستم هایی است که عملکرد آنها را تضمین می کند (سوخت، روغن، سیستم خنک کننده، سیستم استارت موتور و غیره). روتور اصلی (HB) برای نگهداری و حرکت هلیکوپتر در هوا استفاده می شود و از پره ها و هاب روتور اصلی تشکیل شده است. روتور دم برای متعادل کردن لحظه واکنشی که در طول چرخش روتور اصلی رخ می دهد و برای کنترل جهت هلیکوپتر عمل می کند. نیروی رانش روتور دم یک لحظه نسبت به مرکز ثقل هلیکوپتر ایجاد می کند و ممان واکنشی روتور اصلی را متعادل می کند. برای چرخاندن هلیکوپتر کافی است مقدار تراست روتور دم را تغییر دهید. روتور دم نیز از تیغه ها و بوشینگ ها تشکیل شده است. روتور اصلی توسط دستگاه خاصی به نام swashplate کنترل می شود. روتور دم توسط پدال ها کنترل می شود. دستگاه های برخاست و فرود به عنوان تکیه گاه برای هلیکوپتر در هنگام پارک عمل می کنند و حرکت هلیکوپتر بر روی زمین، برخاست و فرود را تضمین می کنند. برای کاهش ضربات و ضربه ها به کمک فنر مجهز شده اند. دستگاه های برخاست و فرود را می توان به شکل ارابه فرود چرخ دار، شناور و اسکی ساخت.

شکل 2 قسمت های اصلی هلیکوپتر:

1 - بدنه؛ 2 - موتور هواپیما; 3 - روتور (سیستم حامل)؛ 4 - انتقال; 5 - روتور دم 6 - تیر انتهایی؛ 7 - تثبیت کننده; 8 - بوم دم؛ 9 - شاسی

اصل ایجاد نیروی بالابر توسط پروانه و سیستم کنترل پروانه

در پرواز عمودیکل نیروی آیرودینامیکی روتور اصلی به صورت حاصل ضرب جرم هوای جریان یافته از سطحی که توسط روتور اصلی در یک ثانیه عبور می کند و سرعت جت خروجی بیان می شود:

جایی که πD 2/4 - سطح جاروب شده توسط روتور اصلی.V-سرعت پرواز در ام‌اس؛ ρ - تراکم هوا؛u-سرعت جت خروجی متر بر ثانیه

در واقع، نیروی رانش پیچ برابر با نیروی واکنشی است که جریان هوا شتاب می گیرد.

برای اینکه هلیکوپتر به جلو حرکت کند، به اعوجاج صفحه چرخش روتور نیاز است و تغییر در صفحه چرخش با کج کردن توپی روتور اصلی انجام نمی شود (اگرچه جلوه بصری می تواند دقیقاً همین باشد). اما با تغییر موقعیت تیغه در قسمت های مختلف ربع دایره محدود شده.

پره های روتور اصلی که یک دایره کامل را در حول محور در طول چرخش آن توصیف می کنند، توسط جریان هوای ورودی به روش های مختلف به اطراف جریان می یابند. دایره کامل 360 درجه است. سپس موقعیت عقب تیغه را 0 درجه و سپس هر 90 درجه دور کامل می گیریم. بنابراین تیغه در محدوده 0 تا 180 درجه، تیغه پیشروی است و از 180 درجه تا 360 درجه، تیغه در حال عقب نشینی است. اصل چنین نامی به نظر من روشن است. تیغه پیشروی به سمت جریان هوای ورودی حرکت می کند و سرعت کل حرکت آن نسبت به این جریان افزایش می یابد زیرا خود جریان نیز به نوبه خود به سمت آن حرکت می کند. از این گذشته ، هلیکوپتر به جلو پرواز می کند. بر این اساس، نیروی بالابر نیز افزایش می یابد.

شکل 3 تغییر در سرعت جریان آزاد در طول چرخش پروانه برای هلیکوپتر MI-1 (متوسط ​​سرعت پرواز).

تیغه عقب نشینی عکس عکس دارد. سرعتی که این تیغه، همانطور که بود، از آن "فرار می کند" از سرعت جریان پیش رو کم می شود. در نتیجه نیروی بالابر کمتری داریم. به نظر می رسد تفاوت جدی در نیروها در سمت راست و چپ پیچ، و از این رو واضح است لحظه واژگونی. در این حالت، هلیکوپتر هنگام تلاش برای حرکت به جلو، تمایل به غلتیدن دارد. چنین چیزهایی در اولین تجربه ایجاد روتورکرافت اتفاق افتاد.

برای جلوگیری از این اتفاق، طراح از یک ترفند استفاده کرد. واقعیت این است که تیغه های روتور اصلی روی آستین ثابت شده اند (این یک مجموعه عظیم است که روی شفت خروجی نصب شده است)، اما نه به طور سفت و سخت. آنها با کمک لولاهای خاص (یا وسایل مشابه آنها) به آن متصل می شوند. لولاها سه نوع هستند: افقی، عمودی و محوری.

حالا بیایید ببینیم چه اتفاقی برای تیغه ای که به محور چرخش متصل است، می افتد. بنابراین، تیغه ما بدون هیچ کنترل خارجی با سرعت ثابت می چرخد..

برنج. 4 نیروهایی که بر روی یک تیغه معلق از توپی پروانه لولایی وارد می شوند.

از جانب از 0 درجه تا 90 درجه، سرعت جریان در اطراف تیغه افزایش می یابد، به این معنی که نیروی بالابر نیز افزایش می یابد. ولی! اکنون تیغه روی یک لولای افقی آویزان شده است. در نتیجه بلند شدن بیش از حد ، با چرخش در یک لولای افقی ، شروع به بالا رفتن می کند (کارشناسان می گویند "نوسان می کند"). در همان زمان، به دلیل افزایش درگ (در نهایت، سرعت جریان افزایش یافته است)، تیغه به عقب منحرف می شود و از چرخش محور پروانه عقب می ماند. برای این، توپ-نیر عمودی به همان خوبی عمل می کند.

با این حال، هنگام چرخش، معلوم می شود که هوای نسبت به تیغه نیز مقداری حرکت رو به پایین پیدا می کند و بنابراین، زاویه حمله نسبت به جریان مقابل کاهش می یابد. یعنی رشد لیفت اضافی کند می شود. این کاهش سرعت علاوه بر این تحت تأثیر عدم وجود یک عمل کنترلی است. این به این معنی است که پیوند صفحه حرکتی متصل به تیغه موقعیت خود را بدون تغییر حفظ می‌کند و تیغه در حال چرخش، مجبور می‌شود در لولای محوری خود که توسط پیوند نگه داشته می‌شود، بچرخد و در نتیجه زاویه نصب یا زاویه حمله آن را نسبت به قسمت مقابل کاهش می‌دهد. جریان. (تصویر آنچه در شکل اتفاق می افتد. در اینجا Y نیروی بالابر، X نیروی کشش، Vy حرکت عمودی هوا، α زاویه حمله است.)

شکل 5 تصویر تغییر در سرعت و زاویه حمله جریان مقابل در طول چرخش تیغه روتور اصلی.

به نقطه بالابر اضافی 90 درجه همچنان افزایش می یابد، اما با افزایش سرعت به دلیل موارد فوق. پس از 90 درجه، این نیرو کاهش می یابد، اما به دلیل وجود آن، تیغه به حرکت خود ادامه می دهد، هرچند آهسته تر. در حال حاضر چندین بار در نقطه 180 درجه به حداکثر ارتفاع نوسان خود می رسد. این به این دلیل است که تیغه وزن مشخصی دارد و نیروهای اینرسی نیز بر روی آن وارد می شوند.

با چرخش بیشتر، تیغه عقب نشینی می کند و همه فرآیندهای مشابه روی آن عمل می کنند، اما در جهت مخالف. بزرگی نیروی بالابر پایین می آید و نیروی گریز از مرکز به همراه نیروی وزنه شروع به پایین آوردن آن می کند. با این حال، در همان زمان، زوایای حمله برای جریان مقابل افزایش می یابد (اکنون هوا در حال حاضر نسبت به تیغه به سمت بالا حرکت می کند)، و زاویه نصب تیغه به دلیل عدم تحرک میله ها افزایش می یابد. بشقاب هلیکوپتر swash . هر اتفاقی که می افتد، بالابرنده تیغه عقب نشینی را در سطح مورد نیاز حفظ می کند. تیغه به پایین آمدن خود ادامه می دهد و در جایی پس از نقطه صفر درجه به حداقل ارتفاع ضربه ای خود می رسد، دوباره به دلیل نیروهای اینرسی.

بنابراین، پره‌های هلیکوپتر، هنگامی که روتور اصلی می‌چرخد، به نظر می‌رسد که «موج» می‌کنند یا حتی می‌گویند «فلتر». با این حال، بعید است که به اصطلاح با چشم غیر مسلح متوجه این بال زدن شوید. بالا آمدن تیغه ها به سمت بالا (و همچنین انحراف آنها به عقب در لولای عمودی) بسیار کم است. واقعیت این است که نیروی گریز از مرکز اثر تثبیت کننده بسیار قوی بر روی تیغه ها دارد. به عنوان مثال، نیروی بالابر 10 برابر بیشتر از وزن تیغه و نیروی گریز از مرکز 100 برابر است. این نیروی گریز از مرکز است که در نگاه اول یک تیغه "نرم" را که در یک موقعیت ثابت خم می شود به یک عنصر سفت، بادوام و کاملاً کارکرده روتور اصلی هلیکوپتر تبدیل می کند.

با این حال، با وجود ناچیز بودن آن، انحراف عمودی تیغه ها وجود دارد و روتور اصلی یک مخروط را در حین چرخش توصیف می کند، اگرچه بسیار ملایم است. پایه این مخروط است صفحه چرخش پیچ(تصویر 1 را ببینید.)

برای ایجاد حرکت انتقالی هلیکوپتر، باید این هواپیما را کج کنید تا جزء افقی کل نیروی آیرودینامیکی، یعنی رانش افقی پروانه ظاهر شود. به عبارت دیگر، شما باید کل مخروط فرضی چرخش پیچ را کج کنید. اگر هلیکوپتر نیاز به حرکت به جلو داشته باشد، مخروط باید به جلو متمایل شود.

بر اساس شرح حرکت تیغه در حین چرخش پروانه، به این معنی است که تیغه در وضعیت 180 درجه باید پایین بیاید و در وضعیت 0 درجه (360 درجه) باید بالا بیاید. یعنی در نقطه 180 درجه نیروی بالابر باید کاهش یابد و در نقطه 0 درجه (360 درجه) باید افزایش یابد. و این به نوبه خود می تواند با کاهش زاویه نصب تیغه در نقطه 180 درجه و افزایش آن در نقطه 0º (360 درجه) انجام شود. هنگامی که هلیکوپتر در جهت های دیگر حرکت می کند، موارد مشابه باید اتفاق بیفتد. البته فقط در این صورت تغییرات مشابهی در موقعیت تیغه ها در سایر نقاط گوشه رخ خواهد داد.

واضح است که در زوایای متوسط ​​چرخش پروانه بین نقاط نشان داده شده، زوایای نصب تیغه باید موقعیت های میانی را اشغال کند، یعنی زاویه نصب تیغه با حرکت دایره ای تدریجی و چرخه ای تغییر می کند. زاویه نصب چرخه ای تیغه نامیده می شود ( زمین چرخه ای). من روی این نام تاکید می کنم زیرا یک گام پروانه معمولی (زاویه شیب کل) نیز وجود دارد. به طور همزمان روی همه تیغه ها به همان میزان تغییر می کند. این کار معمولاً برای افزایش بالابر کلی روتور اصلی انجام می شود.

چنین اقداماتی انجام می شود بالگرد swashplate . زاویه نصب تیغه های روتور اصلی (پیچ پروانه) را تغییر می دهد و آنها را در لولاهای محوری با استفاده از میله های متصل به آنها می چرخاند. معمولاً همیشه دو کانال کنترل وجود دارد: پیچ و رول، و همچنین کانالی برای تغییر کل گام روتور اصلی.

گام صدا به معنای موقعیت زاویه ای هواپیما نسبت به محور عرضی آن ( دماغه بالا و پایین)، آکرن، به ترتیب، نسبت به محور طولی آن (شیب چپ به راست).

از نظر ساختاری بالگرد swashplate بسیار دشوار است، اما توضیح ساختار آن با استفاده از مثال واحد مشابه یک مدل هلیکوپتر کاملاً ممکن است. ماشین مدل، البته، ساده تر از برادر بزرگتر است، اما اصل کاملاً یکسان است.

برنج. 6 مدل هلیکوپتر swashplate

این یک هلیکوپتر دو پره است. موقعیت زاویه ای هر تیغه از طریق میله ها کنترل می شود. این میله ها به اصطلاح به صفحه داخلی2 (ساخته شده از فلز سفید) متصل می شوند. همراه با پیچ می چرخد ​​و در حالت ثابت موازی با صفحه چرخش پیچ است. اما می تواند موقعیت زاویه ای خود را تغییر دهد (شیب)، زیرا از طریق یک بلبرینگ روی محور پیچ ثابت می شود. هنگامی که شیب آن (موقعیت زاویه ای) تغییر می کند، روی میله ها 6 عمل می کند که به نوبه خود روی تیغه ها عمل می کنند و آنها را در لولاهای محوری می چرخانند و در نتیجه گام چرخشی پروانه را تغییر می دهند.

صفحه داخلی در عین حال مسابقه داخلی بلبرینگ است که نژاد بیرونی آن صفحه بیرونی پیچ است. نمی چرخد، اما می تواند شیب (موقعیت زاویه ای) خود را تحت تأثیر کنترل از طریق کانال گام 4 و از طریق کانال رول 5 تغییر دهد. با تغییر شیب خود تحت تأثیر کنترل، دیش بیرونی شیب ظرف داخلی و در نتیجه شیب صفحه چرخش روتور اصلی را تغییر می دهد. در نتیجه هلیکوپتر در جهت درست پرواز می کند.

گام کلی پیچ با حرکت صفحه داخلی2 در امتداد محور پیچ با استفاده از مکانیزم تغییر می کند. در این حالت، زاویه نصب بلافاصله روی هر دو تیغه تغییر می کند.

برای درک بهتر، من چند تصویر دیگر از توپی پیچ با یک swashplate قرار دادم.

برنج. 7 توپی پیچ با صفحه ی شمشیربازی (نمودار).

برنج. 8 چرخش تیغه در لولای عمودی توپی روتور اصلی.

برنج. 9 هاب روتور اصلی هلیکوپتر MI-8

فیزیک روتور

ماشین عالی - هلیکوپتر! ویژگی های قابل توجه آن را در هزاران مورد ضروری می کند. فقط یک هلیکوپتر قادر به بلند شدن و فرود عمودی، آویزان شدن بدون حرکت در هوا، حرکت به سمت و حتی در دم است.

چرا چنین فرصت های شگفت انگیزی؟ فیزیک پرواز آن چیست؟بیایید سعی کنیم به طور خلاصه به این سوالات پاسخ دهیم.

پروانه هلیکوپتر بالابر ایجاد می کند. تیغه های پروانه همان پوزه 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 نادری در بالای آن رخ می دهد. هر چه این اختلاف بیشتر باشد، نیروی بالابر بیشتر است. وقتی نیروی بالابر از وزن هلیکوپتر بیشتر شود، بلند می شود، اگر برعکس اتفاق بیفتد، هلیکوپتر فرود می آید.

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

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

چوب کنترل به یک دستگاه مبتکرانه متصل است - یک انتقال خودکار. این مکانیسم، بسیار راحت برای کنترل هلیکوپتر، توسط آکادمیک B. N. Yuryev در سال های دانشجویی اختراع شد. دستگاه آن نسبتاً پیچیده است و هدف به شرح زیر است: این که خلبان را قادر سازد تا زاویه تمایل تیغه ها را به افق تغییر دهد.

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

برای جلوگیری از این اتفاق، nonstruntor ها تیغه ها را به صورت متحرک و بر روی لولا به محور متصل کردند. سپس تیغه ای که با نیروی بالابر بیشتر به سمت جلو حرکت می کرد شروع به اوج گرفتن و موج زدن کرد. اما این حرکت دیگر به هلیکوپتر منتقل نشد، با آرامش پرواز 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 نیروی رانش پروانه را تغییر دهید، هلیکوپتر را به صورت افقی حرکت دهید. این امر امکان ساخت یک swashplate را فراهم کرد. 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.

چنین دستگاه کنترل هلیکوپتری قابل اعتماد و راحت بلافاصله ایجاد نشد. دستگاهی برای کنترل جهت پرواز نیز بلافاصله ظاهر نشد.

البته می دانید که هلیکوپتر سکان ندارد. بله، او نیازی به روتورکرافت ندارد. با یک ملخ کوچک که روی دم نصب شده است جایگزین می شود. خلبان سعی می کرد آن را خاموش کند - هلیکوپتر خودش می چرخید. بله، او چرخید تا در جهت مخالف چرخش روتور اصلی شروع به چرخش سریع‌تر و سریع‌تر کند. این نتیجه لحظه واکنشی است که هنگام چرخش روتور رخ می دهد. روتور دم اجازه نمی دهد دم هلیکوپتر تحت تأثیر لحظه واکنشی بچرخد، آن را متعادل می کند. و در صورت لزوم، خلبان نیروی 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 را روی هلیکوپترهایی که به سمت یکدیگر می چرخند نصب می کنند. لحظه های واکنشی در این مورد البته از بین می روند.

اینگونه است که یک "وسیله نقلیه هوایی" و یک کارگر خستگی ناپذیر - یک هلیکوپتر پرواز می کنند.

§ 1. هدف و انواع پروانه ها
هدف پروانهشامل تبدیل گشتاور منتقل شده از موتور به نیروی آیرودینامیکی است. تشکیل نیروی آیرودینامیکی با قانون سوم مکانیک توضیح داده شده است. پروانه در حین چرخش خود توده خاصی از هوا را گرفته و دور می اندازد. این جرم، در برابر ضربه مقاوم است، ملخ را همراه با آن هل می دهد هواپیمادر جهت مخالف جهت پرتاب.
علت ایجاد نیروی آیرودینامیکی ملخ، واکنش توده هوای پرتاب شده توسط ملخ است.
از ملخ های هواپیما برای ایجاد نیروی رانش مورد نیاز برای حرکت رو به جلو هواپیما استفاده می شود.
روتور اصلی هلیکوپتر برای ایجاد بالابر مورد نیاز برای نگه داشتن هلیکوپتر در هوا و نیروی رانش مورد نیاز برای حرکت انتقالی هلیکوپتر استفاده می شود. همانطور که گفته شد یکی از مزیت های هلیکوپتر قابلیت حرکت در هر جهتی است. جهت حرکت هلیکوپتر a بستگی به این دارد که نیروی رانش روتور اصلی در کجا کج شده است - جلو، عقب یا به طرف (شکل 1.32).
روتور اصلی قابلیت کنترل و پایداری هلیکوپتر را در تمامی حالت ها فراهم می کند. بنابراین، روتور اصلی به طور همزمان نقش بال، پیچ کشنده و کنترل های اصلی را انجام می دهد.
روتورهای دم هلیکوپتر برای متعادل کردن لحظه جت و کنترل جهت هلیکوپتر عمل می کنند.

§ 2. پارامترهای اصلی مشخص کننده روتور اصلی
پارامترهای اصلی مشخص کننده روتور اصلی هلیکوپتر عبارتند از:
تعداد تیغه. هلیکوپترهای مدرن از ملخ های سه، چهار و پنج پره استفاده می کنند. افزایش تعداد پره ها به دلیل تأثیر متقابل مضر پره ها، عملکرد روتور اصلی را مختل می کند. کاهش تعداد پره ها (کمتر از سه) منجر به ماهیت ضربانی نیروی رانش ایجاد شده توسط پروانه و افزایش ارتعاشات هلیکوپتر در حین پرواز می شود. قطر روتور D - قطر دایره که توسط انتهای تیغه ها در طول چرخش توصیف می شود. شعاع این دایره با حرف R نشان داده می شود و شعاع روتور نامیده می شود. فاصله از محور چرخش روتور اصلی تا مقطع مورد نظر با حرف r نشان داده می شود (شکل 1.33).

محاسبات نشان می دهد که برای همان توانی که به پروانه عرضه می شود، نیروی رانش با افزایش قطر افزایش می یابد. بنابراین، برای مثال، دو برابر کردن قطر، رانش را 1.59 برابر افزایش می دهد، افزایش قطر 5 برابر، رانش را 2.92 برابر افزایش می دهد.
با این حال، افزایش قطر با افزایش وزن پروانه همراه است، با دشواری زیاد در اطمینان از استحکام تیغه ها، با پیچیدگی تکنولوژی ساخت تیغه ها، با افزایش طول پروانه. بوم دم و غیره
بنابراین، هنگام توسعه یک هلیکوپتر، قطر بهینه انتخاب می شود.

ناحیه ای که توسط روتور اصلی F0M جاروب می شود، ناحیه دایره ای است که توسط انتهای پره های روتور اصلی در طول چرخش توصیف می شود.
مفهوم منطقه جاروب شده به این دلیل معرفی شده است که این ناحیه را می توان به عنوان یک سطح باربر خاص در نظر گرفت، شبیه به بال هواپیما به دلیل ویسکوزیته و بی اثر بودن هوا، که هنگام عبور از منطقه ای که توسط آن عبور می کند، یک جت مشترک را تشکیل می دهد. پروانه هلیکوپترهای مدرن F0M= 100-:-1000 m2 دارند.
بار روی ناحیه جاروب شده p نسبت وزن هلیکوپتر G به ناحیه ای است که توسط ملخ در طول چرخش آن جاروب شده است:
FomR=G/Fohm(kg/m2).
افزایش p منجر به کاهش می شود حداکثر ارتفاعپرواز و افزایش سرعت فرود در حالت خود چرخشی روتور اصلی.
برای هلیکوپترهای مدرن P=12-:-45kg/m2 یا 118-:-440n/m2

ضریب پر شدن Q مقداری است که نشان می دهد چه قسمتی از ناحیه جاروب شده مساحت همه پره های پروانه است.

شکل تیغه ها در پلان(شکل 1.34). تیغه روتور اصلی می تواند دارای شکل مستطیلی، ذوزنقه ای یا مخلوط در پلان باشد. باریک شدن تیغه ذوزنقه بیش از 2-3 نیست.
باریک شدن تیغه، نسبت وتر در لب به لب به انتهای وتر است.
مشخصات تیغه - شکل آن سطح مقطع. برای تیغه های روتور از پروفیل هایی مشابه پروفیل های بال هواپیما استفاده می شود. معمولاً این پروفیل های نامتقارن با ضخامت نسبی c = هستند
7-=-14%'. شکل پروفیل در طول می تواند متغیر باشد (پیچ آیرودینامیکی تیغه). هنگام انتخاب، شکل های پروفیل به این امر منجر می شود که از بالاترین کیفیت آیرودینامیکی برخوردار باشد.

زاویه حمله برش تیغهالف - زاویه بین وتر نیمرخ و جهت جریان هوای ورودی به داخل بخش داده شده. مقدار زاویه حمله مقادیر ضرایب نیروهای آیرودینامیکی را تعیین می کند.

زاویه نصب Фزاویه بین وتر نیمرخ و صفحه چرخش روتور نامیده می شود. زاویه نصب پروانه های هلیکوپتر در فاصله 0.7 شعاع پروانه اندازه گیری می شود که این کنوانسیون به دلیل وجود پیچش هندسی پره ها مطرح شده است که به دلیل آن همه مقاطع پره ها متفاوت هستند (کاهش به سمت انتهای) زوایای نصب. نیاز به پیچش هندسی به شرح زیر توضیح داده شده است. اولاً، به دلیل افزایش سرعت محیطی به سمت انتهای تیغه، توزیع نابرابر سرعت های القایی و در نتیجه نیروهای آیرودینامیکی در طول تیغه وجود دارد. برای اطمینان از توزیع یکنواخت بار، زاویه نصب به سمت انتهای تیغه کاهش می یابد. ثانیاً، در پرواز انتقالی، به دلیل افزایش زاویه حمله در یک موقعیت خاص از تیغه ها، استال از انتهای تیغه ها ایجاد می شود، وجود پیچ ​​هندسی، استال نوک را به سمت سرعت های پرواز بالاتر می راند. این موضوع در ادامه با جزئیات بیشتر مورد بررسی قرار خواهد گرفت.
گام تیغه روتور اصلی زمانی که در لولا محوری می چرخد ​​تغییر می کند، یعنی. حول محور طولی
از نظر ساختاری، روتور اصلی به گونه ای طراحی شده است که تمامی تیغه های آن در لولا محوری می توانند به طور همزمان به یک زاویه یا به زوایای مختلف بچرخند.
زاویه حمله روتور در بالا گفته شد که ناحیه جاروب شده توسط روتور اصلی را می توان به عنوان سطح باربر در نظر گرفت که در واحد سطح آن بار مشخصی وجود دارد.
ما مفهوم را معرفی می کنیم - زاویه حمله روتور اصلی A، که منظور ما زاویه بین صفحه چرخش روتور اصلی و جهت جریان هوای مقابل (جهت پرواز) است. اگر جریان از پایین وارد صفحه چرخش روتور اصلی شود (شکل 1.36)، زاویه حمله مثبت در نظر گرفته می شود، اگر از بالا - منفی باشد.
از آنجایی که هلیکوپتر در هر جهتی در هوا حرکت می کند، زاویه حمله روتور اصلی می تواند در 180± درجه تغییر کند. با فرود عمودی A = +90 درجه، با صعود عمودی A = -90 درجه.

زاویه آزیموت تیغه در طول پرواز یک هلیکوپتر، حرکت چرخشی پره های روتور اصلی به حرکت انتقالی کل هلیکوپتر به عنوان یک کل اضافه می شود. به همین دلیل، شرایط عملکرد تیغه ها بیشتر به موقعیت آنها نسبت به جهت پرواز بستگی دارد. برای ارزیابی ویژگی های عملکرد تیغه ها، بسته به موقعیت آنها، مفهوم موقعیت آزیموت تیغه معرفی می شود.
زاویه موقعیت آزیموت تیغه، زاویه بین جهت پرواز و محور طولی تیغه است (شکل 1.37).

اگر محور طولی تیغه با جهت جریان هوای ورودی مطابقت داشته باشد، معمولاً f=0 در نظر گرفته می شود. لازم به ذکر است (از آنجایی که هلیکوپتر می تواند به جلو، عقب یا به طرفین حرکت کند) که در همه موارد زاویه موقعیت آزیموتال باید از جهت تیغه اندازه گیری شود که با جهت جریان هوای ورودی مطابقت دارد. مرسوم است که در جهت چرخش روتور اصلی شمارش شود. واضح است که مقدار زاویه موقعیت آزیموت تیغه برای یک دور از 0 تا 360 درجه (از 0 تا 2n) متغیر است.
تعداد دورهای روتور اصلی. با توجه به این واقعیت که روتورهای اصلی هلیکوپترها پروانه هایی با قطر بزرگ هستند، تعداد دور آنها کم است - 100-600 دور در دقیقه.
محاسبات نشان می دهد که برای داشتن پروانه ای با بیشترین نیروی رانش ممکن (برای یک توان معین) باید قطر آن را افزایش داد و سرعت را کاهش داد. بنابراین، برای مثال، برای افزایش سه برابری رانش، سرعت باید پانزده برابر کاهش یابد (در این حالت قطر پیچ حدوداً پنج برابر افزایش می یابد).
برای یک پروانه خاص، رانش با افزایش سرعت افزایش می یابد، اما این نیاز به افزایش توان ورودی دارد.
تعداد دورهای روتور اصلی توسط بحران موجی که عمدتاً در انتهای پره‌ها به سمت جریان مقابل حرکت می‌کنند (نزدیک به آزیموت rj = 90 درجه) محدود می‌شود.
برای جلوگیری از تلفات زیاد برای غلبه بر مقاومت موج، تعداد چرخش روتورهای هلیکوپترهای مدرن به گونه ای انتخاب می شود که انتهای پره ها دارای سرعت جریان مادون صوت باشند. در هلیکوپترهای مدرن، سرعت محیطی انتهای پره ها به 200-250 متر بر ثانیه می رسد.
§ 3. نیروی کشش یک روتور ایده آل در جریان محوری
ملخ ایده آل ملخی است که در حین کارکرد آن تلفات اصطکاک و چرخش جت پشت ملخ در نظر گرفته نمی شود. حالت جریان محوری حالتی است که در آن جریان هوا در امتداد محور چرخش پروانه هدایت می شود. در این حالت زاویه حمله روتور اصلی 90 درجه است. در حالت جریان محوری، روتور اصلی در حالت شناور عمل می کند، هلیکوپتر را به صورت عمودی بالا می برد و به صورت عمودی پایین می آورد.
روتور اصلی هوا را با سرعت U1 مکیده و با سرعت U2 آن را دور می اندازد. سرعت های U1 و U2 را سرعت های القایی می نامند (شکل 1.38).

اگر سرعت جریان اطراف پیچ برابر با V باشد، در جلوی پیچ برابر با V + U1 و در پشت پیچ V + U2 می شود.
جرم هوا پس از عبور از ناحیه جاروب شده، تحت تأثیر نیروی F ایجاد شده توسط پروانه، شتاب j دریافت می کند. بر اساس قانون سوم مکانیک، هوا با همان قدر، اما نیروی مخالف جهت T، بر روی روتور اصلی اثر می گذارد. نیروی T نیروی رانش پروانه است. بر اساس قانون دوم مکانیک، T = mj. جرم هوای عبوری از ناحیه جاروب شده را می توان با ضرب حجم در چگالی جرم تعیین کرد. N. E. ژوکوفسکی از نظر تئوری ثابت کرد و به طور تجربی تأیید کرد که سرعت القایی پرتاب دو برابر سرعت القایی مکش است. به عبارت دیگر، سرعت القایی در دیسک پروانه برابر است با نیمی از افزایش سرعت کل حاصل از عبور هوا از پروانه.

سرعت مکش القایی به صورت تجربی تعیین می شود و برابر با 15-8 متر بر ثانیه است.
از فرمول رانش به دست آمده، نتیجه می شود که نیروی رانش روتور اصلی به چگالی جرم هوا، ناحیه جاروب شده و سرعت مکش القایی بستگی دارد.
با افزایش ارتفاع پرواز یا افزایش دمای هوای محیط، چگالی جرم P و در نتیجه نیروی رانش کاهش می یابد. با افزایش سرعت و گام پروانه، سرعت القایی U1 (تراست ملخ) افزایش می یابد.
ناحیه ای که توسط روتور اصلی Fоv جاروب می شود یک پارامتر طراحی است و برای یک پیچ خاص ثابت است.
نیروی رانش روتور اصلی را می توان به روش دیگری نیز به دست آورد - به عنوان مجموع نیروهای آیرودینامیکی ایجاد شده توسط پره های جداگانه، زیرا جریان اطراف پره ها مشابه جریان اطراف بال است. اما تفاوت این است که تیغه حرکت انتقالی را انجام نمی دهد، بلکه حرکت چرخشی را انجام می دهد و بنابراین تمام بخش ها (عناصر) آن با سرعت های مختلف حرکت می کنند. بنابراین، نیروی آیرودینامیکی تولید شده توسط تیغه باید به عنوان مجموع نیروهای آیرودینامیکی وارده محاسبه شود.
روی عنصر تیغه (شکل 1.39).

نیروی بالابری عنصر تیغه ΔY و درگ عنصر ΔX به ترتیب از نظر قدر با نیروی رانش عنصر ΔT و نیروی مقاومت در برابر چرخش عنصر ΔQ متفاوت است.
این امر با این واقعیت توضیح داده می شود که نیروی بالابر عمود بر جریان وارد شده بر روی مقطع هدایت می شود، مقاومت جلویی در امتداد جریان هدایت می شود، نیروی رانش عمود بر صفحه چرخش عنصر است و نیروی مقاومت در برابر جریان. چرخش در صفحه چرخش قرار دارد.
§ 4. نیروی رانش روتور اصلی در جریان مایل
حالت جریان مایل به عنوان حالتی در نظر گرفته می شود که در آن جریان هوا در یک زاویه حمله دلخواه به صفحه چرخش روتور اصلی (نه برابر 90 درجه) هدایت می شود. این حالت در طول پرواز افقی هلیکوپتر و همچنین در هنگام صعود و فرود در امتداد یک مسیر شیبدار انجام می شود.

برای ساده‌تر شدن موضوع مورد مطالعه، ابتدا مورد جریان جانبی حول روتور اصلی را در نظر می‌گیریم، یعنی چنین حالتی که در آن جریان به موازات صفحه چرخش روتور اصلی هدایت می‌شود و زاویه حمله روتور به صورت موازی است. صفر در این حالت، سرعت جریان ورودی V به سرعت مکش u اضافه می شود و سرعت حاصل V1 را می دهد (شکل 1.41). بدیهی است که V>u1.

از فرمول می توان دریافت که در همان سرعت برگشتی U2، رانش پروانه با جریان جانبی بیشتر از جریان محوری است. از نظر فیزیکی، این با افزایش دومین جرم هوا که در ناحیه ای که توسط ملخ جاروب شده است توضیح داده می شود.
هنگامی که یک مورد کلی تر از جریان مایل را در نظر می گیریم، هنگامی که هوا در زاویه ای دلخواه از حمله روتور اصلی A به صفحه ای نزدیک می شود که توسط پروانه تابیده شده است، تصویر مشابهی به دست می آید. فقط باید در نظر داشت که در هر مورد خاص سرعت حاصل از جریان هوا به صفحه روتور اصلی باید برابر با مجموع هندسی سرعت جریان ورودی و سرعت مکش باشد.
§ 5. تغییر نیروی رانش روتور اصلی
در جریان مایل، بسته به موقعیت زاویه ای تیغه ها
با یک جریان مورب در اطراف روتور اصلی، سرعت جریان در اطراف پره ها حاصل جمع سرعت چرخش و سرعت انتقال جریان هوای ورودی است. برای سادگی استدلال، اجازه دهید جریان اطراف قسمت انتهایی تیغه را در نظر بگیریم. توجه داشته باشید که مولفه سرعت جریان مقابل که در امتداد تیغه هدایت می شود در ایجاد بالابر شرکت نمی کند. سرعت محیطی قسمت انتهایی برابر با wR است. اجازه دهید سرعت جریان مقابل برابر با V باشد. اجازه دهید این سرعت را در جهتی در امتداد تیغه و عمود بر آن گسترش دهیم (شکل 1.42).

در آزیموت 90 درجه + V و در آزیموت 270 درجه - V می شود. بنابراین، در طول یک چرخش تیغه، سرعت جریان آن در آزیموت 90 درجه به حداکثر و در آزیموت 270 درجه به حداقل می رسد.
از فرمول می بینیم که نیروی رانش تیغه یک مقدار متغیر است و به آزیموت بستگی دارد. حداکثر مقدار خود را در آزیموت 90 درجه به دست می آورد، زمانی که مقدار سرعت محیطی به سرعت پرواز اضافه می شود، حداقل مقدار - در آزیموت 270 درجه، زمانی که سرعت پرواز از سرعت محیطی کم می شود.
مقدار نیروی رانش پروانه دو پره به آزیموت بستگی دارد و مقداری متغیر است. مولفه متغیر نیروی رانش پروانه دو پره باعث افزایش لرزش هلیکوپتر می شود و بنابراین استفاده از روتورهای دو پره محدود می شود. برای محاسبه نیروی رانش پروانه سه پره، باید نیروی رانش سه تیغه را که 120 درجه از یکدیگر فاصله دارند، اضافه کرد. محاسبات ریاضی ابتدایی نشان می‌دهد که برای ملخ‌هایی با سه پره یا بیشتر، جزء متغیر ناپدید می‌شود و رانش کل به یک مقدار ثابت، مستقل از آزیموت تبدیل می‌شود.
توجه به این نکته بسیار مهم است که کل نیروی رانش روتور اصلی با تیغه هایی که به طور صلب بر روی توپی در حین دمیدن مورب ثابت شده اند، با محور چرخش منطبق نیست، بلکه به سمت پره هایی که به سمت جریان هوا حرکت می کنند منتقل می شود. این امر به این دلیل است که نیروی بالابری تیغه هایی که بر خلاف جریان حرکت می کنند بیشتر از تیغه هایی است که در جهت جریان حرکت می کنند و در نتیجه اضافه هندسی، حاصل نیروهای بالابر به سمت جریان منتقل می شود. تیغه ها برخلاف جریان حرکت می کنند. نیروی رانش جابجا شده روتور اصلی یک لحظه کج شدن (غلتان) نسبت به مرکز ثقل هلیکوپتر ایجاد می کند (شکل 1.43). یک روتور اصلی با تیغه‌های ثابت به طور اجتناب‌ناپذیری هلیکوپتر را اگر بخواهد سرعت انتقال قابل توجهی ایجاد کند، واژگون می‌کند.
علاوه بر لنگر پاشنه، که تمایل به واژگونی هلیکوپتر نسبت به محور طولی دارد، با دمیدن مورب روتور اصلی، یک گشتاور طولی نیز ایجاد می شود که با افزایش سرعت، صفحه چرخش روتور اصلی را نسبت به محور عرضی می چرخاند. زاویه حمله. وقوع این لحظه با این واقعیت توضیح داده می شود که شرایط برای جریان در اطراف پره ها در نزدیکی آزیموت 180 درجه بهتر از آزیموت 360 درجه است. در نتیجه، نقطه اعمال نیروی رانش پروانه از محور چرخش به سمت جلو منتقل می شود که منجر به تشکیل یک ممان همبند می شود. بزرگی گشتاور طولی تیغه الاستیک علاوه بر این به دلیل خمش رو به بالا تیغه ها تحت تأثیر نیروهای بالابر افزایش می یابد، زیرا جریان مخالف بر روی تیغه واقع در ناحیه آزیموت 180 درجه از پایین عمل می کند، در حالی که در شکل 1.43.

وقوع لحظه واژگونی در پروانه با تیغه های محکم ثابت
تیغه واقع در ناحیه آزیموت 0 درجه - از بالا (شکل 1.44). از بین بردن اثرات مضر واژگونی و گشتاورهای طولی توسط یک سیستم تعلیق لولایی انجام می شود.

تیغه ها
§ 6. کشیدن روتور در جریان مایل
هواپیمای جاروب شده توسط روتور به عنوان سطح یاتاقان در نظر گرفته می شود. این سطح به دلیل جریان هوای ورودی باعث بالا رفتن و کشش می شود. مقاومت روتور اصلی، به قیاس با بال، از یک پروفیل و یک القایی تشکیل شده است.
در جریان محوری، مقاومت پروفیل تیغه ها در تمام آزیموت ها یکسان و برآیند آنها صفر است.

معنای فیزیکی ظاهر مقاومت پروفیل در مورب
جریان را می توان به صورت زیر نشان داد.
در طول یک چرخش، مقاومت تیغه به طور دوره ای تغییر می کند.
در آزیموت 90 درجه به حداکثر و در آزیموت 270 درجه به حداقل می رسد. تفاوت بین مقاومت تیغه های "پیشرو" و "عقب نشینی" نیرویی را در جهت مخالف حرکت هلیکوپتر می دهد. این نیرو، مقاومت پروفیل روتور اصلی X pr است (شکل 1.45). مقاومت القایی روتور اصلی را می توان با همین توضیح توضیح داد
همان دلایلی که هنگام جریان در اطراف یک بال وجود دارد، یعنی تشکیل گرداب هایی که انرژی جریان را مصرف می کنند. کشش روتور اصلی مجموع مشخصات و القایی X nv \u003d X pr + X در است.
مقدار کشش روتور اصلی به شکل پروفیل پره ها، زاویه نصب آنها، تعداد دور، سرعت پرواز و زاویه حمله روتور اصلی بستگی دارد.
هنگام پرواز در حالت خود چرخشی باید کشش روتور اصلی را در نظر گرفت.

§ 7. منطقه جریان معکوس
هنگامی که تیغه در آزیموت های Ф = 180-:-360 درجه حرکت می کند، بخش های تیغه واقع در نزدیکی لب به لب نه از لبه حمله، بلکه از لبه جریان به اطراف حرکت می کند. در واقع، در آزیموت

270 درجه چنین جریانی برای تمام بخش های تیغه خواهد بود که از محور چرخش تا نقطه ای روی تیغه که در آن v = wr قرار دارد، یعنی تا نقطه ای که سرعت محیطی برابر با سرعت پرواز است (شکل 1.46) ). با توجه به جهت مخالف این سرعت ها، سرعت کل
جریان در اطراف این نقطه صفر است (Wr = 0).
با توجه به مقادیر مختلف φ، به راحتی می توان از دومی بدست آورد
عباراتی برای منطقه جریان برگشتی به راحتی می توان تأیید کرد که این منطقه دایره ای با قطر d = V / w است که روی یک دیسک جارو شده توسط روتور اصلی قرار دارد (شکل 1.46).
وجود یک منطقه جریان معکوس یک پدیده منفی است. قسمتی از تیغه که از این ناحیه می گذرد نیروی رو به پایین ایجاد می کند که نیروی رانش روتور اصلی را کاهش می دهد و منجر به افزایش

لرزش پره ها و کل هلیکوپتر. با افزایش سرعت پرواز، منطقه جریان معکوس افزایش می یابد.
مقدار ناحیه جریان معکوس را می توان با ضریب مشخصه حالت کار روتور اصلی m برآورد کرد.
ضریب ویژگی های حالت عملکرد روتور اصلی نسبت سرعت حرکت انتقالی به محیطی را درک می کند.
سرعت نوک تیغه
ضریب نشان می دهد که در کدام قسمت از تیغه قرار دارد
آزیموت 270 درجه، واقع در ناحیه جریان معکوس. مثلا،
اگر m = 0.25، d = 0.25 R. این بدان معنی است که قسمت چهارم تیغه تحت شرایط معکوس عمل می کند.
جریان، و قطر منطقه جریان معکوس 25٪ شعاع روتور است.
§ 8 از دست دادن انرژی توسط روتور اصلی. راندمان نسبی پروانه
در استخراج فرمول رانش یک پروانه ایده آل (§ 3 از این فصل)، ما از همه انواع تلفات غافل شدیم. هنگامی که یک پروانه واقعی در شرایط عملیاتی کار می کند، حدود 30٪ از توان مورد نیاز برای چرخش آن صرف غلبه بر مقاومت پروفیل تیغه ها می شود. مقدار تلفات پروفیل به شکل پروفیل و وضعیت سطح بستگی دارد.
با تجزیه و تحلیل عملکرد یک پروانه ایده آل، فرض کردیم که سرعت القایی در تمام نقاط ناحیه جاروب شده یکسان است. اما اینطور نیست. در نزدیکی تیغه، سرعت القایی بیشتر از فضاهای بین تیغه ها است. علاوه بر این، سرعت القایی در طول تیغه تغییر می کند و با افزایش شعاع مقطع، به دلیل افزایش سرعت محیطی مقطع، افزایش می یابد (شکل 1.47). بنابراین، میدان سرعت های القایی ایجاد شده توسط روتور اصلی غیر یکنواخت است.

جریان های هوای مجاور با سرعت های متفاوتی حرکت می کنند، به همین دلیل است که به دلیل تأثیر ویسکوزیته هوا، تلفات ناشی از جریان ناهموار یا تلفات القایی وجود دارد که حدود 6 درصد توان مورد نیاز است. یکی از راه های کاهش این تلفات، پیچش هندسی تیغه ها است.
روتور اصلی نه تنها توده ای از هوا را دور می اندازد و در نتیجه نیروی رانش ایجاد می کند، بلکه جت را نیز می پیچد. تلفات چرخش جت حدود 0.2٪ از توان تامین شده به پروانه است.
به دلیل اختلاف فشار در زیر و بالای صفحه چرخش پروانه، هوا از پایین به بالا در امتداد محیط دیسک روتور اصلی جریان دارد. به همین دلیل، برخی از حلقه های باریک واقع در اطراف محیط صفحه که توسط روتور اصلی جاروب شده است، در ایجاد رانش شرکت نمی کند (شکل 1.48). قسمت های لب به لب تیغه ها که نقاط اتصال در آن قرار دارند نیز در ایجاد نیروی رانش شرکتی ندارند. در مجموع تلفات انتهایی و لب به لب حدود 3 درصد توان مورد نیاز است.
به دلیل وجود این تلفات، توان لازم برای چرخش یک ملخ واقعی که نیروی رانشی برابر با یک پروانه ایده آل ایجاد می کند، بیشتر است.
میزان موفقیت این یا آن پیچ واقعی از نقطه نظر اطمینان از حداقل تلفات قابل قضاوت است

با توجه به راندمان نسبی روتور r| 0، که نسبت توان لازم برای دفع هوا و به دست آوردن یک رانش معین، به توانی است که در واقع صرف چرخش یک ملخ واقعی می شود که نیروی رانش یکسان را ایجاد می کند.

§ 9. تعلیق مفصلی تیغه های روتور
در بند 2 این فصل، نشان داده شد که روتورهای اصلی دارای لولاهای محوری هستند که برای تغییر گام پروانه در هنگام پرواز عمل می کنند. تغییر گام با چرخاندن تیغه ها در اطراف لولاهای محوری در محدوده به دست می آید؟ = 0-15 درجه پیچ ها علاوه بر لولاهای محوری دارای لولاهای افقی و عمودی هستند.
لولا افقی (GSh) به تیغه اجازه می دهد تا در صفحه عمودی منحرف شود. با تشکر از
با این لولا، تیغه این قابلیت را دارد که در هنگام حرکت به سمت جریان به سمت بالا و در هنگام حرکت در جهت جریان به سمت پایین حرکت کند. بنابراین، لولای افقی به تیغه ها اجازه پرواز می دهد.
زاویه محصور بین محور تیغه و صفحه توپی پروانه را زاویه ضربه می گویند. ضد
از نظر ساختاری، انحراف تیغه نسبت به لولای افقی با توقف (بالا) محدود می شود
25-30 درجه، 4-8 درجه پایین). علیرغم وجود حرکات بال زدن در پرواز، تیغه با استاپ ها تماس نمی گیرد، زیرا دامنه زوایای بال زدن کمتر از زاویه بین استاپ ها است. تیغه فقط با افت شدید سرعت و بر این اساس با کاهش غیرقابل قبول نیروی گریز از مرکز تیغه، توقف ها را لمس می کند.
هنگامی که هلیکوپتر پارک می‌شود، وقتی روتور اصلی نمی‌چرخد یا با سرعت کم می‌چرخد، انتهای تیغه‌ها به دلیل وزنشان خم می‌شوند و اگر تیغه در مقابل استاپ پایین قرار بگیرد، ضربه به بوم دم یا بدنه آن وارد می‌شود. ممکن است. بنابراین، علاوه بر استاپ پایین، یک محدود کننده مخصوص اورهنگ نیز تعبیه شده است که در سرعت های پایین، اجازه نمی دهد تیغه بیش از حد پایین بیاید و به هلیکوپتر برخورد کند.
با افزایش سرعت، هنگامی که نیروهای آیرودینامیکی انتهای تیغه ها را به سمت بالا خم می کنند، محدود کننده اورهانگ خاموش می شود، پس از آن تیغه می تواند تا انتهای پایین پرواز کند.
لولا عمودی (VSH) انحراف تیغه را نسبت به آستین در هواپیما فراهم می کند.
چرخش پیچ در زیر نشان داده می شود که وقتی روتور اصلی می چرخد، تیغه می تواند با زاویه خاصی از موقعیت خنثی (شعاعی) به عقب یا جلو حرکت کند. این زاویه را زاویه عقب (پیشرو) می نامند و با حرف ? نشان داده می شود. مقدار این زاویه با توقف محدود می شود. آیا تیغه می تواند به عقب برگردد؟ = 10-:-18 درجه و جلو به؟ = 6-:-8°*.
وجود لولاهای افقی و عمودی تغییر قابل توجهی در عملکرد کریر ایجاد می کند
پیچ.

* در توضیحات فنی، مقدار زاویه عقب افتادگی (پیشروی) نه نسبت به موقعیت شعاعی تیغه، بلکه نسبت به عمود بر لولای افقی داده شده است.
25
ابتدا لازم است به شکل گیری مخروط (لاله) توجه شود، زیرا تحت تأثیر نیروهای بالابر، تیغه ها نسبت به لولاهای افقی منحرف می شوند و بالاتر از صفحه چرخش توپی قرار می گیرند. ثانیاً به دلیل حرکات بال زدن، نیروهای بالابر پره ها در آزیموت های مختلف یکسان می شوند که باعث می شود در حین پرواز انتقالی، انحراف و شیب هلیکوپتر از بین برود. در نهایت، بخش های لب به لب تیغه ها از گشتاورهای خمشی بزرگی که هنگام قرار گرفتن تیغه ها به طور صلب رخ می دهد، تخلیه می شوند.
§ 10. لولا افقی (GSh)
تعادل تیغه را نسبت به لولای افقی در نظر بگیرید، به عنوان مثال، نیروهای وارد بر لولا
دهان در یک صفحه عمود بر صفحه چرخش (شکل 1.49).

در این صفحه، نیروهای زیر روی تیغه وارد می شوند: (Gl - وزن؛ Yl - نیروی بالابر؛ Fts. b -
نیروی گریز از مرکز.
نیروی بالابر 10-15 برابر وزن تیغه است. بزرگترین نیروی گریز از مرکز است که از وزن تیغه 100-150 برابر بیشتر است. در حالت تعادل، مجموع گشتاورهای تمام نیروهای وارد بر تیغه نسبت به GS باید برابر با صفر باشد. به عبارت دیگر، حاصل این نیروها باید از محور GS عبور کند.
در طول چرخش، تیغه سطحی نزدیک به مخروط را توصیف می کند و بنابراین زاویه ضربه را زاویه مخروطی می نامند.

با جریان محوری، گام ثابت و چرخش، مقدار زاویه
مخروطی کاملا مشخص است. اگر مثلاً افزایش دهیم

گام تیغه، سپس تحت تأثیر گشتاور افزایش یافته از نیروی بالابر، تیغه شروع به انحراف به سمت افزایش زاویه نوسان می کند.
با افزایش زاویه ضربه، گشتاور نیز افزایش می یابد.
نیروی گریز از مرکز از انحراف تیغه جلوگیری می کند و هنگامی که تعادل برقرار شد، تیغه با زاویه فلپ بزرگ می چرخد.
با جریان مایل در آزیموت های 0-180 درجه، تیغه به سمت جریان حرکت می کند و در آزیموت های 180-360 درجه - در جهت جریان. تیغه ای که به سمت جریان حرکت می کند افزایش می یابد و به سمت بالا می چرخد، زیرا لحظه بلند شدن بیشتر از لحظه نیروی گریز از مرکز است (لحظه وزن به دلیل مقادیر کوچک نادیده گرفته می شود).
در حرکت تیغه در جهت جریان، نیروی بالابر کاهش می یابد و تحت عمل لحظه
نیروی گریز از مرکز، به سمت پایین حرکت می کند. بنابراین، در یک چرخش، تیغه به سمت بالا حرکت می کند و
تاب خوردن به پایین
سرعت جریان در آزیموت 90 درجه بیشترین است و بنابراین افزایش در اینجا بیشترین مقدار را دارد.
کمترین نیروی بالابر در آزیموت 270 درجه خواهد بود، جایی که سرعت جریان حداقل است و تأثیر ناحیه جریان برگشتی بیشتر است. با این حال، به دلیل وجود GS و حرکات فلاپی تیغه ها، افزایش و کاهش نیروهای بالابر در آزیموت های نشان داده شده نسبتاً کم است. این با تغییر در زوایای حمله تیغه های فلاپی توضیح داده می شود. در واقع، هنگامی که تیغه به سمت بالا حرکت می کند، زاویه حمله کاهش می یابد، و هنگامی که به سمت پایین حرکت می کند، افزایش می یابد (شکل 1.50). به همین دلیل، مقدار نیروهای بالابر در آزیموت ها برابر می شود که عملاً گشتاورهای طولی و پاشنه ای وارد بر هلیکوپتر را حذف می کند.

در نتیجه باید گفت که هدف از لولاهای افقی یکسان سازی نیروهای بالابر تیغه ها در تمام آزیموت ها و تخلیه مقاطع لب به لب از ممان های خمشی است. لولاهای افقی از نظر ساختاری با فاصله معینی Lgsh از محور چرخش پیچ جدا می شوند (شکل 1.51). در جریان محوری، محور مخروط چرخش و محور آستین بر هم منطبق است. بنابراین، نیروهای گریز از مرکز تیغه‌های Ftsb، به طور مشروط به GSh اعمال می‌شوند، متقابلاً متعادل می‌شوند. در یک جریان مورب، محور مخروط و محور آستین بر هم منطبق نیستند و نیروهای گریز از مرکز در صفحات مختلف (موازی) قرار دارند. این نیروها روی یک شانه خاص c یک لحظه Mg. w = FtsbS ایجاد می کنند که کنترل پذیری هلیکوپتر را بهبود می بخشد. علاوه بر این، لحظه مشخص شده در صورت انحراف تصادفی هلیکوپتر نسبت به محور طولی یا عرضی دارای اثر میرایی است، یعنی در جهت مخالف انحراف هدایت می شود که باعث بهبود پایداری هلیکوپتر می شود.

§ 11. انسداد مخروط انقلاب با دمیدن مایل
در پاراگراف قبل مشخص شد که به دلیل وجود لولاهای افقی، تیغه ها در آزیموت های 0-180 درجه به سمت بالا و در آزیموت های 180-360 درجه به سمت پایین حرکت می کنند. در واقعیت، تصویر حرکات بال زدن تیغه ها تا حدودی پیچیده تر به نظر می رسد. با توجه به اینکه تیغه ها جرم دارند، زاویه آن افزایش می یابد

نوسان اینرسی نه به سمت آزیموت 180 درجه، بلکه تا حدودی بیشتر، کاهش - نه به 360 درجه، و همچنین تا حدودی بیشتر ادامه می یابد. ° - از بالا، که همچنین به افزایش مداوم زاویه نوسان نزدیک به آزیموت 180 درجه و کاهش زاویه نوسان نزدیک به آزیموت 360 درجه کمک می کند.
شکل 1.52، a وابستگی تجربی زاویه نوسان به آزیموت را نشان می دهد که در تنظیم B-1 به دست آمده است. برای مدل روتور آزمایشی با تیغه‌های صلب با سرعت دمیدن مورب 20 متر بر ثانیه، حداکثر زاویه نوسان در آزیموت 196 درجه و حداقل آن در آزیموت 22 درجه بود. این بدان معناست که محور مخروط انقلاب به عقب و به چپ متمایل شده است. پدیده انحراف محور مخروط چرخش روتور اصلی در جریان جریان مورب را انسداد مخروط چرخش می گویند (شکل 1.53).

از نظر تئوری، مخروط روتور اصلی با دمیدن مورب به عقب و به سمت چپ فرو می‌ریزد. این انسداد نیز با آزمایش فوق تایید می شود. با این حال، جهت انسداد جانبی به طور قابل توجهی تحت تاثیر تغییر شکل تیغه ها و فاصله لولاهای افقی قرار می گیرد. تیغه روتور واقعی استحکام کافی و تحت تأثیر نیروهای وارد بر آن را ندارد
27

به شدت تغییر شکل داده - خم شدن و پیچش. پیچش در جهت کاهش زوایای حمله رخ می دهد که در ارتباط با آن چرخش به سمت بالا زودتر متوقف می شود (Ф = 160 درجه). بر این اساس، نوسان رو به پایین نیز زودتر متوقف می شود (φ=340 درجه).
شکل 1.52، b وابستگی تجربی زاویه نوسان a به آزیموت را نشان می دهد که در نصب V-2 به دست آمده است. هنگام آزمایش یک مدل پروانه با تیغه های انعطاف پذیر، حداکثر زاویه نوسان در آزیموت φ = 170 درجه و حداقل - در آزیموت φ = 334 درجه به دست آمد. بنابراین، در هلیکوپترهای واقعی، مخروط چرخش به عقب و به سمت راست می افتد. مقدار زاویه رول بستگی به سرعت پرواز، پیچ پروانه و دور در دقیقه دارد. با افزایش گام پیچ و سرعت و با کاهش چرخش، شفت مخروط چرخش افزایش می یابد.
هلیکوپترهای مدرن با کج کردن مخروط چرخش در جهت حرکت هلیکوپتر کنترل می شوند. به عنوان مثال، برای حرکت به جلو، خلبان محور مخروط چرخش روتور اصلی را به جلو منحرف می کند (با استفاده از swashplate). شیب مخروط با شیب رانش روتور اصلی در جهت مربوطه همراه است که مؤلفه لازم برای حرکت هلیکوپتر را می دهد (شکل 1.32). با این حال، به محض اینکه سرعت پرواز شروع به افزایش می کند، به دلیل جریان مورب، مخروط به عقب و به پهلو می افتد. تأثیر انسداد مخروط با حرکت اضافی چوب کنترل هلیکوپتر مهار می شود.
§ 12. لولای عمودی (VSH)
برای اطمینان از اینکه لازم است علاوه بر افقی، توپ عمودی نیز نصب شود.
نیر، نیروهای وارد بر تیغه را در صفحه چرخش در نظر بگیرید.
هنگامی که پروانه می چرخد، نیروهای مقاومت در برابر چرخش Ql بر روی پره های آن در صفحه چرخش وارد می شود. در حالت شناور، این نیروها در تمام آزیموت ها یکسان خواهند بود. با یک جریان مورب در اطراف پیچ، مقاومت تیغه ای که به سمت جریان حرکت می کند بیشتر از مقاومت تیغه ای است که در جهت جریان حرکت می کند. وجود لولاهای افقی و حرکات بال زدن تیغه ها به کاهش این تفاوت (به دلیل همسو بودن زوایای حمله) کمک می کند، اما آن را به طور کامل از بین نمی برد. بنابراین نیروی مقاومت دورانی نیروی متغیری است که ریشه تیغه ها را بارگذاری می کند.
هنگامی که سرعت تغییر می کند، نیروهای اینرسی بر روی پره های روتور اصلی، با افزایش سرعت - جهت مخالف چرخش، و با کاهش سرعت - در جهت چرخش پیچ وارد می شوند. نیروهای اینرسی همچنین می توانند در چرخش های ثابت توپی روتور اصلی به دلیل ناهمواری جریان هوا در جریان به دیسک روتور اصلی ایجاد شوند که منجر به تغییر در نیروهای آیرودینامیکی و تمایل اضافی تیغه ها به حرکت نسبت به هاب می شود. در پرواز، نیروهای اینرسی نسبتاً کوچک هستند. با این حال، بر روی زمین در لحظه ای که حامل به بالا می چرخد
پروانه، نیروهای اینرسی به مقدار زیادی می رسد و با شروع تند گیربکس حتی می تواند منجر به شکستگی تیغه ها شود.
علاوه بر این، وجود لولاهای افقی که حرکات فلاپی تیغه ها را فراهم می کند منجر به این واقعیت می شود که مرکز ثقل تیغه به طور دوره ای نزدیک شده و از محور چرخش پیچ دور می شود (شکل 1.54).

بر اساس قانون بقای انرژی، انرژی جنبشی یک حامل در حال چرخش
پروانه باید بدون توجه به حرکت بال زدن تیغه ثابت بماند (تغییرات در انواع دیگر انرژی نادیده گرفته می شود). انرژی جنبشی یک پیچ دوار با فرمول تعیین می شود:

که در آن m جرم تیغه های دوار است.
w-
سرعت زاویه ای چرخش تیغه،
r-فاصله از محور چرخش تا مرکز ثقل تیغه؛

از فرمول می توان دریافت که در یک انرژی جنبشی ثابت، نزدیک شدن مرکز ثقل تیغه به محور چرخش (تاب به بالا) باید با افزایش سرعت زاویه ای چرخش و حذف مرکز ثقل تیغه از محور چرخش (چرخش به پایین) باید با کاهش سرعت زاویه ای چرخش همراه باشد. این پدیده برای رقصندگانی که سرعت چرخش بدن خود را با نزدیک شدن شدید بازوها به بدن افزایش می دهند به خوبی شناخته شده است (شکل 1.55). نیروهایی که تحت تأثیر آنها با تغییر ممان اینرسی سیستم دوار در سرعت زاویه ای چرخش افزایش یا کاهش می یابد، کوریولیس نامیده می شوند.

هنگامی که تیغه ها به سمت بالا می چرخند، نیروهای کوریولیس در جهت چرخش روتور اصلی هدایت می شوند، هنگام چرخش به سمت پایین، آنها مخالف هستند.
نیروهای کوریولیس ناشی از حرکات بال زدن به مقدار قابل توجهی می رسد و قسمت های ریشه تیغه ها را با متغیرها بارگذاری می کند.
گشتاورهای خمشی که در صفحه چرخش روتور اصلی عمل می کنند.
بنابراین، تنظیم لولاهای افقی، که اجازه می دهد
از بین بردن انتقال لنگرهای خمشی به توپی پروانه و تخلیه قطعات لب به لب پره ها در صفحه نوسان، در عین حال باعث ایجاد پدیده های نامطلوب مرتبط با وقوع نیروهای کوریولیس در بارگذاری قسمت های ریشه پره ها با یک گشتاور متغیر در صفحه چرخش گشتاور متغیر نیروهای کوریولیس به یاتاقان‌های روتور اصلی، توپی روتور و شفت موتور منتقل می‌شود و بارهای متناوب ایجاد می‌کند که منجر به سایش شتاب‌دهنده یاتاقان‌های سر اصلی و ارتعاش می‌شود.
بالگرد.
برای تخلیه قسمت های ریشه تیغه ها از گشتاورهای خمشی متناوب که در صفحه چرخش عمل می کنند، و بوش ها - از بارهای متناوب که باعث ارتعاش هلیکوپتر می شوند، لولاهای عمودی نصب می شوند که در صفحه چرخش پروانه، حرکات نوسانی را فراهم می کند. تیغه ها
علاوه بر نیروهای در نظر گرفته شده، نیروی گریز از مرکز نیز بر تیغه در صفحه چرخش وارد می شود.
در حضور یک لولا عمودی و میدان یکنواخت سرعت جریان هوای ورودی در حالت
تیغه معلق با زاویه خاصی از موقعیت شعاعی عقب می ماند؟ شکل 1.56 مقدار زاویه عقب ماندگی را نشان می دهد که با برابری ممان ها تعیین می شود:

Fc.bLc.b =Ql LQ.
در انتقال به پرواز با سرعت انتقال، نیروهای اینرسی متغیر و کوریولیس به نیروهای آیرودینامیکی اضافه می شود و خود نیروهای آیرودینامیکی نیز متغیر می شوند. تحت تأثیر این نیروها، تیغه حرکت پیچیده ای را انجام می دهد که شامل یک حرکت چرخشی، انتقالی (همراه با هلیکوپتر)، پرواز نسبت به GM و نوسانی نسبت به VR است.
در حضور VSC، تیغه به سمت

زاویه تاخیر؟ (شکل 1.57، الف). در این حالت تیغه طوری قرار می گیرد که حاصل نیروهای آیرودینامیکی و گریز از مرکز N در امتداد محور آن هدایت می شود. با انتقال حاصل به محور GM و تجزیه آن به نیروهای A و B، اطمینان حاصل می کنیم که یاتاقان های GM به یک اندازه بارگذاری نمی شوند. در واقع، در حضور یک نیروی A، به عنوان
بلبرینگ های جلو و عقب GSh با همان بارهای شعاعی بارگیری می شوند. با این حال، قدرت
B، تخلیه بار یاتاقان عقب، علاوه بر آن، جلو را بارگیری می کند و باعث سایش ناهموار یاتاقان ها می شود. علاوه بر این، نیروی B، که برای GSh محوری است، نیاز به نصب یاتاقان های رانش دارد.
برای تقریب شرایط عملکرد بلبرینگ های GSh به شرایط یک بار متقارن، یک جابجایی اعمال می شود.
GS نسبت به چرخش رو به جلو آستین (شکل 1.57، ب). در این مورد، وجود یک زاویه تاخیر؟
منجر به این واقعیت می شود که محور تیغه تقریباً عمود بر محور GSH قرار دارد.

از آنجایی که لولاهای عمودی به تیغه ها اجازه می دهند تا در صفحه چرخش روتور اصلی نوسان کنند تا از احتمال افزایش دامنه این نوسانات بر روی یاتاقان جلوگیری شود.

پروانه های هلیکوپترهای مدرن مجهز به دمپرهای ویژه - دمپرهای لرزش هستند. دمپرها اصطکاکی و هیدرولیک هستند. اصل عملکرد هر دو و سایرین تبدیل انرژی ارتعاشات است انرژی حرارتی، که سپس به فضای اطراف پراکنده می شود.
روی زمین، قبل از روشن کردن موتور و چرخاندن روتور اصلی، تیغه های آن باید در قسمت جلویی VSH قرار گیرد. این کار برای کاهش شتاب زاویه ای (نیروی اینرسی) تیغه ها در لحظه اولیه چرخش انجام می شود.
چرخش نابرابر پره ها نسبت به VSH باعث جابجایی مرکز ثقل روتور اصلی از محور چرخش می شود. در نتیجه هنگام چرخش پروانه، نیروی اینرسی ایجاد می شود که باعث لرزش (نوسان) هلیکوپتر می شود.
این پدیده به ویژه زمانی خطرناک است که روتور اصلی روی زمین کار می کند، زیرا فرکانس طبیعی یک هلیکوپتر روی ارابه فرود الاستیک می تواند برابر یا چند برابر فرکانس نیروی محرکه باشد که منجر به ارتعاشاتی می شود که معمولاً به آنها می گویند. تشدید زمین
§ 13. جبران نوسان
همانطور که مشخص است، دلیل اصلی انسداد مخروط چرخش پروانه، حرکات بال زدن پره ها در جریان مایل است. هرچه حداکثر زاویه نوسان به سمت بالا بیشتر باشد، انسداد مخروط چرخش بیشتر است. وجود انسداد بزرگ مخروط نامطلوب است، زیرا برای جبران انسداد هنگام کنترل هلیکوپتر در پرواز انتقالی، نیاز به انحراف اضافی از اهرم های فرمان است. بنابراین، لازم است که تعادل لنگرها نسبت به GS در دامنه کمتری از حرکات فلاپ برقرار شود.
برای اینکه دامنه حرکات نوسان در حد تحمل باشد، از جبران نوسان استفاده می شود. اصل جبران نوسان این است که نقطه اتصال بند کنترلی (A) بر روی محور لولای افقی نصب نشده است، بلکه به سمت تیغه منتقل می شود (شکل 1.58).

اگر نقطه A روی محور لولای افقی قرار نگیرد و بی حرکت باشد، در هنگام چرخش به سمت بالا، زاویه نصب و از این رو زاویه حمله تیغه کاهش می یابد و هنگام چرخش به سمت پایین افزایش می یابد. به دلیل تغییر زوایای حمله در حین بال زدن تیغه، نیروهای آیرودینامیکی به وجود می آیند که از افزایش دامنه حرکات بال زدن جلوگیری می کند.
اثربخشی جبران تا حد زیادی به tg ?1 بستگی دارد (شکل 1.58) که مشخصه جبران نوسان نامیده می شود. هر چه tg ?1 بزرگتر باشد، زاویه نصب تیغه در طول ضربه بیشتر است. در نتیجه، با افزایش tg ≈ 1، کارایی جبران فلپ افزایش می یابد.
آیا زاویه تاخیر وجود دارد؟ هنگام نصب یک لولا عمودی، می تواند دامنه فلایویل ها را افزایش دهد
حرکات (شکل 1.59). وقتی تیغه در اطراف VS با زاویه منحرف می شود؟ لبه جلویی (نقطه A) نسبت به لبه انتهایی (نقطه B) از GSh دورتر خواهد بود. بنابراین هنگام تاب خوردن، مسیر نقطه A بزرگتر از مسیر طی شده توسط نقطه B است، در نتیجه هنگام چرخش به سمت بالا، زاویه حمله تیغه افزایش می یابد و در هنگام چرخش به سمت پایین، زاویه حمله تیغه افزایش می یابد. تیغه کاهش می یابد

بنابراین، زاویه عقب ماندگی به ظهور نیروهای آیرودینامیکی اضافی بر روی تیغه کمک می کند و تمایل به افزایش دامنه حرکات بال زدن دارد. بنابراین، استفاده از جبران ضربه تیغه هایی که دارای لولای عمودی هستند، به ویژه مناسب است.

§ 14. لحظه واکنش روتور
هنگامی که روتور اصلی می چرخد، نیروهای مقاومت هوا بر روی پره های آن وارد می شود که نسبت به محور روتور، یک لحظه مقاومت در برابر چرخش ایجاد می کند. برای غلبه بر این لحظه، در هلیکوپترها با یک درایو مکانیکی از موتور نصب شده در بدنه، گشتاوری به محور روتور اصلی اعمال می شود. گشتاور از طریق گیربکس اصلی به شفت روتور اصلی منتقل می شود. مطابق با قانون سوم مکانیک (قانون برابری کنش و واکنش)، یک گشتاور واکنشی ایجاد می شود که از طریق نقاط اتصال گیربکس اصلی به بدنه هلیکوپتر منتقل می شود و تمایل دارد آن را در جهت مخالف چرخش بچرخاند. گشتاور گشتاور و گشتاور راکتیو، صرف نظر از نحوه کار پروانه، همیشه از نظر بزرگی برابر و در جهت مخالف Mcr = Mp هستند.
اگر موتورها روی خود تیغه ها نصب شوند، بدیهی است که گشتاور واکنشی وجود ندارد. واکنش پذیر
ممان نیز در حالت خود چرخشی روتور اصلی وجود ندارد، یعنی در تمام مواردی که گشتاور
گشتاور روی شفت روتور اصلی از موتور نصب شده در بدنه منتقل نمی شود.
پیش از این گفته شد که تعادل لحظه واکنش در هلیکوپترهای یک طرح تک روتور با یک درایو مکانیکی توسط لحظه ایجاد شده توسط رانش روتور دم نسبت به مرکز ثقل هلیکوپتر انجام می شود.
در هلیکوپترهای دو روتور، جبران گشتاورهای واکنشی هر دو روتور اصلی با چرخش پروانه ها در جهات مختلف به دست می آید. علاوه بر این، برای حفظ برابری ممان‌های راکتیو جهت مخالف هر دو پیچ، پیچ‌ها دقیقاً یکسان با همگام‌سازی دقیق دورهایشان ساخته می‌شوند.

توان انتقال یافته به روتور اصلی برابر است با
از فرمول می توان دریافت که هر چه سرعت روتور کمتر باشد، گشتاور بیشتر و در نتیجه
به صورت مستقیم و واکنشی
تعداد چرخش روتور اصلی هلیکوپتر بسیار کمتر از تعداد چرخش پروانه هواپیما است. بنابراین، با همان قدرت موتور، گشتاور واکنشی روتور اصلی هلیکوپتر بسیار بیشتر از پروانه هواپیما است.
گشتاور و گشتاورهای راکتیو نیز بسته به میزان رانش روتور اصلی متفاوت است. بنابراین، به عنوان مثال، برای افزایش نیروی کشش پروانه، باید گام کلی را افزایش داد. افزایش گام پیچ با افزایش لحظه مقاومت در برابر چرخش آن همراه است. بنابراین، با افزایش گام پیچ، لازم است گشتاور عرضه شده به پیچ افزایش یابد. اگر این کار انجام نشود، تعداد دورهای روتور اصلی کاهش می یابد که منجر به کاهش رانش روتور اصلی می شود.
بنابراین، برای افزایش تراست روتور اصلی، نه تنها گام پیچ، بلکه گشتاور نیز لازم است. برای انجام این کار، یک اهرم "پیچ-گاز" در کابین خلبان نصب شده است که به صورت سینماتیکی به موتور متصل است و مکانیزمی که گام پروانه را تغییر می دهد. هنگامی که اهرم حرکت می کند، تغییر متناسبی در گشتاور و گام پیچ و در عین حال تغییر در گشتاور راکتیو ایجاد می شود. در هلیکوپتر تک روتور، تغییر در گشتاور واکنش مستلزم تغییر متناظر در رانش روتور دم برای حذف چرخش است.

§ 15. رانش روتور دم
بزرگی نیروی رانش روتور دم (شکل 1.60) را می توان از برابری تعیین کرد.

توان مصرفی پروانه ذوب می شود و در نتیجه نیروی رانش مورد نیاز ایجاد شده توسط ملخ دم نیز افزایش می یابد.
روتور دم در شرایط دمیدن مورب عمل می کند، زیرا در پرواز، صفحه چرخش آن عمود بر جهت جریان مقابل نیست.
با دمیدن مورب یک پیچ صلب، تغییر سرعت جریان بر روی آن اتفاق می افتد
تیغه ها باعث ایجاد متناوب می شود
تغییر نیروی رانش هر تیغه و منجر به ارتعاش خواهد شد.
برای یکسان سازی نیروی رانش تیغه ها در تمام آزیموت ها و
تخلیه تیغه ها از عمل
در لحظات خم شدن، تیغه‌های یک روتور دم واقعی با استفاده از لولاهای افقی به توپی متصل می‌شوند که به تیغه‌ها اجازه می‌دهد تا حرکات بال زدن را انجام دهند.
وجود لولاهای محوری در طراحی آستین پیچ، چرخش تیغه ها را نسبت به
محور طولی که برای تغییر گام ضروری است.
در هلیکوپترهای سنگین، لولاهای عمودی را می توان روی روتورهای دم نیز نصب کرد.
§ 16. توان روتور موجود
که در نیروگاه هاهلیکوپترهای مدرن از موتورهای هواپیمای پیستونی یا توربوپراپ استفاده می کنند.
یکی از ویژگی های عملکرد موتورهای هواپیماهای پیستونی هوا خنک در هلیکوپترها می باشد
نیاز به دمیدن اجباری سطوح خنک شده موتور با کمک فن های مخصوص. دمیدن اجباری موتورها در هلیکوپترها با امکانات ناکافی برای استفاده از فشار سرعت برای خنک کردن در پرواز انتقالی و با کمبود فشار در حالت شناور همراه است. به عنوان یک قاعده، فن ها بر روی هلیکوپترهایی با موتورهای توربوپراپ برای خنک کردن گیربکس اصلی، کولرهای روغن، ژنراتورها و سایر واحدها نصب می شوند. بخشی از نیروی موتور Noxl برای راه اندازی فن ها استفاده می شود.
بخشی از توان موتور صرف غلبه بر اصطکاک در گیربکس می شود که موتور را به آن وصل می کند
پیچ های N tr، برای چرخش روتور دم Npv و برای محرک پمپ های سیستم هیدرولیک و سایر واحدها
Na
بنابراین توان انتقالی به روتور اصلی کمتر از توان موثر است
Ne بر روی شفت موتور توسعه یافته است.
اگر هزینه ها از توان موثر کم شود، توان روتور موجود Np را بدست می آوریم
Np \u003d Ne.- Noxl.- Ntp - Npv - Na
برای هلیکوپترهای مختلف، Np 75-85٪ Ne است.
به عبارت دیگر تلفات نیرو برای واحدهای خنک کننده، گیربکس، فرمان و محرک می باشد
15-25٪ از قدرت موثر موتور.
توان موثر موتور و توان روتور موجود به سرعت و ارتفاع بستگی دارد
با این حال، به دلیل سرعت پایین پرواز هلیکوپتر، می توان از تأثیر سرعت بر Ne و Np چشم پوشی کرد.
ماهیت تغییر در توان موجود از ارتفاع پرواز به نوع موتور بستگی دارد و توسط آن تعیین می شود
مشخصه ارتفاع آن (شکل 1.61).

مشخص است که قدرت یک موتور پیستونی بدون سوپرشارژر، در سرعت ثابت با افزایش
ارتفاع به دلیل کاهش بار وزن کاهش می یابد، مخلوط هوا و سوخت وارد سیلندر می شود. به طور مشابه، قدرت منتقل شده به روتور اصلی تغییر می کند (شکل 1.61 / a).
قدرت موتور پیستونی مجهز به سوپرشارژر تک سرعته تا ارتفاع طراحی با افزایش ارتفاع به دلیل افزایش بار وزن مخلوط هوا و سوخت به دلیل کاهش دمای هوای محیط و بهبود سیلندر افزایش می یابد. . با باز کردن تدریجی دمپر هوای سوپرشارژر، فشار بوست تا ارتفاع محاسبه شده ثابت نگه داشته می شود. در ارتفاع محاسبه شده دمپر هوا کاملا باز می شود و قدرت موتور به حداکثر می رسد. بالاتر از ارتفاع طراحی، توان موثر و در نتیجه توان موجود روتور اصلی، به همان روشی که برای موتور بدون سوپرشارژر کاهش می‌یابد (شکل 1.61، b) کاهش می‌یابد.

برای موتوری با سوپرشارژر دو سرعته، ماهیت تغییر در توان موثر و قابل دسترس از ارتفاع پرواز در شکل 1 نشان داده شده است. 1.61، ج.
برای یک موتور توربوپراپ، ماهیت وابستگی توان موجود روتور اصلی به ارتفاع پرواز در شکل 1 نشان داده شده است. 1.61، د. افزایش قدرت یک موتور توربوپراپ به ارتفاع معین توسط سیستم کنترل اتخاذ شده توضیح داده شده است که افزایش دمای گازهای جلوی توربین را تا یک ارتفاع مشخص تضمین می کند.