دوره آموزشی طراحی محاسبه پروانه بالابر ملخ بر حسب کیلوگرم

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 بی حرکت در هوا، حرکت به سمت و حتی ابتدا در دم است.

چرا چنین فرصت های فوق العاده ای؟ 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. هنگامی که نیروی بالابر از وزن هلیکوپتر بیشتر شود، بلند می شود، اگر برعکس اتفاق بیفتد، هلیکوپتر فرود می آید.

اگر در یک هواپیما بلند کردن بال هواپیما فقط زمانی رخ دهد که هواپیما در حال حرکت است، در "بال" یک 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 خود 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 می 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 هنگام حرکت تیغه به سمت جلو بیشتر می شود. ملخ تمایل دارد هلیکوپتر را به سمت خود بچرخاند.

برای جلوگیری از این اتفاق، غیراستورنتورها 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 تکان دادن 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 می‌شود و هلیکوپتر نیز که کج می‌شود، شروع به حرکت به جلو می‌کند.

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. یک ملخ کوچک که روی دم نصب شده است جایگزین آن 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 به دم هلیکوپتر اجازه نمی دهد 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 سراسری" و یک کارگر خستگی ناپذیر - یک هلیکوپتر پرواز می کنند.

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: - دور 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 14-35 متر قطر دارند.

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 کردن، رانش HB به مقدار مشخصی افزایش می یابد، به دلیل افزایش سطح واقعی سطوح بلبرینگ، سپس سقوط می کند. کاهش رانش به دلیل تأثیر مخروط جریان و موج گردابی از تیغه پیشرو است. با افزایش s، به دلیل افزایش کشش تیغه ها، نیاز به افزایش توان عرضه شده به NV است. با افزایش s، گام مورد نیاز برای به دست آوردن یک رانش معین کاهش می یابد، که NV را از حالت های Stall دور می کند. ویژگی های حالت های استال و دلایل وقوع آنها در زیر مورد بحث قرار خواهد گرفت.

فاصله 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 کارایی کنترل طولی - عرضی را بهبود می بخشد.

به عنوان نسبت وزن هلیکوپتر به مساحت HB جاروب شده تعریف 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). اگر جریان هوا از پایین وارد HB شود، زاویه A مثبت در نظر گرفته 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 نحوه عملکرد HB بستگی دارد، این موضوع در هنگام تجزیه و تحلیل دمیدن مورب HB به طور مفصل 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 فلاپی به عنوان زاویه نصب کل تیغه و کل گام HB در نظر گرفته می شود.

پروفیل مقطع تیغه 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 نصب مقاطع از لب به لب تا انتهای تیغه تولید می شود و به بهبود خصوصیات آیرودینامیکی تیغه کمک می کند.پره های هلیکوپتر در پلان مستطیل شکل هستند که از نظر آیرودینامیکی بهینه نیست. اما از نظر تکنولوژی ساده تر است.

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

زاویه موقعیت آزیموت y با 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. زمانی 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 می شود، مثبت در نظر گرفته می شود.

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

کشیدن تیغه

کشش 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 در حال 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 به اندازه کافی بزرگ در مرکز آستین HB با سه بخش مشخص نشان داده شده است: بخش 0، واقع در جلوی پیچ، در صفحه چرخش پیچ، بخش 1 با سرعت جریان V 1 (سرعت مکش) و بخش 2 با سرعت جریان V 2 (سرعت 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 جارو شده 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 با توجه به فشار اتمسفر در محیط هوای دست نخورده برابر با سه سر فشار سرعت القایی است.

(12.9.)

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

تئوری عنصر تیغه

ماهیت تئوری عنصر تیغه به شرح زیر است. جریان اطراف هر بخش کوچکی از عنصر تیغه در نظر گرفته می‌شود و نیروهای آیرودینامیکی اولیه dу e و dx e که بر روی تیغه اعمال می‌شوند، تعیین می‌شوند. 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.)

طبق 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 مکمل یکدیگر هستند.

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 بوش 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 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 هوای عبوری از NV افزایش می یابد و در نتیجه نیروی 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 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، نیروی آیرودینامیکی کل 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 آوری 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.

مقدار 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 تمام 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 Tl1 و Tl2، یک لحظه کج شدن هلیکوپتر ایجاد می شود.

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

که با سرعت هلیکوپتر افزایش می یابد.

یک ملخ با تیغه های سفت 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 در بست سخت 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، خمش 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 استاتیکی 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 با ωr است.

به سمت آزیموت ψ = 270 o تیغه به دلیل کاهش سرعت جریان و کاهش Tl شروع به پایین آمدن می کند، در حالی که تیغه ها علاوه بر این از پایین دمیده می شوند که باعث افزایش زوایای حمله عنصر تیغه می شود. و 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 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 چرخش 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 ممان 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 آزاد 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 صفحه سواش است که کاهش زوایای تیغه های j را با کاهش زاویه چرخش b و بالعکس افزایش تضمین می کند. در زاویه تیغه ها با افزایش زاویه نوسان. این اتصال عبارت است از جابجایی نقطه اتصال رانش از صفحه سواش به بند 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 از 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 آن اثر می کنند:

تراست T l که به ¾ طول تیغه اعمال می شود، یک لحظه M t \u003d T a را تشکیل می دهد و تیغه را برای افزایش ضربه می چرخاند.

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 ضربه 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 لحظات وارد بر تیغه در صفحه سکته مغزی.

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، برآیند نیروهای تیغه های R n در امتداد محور NV هدایت شده و در مرکز آستین اعمال می شود. در حالت دمیدن مورب، نیروی R n به سمت انسداد مخروط منحرف می شود. به دلیل فاصله لولاهای افقی، نیروی آیرودینامیکی R n از مرکز آستین عبور نمی کند و یک شانه بین بردار نیرو R n 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 تسریع 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 برابر 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 موارد 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 ناحیه 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 با آزیموت 270 0 - 300 0 در انتهای تیغه ها، به دلیل چرخش تیغه به سمت پایین، 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 توجه گام HB یا افزایش سرعت پرواز، 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 لیفت و افزایش درگ می شود. 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 در سرعت پرواز بالا رخ می دهد، زمانی که سرعت جریان اطراف تیغه به سرعت محلی صوت می رسد و شوک های موضعی ایجاد می شود که باعث افزایش شدید ضریب Сho می شود. به دلیل وقوع مقاومت موج

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 این لرزش افزایش می یابد. مناطق جریان بحرانی در اطراف روتور اصلی باعث کاهش سطح مؤثر روتور اصلی و در نتیجه رانش HB می شود و ویژگی های آیرودینامیکی و عملیاتی هلیکوپتر را به طور کلی بدتر می کند، بنابراین محدودیت های پرواز هلیکوپتر از نظر سرعت. با پدیده های در نظر گرفته شده همراه هستند.

.حلقه گرداب.

حالت حلقه گرداب در سرعت پایین افقی و سرعت عمودی بالا فرود هلیکوپتر زمانی که موتورهای هلیکوپتر در حال کار هستند 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. رابط a-a به طور دوره ای می شکند، گرداب های چنبره به شدت 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.

معرفی

طراحی هلیکوپتر فرآیند پیچیده ای است که در طول زمان توسعه می یابد و به مراحل و مراحل طراحی مرتبط تقسیم می شود. هواپیمای ایجاد شده باید الزامات فنی را داشته باشد و با مشخصات فنی و اقتصادی مشخص شده در مشخصات طراحی مطابقت داشته باشد. شرایط مرجع شامل توضیحات اولیه هلیکوپتر و ویژگی های عملکرد آن است که کارایی اقتصادی و رقابتی بالای ماشین طراحی شده را تضمین می کند، یعنی: ظرفیت حمل، سرعت پرواز، برد، سقف ایستا و پویا، منبع، دوام و هزینه.

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

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

طراحی واحدها و اجزای جداگانه هلیکوپتر با در نظر گرفتن راه حل های فنی انتخاب شده، در مرحله توسعه یک پروژه فنی انجام می شود. در عین حال، پارامترهای واحدهای طراحی شده باید مقادیر مربوط به طرح پیش نویس را برآورده کنند. برخی از پارامترها را می توان به منظور بهینه سازی طراحی اصلاح کرد. در طول طراحی فنی، محاسبات استحکام آیرودینامیکی و سینماتیکی واحدها و همچنین انتخاب مصالح سازه و طرح‌های سازه‌ای انجام می‌شود.

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

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

محاسبه وزن برخاست یک هلیکوپتر از تقریب اول

جرم محموله کجاست، کیلوگرم؛

وزن خدمه، کیلوگرم

برد پرواز

محاسبه پارامترهای روتور اصلی هلیکوپتر

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

وزن برخاست هلیکوپتر کجاست، کیلوگرم؛

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

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

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

شعاع روتور را برابر با R=7.9 می گیریم

سرعت زاویه ای، s-1، چرخش روتور اصلی توسط سرعت محیطی R انتهای پره ها محدود می شود که به جرم برخاستن هلیکوپتر بستگی دارد و به R=232 متر بر ثانیه می رسد.

2.2 چگالی نسبی هوا در سقف های استاتیک و دینامیک

2.3 محاسبه سرعت اقتصادی نزدیک زمین و روی سقف دینامیکی

مساحت نسبی صفحه مضر معادل تعیین می شود:

جایی که Se=2.5

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

مقدار سرعت اقتصادی روی سقف دینامیک ودین، کیلومتر بر ساعت محاسبه می شود:

جایی که من \u003d 1.09 ... 1.10 ضریب القاء است.

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

که در آن Vmax=250 km/h و Vdyn=182.298 km/h – سرعت پرواز;

R=232 m/s - سرعت محیطی تیغه ها.

من

بالابر و رانش برای حرکت انتقالی هلیکوپتر توسط روتور اصلی ایجاد می شود. در این تفاوت با هواپیما و گلایدر است که در آن نیروی بالابر هنگام حرکت در هوا توسط سطح یاتاقان - بال که به طور محکم به بدنه وصل شده است و نیروی رانش - توسط پروانه یا موتور جت ایجاد می شود (شکل 6).

در اصل می توان پرواز هواپیما و هلیکوپتر را با هم مقایسه کرد. در هر دو مورد، نیروی بالابر به دلیل تعامل دو جسم ایجاد می شود: هوا و یک هواپیما (هواپیما یا هلیکوپتر).

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

در طول پرواز یک هواپیما، پدیده زیر رخ می دهد: یک جریان هوای مقابل در اطراف بال جریان می یابد و در پشت بال به پایین خم می شود. اما هوا یک محیط جدانشدنی و نسبتاً چسبناک است و نه تنها لایه هوا که در مجاورت سطح بال قرار دارد، بلکه لایه های مجاور آن نیز در این چمن زنی شرکت می کنند. بنابراین، هنگامی که در اطراف یک بال جریان دارد، حجم نسبتاً قابل توجهی از هوا در هر ثانیه به عقب خم می شود، تقریباً برابر با حجم یک استوانه، که در آن مقطع دایره ای با قطری برابر با طول بال است و طول آن برابر است. سرعت پرواز در ثانیه این چیزی بیش از یک جریان دوم هوا در ایجاد نیروی بالابر بال نیست (شکل 7).

برنج. 7. حجم هوای دخیل در ایجاد نیروی بالابر هواپیما

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

جایی که R -نیروی عامل؛

در نتیجه تعامل با بال هواپیما. در نتیجه، نیروی بالابر بال برابر با دومین افزایش تکانه در امتداد عمود در جت خروجی خواهد بود.

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

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

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

سرعت القایی جت خروجی به داخل متر بر ثانیهلازم به ذکر است که در موارد در نظر گرفته شده هم برای بال هواپیما و هم برای روتور اصلی هلیکوپتر برای سرعت القایی وسرعت القایی جت خروجی در فاصله ای از سطح حامل گرفته می شود. سرعت القایی جت هوا که در خود سطح یاتاقان رخ می دهد دو برابر کمتر است.

چنین تفسیری از مبدأ بالابر بال یا نیروی آیرودینامیکی کل روتور اصلی کاملاً دقیق نیست و فقط در حالت ایده آل معتبر است. این فقط اساساً درست است و معنای فیزیکی پدیده را به وضوح توضیح می دهد. در اینجا مناسب است به یک مورد بسیار مهم که از مثال مورد تجزیه و تحلیل برمی آید، اشاره کنیم.

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

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

به عبارت دیگر، با صرف همان توان (مثلاً توان نامی موتور)، در مورد پرواز شیبدار با سرعت کافی بالا، می توان سقف بیشتری نسبت به صعود عمودی به دست آورد. سرعت کل حرکت

هلیکوپترهای کمتری نسبت به مورد اول وجود دارد. بنابراین، هلیکوپتر دارای دو سقف است: استاتیکهنگام صعود در پرواز عمودی، و پویا، زمانی که ارتفاع در پرواز شیبدار به دست می آید و سقف دینامیکی همیشه بالاتر از سقف ایستا است..

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

با مقایسه کار آنها می توان دریافت که کل نیروی آیرودینامیکی و از این رو رانش روتور اصلی هلیکوپتر که جزئی از نیرو است.

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

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

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

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

- ضریب رانش............. a r
لازم به ذکر است که ارزش رانش در پروازهای نزدیک به زمین تحت تأثیر به اصطلاح "بالشتک هوایی" قرار می گیرد که به این دلیل هلیکوپتر می تواند از زمین بلند شود و چندین متر با مصرف برق کمتر از انرژی مورد نیاز برای "هوایی در هوا" بلند شود. ” در ارتفاع 10-15 متروجود "بالشتک هوا" با این واقعیت توضیح داده می شود که هوای پرتاب شده توسط پروانه به زمین برخورد می کند و تا حدودی فشرده می شود، یعنی چگالی آن را افزایش می دهد. اثر "بالشتک هوا" به ویژه هنگامی که پروانه در نزدیکی زمین کار می کند قوی است. در اثر تراکم هوا، رانش روتور اصلی در این حالت با مصرف برق یکسان، 30- افزایش می یابد.
40%. با این حال، با فاصله از زمین، این تاثیر به سرعت کاهش می‌یابد و در ارتفاع پروازی معادل نصف قطر پروانه، "بالشتک هوا" نیروی رانش را تنها 15- افزایش می‌دهد. 20%. ارتفاع "بالشتک هوا" تقریباً برابر با قطر روتور اصلی است. علاوه بر این، افزایش کشش ناپدید می شود.
برای محاسبه تقریبی نیروی رانش روتور اصلی در حالت شناور، از فرمول زیر استفاده می شود:
ضریب مشخص کننده کیفیت آیرودینامیکی روتور اصلی و تأثیر "بالشتک هوا". بسته به ویژگی های روتور اصلی، مقدار ضریب ولیهنگام شناور شدن در نزدیکی زمین، می تواند مقادیر 15 تا 25 داشته باشد.

روتور اصلی یک هلیکوپتر دارای یک ویژگی بسیار مهم است - توانایی ایجاد بالابر در حالت چرخش خود (اتواتوتاسیون) در صورت توقف موتور، که به هلیکوپتر اجازه می دهد تا یک فرود و فرود ایمن پرواز یا چتربازی انجام دهد.

یک روتور اصلی دوار، در صورتی که تیغه های آن به زاویه نصب کوچکی حرکت داده شود، تعداد دورهای لازم را هنگام برنامه ریزی یا چتربازی حفظ می کند.

(l--5 0) 1 . در عین حال، نیروی بالابر حفظ می شود که فرود را با سرعت عمودی ثابت تضمین می کند (6-10 m/s)، sکاهش بعدی آن در طول تراز قبل از فرود به l--1.5 متر بر ثانیه

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

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

در اینجا ما در مورد زاویه نصب موثر، بر خلاف زاویه سازنده صحبت می کنیم.

معرفی

1. محاسبه وزن برخاست یک هلیکوپتر از تقریب اول