Nastavni rad na dizajnu. Proračun propelera Uzgon propelera u kg

FIZIKA ROTORA

Odličan auto - helikopter! Izvanredne kvalitete čine ga nezamjenjivim u tisućama slučajeva. Samo je helikopter sposoban okomito uzlijetati i slijetati, nepomično lebdjeti u zraku, pomicati se bočno, pa čak i repom naprijed.

Zašto tako divne mogućnosti? Kakva je fizika njegovog leta?Pokušajmo ukratko odgovoriti na ova pitanja.

Propeler helikoptera stvara uzgon. Lopatice propelera su iste njuške. Postavljeni pod određenim kutom u odnosu na horizont, ponašaju se poput krila u nadolazećem protoku zraka: pritisak se javlja ispod donje ravnine lopatica, a iznad nje dolazi do razrjeđivanja. Što je ta razlika veća, to je veća sila dizanja. Kada sila podizanja premaši težinu helikoptera, on polijeće, ako se dogodi suprotno, helikopter se spušta.

Ako na krilu zrakoplova sila uzgona nastaje samo kada se zrakoplov kreće, onda se na "krilu" helikoptera pojavljuje čak i kada helikopter stoji: "krilo" se kreće. Ovo je glavna stvar.

Ali tada je helikopter dobio na visini. Sada treba letjeti naprijed. Kako to učiniti? Vijak stvara potisak samo prema gore! Pogledajmo ovaj trenutak u kokpitu. Odgurnuo je kontrolnu palicu od sebe. Helikopter se lagano nagnuo na nos i poletio naprijed. Zašto?

Kontrolna palica povezana je s genijalnim uređajem - automatskim prijenosom. Ovaj mehanizam, izuzetno pogodan za upravljanje helikopterom, izumio je akademik B. N. Yuryev u svojim studentskim godinama. Njegov je uređaj prilično kompliciran, a svrha je sljedeća: omogućiti pilotu da po želji mijenja kut nagiba lopatica prema horizontu.

Lako je razumjeti da se tijekom horizontalnog leta helikoptera pritisak njegovih lopatica kreće različitim brzinama u odnosu na okolni zrak. Ta lopatica, koja ide naprijed, kreće se prema struji zraka, a okrećući se natrag - uz struju. Stoga će brzina oštrice, a s njom i sila uzgona, biti veća kada se oštrica pomiče prema naprijed. Propeler će težiti okrenuti helikopter na bok.

Kako se to ne bi dogodilo, nonstruntori su lopatice povezivali s osi pomično, na šarkama. Zatim se oštrica koja se kretala naprijed s većom silom podizanja počela uzdizati, talasati. Ali taj se pokret više nije prenosio na helikopter, letio je mirno. Zahvaljujući lelujajućem kretanju oštrice, njezina podizna sila ostala je konstantna tijekom cijele revolucije.

Međutim, to nije riješilo problem kretanja naprijed. Uostalom, morate promijeniti smjer sile potiska propelera, učiniti da se helikopter kreće vodoravno. To je omogućilo izradu zakretne ploče. Kontinuirano mijenja kut svake lopatice propelera tako da se najveći uzgon javlja otprilike u stražnjem sektoru njegove rotacije. Rezultirajuća potisna sila glavnog rotora se naginje, a helikopter se, također naginjući, počinje kretati naprijed.

Takav pouzdan i prikladan uređaj za upravljanje helikopterom nije odmah stvoren. Nije se odmah pojavio ni uređaj za kontrolu smjera leta.

Naravno, znate da helikopter nema kormilo. Da, ne treba mu rotorcraft. Zamijenjen je malim propelerom postavljenim na repu. Pilot bi ga pokušao isključiti - helikopter bi se sam okrenuo. Da, okrenuo se tako da bi se počeo sve brže okretati u smjeru suprotnom od okretanja glavnog rotora. To je posljedica reaktivnog momenta koji se javlja pri rotaciji rotora. Repni rotor ne dopušta okretanje repa helikoptera pod utjecajem reaktivnog momenta, on ga uravnotežuje. A ako je potrebno, pilot će povećati ili smanjiti potisak repnog rotora. Tada će se helikopter okrenuti u pravom smjeru.

Ponekad potpuno rade bez repnog rotora, postavljajući dva rotora na helikoptere koji se okreću jedan prema drugom. Reaktivni momenti u ovom su slučaju, naravno, uništeni.

Tako leti "zračni terenac" i neumorni radnik - helikopter.

Opće odredbe.

Glavni rotor helikoptera (HB) dizajniran je za stvaranje uzgona, pogonske (pogonske) sile i upravljačkih momenata.

Glavni rotor se sastoji od glavčine, lopatica, koje su pričvršćene na glavčinu pomoću šarki ili elastičnih elemenata.

Lopatice glavnog rotora, zbog prisutnosti tri šarke na glavčini (horizontalne, vertikalne i aksijalne), obavljaju složeno kretanje u letu: - rotiraju se oko HB osi, kreću se zajedno s helikopterom u prostoru, mijenjaju svoj kutni položaj, okretanjem ovih šarki, tako da je aerodinamika lopatice glavnog rotora kompliciranija od aerodinamike krila zrakoplova.

Priroda strujanja oko NV ovisi o načinima leta.

Glavni geometrijski parametri glavnog rotora (NV).

Glavni parametri HB su promjer, zahvatna površina, broj lopatica, faktor punjenja, razmak vodoravnih i okomitih šarki i specifično opterećenje zahvaćene površine.

Promjer D je promjer kruga duž kojeg se pomiču krajevi lopatica kada je HV na mjestu. Moderni helikopteri imaju promjer od 14-35 m.

Pometeno područje Fom je područje kruga koje opisuje krajeve HB lopatica kada radi na licu mjesta.

Faktor popunjenostiσ.je jednako:

σ \u003d (Z l F l) / F ohm (12,1);

gdje je Z l broj lopatica;

F l - područje oštrice;

F ohm - pometena površina HB.

Karakterizira stupanj ispunjenosti pometene površine lopaticama, varira unutar s=0,04¸0,12.

S povećanjem faktora punjenja, HB potisak se povećava na određenu vrijednost, zbog povećanja stvarne površine nosivih površina, a zatim pada. Pad potiska nastaje zbog utjecaja kosine strujanja i vrtložnog traga s vodeće lopatice. S povećanjem s, potrebno je povećati snagu koja se dovodi u NV zbog povećanja otpora lopatica. S povećanjem s, korak potreban za dobivanje danog potiska se smanjuje, što udaljava NV od stall modova. Karakteristike načina zastoja i razlozi njihove pojave bit će razmotreni u nastavku.

Razmak vodoravnog l g i okomitog l u zglobovima je udaljenost od osi zgloba do osi rotacije HB. Može se promatrati u relativnom smislu (12.2.)

Nalazi se unutar . Prisutnost razmaka šarki poboljšava učinkovitost uzdužno-poprečne kontrole.

definira se kao omjer težine helikoptera i površine zahvatenog HB-a.

(12.3.)

Osnovni kinematički parametri NV.

Glavni kinematički parametri NV uključuju frekvenciju ili kutnu brzinu rotacije, napadni kut NV, kutove općeg ili cikličkog koraka.

Frekvencija vrtnje n s - broj okretaja HB u sekundi; kutna brzina rotacije HB - određuje njegovu obodnu brzinu w R .

Vrijednost w R na modernim helikopterima je 180¸220 m/s.

Napadni kut HB (A) mjeri se između vektora brzine slobodnog strujanja i c
Riža. 12.1 Napadni kutovi glavnog rotora i načini njegovog rada.

ravnina rotacije NV (sl. 12.1). Kut A se smatra pozitivnim ako strujanje zraka ulazi u HB odozdo. U modovima horizontalnog leta i penjanja A je negativan, dok je u spuštanju A pozitivan. 900.

Skupni kut nagiba je kut ugradnje svih HB lopatica u poprečnom presjeku na polumjeru od 0,7R.

Kut cikličkog koraka HB ovisi o načinu rada HB, ovo se pitanje detaljno razmatra pri analizi kosog puhanja HB.

Glavni parametri HB oštrice.

Glavni geometrijski parametri lopatice uključuju radijus, tetivu, ugradbeni kut, oblik poprečnog presjeka, geometrijsko uvijanje i oblik lopatice u tlocrtu.

Trenutni polumjer presjeka lopatice r određuje njegovu udaljenost od osi rotacije HB. Određuje se relativni radijus

(12.4);

Akord profila- ravna linija koja povezuje najudaljenije točke profila presjeka, označena b (Sl. 12.2).

Riža. 12.2. Parametri profila oštrice. Kut oštrice j je kut između tetive presjeka lopatice i ravnine rotacije HB.

Montažni kut j za `r=0,7 s neutralnim položajem komandi i odsutnošću lelujajućeg gibanja smatra se ugradbenim kutom cijele lopatice i ukupnim nagibom HB.

Profil presjeka lopatice je presječni oblik s ravninom okomitom na uzdužnu os lopatice, karakteriziran maksimalnom debljinom s max , relativnom debljinom konkavnost f i zakrivljenost . Na rotorima se u pravilu koriste bikonveksni, asimetrični profili s blagom zakrivljenošću.

Geometrijsko uvijanje nastaje smanjenjem kutova presjeka od kundaka do kraja lopatice i služi za poboljšanje aerodinamičkih karakteristika lopatice.Lopatice helikoptera imaju tlocrtno pravokutni oblik, koji nije optimalan u aerodinamičkom smislu, ali jednostavniji u tehnološkom smislu.

Kinematički parametri lopatice određeni su kutovima azimutalnog položaja, hoda, zamaha i napadnog kuta.

Kut položaja azimuta y je određen smjerom rotacije HB između uzdužne osi lopatice u određenom trenutku i uzdužne osi nulte pozicije lopatice. Linija nulte pozicije u vodoravnom letu praktički se poklapa s uzdužnom osi repnog kraka helikoptera.

Kut bacanja b definira kutni pomak lopatice u vodoravnom zglobu u odnosu na ravninu rotacije. Smatra se pozitivnim kada je oštrica nagnuta prema gore.

Kut ljuljanja x karakterizira kutni pomak lopatice u okomitom zglobu u ravnini rotacije (slika 12.). Smatra se pozitivnim kada oštrica odstupa suprotno od smjera vrtnje.

Napadni kut elementa lopatice a određen je kutom između tetive elementa i nadolazećeg toka.

Povlačenje oštrice.

Otpor lopatice je aerodinamička sila koja djeluje u ravnini rotacije glavčine i usmjerena je protiv rotacije HB.

Čeoni otpor lopatice sastoji se od profilnog, induktivnog i valnog otpora.

Otpor profila uzrokovan je dvama razlozima: razlikom tlaka ispred i iza lopatice (otpor tlaka) i trenjem čestica u graničnom sloju (otpor trenja).

Otpornost na pritisak ovisi o obliku profila lopatice, tj. o relativnoj debljini () i relativnoj zakrivljenosti () profila. Što više i više otpora. Otpor tlaka ne ovisi o napadnom kutu u radnim uvjetima, ali raste u kritičnim a.

Otpor trenja ovisi o brzini vrtnje HB i stanju površine lopatica. Induktivni otpor je otpor uzrokovan nagibom pravog uzgona zbog zakrivljenosti toka. Induktivni otpor lopatice ovisi o napadnom kutu α i raste s njegovim porastom. Otpor valova nastaje na lopatici koja napreduje kada brzina leta prijeđe proračunatu i na lopatici se pojave udarci.

Otpor, kao i potisak, ovisi o gustoći zraka.

Impulsna teorija stvaranja potiska glavnog rotora.

Fizička bit teorije impulsa je sljedeća. Radni idealni propeler odbacuje zrak, dajući određenu brzinu svojim česticama. Ispred propelera formira se zona usisavanja, iza propelera pada zona, a kroz propeler se uspostavlja strujanje zraka. Glavni parametri ovog protok zraka: induktivna brzina i porast tlaka zraka u ravnini rotacije propelera.

U aksijalnom režimu strujanja zrak prilazi NV sa svih strana, a iza propelera se stvara sužući zračni mlaz. Na sl. 12.4. prikazana je prilično velika kugla sa središtem na rukavcu HB s tri karakteristična odjeljka: odjeljak 0, koji se nalazi daleko ispred vijka, u ravnini rotacije vijka, odjeljak 1 s brzinom protoka V 1 (usisna brzina) i odjeljak 2 s brzinom protoka V 2 (brzina odbijanja).

Zračna struja se odbacuje HB silom T, ali zrak istom silom pritišće i propeler. Ova sila će biti potisna sila glavnog rotora. Sila je jednaka umnošku mase tijela i
Riža. 12.3. Na objašnjenje teorije impulsa stvaranja potiska.

ubrzanje koje je tijelo dobilo pod djelovanjem te sile. Stoga će HB potisak biti jednak

(12.5.)

gdje je m s druga masa zraka koja prolazi kroz područje HB jednaka

(12.6.)

gdje je gustoća zraka;

F je površina koju je povukao vijak;

V 1 - induktivni protok (brzina usisavanja);

a je ubrzanje u strujanju.

Formula (12.5.) može se prikazati u drugom obliku

(12.7.)

budući da je prema teoriji idealnog puža brzina izbacivanja zraka V pužom dvostruko veća od brzine usisavanja V 1 u ravnini rotacije HB.

(12.8.)

Gotovo udvostručenje induktivne brzine događa se na udaljenosti jednakoj polumjeru HB. Brzina usisavanja V 1 za helikoptere Mi-8 je 12m/s, za Mi-2 - 10m/s.

Zaključak: Sila potiska glavnog rotora proporcionalna je gustoći zraka, pometenoj površini HB i induktivnoj brzini (brzini HB).

Pad tlaka u odjeljku 1-2 u odnosu na atmosferski tlak u neporemećenom zračnom mediju jednak je trima visinama tlaka induktivne brzine

(12.9.)

što uzrokuje povećanje otpora konstrukcijskih elemenata helikoptera koji se nalaze iza HB.

Teorija elementa oštrice.

Bit teorije elementa oštrice je sljedeća. Razmatra se strujanje oko svakog malog dijela elementa lopatice i određuju se elementarne aerodinamičke sile du e i dx e koje djeluju na lopaticu. Sila podizanja lopatice U l i otpor lopatice X l određuju se kao rezultat zbrajanja takvih elementarnih sila koje djeluju duž cijele duljine lopatice od njenog stražnjeg dijela (r do) do kraja (R) :

Aerodinamičke sile koje djeluju na glavni rotor definirane su kao zbroj sila koje djeluju na sve lopatice.

Za određivanje potiska glavnog rotora koristi se formula slična formuli uzgona krila.

(12.10.)

Prema teoriji elementa lopatice, sila potiska koju razvija glavni rotor proporcionalna je koeficijentu potiska, pometenoj površini HB, gustoći zraka i kvadratu periferne brzine kraja lopatica. .

Zaključci doneseni na teoriji impulsa i na teoriji elementa oštrice međusobno se nadopunjuju.

Na temelju ovih zaključaka proizlazi da sila potiska HB u aksijalnom režimu strujanja ovisi o gustoći (temperaturi) zraka, kutu postavljanja lopatica (nagib HB) i brzini vrtnje glavnog rotora.

HB načini rada.

Način rada glavnog rotora određen je položajem HB u struji zraka (slika 12.1) Ovisno o tome određuju se dva glavna načina rada: aksijalni i kosi način strujanja. Aksijalni način strujanja karakterizira činjenica da se nadolazeći neporemećeni tok kreće paralelno s osi HB čahure (okomito na ravninu rotacije HB čahure). U ovom načinu rada glavni rotor radi u načinima okomitog leta: lebdjenje, okomito penjanje i spuštanje helikoptera. Glavna značajka ovog načina je da se položaj lopatice u odnosu na protok koji pada na vijak ne mijenja, stoga se aerodinamičke sile ne mijenjaju kada se lopatica pomiče po azimutu. Kosi način strujanja karakterizira činjenica da strujanje zraka na NV nailazi pod kutom u odnosu na njegovu os (slika 12.4.). Zrak prilazi propeleru brzinom V i odbija se prema dolje zbog induktivne brzine usisavanja Vi. Rezultirajuća brzina protoka kroz NV bit će jednaka vektorskom zbroju brzina neporemećenog protoka i inducirane brzine

V1 = V + Vi (12.11.)

Kao rezultat toga, povećava se drugi protok zraka koji struji kroz NV, a posljedično i potisak glavnog rotora, koji raste s povećanjem brzine leta. U praksi se povećanje NV potiska uočava pri brzinama iznad 40 km/h.

Riža. 12.4. Rad glavnog rotora u režimu kosog puhanja.

Kosi puf. Efektivna brzina strujanja oko elementa lopatice u ravnini rotacije NV i njezina promjena duž zahvatne površine NV.

U aksijalnom režimu protoka, svaki element lopatice je u toku, čija je brzina jednaka obodnoj brzini elementa , gdje je radijus zadanog elementa lopatice (sl.12.6).

U kosom režimu strujanja s napadnim kutom HB koji nije jednak nuli (A=0), rezultirajuća brzina W, kojom struja teče oko elementa lopatice, ovisi o obodnoj brzini elementa u, brzini leta V1 a azimutni kut .

W = u + V1 sinψ (12.12.)

oni. pri konstantnoj brzini leta i konstantnoj brzini rotacije HB (ωr = const.), efektivna brzina strujanja oko lopatice varirat će ovisno o kutu azimuta.

Sl.12.5. Promjena brzine strujanja oko lopatice u ravnini rotacije pogonskog goriva.

Promjena efektivne brzine strujanja oko brisane površine NV.

Na sl. 12.6. prikazuje vektore brzine protoka koji nailazi na element lopatice kao rezultat zbrajanja obodne brzine i brzine leta. Dijagram pokazuje da efektivna brzina protoka varira i duž lopatice i po azimutu. Obodna brzina raste od nule na osi glavčine propelera do maksimuma na krajevima lopatica. U azimutu 90 o brzina elemenata lopatice je , na azimutu 270 o rezultirajuća brzina je , na kundaku lopatice u zoni promjera d strujanje teče sa strane peraje, tj. formira se zona reverznog toka, zona koja ne sudjeluje u stvaranju potiska.

Promjer zone reverznog strujanja je to veći što je veći radijus NV i što je veća brzina leta pri konstantnoj frekvenciji vrtnje NV.

Na azimutima y=0 i y=180 0 rezultirajuća brzina elemenata lopatice je .

Sl.12.6. Promjena efektivne brzine strujanja oko brisane površine eksploziva.

Kosi puf. Aerodinamičke sile elementa lopatice.

Kada je element lopatice u toku, nastaje ukupna aerodinamička sila elementa lopatice, koja se u koordinatnom sustavu brzine može rastaviti na silu uzgona i otpora.

Vrijednost elementarne aerodinamičke sile određena je formulom:

Rr = CR(ρW²r/2)Sr (12.13.)

Zbrajanjem elementarnih sila potiska i sila otpora rotaciji moguće je odrediti veličinu sile potiska i otpora rotaciji cijele lopatice.

Točka primjene aerodinamičkih sila lopatice je središte pritiska koje se nalazi u sjecištu ukupne aerodinamičke sile s tetivom lopatice.

Veličina aerodinamičke sile određena je napadnim kutom elementa lopatice, koji je kut između tetive elementa lopatice i nadolazećeg toka (slika 12.7).

Instalacijski kut elementa lopatice φ je kut između konstrukcijske ravnine glavnog rotora (CPV) i tetive elementa lopatice.

Kut dotoka je kut između brzina i .(Sl. 12.7.)

Slika 12.7 Aerodinamičke sile elementa lopatice s kosim puhanjem.

Pojava momenta prevrtanja kod krutog pričvršćivanja lopatica. Sile potiska stvaraju svi elementi lopatice, ali elementi koji se nalaze na ¾ polumjera lopatice imat će najveće elementarne sile T l, vrijednost rezultantne T l u načinu kosog strujanja oko potiska lopatice. oštrica ovisi o azimutu. Kod ψ = 90 je maksimalan, a kod ψ = 270 minimalan. Takav raspored elementarnih sila potiska i mjesto rezultantne sile dovodi do stvaranja velikog promjenljivog momenta savijanja u korijenu lopatice M izg.

Ovaj trenutak stvara veliko opterećenje na mjestu pričvršćivanja oštrice, što može dovesti do njegovog uništenja. Kao rezultat nejednakosti štapova T l1 i T l2 nastaje moment nagiba helikoptera, tj.

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

koja se povećava s brzinom helikoptera.

Propeler s krutim lopaticama ima sljedeće nedostatke (slika 12.8):

Prisutnost momenta prevrtanja u kosom načinu strujanja;

Prisutnost velikog momenta savijanja na mjestu pričvršćivanja oštrice;

Promjena potiska oštrice u azimutu.

Ovi nedostaci se uklanjaju pričvršćivanjem oštrice na glavčinu pomoću vodoravnih šarki.

Slika 12.8 Pojava momenta prevrtanja s krutim pričvršćenjem lopatica.

Usklađivanje momenta sile potiska u različitim azimutnim položajima lopatice.

U prisutnosti vodoravnog zgloba, potisak oštrice tvori moment u odnosu na ovaj zglob, koji okreće oštricu (Sl. 12. 9). Moment potiska T l1 (T l2) uzrokuje rotaciju oštrice u odnosu na ovaj zglob

ili (12.15.)

dakle, moment se ne prenosi na čahuru, t.j. eliminiran je moment prevrtanja helikoptera. Moment savijanja Muzg. u korijenu lopatice postaje jednak nuli, njen korijenski dio je neopterećen, savijanje lopatice se smanjuje, zbog toga se smanjuju naprezanja zamora. Smanjuju se vibracije uzrokovane promjenama potiska u azimutu. Dakle, vodoravna šarka (HH) obavlja sljedeće funkcije:

Eliminira moment prevrtanja u načinu kosog puhanja;

Rasterećenje korijenskog dijela oštrice iz M van;

Pojednostavite kontrolu glavnog rotora;

Poboljšati statičku stabilnost helikoptera;

Smanjite količinu promjene u potisku lopatice u azimutu.

Smanjuje naprezanja od zamora u oštrici i smanjuje njezine vibracije, zbog promjena sile potiska u azimutu;

Promjena kutova napada elementa lopatice zbog udara.

Kada se lopatica kreće u kosom načinu puhanja u azimutu ψ od 0 do 90°, brzina strujanja oko lopatice stalno raste zbog horizontalne komponente brzine leta (pri malim napadnim kutovima HB ) (Sl.12. 10.)

oni. . (12.16.)

Sukladno tome, povećava se sila potiska lopatice, koja je proporcionalna kvadratu brzine slobodnog protoka i momenta potiska ove lopatice u odnosu na horizontalni zglob. Oštrica se zanjiše prema gore
Slika 12.9 Usklađivanje momenta sile potiska u različitim azimutnim položajima lopatice.

dio lopatice se dodatno puše odozgo (sl. 12.10), što uzrokuje smanjenje pravih napadnih kutova i smanjenje uzgona lopatice, što dovodi do aerodinamičke kompenzacije zakrilca. Kada se kreće od ψ 90 do ψ 180, brzina strujanja oko lopatica se smanjuje, napadni kutovi se povećavaju. Na azimutu ψ = 180 o i na ψ = 0 o brzina strujanja lopatica je ista i jednaka ωr.

Do azimuta ψ = 270 o lopatica se počinje spuštati zbog smanjenja brzine strujanja i smanjenja T l, dok se lopatice dodatno upuhuju odozdo, što uzrokuje povećanje napadnih kutova elementa lopatice, a time i neko povećanje uzgona.

Pri ψ = 270, brzina strujanja oko lopatice je minimalna, zamah lopatice Vy prema dolje je maksimalan, a napadni kutovi na krajevima lopatica su blizu kritičnih. Zbog razlike u brzini strujanja oko lopatice na različitim azimutima, napadni kutovi kod ψ = 270 o nekoliko puta više rastu nego što se smanjuju pri ψ = 90 o. Stoga s povećanjem brzine leta helikoptera, u području azimuta ψ = 270 o, napadni kutovi mogu prijeći kritične vrijednosti, što uzrokuje odvajanje toka od elemenata lopatica.

Kosi tok dovodi do toga da su kutovi zaklopki u prednjem dijelu diska HB u području azimuta 180 0 znatno veći nego u stražnjem dijelu diska u području azimuta 0 0 . Ova inklinacija diska naziva se opstrukcija stošca HB. Promjena uglova hoda lopatice po azimutu na slobodnoj HB, kada nema kontrole hoda, mijenja se kako slijedi:

azimut od 0 do 90 0:

Rezultirajuća brzina strujanja oko lopatice se povećava, povećava se sila dizanja i njezin moment;

Kut hoda b i vertikalna brzina V y rastu;

azimut 90 0:

Maksimalna brzina njihanja V y;

azimut 90 0 – 180 0:

Sila podizanja lopatice smanjuje se smanjenjem rezultirajuće brzine protoka;

Brzina hoda prema gore V y smanjuje se, ali kut hoda oštrice nastavlja rasti.

azimut 200 0 – 210 0:

Vertikalna brzina njihanja jednaka je nuli V y = 0, kut njihanja lopatice b je maksimalan, lopatica se, kao rezultat smanjenja uzgona, spušta;

azimut 270 0:

Brzina strujanja oko lopatice je minimalna, sila podizanja i njen moment su smanjeni;

Brzina njihanja prema dolje V y - maksimalna;

Kut udara b se smanjuje.

azimut 20 0 – 30 0:

Brzina strujanja oko oštrice počinje se povećavati;

V y \u003d 0, kut zakretanja prema dolje je maksimalan.

Dakle, za slobodnu desnu rotaciju NV s kosim puhanjem, stožac se urušava natrag ulijevo. Kako se brzina leta povećava, zapreka stošca se povećava.

Slika 12.10. Promjena napadnih kutova elementa lopatice zbog hoda.

Regulator hoda (RV). Letjeće kretanje dovodi do povećanja dinamičkih opterećenja na strukturu lopatica i nepovoljne promjene u napadnim kutovima lopatica duž diska rotora. Smanjenje amplitude njihanja i promjenu prirodnog nagiba HB stošca slijeva na desno vrši regulator njihanja. Regulator ljuljanja (sl. 12.11.) je kinematička veza između aksijalnog zgloba i rotirajućeg prstena zakretne ploče, koja osigurava smanjenje kutova lopatica j sa smanjenjem kuta ljuljanja b i obrnuto, povećanjem kut lopatica s povećanjem kuta zakretanja. Ova se veza sastoji u pomicanju točke pričvršćivanja potiska s zakretne ploče na uzicu aksijalne šarke (točka A) (Sl. 12.12) s osi vodoravne šarke. Na helikopterima tipa Mi, kontrola zaveslaja kotrlja HB stožac natrag i udesno. U ovom slučaju, bočna komponenta duž osi Z rezultirajuće HB sile usmjerena je udesno protiv smjera potiska repnog rotora, što poboljšava uvjete za bočno uravnoteženje helikoptera.

Slika 12.11 Regulator pomicanja, Kinematički dijagram. . . Ravnoteža oštrice u odnosu na horizontalni zglob.

Pri lelujajućem kretanju lopatice (sl. 12.12.) u ravnini sile potiska na nju djeluju sljedeće sile i momenti:

Potisak T l, primijenjen na ¾ duljine oštrice, formira moment M t \u003d T a, okrećući oštricu da poveća hod;

Centrifugalna sila F cb koja djeluje okomito na konstruktivnu os rotacije HB prema van. Sila inercije od udarca lopatice, usmjerena okomito na os lopatice i nasuprot ubrzanju udarca;

Sila gravitacije G l djeluje na težište lopatice i stvara moment M G =G·u okretanju lopatice da se smanji hod.

Oštrica zauzima položaj u prostoru duž rezultirajuće sile Rl. Uvjeti ravnoteže oštrice u odnosu na horizontalni zglob određeni su izrazom

(12.17.)

Sl.12.12. Sile i momenti koji djeluju na oštricu u ravnini hoda.

HB lopatice kreću se duž generatrixa konusa, čiji se vrh nalazi u središtu glavčine, a os je okomita na ravninu krajeva lopatica.

Svaka lopatica zauzima na određenom azimutu Ψ iste kutne položaje β l u odnosu na ravninu rotacije HB.

Kretanje zamašnjaka lopatica je cikličko, strogo se ponavlja s periodom koja je jednaka vremenu jednog okretaja HB.

Moment vodoravnih zglobova rukavca HB (M gsh).

U načinu aksijalnog strujanja oko NV, rezultanta sila lopatica R n usmjerena je duž osi NV i djeluje u središtu rukavca. U kosom režimu puhanja sila R n odstupa prema začepljenju konusa. Zbog razmaka vodoravnih zglobova aerodinamička sila R n ne prolazi kroz središte rukavca, te se između vektora sile R n i središta rukavca formira rame. Postoji trenutak Mgsh, koji se naziva inercijski moment vodoravnih šarki HB čahure. Ovisi o razmaku l r horizontalnih šarnira. Moment horizontalnih zglobova HB čahure Mgsh raste s povećanjem udaljenosti l r i usmjeren je prema začepljenju HB konusa.

Prisutnost odvajanja vodoravnih šarki poboljšava svojstvo prigušivanja HB-a, tj. poboljšava dinamičku stabilnost helikoptera.

Ravnoteža oštrice u odnosu na okomiti zglob (VSH).

Tijekom rotacije HB, oštrica odstupa za kut x. Kut zakretanja x mjeri se između radijalne linije i uzdužne osi lopatice u ravnini rotacije HB i bit će pozitivan ako se lopatica okrene unazad u odnosu na radijalnu liniju (zaostaje) (Sl. 12.13.).

U prosjeku, kut njihanja je 5-10 o, au režimu samorotacije je negativan i iznosi 8-12 o u ravnini rotacije HB. Na oštricu djeluju sljedeće sile:

Sila otpora X l, primijenjena u središtu pritiska;

Centrifugalna sila usmjerena duž ravne linije koja povezuje središte mase lopatice i os rotacije HB;

Inercijalna sila F in, usmjerena okomito na os lopatice i suprotna akceleraciji, djeluje u središtu mase lopatice;

Coriolisove sile F k s izmjeničnim predznakom primijenjene u središtu mase lopatice.

Pojava Coriolisove sile objašnjava se zakonom održanja energije.

Energija rotacije ovisi o polumjeru, ako se radijus smanjio, tada se dio energije koristi za povećanje kutne brzine rotacije.

Stoga, kada se oštrica zanjiše prema gore, polumjer r c2 središta mase oštrice i obodna brzina se smanjuju, pojavljuje se Coriolisova akceleracija koja teži ubrzanju rotacije, a time i sila - Coriolisova sila, koja okreće oštricu prema naprijed relativno na okomitu šarku. Sa smanjenjem kuta udarca, Coriolisovo ubrzanje, a time i sila, bit će usmjereno protiv rotacije. Coriolisova sila izravno je proporcionalna težini oštrice, brzini rotacije HB, kutnoj brzini hoda i kutu hoda.

Gornje sile tvore momente koji moraju biti uravnoteženi na svakom azimutu kretanja lopatice.

. (12.15.)

Slika 12.13.. Ravnoteža oštrice u odnosu na okomiti zglob (VSH).

Pojava momenata na NV.

Tijekom rada NV-a pojavljuju se sljedeće točke:

Okretni moment M k, stvoren silama aerodinamičkog otpora lopatica, određen je parametrima HB;

Reaktivni moment M p primjenjuje se na glavni mjenjač i kroz okvir mjenjača na trupu .;

Okretni moment motora koji se prenosi kroz glavni mjenjač na HB vratilo određen je okretnim momentom motora.

Okretni moment motora usmjeren je uzduž vrtnje HB, a reaktivni i moment HB usmjereni su suprotno vrtnji. Okretni moment motora određen je potrošnjom goriva, automatskim programom upravljanja, vanjskim atmosferskim uvjetima.

U ustaljenim režimima leta M do = M p = - M dv.

HB moment se ponekad poistovjećuje sa HB reaktivnim momentom ili sa momentom motora, ali kao što se može vidjeti iz gore navedenog, fizikalna bit ovih momenata je drugačija.

Kritične zone strujanja oko NV.

Kod kosog puhanja na NV nastaju sljedeće kritične zone (sl. 12.14.):

Zona obrnutog protoka;

Zona štandova;

Wave Crisis Zone;

Zona premotavanja. U području azimuta 270 0 u vodoravnom letu formira se zona u kojoj stražnji dijelovi lopatica ne lete s prednje strane, već sa stražnjeg ruba lopatice. Dio lopatice koji se nalazi u ovoj zoni ne sudjeluje u stvaranju sile podizanja lopatice. Ova zona ovisi o brzini leta, što je veća brzina leta, to je veća zona obrnutog toka.

Zona štandova. U letu na azimutu 270 0 - 300 0 na krajevima lopatica, zbog zamaha lopatice prema dolje, napadni kutovi presjeka lopatice se povećavaju. Ovaj se učinak pojačava povećanjem brzine leta helikoptera, jer. istodobno se povećava brzina i amplituda mlataranja lopatica. Sa značajnim povećanjem nagiba HB ili povećanjem brzine leta, u ovoj zoni dolazi do zastoja protoka (Sl. 12.14.) Zbog toga što lopatice dosežu superkritične napadne kutove, što dovodi do smanjenja uzgona i povećanja otpora oštrice koje se nalaze u ovoj zoni. Potisak glavnog rotora u ovom sektoru opada, a s velikim viškom brzine leta na HB pojavljuje se značajan moment nagiba.

Wave Crisis Zone. Otpor valova na lopatici javlja se u području azimuta 90 0 pri velikoj brzini leta, kada brzina strujanja oko lopatice dostigne lokalnu brzinu zvuka, te se formiraju lokalni udari, što uzrokuje nagli porast koeficijenta Sho zbog do pojave valnog otpora

C ho \u003d C xtr + C xv. (18.12.)

Otpor vala može biti nekoliko puta veći od otpora trenja, a budući da udarni valovi na svakoj lopatici pojavljuju se ciklički i na kratko vrijeme, to uzrokuje vibraciju lopatice, koja se povećava s povećanjem brzine leta. Kritična područja protoka oko glavnog rotora smanjuju efektivnu površinu glavnog rotora, a time i potisak HB-a, pogoršavaju aerodinamičke i operativne karakteristike helikoptera u cjelini, stoga su povezana ograničenja brzine letova helikoptera s razmatranim pojavama.

.Vrtložni prsten.

Mod vrtložnog prstena javlja se pri maloj horizontalnoj brzini i velikoj vertikalnoj brzini spuštanja helikoptera kada motori helikoptera rade.

Kada se helikopter spušta u ovom načinu rada, na određenoj udaljenosti ispod HB, a površina a-a, gdje brzina induktivnog pada postaje jednaka brzini pada V y (sl. 12.15). Dospijevši do ove površine, induktivni tok se okreće prema HB, djelomično ga zahvaća i ponovno baca prema dolje. S porastom V y površina a-a približava se HB, a pri određenoj kritičnoj brzini pada glavni rotor ponovno usisava gotovo sav izbačeni zrak, formirajući vrtložni torus oko vijka. Postavlja se režim vrtložnog prstena.

Slika 12.14. Kritične zone strujanja oko NV.

U tom slučaju, ukupni potisak HB se smanjuje, vertikalna stopa pada V y raste. Površinski odjeljak a-a povremeno se lomi, torusni vrtlozi dramatično mijenjaju raspodjelu aerodinamičkog opterećenja i prirodu ljuljajućeg gibanja lopatica. Kao rezultat toga, HB potisak postaje pulsirajući, helikopter se trese i kotrlja, učinkovitost kontrole se pogoršava, pokazivač brzine i variometar daju nestabilna očitanja.

Što je manji kut ugradnje lopatica i brzina horizontalnog leta, to je veća vertikalna brzina spuštanja, to se intenzivniji očituje režim vrtložnog prstena. spuštanje pri brzinama leta od 40 km/h ili manje.

Kako bi se spriječio ulazak helikoptera u način rada "vortex ring", potrebno je pridržavati se zahtjeva Flight Manual-a za ograničenje vertikalne brzine

Uvod

Projektiranje helikoptera složen je proces koji se razvija tijekom vremena, podijeljen u međusobno povezane faze i faze projektiranja. Stvoreno zrakoplov mora zadovoljiti tehnički zahtjevi te udovoljavaju tehničkim i ekonomskim karakteristikama navedenim u projektnom zadatku. Tehnički zadatak sadrži početni opis helikoptera i njegovih letnih performansi, pružajući visoku ekonomska učinkovitost i konkurentnost projektiranog stroja i to: nosivost, brzina leta, dolet, statički i dinamički strop, resurs, trajnost i cijena.

Projektni zadatak definiran je u fazi predprojektnog istraživanja, tijekom kojega se provodi pretraživanje patenata, analiza postojećih tehničkih rješenja, istraživački i razvojni rad. Glavna zadaća predprojektnog istraživanja je traženje i eksperimentalna provjera novih principa funkcioniranja projektiranog objekta i njegovih elemenata.

U fazi idejnog projekta odabire se aerodinamička shema, oblikuje se izgled helikoptera i vrši se izračun glavnih parametara kako bi se osiguralo postizanje zadanih performanse leta. Ti parametri uključuju: masu helikoptera, snagu pogonskog sustava, dimenzije glavnog i repnog rotora, masu goriva, masu instrumentacije i posebne opreme. Rezultati proračuna koriste se u izradi sheme rasporeda helikoptera i izradi bilance za određivanje položaja središta mase.

Dizajn pojedinih jedinica i komponenti helikoptera, uzimajući u obzir odabrana tehnička rješenja, provodi se u fazi razvoja tehnički projekt. Istodobno, parametri projektiranih jedinica moraju zadovoljiti vrijednosti koje odgovaraju nacrt dizajna. Neki od parametara mogu se poboljšati kako bi se optimizirao dizajn. Tijekom tehničkog projektiranja provode se proračuni aerodinamičke čvrstoće i kinematike jedinica, izbor konstrukcijskih materijala i konstrukcijskih shema.

U fazi izvedbenog projekta izvedba radnih i montažnih crteža helikoptera, specifikacija, izbornih lista i dr. tehnička dokumentacija u skladu s prihvaćenim standardima

U ovom radu prikazana je metodologija proračuna parametara helikoptera u fazi idejnog projekta, koja se koristi za izradu kolegijalnog projekta iz discipline "Projektiranje helikoptera".

Kalkulacija težina uzlijetanja helikopter prvog prilaza

gdje je masa korisnog tereta, kg;

Težina posade, kg.

Domet leta

Proračun parametara glavnog rotora helikoptera

2.1 Polumjer R, m, glavnog rotora helikoptera s jednim rotorom izračunava se po formuli:

gdje je težina uzlijetanja helikoptera, kg;

g - ubrzanje slobodnog pada jednako 9,81 m/s2;

p - specifično opterećenje površine koju briše glavni rotor,

Vrijednost specifičnog opterećenja p na površinu koju zahvata propeler odabire se prema preporukama iznesenim u radu /1/: gdje je p=280

Uzimamo polumjer rotora jednak R=7,9

Kutna brzina, s-1, vrtnje glavnog rotora ograničena je obodnom brzinom R krajeva lopatica, koja ovisi o uzletnoj masi helikoptera i iznosila je R=232 m/s.

2.2 Relativne gustoće zraka na statičkim i dinamičkim stropovima

2.3 Izračun ekonomske brzine u blizini tla i na dinamičkom stropu

Određuje se relativna površina ekvivalentne štetne ploče:

Gdje je Se=2,5

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine u blizini tla Vz, km/h:

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine na dinamičkom stropu Vdyn, km/h:

gdje je I \u003d 1,09 ... 1,10 koeficijent indukcije.

2.4 Izračunavaju se relativne vrijednosti maksimalne i ekonomske brzine horizontalnog leta na dinamičkom stropu:

gdje je Vmax=250 km/h i Vdyn=182,298 km/h - brzina leta;

R=232 m/s - obodna brzina lopatica.

Uzgon i potisak za translatorno kretanje helikoptera stvara glavni rotor. U tome se razlikuje od aviona i jedrilice, u kojoj silu podizanja pri kretanju u zraku stvara nosiva površina - krilo, kruto povezano s trupom, a potisak - propeler ili mlazni motor (Sl. 6).

Načelno se može usporediti let aviona i helikoptera. U oba slučaja sila uzgona nastaje međudjelovanjem dvaju tijela: zraka i letjelice (avion ili helikopter).

Prema zakonu jednakosti djelovanja i reakcije proizlazi da kakvom silom zrakoplov djeluje na zrak (težina ili gravitacija), takvom silom zrak djeluje na zrakoplov (sila uzgona).

Tijekom leta zrakoplova događa se sljedeći fenomen: nadolazeća struja zraka struji oko krila i kosi se iza krila. Ali zrak je neodvojiv, prilično viskozan medij, au ovoj košnji sudjeluje ne samo sloj zraka koji se nalazi u neposrednoj blizini površine krila, već i njegovi susjedni slojevi. Tako se pri strujanju oko krila svake sekunde unatrag zakosi prilično značajan volumen zraka, približno jednak volumenu cilindra, čiji je presjek krug promjera jednakog rasponu krila, a duljina brzina leta u sekundi. Ovo nije ništa više od drugog protoka zraka koji je uključen u stvaranje sile uzgona krila (slika 7).

Riža. 7. Volumen zraka uključen u stvaranje sile uzgona zrakoplova

Iz teorijske mehanike je poznato da je promjena količine gibanja u jedinici vremena jednaka djelovanju sile:

Gdje R - djelujuća sila;

kao rezultat interakcije s krilom zrakoplova. Posljedično, uzgonska sila krila bit će jednaka drugom povećanju momenta po vertikali u izlaznom mlazu.

i -okomita nagnuta brzina iza krila u m/sek. Slično, ukupna aerodinamička sila glavnog rotora helikoptera može se izraziti u smislu protoka zraka u sekundi i kose brzine (inducirana brzina izlazne struje zraka).

Rotirajući glavni rotor čisti površinu, koja se može zamisliti kao nosač, sličan krilu zrakoplova (slika 8). Zrak koji struji kroz površinu koju briše glavni rotor, kao rezultat interakcije s rotirajućim lopaticama, izbacuje se prema dolje induktivnom brzinom I. U slučaju horizontalnog ili kosog leta, zrak struji na površinu koju zahvata glavni rotor pod određenim kutom (koso puhanje). Poput zrakoplova, volumen zraka koji je uključen u stvaranje ukupne aerodinamičke sile glavnog rotora može se predstaviti kao cilindar, čija je osnovna površina jednaka površini koju je zahvatio glavni rotor, a duljina je jednaka brzini leta, izraženoj u m/sek.

Kada je glavni rotor na mjestu ili u vertikalnom letu (izravno puhanje), smjer strujanja zraka poklapa se s osi glavnog rotora. U ovom slučaju, zračni cilindar će se nalaziti okomito (slika 8, b). Ukupna aerodinamička sila glavnog rotora izražava se kao umnožak mase zraka koji struji kroz površinu koju je zahvatio glavni rotor u jednoj sekundi i induktivne brzine mlaza na izlasku:

induktivna brzina izlaznog mlaza u m/sek. Potrebno je napomenuti da u razmatranim slučajevima i za krilo zrakoplova i za glavni rotor helikoptera za induciranu brzinu I induktivna brzina izlaznog mlaza uzima se na određenoj udaljenosti od površine nosača. Induktivna brzina mlaza zraka koja se javlja na samoj nosivoj površini dvostruko je manja.

Ovakvo tumačenje podrijetla uzgonske sile krila ili ukupne aerodinamičke sile glavnog rotora nije potpuno točno i vrijedi samo u idealnom slučaju. Ono samo temeljno točno i jasno objašnjava fizičko značenje fenomena. Ovdje je primjereno uočiti jednu vrlo važnu okolnost koja proizlazi iz analiziranog primjera.

Ako se ukupna aerodinamička sila glavnog rotora izrazi kao umnožak mase zraka koji struji kroz površinu koju zahvati glavni rotor i induktivne brzine, a volumen te mase je cilindar čija je baza površina koju zahvati glavnog rotora, a duljina je brzina leta, onda je apsolutno jasno da bi se stvorio potisak konstantne vrijednosti (npr. jednak težini helikoptera) pri većoj brzini leta, a time i većem volumenu. izbačenog zraka, potrebna je manja induktivna brzina i, posljedično, manja snaga motora.

Naprotiv, da bi se helikopter zadržao u zraku dok “lebdi” na mjestu, potrebna je veća snaga nego tijekom leta pri određenoj brzini naprijed, pri kojoj dolazi do suprotnog strujanja zraka zbog kretanja helikoptera.

Drugim riječima, na račun iste snage (npr. nazivne snage motora) u slučaju kosog leta s dovoljno velika brzina moguće je postići veći strop nego kod vertikalnog dizanja, kada je ukupna brzina putovanja

ima manje helikoptera nego u prvom slučaju. Dakle, helikopter ima dva stropa: statički kada se penje u okomitom letu, i dinamičan, kada se visina dobiva u kosom letu, a dinamički strop je uvijek viši od statičkog.

Postoji mnogo zajedničkog između rada glavnog rotora helikoptera i propelera zrakoplova, ali postoje i temeljne razlike, o kojima će biti riječi kasnije.

Uspoređujući njihov rad, vidi se da ukupna aerodinamička sila, a time i potisak glavnog rotora helikoptera, koji je sastavni dio sile

Ru smjeru osi glavčine, uvijek više (5-8 puta) pri istoj snazi motora i istoj masi zrakoplova s obzirom na to da je promjer glavnog rotora helikoptera nekoliko puta veći od promjer propelera zrakoplova. U ovom slučaju, brzina izbacivanja zraka glavnog rotora manja je od brzine izbacivanja propelera.

Količina potiska glavnog rotora u velikoj mjeri ovisi o njegovom promjeru.

Di broj okretaja. Ako se promjer propelera udvostruči, njegov potisak će se povećati za približno 16 puta, ako se broj okretaja udvostruči, potisak će se povećati za približno 4 puta. Osim toga, potisak glavnog rotora također ovisi o gustoći zraka ρ, kutu lopatica φ (nagib glavnog rotora),geometrijske i aerodinamičke karakteristike pojedinog propelera, kao i na način leta. Utjecaj zadnja četiri faktora obično se izražava u formulama za potisak propelera preko koeficijenta potiska a t . .

Dakle, potisak glavnog rotora helikoptera bit će proporcionalan:

- koeficijent potiska............. a r
Treba napomenuti da na vrijednost potiska tijekom letova u blizini tla utječe takozvani "zračni jastuk", zbog kojeg helikopter može uzletjeti s tla i uzdići se nekoliko metara uz manju snagu od one potrebne za "lebdenje" na visine 10-15 m. Prisutnost "zračnog jastuka" objašnjava se činjenicom da zrak izbačen propelerom udara o tlo i donekle se komprimira, tj. povećava svoju gustoću. Učinak "zračnog jastuka" posebno je jak kada propeler radi blizu tla. Zbog kompresije zraka, potisak glavnog rotora u ovom slučaju, uz istu potrošnju snage, povećava se za 30-
40%. Međutim, s udaljenošću od tla, taj utjecaj brzo opada, a na visini leta koja je jednaka polovici promjera propelera, "zračni jastuk" povećava potisak za samo 15-ak 20%. Visina "zračnog jastuka" približno je jednaka promjeru glavnog rotora. Nadalje, povećanje vuče nestaje.
Za grubi izračun potiska glavnog rotora u lebdećem načinu rada koristi se sljedeća formula:
koeficijent koji karakterizira aerodinamičku kvalitetu glavnog rotora i utjecaj "zračnog jastuka". Ovisno o karakteristikama glavnog rotora, vrijednost koeficij A kada lebdi blizu tla, može imati vrijednosti od 15 - 25.

Glavni rotor helikoptera ima izuzetno važno svojstvo - sposobnost stvaranja uzgona u režimu samorotacije (autorotacije) u slučaju zaustavljanja motora, što omogućava helikopteru sigurno jedriličarsko ili padobransko spuštanje i slijetanje.

Rotirajući glavni rotor održava potreban broj okretaja prilikom planiranja ili skakanja s padobranom, ako su njegove lopatice pomaknute pod malim ugradbenim kutom

(l--5 0) 1 . Istodobno je očuvana sila podizanja, što osigurava spuštanje konstantnom okomitom brzinom (6-10 m/s), s njegovo naknadno smanjenje tijekom usklađivanja prije slijetanja na l--1,5 m/sek.

Značajna je razlika u radu glavnog rotora kod motornog leta, kada se snaga iz motora prenosi na propeler, i kod samorotirajućeg leta, kada dobiva energiju za rotaciju. propelera od nadolazeće struje zraka, postoji značajna razlika.

U motornom letu, nadolazeći zrak ulazi u glavni rotor odozgo ili odozgo pod kutom. Kada vijak radi u samorotacijskom režimu, zrak struji u ravninu rotacije odozdo ili pod kutom odozdo (slika 9). Konus strujanja iza rotora u oba će slučaja biti usmjeren prema dolje, jer će inducirana brzina, prema teoremu o količini gibanja, biti usmjerena točno suprotno od potiska, tj. približno prema dolje duž osi rotora.

Ovdje govorimo o efektivnom kutu ugradnje, za razliku od konstruktivnog.

Uvod

Projektiranje helikoptera složen je proces koji se razvija tijekom vremena, podijeljen u međusobno povezane faze i faze projektiranja. Izrađena letjelica mora ispunjavati tehničke zahtjeve i biti u skladu s tehničko-ekonomskim karakteristikama navedenim u projektnoj specifikaciji. Projektni zadatak sadrži početni opis helikoptera i njegovih letnih performansi, čime se osigurava visoka ekonomska učinkovitost i konkurentnost projektiranog stroja, i to: nosivost, brzina leta, dolet, statički i dinamički strop, resurs, trajnost i cijena.

U fazi idejnog projekta odabire se aerodinamička shema, oblikuje se izgled helikoptera i vrši se izračun glavnih parametara kako bi se osiguralo postizanje zadanih performansi leta. Ti parametri uključuju: masu helikoptera, snagu pogonskog sustava, dimenzije glavnog i repnog rotora, masu goriva, masu instrumentacije i posebne opreme. Rezultati proračuna koriste se u izradi sheme rasporeda helikoptera i izradi bilance za određivanje položaja središta mase.

Projektiranje pojedinih jedinica i komponenti helikoptera, uzimajući u obzir odabrana tehnička rješenja, provodi se u fazi izrade tehničkog projekta. Istodobno, parametri projektiranih jedinica moraju zadovoljiti vrijednosti koje odgovaraju nacrtu projekta. Neki od parametara mogu se poboljšati kako bi se optimizirao dizajn. Tijekom tehničkog projektiranja provode se proračuni aerodinamičke čvrstoće i kinematike jedinica, izbor konstrukcijskih materijala i konstrukcijskih shema.

U fazi detaljnog projektiranja, radni i montažni nacrti helikoptera, specifikacije, popisi pakiranja i druga tehnička dokumentacija pripremaju se u skladu s prihvaćenim standardima

U ovom radu prikazana je metodologija proračuna parametara helikoptera u fazi idejnog projekta, koja se koristi za izradu kolegijalnog projekta iz discipline "Projektiranje helikoptera".

1. Proračun težine uzlijetanja helikoptera prve aproksimacije

- masa korisnog tereta, kg; - masa posade, kg. - domet leta

kg.

2. Proračun parametara glavnog rotora helikoptera

2.1 Radijus R, m, glavni rotor helikoptera s jednim rotorom izračunava se formulom:

, - težina uzlijetanja helikoptera, kg;

g- ubrzanje slobodnog pada jednako 9,81 m/s 2 ;

str- specifično opterećenje površine koju briše glavni rotor,

str =3,14.

Specifična vrijednost opterećenja str za površinu koju briše vijak bira se prema preporukama prikazanim u radu /1/: gdje str = 280

Prihvaćamo radijus glavnog rotora jednak R = 7.9

Kutna brzina w, s -1 , vrtnja glavnog rotora ograničena je obodnom brzinom w R krajeve lopatica, što ovisi o težini uzlijetanja

helikopter i napravio w R = 232 m/s.

sa -1.

broj okretaja u minuti

2.2 Relativne gustoće zraka na statičkim i dinamičkim stropovima

2.3 Izračun ekonomske brzine u blizini tla i na dinamičkom stropu

Određuje se relativna površina

ekvivalentna štetna ploča: , gdje S uh = 2.5

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine u blizini tla V h, km/h:

Gdje ja

km/h.

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine na dinamičkom stropu V din, km/h:

Gdje ja\u003d 1,09 ... 1,10 - koeficijent indukcije.

km/h.

2.4 Izračunavaju se relativne vrijednosti maksimalne i ekonomske brzine horizontalnog leta na dinamičkom stropu:

Gdje Vmax=250 km/h i V din\u003d 182,298 km / h - brzina leta;

w R=232 m/s - periferna brzina lopatica.

2.5 Izračun dopuštenih omjera koeficijenta potiska i punjenja glavnog rotora za najveću brzinu u blizini tla i za ekonomsku brzinu na dinamičkom stropu:

pripri