Tečaj dizajna. Proračun propelera Podizanje propelera u kg

FIZIKA ROTORA

Sjajan auto - helikopter! Izuzetne kvalitete čine ga nezamjenjivim u tisućama slučajeva. Samo helikopter može uzlijetati i slijetati okomito, nepomično visjeti u zraku, kretati se bočno, pa čak i repom.

Zašto tako divne prilike? Kakva je fizika njegova leta?Pokušajmo ukratko odgovoriti na ova pitanja.

Propeler helikoptera stvara podizanje. Lopatice propelera su iste njuške. Postavljeni pod određenim kutom u odnosu na horizont, ponašaju se poput krila u struji nadolazećeg zraka: tlak nastaje ispod donje ravnine lopatica, a iznad nje dolazi do razrjeđivanja. Što je ta razlika veća, veća je i sila dizanja. Kada sila dizanja prijeđe težinu helikoptera, on polijeće, ako se dogodi suprotno, helikopter se spušta.

Ako na krilu zrakoplova sila podizanja 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 visinu. Sada treba letjeti naprijed. Kako to učiniti? Vijak stvara potisak samo prema gore! Pogledajmo ovaj trenutak u kokpitu. Odgurnuo je upravljačku palicu od sebe. Helikopter se lagano nagnuo na nos i poletio naprijed. Zašto?

Kontrolna palica je povezana s genijalnim uređajem - automatskim prijenosom. Ovaj mehanizam, izuzetno prikladan 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 u odnosu na okolni zrak različitim brzinama. Ta oštrica, koja ide naprijed, kreće se prema strujanju zraka, a okrećući se natrag - duž strujanja. Stoga će brzina oštrice, a s njom i sila podizanja, biti veća kada se oštrica krene naprijed. Propeler će težiti okrenuti helikopter na bok.

Da se to ne bi dogodilo, nestruntori su spojili lopatice s osi pokretno, na šarkama. Zatim je oštrica koja se kretala naprijed s većom silom dizanja počela uzdizati, mahati. Ali taj se pokret više nije prenosio na helikopter, letio je mirno. Zahvaljujući kretnjama oštrice, njena sila podizanja ostala je konstantna tijekom cijele revolucije.

Međutim, to nije riješilo problem kretanja naprijed. Uostalom, trebate promijeniti smjer sile potiska propelera, natjerati helikopter da se kreće vodoravno. To je omogućilo izradu preklopne ploče. Kontinuirano mijenja kut svake lopatice propelera tako da se najveće podizanje događa otprilike u stražnjem dijelu njegove rotacije. Rezultirajuća sila potiska glavnog rotora se naginje, a helikopter se, također naginjući, počinje kretati naprijed.

Takav pouzdan i praktičan 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 rotorkraft. Zamjenjuje ga mali propeler postavljen na rep. Pilot bi ga pokušao isključiti - helikopter bi se sam okrenuo. Da, okrenuo se tako da bi se počeo sve brže okretati u smjeru suprotnom rotaciji glavnog rotora. To je posljedica reaktivnog momenta koji nastaje kada se rotor okreće. Repni rotor ne dopušta da se rep helikoptera okrene 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 u potpunosti rade bez repnog rotora, ugrađujući dva rotora na helikoptere koji se okreću jedan prema drugom. Reaktivni momenti u ovom slučaju su, naravno, uništeni.

Ovako lete "zračni terensko vozilo" i neumorni radnik - helikopter.

Opće odredbe.

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

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

Glavne lopatice rotora, zbog prisutnosti tri šarke na glavčini (horizontalni, vertikalni i aksijalni), izvode složeno kretanje u letu: - rotiraju oko HB osi, kreću se zajedno s helikopterom u prostoru, mijenjaju kutni položaj, okretanje u tim šarkama, pa 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-a su promjer, obrađena površina, broj lopatica, faktor punjenja, razmak horizontalnih i vertikalnih šarki, specifično opterećenje zahvaćenog područja.

Promjer D je promjer kružnice po kojoj se pomiču krajevi oštrica kada je HV na mjestu. Moderni helikopteri imaju promjer od 14-35 m.

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

Faktor punjenjaσ je jednako:

σ \u003d (Z l F l) / F ohm (12,1);

gdje je Z l broj lopatica;

F l - površina oštrice;

F ohm - pometeno područje HB.

Karakterizira stupanj ispunjenja zahvaćenog područja oštricama, varira unutar s=0,04¸0,12.

S povećanjem faktora punjenja, potisak HB raste na određenu vrijednost, zbog povećanja stvarne površine ležajnih površina, a zatim pada. Pad potiska je posljedica utjecaja nagiba strujanja i buđenja vrtloga od vodeće lopatice. S povećanjem s, potrebno je povećati snagu dovedenu u NV zbog povećanja otpora lopatica. S povećanjem s, korak potreban za postizanje zadanog potiska se smanjuje, što NV udaljava od načina zastoja. Obilježja načina zastoja i razlozi za njihovu pojavu bit će razmotreni u nastavku.

Razmak vodoravnog l g i okomitog l u šarkama je udaljenost od osi šarke do osi rotacije HB. Može se razmatrati u relativnim terminima (12.2.)

Smješten unutar . Prisutnost razmaka šarki poboljšava učinkovitost uzdužno-poprečne kontrole.

definira se kao omjer težine helikoptera i površine zahvaćenog HB.

(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 rotacije 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/sec.

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

ravnina rotacije NV (slika 12.1). Kut A smatra se pozitivnim ako strujanje zraka ulazi u HB odozdo. U načinima ravnog leta i penjanja, A je negativan, dok je silazni A pozitivan. 900.

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

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

Glavni parametri HB oštrice.

Glavni geometrijski parametri oštrice uključuju polumjer, tetivu, kut ugradnje, oblik poprečnog presjeka, geometrijski zavoj i oblik oštrice u tlocrtu.

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

(12.4);

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

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

Montažni kut j za `r=0,7 s neutralnim položajem komandi i izostankom pokreta zamahivanja smatra se kutom ugradnje cijele lopatice i ukupnim nagibom HB-a.

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

Geometrijski zavoj nastaje smanjenjem kutova ugradnje presjeka od kundaka do kraja lopatice i služi za poboljšanje aerodinamičkih karakteristika lopatice.Helikopterske lopatice imaju pravokutni oblik u tlocrtu, što nije optimalno u aerodinamičkom smislu, ali jednostavnije u smislu tehnologije.

Kinematički parametri lopatice određeni su kutovima azimutalnog položaja, udarom, zamahom i napadnim kutom.

Kut položaja azimuta y je određen smjerom rotacije HB između uzdužne osi oštrice u danom trenutku i uzdužne osi nulte pozicije oštrice. Linija nulte pozicije u ravnom letu praktički se podudara s uzdužnom osi repne grane helikoptera.

Kut bacanja b definira kutni pomak oštrice u horizontalnom zglobu u odnosu na ravninu rotacije. Smatra se pozitivnim kada oštrica odstupi prema gore.

Kut zamaha x karakterizira kutni pomak oštrice u okomitom zglobu u ravnini rotacije (slika 12.). Smatra se pozitivnim kada se oštrica skrene protiv smjera rotacije.

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

Povlačenje oštrice.

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

Frontalni otpor oštrice sastoji se od profilnog, induktivnog i valnog otpora.

Otpor profila nastaje zbog dva razloga: razlike tlaka ispred i iza lopatice (otpor tlaka) i trenja čestica u graničnom sloju (otpor trenja).

Otpor na pritisak ovisi o obliku profila oštrice, tj. na relativnu debljinu () i relativnu zakrivljenost () profila. Što je više otpora. Otpor tlaku ne ovisi o napadnom kutu u radnim uvjetima, ali raste u kritičnom a.

Otpor trenja ovisi o brzini rotacije HB i stanju površine lopatica. Induktivni otpor je otpor uzrokovan nagibom pravog uzgona zbog nagiba toka. Induktivni otpor oštrice ovisi o napadnom kutu α i raste s njegovim povećanjem. Otpor valu nastaje na lopatici koja napreduje kada brzina leta prijeđe izračunatu 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 svojim česticama određenu brzinu. Ispred propelera se formira usisna zona, iza propelera formira se zona pada, a kroz propeler se uspostavlja strujanje zraka. Glavni parametri ovog strujanja zraka su 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 sužavajući mlaz zraka. Na sl. 12.4. prikazana je dovoljno velika kugla u središtu na HB čahuri s tri karakteristična presjeka: presjek 0, smješten daleko ispred vijka, u ravnini rotacije vijka, presjek 1 s brzinom strujanja V 1 (brzina usisavanja) i presjek 2 sa brzinom protoka V 2 (brzina odbijanja).

Zračni tok izbacuje HB silom T, ali i zrak istom silom pritišće propeler. Ova sila će biti sila potiska glavnog rotora. Sila je jednaka umnošku mase tijela i
Riža. 12.3. Na objašnjenje impulsne teorije stvaranja potiska.

ubrzanje koje je tijelo primilo pod djelovanjem ove sile. Stoga će potisak HB 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 zahvatio vijak;

V 1 - induktivni protok (brzina usisavanja);

a je akceleracija strujanja.

Formula (12.5.) se može prikazati u drugom obliku

(12.7.)

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

(12.8.)

Gotovo udvostručenje induktivne brzine događa se na udaljenosti koja je jednaka 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, zahvaćenoj 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 tlačnim glavama induktivne brzine

(12.9.)

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

Teorija elemenata oštrice.

Bit teorije o elementu oštrice je kako slijedi. 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 oštrice U l i otpor oštrice X l određuju se kao rezultat zbrajanja takvih elementarnih sila koje djeluju duž cijele duljine oštrice od njezina 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 podizanja krila.

(12.10.)

Prema teoriji elementa lopatice, sila potiska koju razvija glavni rotor proporcionalna je koeficijentu potiska, zahvaćenoj površini HB-a, gustoći zraka i kvadratu obodne brzine vrha lopatica.

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

Na temelju ovih zaključaka proizlazi da sila potiska HB u aksijalnom režimu strujanja ovisi o gustoći zraka (temperaturi), kutu ugradnje lopatica (HB korak) 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 neometani tok kreće paralelno s osi HB čahure (okomito na ravninu rotacije HB čahure). U ovom načinu rada glavni rotor radi u vertikalnim režimima leta: lebdenje, okomito penjanje i spuštanje helikopterom. Glavna značajka ovog načina rada 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. Način kosog strujanja karakterizira činjenica da strujanje zraka teče na NV pod kutom prema njegovoj osi (slika 12.4.). Zrak se približava propeleru brzinom V i skreće se prema dolje zbog induktivne brzine usisavanja Vi. Rezultirajuća brzina protoka kroz NV bit će jednaka vektorskom zbroju brzina neometanog strujanja i inducirane brzine

V1 = V + Vi (12.11.)

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

Riža. 12.4. Rad glavnog rotora u kosom načinu puhanja.

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

U aksijalnom načinu strujanja, svaki element lopatice je u struji, čija je brzina jednaka obodnoj brzini elementa , gdje je polumjer zadanog elementa oštrice (Sl.12.6).

U kosom režimu strujanja s napadnim kutom HB koji nije jednak nuli (A=0), rezultirajuća brzina W, kojom strujanje teče oko elementa lopatice, ovisi o obodnoj brzini elementa u, letu brzina V1 i 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 će varirati ovisno o kutu azimuta.

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

Promjena efektivne brzine strujanja oko obrađene površine NV.

Na sl. 12.6. prikazuje vektore brzine strujanja koja nailazi na element lopatice kao rezultat zbrajanja obodne brzine i brzine leta. Dijagram pokazuje da efektivna brzina strujanja 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 brzini elemenata lopatice je , na azimutu 270 o rezultirajuća brzina je , na stražnjem dijelu oštrice u zoni promjera d tok teče sa strane peraje, t.j. formira se zona obrnutog toka, zona koja ne sudjeluje u stvaranju potiska.

Promjer zone obrnutog strujanja je veći, što je veći polumjer NV i veća je brzina leta pri konstantnoj frekvenciji rotacije NV.

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

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

Kosi puf. Aerodinamičke sile elementa lopatice.

Kada je element lopatice u struji, nastaje ukupna aerodinamička sila elementa lopatice, koja se u koordinatnom sustavu brzine može razložiti na silu podizanja 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 otpor rotacije cijele lopatice.

Točka primjene aerodinamičkih sila lopatice je centar pritiska, koji se nalazi na 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 strujanja (slika 12.7).

Ugradbeni kut elementa lopatice φ je kut između strukturne ravnine glavnog rotora (CPV) i tetive elementa lopatice.

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

Slika 12.7 Aerodinamičke sile elementa lopatice s kosim puhanjem.

Pojava momenta prevrtanja kod krutog pričvršćivanja oštrica. Sile potiska stvaraju svi elementi lopatice, ali elementi koji se nalaze na ¾ polumjera lopatice imat će najveće elementarne sile T l, vrijednost rezultante T l u načinu kosog strujanja oko potiska lopatice. oštrica ovisi o azimutu. Kod ψ = 90 maksimalna je, a kod ψ = 270 minimalna. Takva raspodjela elementarnih sila potiska i položaj rezultantne sile dovodi do stvaranja velikog promjenjivog 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 šipki T l1 i T l2, nastaje moment nagiba helikoptera,

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

koji raste 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 kod krutog pričvršćivanja lopatica.

Usklađivanje momenta sile potiska u različitim azimutnim položajima lopatice.

U prisutnosti vodoravne šarke, potisak oštrice tvori moment u odnosu na ovaj zglob, koji okreće oštricu (slika 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. otklanja se moment prevrtanja helikoptera. Moment savijanja Muzg. u korijenu oštrice postaje jednaka nuli, njezin korijenski dio je rasterećen, savijanje oštrice se smanjuje, zbog čega se smanjuju naprezanja zamora. Vibracije uzrokovane promjenama potiska u azimutu su smanjene. Dakle, horizontalna šarka (HH) obavlja sljedeće funkcije:

Eliminira moment prevrtanja u kosom načinu puhanja;

Iskrcava korijenski dio oštrice iz M van;

Pojednostavite kontrolu glavnog rotora;

Poboljšati statičku stabilnost helikoptera;

Smanjite količinu promjene potiska oštrice u azimutu.

Smanjuje naprezanja od zamora u lopatici i smanjuje njezine vibracije, zbog promjene sile potiska u azimutu;

Promjena kutova napada elementa oštrice uslijed 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 kutovima napada HB ) (Sl.12. 10.)

oni. . (12.16.)

Sukladno tome, povećava se sila potiska lopatice, koja je proporcionalna kvadratu brzine slobodnog strujanja i momentu potiska ove lopatice u odnosu na horizontalnu šarku. Oštrica se zamahne prema gore
Slika 12.9 Poravnanje momenta sile potiska u različitim azimutnim položajima lopatice.

presjek lopatice dodatno se puhuje odozgo (slika 12.10), a to uzrokuje smanjenje pravih napadnih kutova i smanjenje podizanja lopatice, što dovodi do aerodinamičke kompenzacije zakrilca. Pri pomicanju od ψ 90 do ψ 180, brzina strujanja oko lopatica se smanjuje, napadni kutovi se povećavaju. Na azimutu ψ = 180 o i pri ψ = 0 o brzina strujanja lopatica je ista i jednaka ωr.

Na azimut ψ = 270 o lopatica se počinje spuštati zbog smanjenja brzine strujanja i smanjenja T l, dok se lopatice dodatno puše odozdo, što uzrokuje povećanje kutova napada elementa lopatice, a time i neko povećanje uzgona.

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

Kosi tok dovodi do toga da su kutovi zakrilca u prednjem dijelu HB diska u području azimuta 180 0 mnogo veći nego u stražnjem dijelu diska u području azimuta 0 0 . Ovaj nagib diska naziva se opstrukcija HB konusa. Promjena kutova hoda lopatice u azimutu na slobodnom HB, kada nema regulatora hoda, mijenja se na sljedeći način:

azimut od 0 do 90 0:

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

Kut b i vertikalna brzina V y se povećavaju;

azimut 90 0:

Maksimalna brzina zamaha 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:

Okomita brzina zamaha jednaka je nuli V y \u003d 0, kut zakretanja lopatice b je maksimalni, oštrica se, kao rezultat smanjenja podizanja, spušta;

azimut 270 0:

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

Brzina zamaha prema dolje V y - maksimalna;

Pohodni kut b se smanjuje.

azimut 20 0 – 30 0:

Brzina strujanja oko oštrice počinje rasti;

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

Dakle, za slobodnu desnu rotaciju NV s kosim puhanjem, konus se sruši natrag ulijevo. Kako se brzina leta povećava, opstrukcija stošca se povećava.

Slika 12.10 Promjena napadnih kutova elementa oštrice uslijed udara.

Regulator hoda (RV). Letenje dovodi do povećanja dinamičkih opterećenja na strukturu lopatice i nepovoljne promjene u napadnim kutovima lopatica duž diska rotora. Smanjenje amplitude zamaha i promjena prirodnog nagiba HB konusa s lijeva na desno vrši se regulatorom zamaha. Regulator zamaha (sl. 12.11.) je kinematička veza između aksijalnog zgloba i rotacionog prstena zakretne ploče, koja osigurava smanjenje kutova lopatica j sa smanjenjem kuta zakretanja b i obrnuto, povećanje u kutu lopatica s povećanjem kuta zamaha. Ova veza se sastoji u pomicanju točke pričvršćenja potiska s preklopne ploče na uzicu aksijalnog zgloba (točka A) (slika 12.12) s osi vodoravne šarke. Na helikopterima tipa Mi, kontrola hoda kotrlja HB konus natrag i udesno. U ovom slučaju, bočna komponenta duž Z osi rezultirajuće sile HB usmjerena je udesno protiv smjera potiska repnog rotora, čime se poboljšavaju uvjeti za bočno balansiranje helikoptera.

Sl.12.11 Kontroler pomicanja, Kinematički dijagram. . . Ravnoteža oštrice u odnosu na horizontalnu šarku.

Prilikom zaklopnog gibanja oštrice (slika 12.12.) u ravnini potisne sile na nju djeluju sljedeće sile i momenti:

Potisak T l, primijenjen na ¾ duljine oštrice, tvori moment M t \u003d T a, okrećući oštricu kako bi se povećao hod;

Centrifugalna sila F cb koja djeluje okomito na konstruktivnu os rotacije HB prema van. Sila inercije od hoda oštrice, usmjerena okomito na os oštrice i suprotno od ubrzanja udara;

Sila gravitacije G l se primjenjuje na težište oštrice i tvori moment M G =G·u okretanju oštrice kako bi se smanjio hod.

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

(12.17.)

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

HB lopatice se kreću duž generatrise stošca, 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 lopatica zamašnjaka je ciklično, striktno se ponavlja s periodom jednakim vremenu jednog okretaja HB.

Moment horizontalnih šarki rukava HB (M gsh).

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

Prisutnost odvajanja horizontalnih šarki poboljšava svojstvo prigušenja HB-a, t.j. poboljšava dinamičku stabilnost helikoptera.

Ravnoteža oštrice u odnosu na okomitu šarku (VSH).

Tijekom rotacije HB, oštrica odstupa za kut x. Kut zamaha x mjeri se između radijalne linije i uzdužne osi oštrice u ravnini rotacije HB i bit će pozitivan ako se oštrica okrene unatrag u odnosu na radijalnu liniju (zaostaje) (slika 12.13.).

U prosjeku, kut zamaha je 5-10 o, a u načinu samorotacije negativan je i jednak 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 oštrice i os rotacije HB;

Inercijska sila F in, usmjerena okomito na os oštrice i suprotno od akceleracije, primjenjuje se na središte mase oštrice;

Coriolisove sile F k koje se izmjenjuju znakom primjenjuju se na središte mase oštrice.

Pojava Coriolisove sile objašnjava se zakonom održanja energije.

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

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

Gore navedene sile tvore momente koji moraju biti uravnoteženi na svakom azimutu kretanja oštrice.

. (12.15.)

Sl.12.13.. Ravnoteža oštrice u odnosu na okomitu šarku (VSH).

Pojava trenutaka na NV.

Tijekom rada NV-a javljaju se sljedeće točke:

Zakretni 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 .;

Moment motora koji se prenosi kroz glavni mjenjač na HB vratilo određen je zakretnim momentom motora.

Moment motora je usmjeren uz rotaciju HB, a reaktivni i moment HB usmjeren je protiv rotacije. Zakretni moment motora određen je potrošnjom goriva, programom automatskog upravljanja, vanjskim atmosferskim uvjetima.

U stacionarnim režimima leta M to = M p = - M dv.

Zakretni moment HB ponekad se poistovjećuje s reaktivnim momentom HB ili s momentom motora, ali kao što se vidi iz gore navedenog, fizička bit tih momenata je drugačija.

Kritične zone strujanja oko NV.

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

Zona obrnutog toka;

Zona stajališta;

Wave Crisis Zone;

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

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

Valna krizna zona. Otpor valova na lopatici nastaje u azimutnom području od 90 0 pri velikoj brzini leta, kada brzina strujanja oko lopatice dosegne lokalnu brzinu zvuka, te se formiraju lokalni udarni valovi, što uzrokuje nagli porast koeficijenta Cho zbog pojave valnog otpora

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

Otpor valova može biti nekoliko puta veći od otpora trenja, a budući da udarni valovi na svakoj lopatici pojavljuju se ciklički i za kratko vrijeme, što uzrokuje vibracije lopatice, koje se povećavaju s povećanjem brzine leta. Zone kritičnog strujanja oko glavnog rotora smanjuju efektivnu površinu glavnog rotora, a time i potisak HB-a, pogoršavaju aerodinamičke i operativne karakteristike helikoptera u cjelini, pa stoga i ograničenja letova helikoptera u smislu brzine povezani su s razmatranim pojavama.

.Vrtložni prsten.

Način rada 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, ispod HB na nekoj udaljenosti formira se površina a-a, gdje induktivna povratna brzina postaje jednaka brzini spuštanja V y (slika 12.15). Dosegnuvši ovu površinu, induktivni tok se okreće prema HB, djelomično ga zahvaća i ponovno se baca prema dolje. S povećanjem V y , površina a-a se približava HB, a pri određenoj kritičnoj brzini opadanja, gotovo sav izbačeni zrak ponovno usisava glavni rotor, tvoreći vrtložni torus oko vijka. Nastupa režim vrtložnog prstena.

Slika 12.14. Kritične zone strujanja oko NV.

U tom slučaju ukupni potisak HB opada, vertikalna brzina pada V y raste. Sučelje a-a povremeno se lomi, vrtlozi torusa oštro mijenjaju raspodjelu aerodinamičkog opterećenja i prirodu kretnji lopatica. Kao rezultat toga, HB potisak postaje pulsirajući, helikopter se trese i kotrlja, učinkovitost upravljanja se pogoršava, indikator brzine i variometar daju nestabilna očitanja.

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

Kako bi spriječili ulazak helikoptera u "vortex ring" način rada, potrebno je poštivati zahtjeve Priručnika za letenje za ograničavanje vertikalne brzine

Uvod

Projektiranje helikoptera je složen proces koji se razvija tijekom vremena, podijeljen u međusobno povezane faze i faze projektiranja. Izrađeni zrakoplov mora udovoljavati tehničkim zahtjevima i udovoljavati tehničkim i ekonomskim karakteristikama navedenim u projektnoj specifikaciji. Projektni zadatak sadrži početni opis helikoptera i njegove izvedbene karakteristike koje osiguravaju visoku ekonomsku učinkovitost i konkurentnost projektiranog stroja, a to su: nosivost, brzina leta, domet, statički i dinamički strop, resurs, trajnost i cijena.

Projektni zadatak utvrđuje se u fazi predprojektnog istraživanja, tijekom kojeg se provode patentna pretraga, analiza postojećih tehničkih rješenja, istraživački i razvojni radovi. Glavna zadaća predprojektnog istraživanja je traženje i eksperimentalna provjera novih principa funkcioniranja projektiranog objekta i njegovih elemenata.

U fazi idejnog projektiranja odabire se aerodinamička shema, formira se izgled helikoptera i vrši se izračun glavnih parametara kako bi se osiguralo postizanje navedenih performansi leta. Ovi 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 izgleda helikoptera i izradi bilance za određivanje položaja središta mase.

Projektiranje pojedinih jedinica i sastavnih dijelova helikoptera, uzimajući u obzir odabrana tehnička rješenja, provodi se u fazi izrade tehničkog projekta. Istovremeno, parametri projektiranih jedinica moraju zadovoljiti vrijednosti koje odgovaraju nacrtu projekta. Neki od parametara se mogu poboljšati kako bi se optimizirao dizajn. Prilikom tehničkog projektiranja provode se aerodinamička čvrstoća i kinematički proračuni jedinica, te odabir konstruktivnih materijala i konstrukcijskih shema.

U fazi detaljnog projektiranja izrađuju se radni i montažni nacrti helikoptera, specifikacije, popisi pakiranja i druga 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 kolegija iz discipline "Projektiranje helikoptera".

Proračun uzletne težine helikoptera prve aproksimacije

gdje je masa korisnog tereta, kg;

Težina posade, kg.

Domet leta

Proračun parametara glavnog rotora helikoptera

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

gdje je uzletna težina helikoptera, kg;

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

p - specifično opterećenje na području koje briše glavni rotor,

Vrijednost specifičnog opterećenja p na površini koju briše propeler bira se prema preporukama iznesenim u radu /1/: gdje je p=280

Uzimamo polumjer rotora jednak R=7,9

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

2.2 Relativna gustoća zraka na statičkim i dinamičkim stropovima

2.3 Proračun ekonomske brzine u blizini tla i na dinamičkom stropu

Relativna površina ekvivalentne štetne ploče određuje se:

Gdje je Se=2,5

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

Vrijednost ekonomske brzine na dinamičkom stropu Vdyn, km/h izračunava se:

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 - periferna brzina lopatica.

Pogon i potisak za translatorno kretanje helikoptera stvara glavni rotor. Po tome se razlikuje od aviona i jedrilice, kod kojih silu dizanja pri kretanju u zraku stvara nosiva površina - krilo, čvrsto povezano s trupom, a potisak - propeler ili mlazni motor (sl. . 6).

U principu se može usporediti let aviona i helikoptera. U oba slučaja sila dizanja nastaje zbog interakcije dvaju tijela: zraka i zrakoplova (avion ili helikopter).

Prema zakonu jednakosti djelovanja i reakcije proizlazi da kojom silom zrakoplov djeluje na zrak (težinom ili gravitacijom), istom silom zrak djeluje na zrakoplov (sila podizanja).

Tijekom leta zrakoplova događa se sljedeća pojava: nadolazeći tok zraka struji oko krila i kosi se iza krila. Ali zrak je neodvojiv, prilično viskozan medij, a u ovoj košnji ne sudjeluje samo sloj zraka koji se nalazi u neposrednoj blizini površine krila, već i njegovi susjedni slojevi. Dakle, pri strujanju oko krila, svake sekunde se prilično značajan volumen zraka zakoše unatrag, približno jednak volumenu cilindra, u kojem je poprečni presjek kružnica s promjerom jednakim rasponu krila, a duljina je brzina leta u sekundi. Ovo nije ništa drugo nego drugi protok zraka 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 sili koja djeluje:

gdje R - djelujuća sila;

kao rezultat interakcije s krilom zrakoplova. Posljedično, sila uzgona krila bit će jednaka drugom povećanju zamaha duž vertikale u izlaznom mlazu.

I -vertikalna kosa brzina iza krila u m/sek. Na isti način, ukupna aerodinamička sila glavnog rotora helikoptera može se izraziti kroz protok zraka u sekundi i nagibnu brzinu (inducirana brzina izlazne struje zraka).

Rotirajući glavni rotor briše 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 induktivnom brzinom I. U slučaju vodoravnog ili nagnutog leta, zrak struji prema površini koju glavni rotor gura pod određenim kutom (koso puhanje). Poput zrakoplova, volumen zraka uključen u stvaranje ukupne aerodinamičke sile glavnog rotora može se predstaviti kao cilindar, u kojem je površina baze jednaka površini koju odnese glavni rotor, a duljina je jednaka brzini leta, izražena 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 tom će slučaju zračni cilindar biti smješten okomito (slika 8, b). Ukupna aerodinamička sila glavnog rotora izražava se kao umnožak mase zraka koja struji kroz površinu koju glavni rotor odnese u jednoj sekundi i induktivne brzine izlaznog mlaza:

induktivna brzina izlaznog mlaza u m/sek. Potrebno je rezervirati 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 površini ležaja dvostruko je manja.

Takvo tumačenje nastanka podizanja krila ili ukupne aerodinamičke sile glavnog rotora nije potpuno točno i vrijedi samo u idealnom slučaju. To samo temeljno ispravno i jasno objašnjava fizičko značenje fenomena. Ovdje je prikladno istaknuti jednu vrlo važnu okolnost koja proizlazi iz analiziranog primjera.

Ako je ukupna aerodinamička sila glavnog rotora izražena kao umnožak mase zraka koji struji kroz površinu koju gura glavni rotor i indukcijske brzine, a volumen te mase je cilindar čija je osnova površina koju gura glavni rotor i 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 niža induktivna brzina i, posljedično, manja snaga motora.

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

Drugim riječima, uz utrošak iste snage (na primjer, nazivne snage motora), u slučaju kosog leta pri dovoljno velikoj brzini, može se postići veći strop nego kod okomitog uspona, kada ukupna brzina kretanja

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

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

Uspoređujući njihov rad, može se vidjeti 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) s istom snagom motora i istom težinom zrakoplova zbog činjenice da je promjer glavnog rotora helikoptera nekoliko puta veći od promjera propeler zrakoplova. U tom 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 ovisi i o gustoći zraka ρ, kutu lopatice φ (nagibu glavnog rotora),geometrijske i aerodinamičke karakteristike zadanog propelera, kao i na način leta. Utjecaj posljednja četiri čimbenika obično se izražava u formulama potiska propelera kroz koeficijent potiska a t . .

Dakle, potisak glavnog rotora helikoptera bit će proporcionalan:

- koeficijent potiska............. a r
Valja napomenuti da na vrijednost potiska tijekom letova u blizini zemlje utječe tzv. „zračni jastuk”, zbog kojeg helikopter može poletjeti sa tla i uzdići se nekoliko metara uz potrošnju energije manju od one potrebne za „lebdenje”. ” na visini od 10-15 m. Prisutnost "zračnog jastuka" objašnjava se činjenicom da zrak izbačen propelerom udara o tlo i donekle je komprimiran, tj. povećava njegovu gustoću. Učinak "zračnog jastuka" posebno je jak kada propeler radi blizu tla. Zbog kompresije zraka, potisak glavnog rotora u ovom slučaju, uz istu potrošnju energije, raste za 30-
40%. Međutim, s udaljavanjem od tla, taj se utjecaj brzo smanjuje, a na visini leta jednakoj polovini promjera propelera, "zračni jastuk" povećava potisak za samo 15- 20%. Visina "zračnog jastuka" približno je jednaka promjeru glavnog rotora. Nadalje, povećanje vuče nestaje.
Za grubi izračun potiska glavnog rotora u lebdećem načinu, koristi se sljedeća formula:
koeficijent koji karakterizira aerodinamičku kvalitetu glavnog rotora i utjecaj “zračnog jastuka”. Ovisno o karakteristikama glavnog rotora, vrijednost koeficijenta ali kada lebdi blizu tla, može imati vrijednosti od 15 - 25.

Glavni rotor helikoptera ima izuzetno važno svojstvo - mogućnost stvaranja uzgona u načinu samorotacije (autorotacije) u slučaju zaustavljanja motora, što helikopteru omogućuje sigurno klizanje ili padobransko spuštanje i slijetanje.

Rotirajući glavni rotor održava potreban broj okretaja pri planiranju ili padobranstvu, ako su njegove lopatice pomaknute pod malim kutom ugradnje

(l--5 0) 1 . Pritom se zadržava sila dizanja, što osigurava spuštanje konstantnom vertikalnom brzinom (6-10 m/s), s njegovo naknadno smanjenje tijekom poravnanja prije slijetanja na l--1,5 m/sek.

Značajna je razlika u radu glavnog rotora u slučaju leta motora, kada se snaga iz motora prenosi na propeler, i u slučaju leta u načinu samorotiranja, kada on prima energiju za zakrenite propeler od nadolazeće struje zraka, postoji značajna razlika.

U letu motora nadolazeći zrak ulazi u glavni rotor odozgo ili odozgo pod kutom. Kada vijak radi u načinu samookretanja, zrak ulazi u ravninu rotacije odozdo ili pod kutom odozdo (slika 9). Kosina strujanja iza rotora u oba slučaja bit će usmjerena prema dolje, budući da će inducirana brzina, prema teoremu o momentu gibanja, biti usmjerena točno suprotno od potiska, tj. približno dolje duž osi rotora.

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

Uvod

U fazi detaljnog projektiranja izrađuju se radni i montažni nacrti helikoptera, specifikacije, popisi pakiranja i druga 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 kolegija iz discipline "Projektiranje helikoptera".

1. Proračun težine pri polijetanju 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 po formuli:

, - poletna težina helikoptera, kg;

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

str- specifično opterećenje na području koje briše glavni rotor,

str =3,14.

Specifična vrijednost opterećenja str za područje koje se pomete vijkom odabire se prema preporukama iznesenim u radu /1/: gdje str = 280

Prihvaćamo radijus glavnog rotora jednak R = 7.9

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

helikopter i napravljen w R = 232 m/s.

sa -1.

o/min

2.2 Relativna gustoća zraka na statičkim i dinamičkim stropovima

2.3 Proračun 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 na dinamičkom stropu horizontalnog leta:

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 Proračun dopuštenih omjera koeficijenta potiska prema punjenju glavnog rotora za maksimalnu brzinu u blizini tla i za ekonomsku brzinu na dinamičkom stropu:

pripri