Расчет потребной мощности двигателя соосного вертолета. Прочность конструкции вертолета. расчет мощность вращение винт
Введение
Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость.
Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов.
На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс.
Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематическиерасчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем.
На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами
В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине "Проектирование вертолетов".
1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения
где - масса полезного груза, кг;
Масса экипажа, кг.
Дальность полета
2. Расчет параметров несущего винта вертолета
2.1Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:
где - взлетная масса вертолета, кг;
g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с 2 ;
p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,
Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p = 280
Принимаем радиус несущего винта равным R = 7.9
Угловая скорость w , с -1 , вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости w R концов лопастей, которая зависит от взлетной массы вертолета и составили w R = 232 м/с.
2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках
2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:
Где S э = 2.5
Рассчитывается значение экономической скорости у землиV з , км/час:
где I
Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолкеV дин , км/час:
где I = 1,09…1,10- коэффициент индукции.
2.4Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолкескоростей горизонтального полета:
гдеV max =250 км/час и V дин =182.298 км/час - скорости полета;
w R =232 м/с - окружная скорость лопастей.
2.5Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:
2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:
2.7 Расчет заполнения несущего винта:
Заполнение несущего винта s рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается наибольшее значение из s Vmax и s V дин :
Принимаем
Длина хордыb и относительное удлинениеl лопастей несущего винта будет равны:
Где z л -число лопастей несущего винта(z л =3)
2.8 Относительное увеличение тяги несущего винтадля компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения:
где S ф -площадь горизонтальной проекции фюзеляжа;
S го -площадь горизонтального оперения.
S го =1.5 м 2 .
3. Расчет мощности двигательной установки вертолета.
3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке:
Удельная мощность, потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле:
гдеN H ст - потребная мощность, Вт;
m 0 -взлетная масса, кг;
g -ускорение свободного падения, м/с 2 ;
p -удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м 2 ;
D ст -относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;
h 0 -относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (h 0 =0.75);
Относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения:
3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости
Удельная мощность, потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле:
где - окружная скорость концов лопастей;
Относительная эквивалентная вредная пластинка;
I э - коэффициент индукции, определяемый в зависимостиот скорости полета по следующим формулам:
При км/ч,
При км/ч.
3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:
гдеD дин - относительная плотность воздуха на динамическом потолке,
V дин - экономическая скорость вертолета на динамическом потолке,
3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете
Удельная мощность, необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:
где - экономическая скорость у земли,
3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета
3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке равна:
где - удельная дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка H ст и рассчитывается по формуле:
x 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения, значение которого зависит от взлетной массы вертолета m 0:
приm 0
при10 25 тонн
приm 0 > 25 тонн
3.5.2 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости равна:
где -коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,
Дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полетаV max :
3.5.3 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростьюV дин равна:
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,
и - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета V дин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:
3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете равна:
где -коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,
Степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы,
n =2 - количество двигателей вертолета.
3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки
Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается максимальной значение удельной приведенной мощности:
Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:
гдеm 01 -взлетная масса вертолета,
g =9.81 м 2 /с-ускорение свободного падения.
3.6 Выбор двигателей
Принимаем два турбовальных двигателя ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3)общей мощность каждого N =1,405∙10 6 Вт
Двигатель ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) предназначен для установки на вертолеты новых поколений, а также для замены двигателей на существующих вертолетах для повышения их летно-технических характеристик. Он создан на базе серийного сертифицированного двигателя ТВ3-117ВМА и производитсяна ФГУП «Завод имени В.Я.Климова».
4.Расчет массы топлива
Для расчета массы топлива, обеспечивающей заданную дальность полета, необходимо определить крейсерскую скорость V кр .Расчет крейсерской скорости выполняется методом последовательных приближений в следующей последовательности:
а) принимается значение крейсерской скорости первого приближения:
б) рассчитывается коэффициент индукцииI э :
при км/час
при км/час
в) определяется удельная мощность, потребная для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме:
где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,
Коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета V кр 1 , рассчитываемый по формуле:
г)Рассчитывается крейсерская скорость второго приближения:
д) Определяется относительное отклонение скоростей первого и второго приближения:
Припроизводится уточнение крейсерской скорости первого приближения V кр 1 , она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения. Затем расчет повторяется с пункта б) и заканчивается при условии.
Удельный расход топливарассчитывается по формуле:
где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,
Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета,
Удельный расход топлива на взлетном режиме.
В случае полета на крейсерском режиме принимается:
кг/Вт∙час,
Масса топлива затрачиваемого на полет m т будет равна:
где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости,
Крейсерская скорость,
L - дальность полета.
5. Определение массы узлов и агрегатов вертолета.
5.1 Масса лопастей несущего винта определяется по формуле:
гдеR -радиус несущего винта,
s - заполнение несущего винта,
5.2 Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле:
гдеk вт - весовой коэффициент втулок современных конструкций,
k л - коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.
В расчете можно принять:
следовательно, в результате преобразований мы получи:
Для определения массы втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу N цб (в кН):
5.3 Масса системы бустерного управления, в которую входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом рассчитывается по формуле:
гдеb - хорда лопасти,
k бу - весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м 3 .
5.4 Масса системы ручного управления:
гдеk ру -весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным25 кг/м.
5.5 Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле:
где k ред - весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм) 0,8 .
Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта w :
где x 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m 0:
приm 0
при10 25 тонн
приm 0 > 25 тонн
Масса главного редуктора:
5.6 Для определения массы узлов привода рулевого винта рассчитывается его тягаT рв :
гдеM нв - крутящий момент на валу несущего винта,
L рв - расстояние между осями несущего и рулевого винтов.
Расстояние между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора d между концами их лопастей:
гдеd - зазор, принимаемый равным 0,15…0,2 м,
Радиус рулевого винта, который в зависимости от взлетной массы вертолета составляет:
Мощность N рв , расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле:
где h 0 - относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.
Крутящий моментM рв , передаваемый рулевым валом, равен:
где - частота вращения рулевого вала,
Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, Н∙м, при частоте вращения n в = 3000 об/минравен:
Масса m в трансмиссионного вала:
где k в - весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм) 0,67 .
Масса m пр промежуточного редуктора равна:
где k пр - весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм) 0,8 .
Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:
где k хр - весовой коэффициент для хвостового редуктора, значение которого равно 0,105 кг/(Нм) 0,8
5.7 Масса и основные размеры рулевого винта рассчитываются в зависимости от его тяги T рв .
Коэффициент тягиC рв рулевого винта равен:
Заполнение лопастей рулевого винтаs рв рассчитывается так же, как для несущего винта:
где - допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта.
Длина хордыb рв и относительное удлинениеl рв лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам:
гдеz рв - число лопастей рулевого винта.
Масса лопастей рулевого винта m лр
Значение центробежной силыN цбр ,действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки,
Масса втулки рулевого винтаm втр рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:
гдеN цб -центробежная сила, действующая на лопасть,
k вт - весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН 1,35
k z -весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле:
5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета
Удельная масса двигательной установки вертолетаg дв рассчитывается по эмпирической формуле:
гдеN - мощность двигательной установки.
Масса двигательной установки будет равна:
5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета
Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле:
гдеS ом -площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по формукле:
m 0 - взлетная масса первого приближения,
k ф -коэффициент, равный 1,7.
Масса топливной системы:
гдеm т -масса затрачиваемого на полет топлива,
k тс -весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09.
Масса шасси вертолета равна:
гдеk ш -весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси:
Для неубираемого шасси,
Для убираемого шасси.
Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле:
гдеL рв - расстояние между осями несущего и рулевого винтов,
z л - число лопастей несущего винта,
R - радиус несущего винта,
l л - относительное удлинение лопастей несущего винта,
k пр иk эл - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования, значения которых равны:
Масса прочего оборудования вертолета:
гдеk пр -весовой коэффициент, значение которого равно 2.
5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения
Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:
Взлетная масса вертолета второго приближенияm 02 будет равна сумме:
гдеm т - масса топлива,
m гр - масса полезного груза,
m эк - масса экипажа.
6.Описание компоновки вертолета
Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и двухопорнымилыжами. Фюзеляж вертолета каркасной конструкции, состоит из носовой и центральной частей, хвостовой и концевой балок. В носовой части размещена двухместная кабина экипажа, состоящего их двух летчиков. Остекление кабины обеспечивает хороший обзор, правый и левый сдвижные блистеры снабжены механизмами аварийного сбрасывания. В центральной части размещена кабина размерами 6.8 х 2.05 х 1.7м, и центральной сдвижной дверью размерами 0.62 х 1.4м с механизмом аварийного сбрасывания. Грузовая кабина рассчитана на перевозку грузов массой до 2т и снабжена откидными сиденьями для 12 пассажиров, а также узлами для крепления 5 носилок. В пассажирском варианте в кабинеразмещены12 кресел, установленных с шагом 0.5м и проходом 0.25м; а в задней части сделан проем под заднюю входную дверь, состоящую из двух створок.
Хвостовая балка клепаной конструкции балочно-стрингерного типа с работающей обшивкой, снабжена узлами для крепления управляемого стабилизатора и хвостовой опоры.
Стабилизатор размером 2.2м и площадью 1.5м 2 с профилем NACA 0012 однолонжеронной конструкции, с набором нервюр и дюралюминиевой и полотняной обшивкой.
Двухопорные, лыжи, передняя опора самоориентирующаяся, размерами500 х 185мм, главные опоры форменного типа с жидкостно-газовыми двухкамерными амортизаторами размерами 865 х 280мм. Хвостовая опора состоит из двух подкосов, амортизатора и опорной пяты; колея лыж 2м, база лыжи3.5м.
Несущий винт с шарнирным креплением лопастей, гидравлическими демпферами и маятниковыми гасителями колебаний, установлен с наклоном вперед 4° 30". Цельнометаллические лопасти состоят из прессованного лонжерона из алюминиевого сплава АВТ-1, упрочненного наклепом стальными шарнирами на вибростенде, хвостового отсека, стального наконечника и законцовки. Лопасти имеют прямоугольную форму в плане с хордой 0.67 м и профилями NACA 230 и геометрической круткой 5%, окружная скорость концов лопастей 200м/с, лопасти снабжены визуальной системой сигнализации о повреждении лонжерона и электротепловым противообледенительным устройством.
Рулевой винт диаметром 1,44м трехлопастный, толкающий, с втулкой карданного типа и цельнометаллическими лопастями прямоугольной формы в плане, с хордой 0.51м и профилем NACA 230M.
Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД со свободной турбиной ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3)Санкт-Петербургского НПО им. В.Я.Климова общеймощности каждого N=1405 Вт, установленных сверху фюзеляжа и закрытых общим капотом с открывающимися створками. Двигатель имеет девятиступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания кольцевого типа и двухступенчатую турбину.Двигатели снабжены пылезащитными устройствами.
Трансмиссия состоит из главного, промежуточного и хвостового редукторов, валов тормоза, несущего винта. Главный редуктор ВР-8А трехступенчатый, обеспечивает передачу мощности от двигателей, к несущему винту, рулевому винту и вентилятору для охлаждения, маслорадиаторов двигателей и главного редуктора; общая емкость маслосистемы 60кг.
Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой.и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем. Четырехканальный автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте. Основная гидравлическая система обеспечивает питание всех гидроагрегатов, а дублирущая, - только гидроусилителей.
Система отопления и вентиляции обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров, противообледенительная система защищает от обледенения лопасти несущего и рулевого винтов, передние стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.
Оборудование для полетов по приборам в сложных метеорологических условиях днем и ночью включает два авиагоризонта, два указателя частоты вращения НВ, комбинированную курсовую систему ГМК-1А, автоматический радиокомпас, радиовысотомер РВ-3.
Связное оборудование включает командные УКВ-радиостанции Р-860 и Р-828, связные КВ-радиостан-ции Р-842 и "Карат", самолетное переговорное устройство СПУ-7.
7. Расчет центровки вертолета
Таблица 1. Центровочная ведомостьпустого вертолета
Наименование агрегата |
Масса агрегата, m i , кг |
Координата x i центра масс агрегата, м |
Статический момент агрегата М хi |
Координата y i центра масс агрегата, м |
Статический момент агрегата М yi |
1Несущий винт |
|||||
1.1 Лопасти |
|||||
1.2 Втулка |
|||||
2 Система управления |
|||||
2.1 Система бустерного управления |
|||||
2.2 Система ручного управления |
|||||
3 Трансмиссия |
|||||
3.1 Главный редуктор |
|||||
3.2 Промежуточный редуктор |
|||||
3.3 Хвостовой редуктор |
|||||
3.4 Трансмиссионный вал |
|||||
4 Рулевой винт |
|||||
4.1 Лопасти |
|||||
4.2 Втулка |
|||||
5 Двигательная установка |
|||||
6 Топливная система |
|||||
7 Фюзеляж |
|||||
7.1 Носовая часть (15 %) |
|||||
7.2 Средняя часть (50 %) |
|||||
7.3 Хвостовая часть (20 %) |
|||||
7.4 Крепление редуктора (4 %) |
|||||
7.5 Капоты (11 %) |
|||||
8.1 Главное (82 %) |
|||||
8.2 Переднее (16 %) |
|||||
8.3 Хвостовая опора (2 %) |
|||||
9 Электрооборудование |
|||||
10 Оборудование |
|||||
10.1 Приборы в кабине (25%) |
|||||
10.2 Радиооборудование (27 %) |
|||||
10.3 Гидрооборудование (20 %) |
|||||
10.4 Пневмооборудование (6 %) |
|||||
Рассчитываются статические моменты М сх i и М су i относительно координатных осей:
Координаты центра масс всего вертолета рассчитываются по формулам:
Таблица 2. Центровочная ведомость с максимальной нагрузкой
Наименование агрегата |
Масса агрегата, m i , кг |
Координата x i центра масс агрегата, м |
Статический момент агрегата М хi |
Координата y i центра масс агрегата, м |
Статический момент агрегата М yi |
Вертолет |
|||||
Топливные баки 1 и 2 |
|||||
Таблица 3. Центровочная ведомость с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой
Наименование агрегата |
Масса агрегата, m i , кг |
Координата x i центра масс агрегата, м |
Статический момент агрегата М хi |
Координата y i центра масс агрегата, м |
Статический момент агрегата М yi |
Вертолет |
|||||
Координаты центра масс пустого вертолета: x 0 =-0,003;y 0 =-1,4524;
Координаты центра масс с максимальной нагрузкой: x 0 =0,0293;y 0 =-2,0135;
Координаты центра масс с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой: x 0 =-0,0678;y 0 = -1,7709.
Заключение
В данном курсовом проекте проведены расчеты взлетной массы вертолета, массы его узлов и агрегатов, а также компоновка вертолета. В процессе компоновки уточнили центровку вертолета, расчету которой предшествует составление весовой сводки на основе весовых расчетов агрегатов и силовой установки,ведомостей оборудования, снаряжения, грузов и т.д.Целью проектирования является определениеоптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований.
Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Таблица 1 - Исходные данные для расчета потребной мощности, скороподъемности и динамического потолка вертолета при горизонтальном взлете
Взлетная масса вертолета m o , кг |
||
Радиус несущего винта R, м |
||
Мощность двигательной установки на номинальном режиме N н, кВт |
||
Мощность двигательной установки на взлетном режиме N н, кВт |
||
Удельная нагрузка на ометаемую площадь несущего винта p, Па |
||
Коэффициент концевых и втулочных потерь, |
||
Относительный к.п.д. несущего винта, |
||
Коэффициент силы тяги несущего винта средний, |
||
Коэффициент использования мощности двигательной установки, |
||
Окружная скорость концов лопастей несущего винта, м/с |
||
Коэффициент заполнения несущего винта, |
||
Коэффициент подъемной силы профиля в характерном сечении лопасти, Cy |
||
Средний по диску несущего винта коэффициент профильного сопротивления, определяемый по поляре профиля по значению Cy, Cxp |
Таблица 2 - Переменные данные для расчёта
Высота H, м |
Плотность |
N расп, Вт |
|
Располагаемая мощность двигательной установки вертолета на высотах от 0 до 6000 м берется из расчета вертикального взлета.
Расчетные скорости горизонтального полета вертолета: V = 0, 10, 20, 30, 40, 50, 60, 70, 80 м/с.
Коэффициенты тяги и мощности, учитывающие трапециевидность лопастей выбираются из таблицы 3.
Таблица 3 - Коэффициенты тяги и мощности
Для прямоугольной лопасти принимаем kр = 1.
Расчёт относительных скоростей горизонтального полета:
Коэффициенты профильной мощности при каждой расчетной скорости полета
Профильная мощность на расчетной высоте полета с расчетными скоростями
Коэффициент индукции, учитывающий неравномерность распределения аэродинамических нагрузок по диску несущего винта:
Силы аэродинамического сопротивления фюзеляжа в зависимости от скорости полета на расчетной высоте, Н
Углы атаки несущего винта по плоскости концов лопастей в зависимости от скорости полета на различных высотах в радианах и в градусах
Коэффициент силы тяги несущего винта на расчетной высоте
Таблица 4 - Коэффициент силы тяги несущего винта на расчетной высоте
С Т |
Условно-относительные расчетные скорости горизонтального полета:
В зависимости от значения скорости Vyo для различных углов атаки по таблице или графику рисунок 1.6 определяется угол наклона оси вихревого цилиндра несущего винта.
Рисунок 1 - График зависимости угла наклона от относительной индуктивной скорости
Примем значения углов наклона вихревого цилиндра (в градусах) на расчетных скоростях полета и переведем их в радианы:
Таблица 5 - Перевод значения углов наклона вихревого цилиндра (в градусах) на расчетных скоростях полета в радианы
Средняя относительная индуктивная скорость для ряда расчетных скоростей
Коэффициент взаимного индуктивного влияния винтов:
Двухвинтового соосного вертолета = 0,13
Для одновинтового вертолета = 0
Безразмерный коэффициент индуктивной мощности для ряда расчетных скоростей горизонтального полета
Расчет индуктивной мощности для ряда расчетных скоростей на расчетной высоте горизонтального полета
Расчет коэффициентов вредного сопротивления фюзеляжа и других ненесущих частей вертолета на ряде расчетных скоростей
Безразмерный коэффициент вредной мощности на ряде расчетных скоростей
Расчет вредной мощности на ряде расчетных скоростей и заданной высоте горизонтального полета
Расчет суммарной потребной мощности для горизонтального полета с расчетными скоростями на расчетной высоте
Расчет скороподъемности вертолета на заданной высоте и расчетных скоростях горизонтального полета
Таблица 6 - Профильная мощность на расчетной высоте полета с расчетными скоростями N p , Вт
Таблица 7 - Результаты расчета индуктивной мощности, Вт
Таблица 8 - Силы аэродинамического сопротивления фюзеляжа в зависимости от скорости полета на расчетной высоте X , H
Таблица 10 - Результаты расчета скороподъемности вертолета на заданной высоте и расчетных скоростях горизонтального полета, м/с
Построение графиков соотношения потребной и располагаемой мощностей на заданной высоте в зависимости от скорости горизонтального полета.
Рисунок 2 -График соотношения потребной и располагаемой мощностей при H = 0 м
Рисунок 3 -График соотношения потребной и располагаемой мощностей при H = 1000 м
Рисунок 4 -График соотношения потребной и располагаемой мощностей при H = 2000 м
Подобные документы
Определение максимально допустимой массы для взлета и посадки вертолета Ми-8, созданного конструкторским бюро М.Л. Миля, предназначенного для перевозки пассажиров и грузов на местных воздушных линиях. Подготовка двигателей к запуску и совершение полета.
реферат , добавлен 08.04.2011
Современное состояние мирового рынка вертолетов, анализ перспектив развития и применения тяжелых вертолетов одновинтовой схемы. Проектировочный расчет тяжелого одновинтового вертолета 22000 кг на основе двух прототипов. Анализ технологической оснастки.
дипломная работа , добавлен 15.06.2015
История создания и конструкция вертолета Ми-28 - российского ударного вертолета, предназначенного для поражения бронированных целей и огневой поддержки сухопутных войск. Конструкция вертолета CSH-2 Rooivalk. Сравнительный анализ Ми-28 и CSH-2 (AH-2).
курсовая работа , добавлен 05.04.2014
Краткая характеристика несущего винта вертолета. Определение дальности и продолжительности полета. Подбор оптимальной конструкции лонжерона лопасти несущего винта легкого вертолета, с применением программы виртуального моделирования Solid Works.
дипломная работа , добавлен 01.07.2012
Расчет тяги несущего винта и крутящего момента лопасти вертолета. Построение трехмерной модели лонжерона. Применение метода конечных элементов для определения потенциальной энергии деформации и работы внешних сил. Решение задачи устойчивости вертолета.
реферат , добавлен 23.09.2013
Истрия создания легкого многоцелевого вертолета W-3 SOKOL в результате переговоров советских и польских специалистов. Выполнение первых испытательных полетов и сертификация. Краткое описание конструкции и летно-технические характеристики вертолета.
реферат , добавлен 28.05.2014
Ознакомление с определением рациональной схемы конструкции вертолета и оптимального распределения материала по ее элементам. Расчет массы, летно-технических характеристик и шасси. Определение параметров амортизатора. Эскизная компоновка и центровка.
курсовая работа , добавлен 29.10.2014
Расчет летных характеристик самолета и его скороподъемности. Определение взлетных и посадочных параметров, вычисление дальности и продолжительности полета на заданной скорости. Расчет затрат топлива и дальности полета на участках набора высоты и снижения.
курсовая работа , добавлен 19.12.2012
Расчет фактической тяги траулера, относительной мощности ГД эксплуатационной. Определение мощности, пошедшей на винт, потери тяги судна на свободном ходу, на скорости траления. Подбор трала к траулеру по его фактической тяге. Оценка ожидаемого улова.
курсовая работа , добавлен 31.03.2014
История создания самолета, его массо-геометрические и летно-технические характеристики. Аэродинамические характеристики профиля RAF-34. Определение оптимальных параметров движения. Балансировка и расчет аэродинамических параметров заданного вертолета.
Введение
Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость.
Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов.
На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс.
Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематические расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем.
На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами
В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине "Проектирование вертолетов".
1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения
где - масса полезного груза, кг;
Масса экипажа, кг.
Дальность полета
кг.
2. Расчет параметров несущего винта вертолета
2.1 Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:
,
где - взлетная масса вертолета, кг;
g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с 2 ;
p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,
=3,14.
Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p = 280
м.
Принимаем радиус несущего винта равным R = 7.9
Угловая скорость , с -1 , вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости R концов лопастей, которая зависит от взлетной массы вертолета и составили R = 232 м/с.
с -1 .
об/мин.
2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках
2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:
Где S э = 2.5
Рассчитывается значение экономической скорости у земли V з , км/час:
где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.
км/час.
Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке V дин , км/час:
,
где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.
км/час.
2.4 Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета:
,
,
где V max =250 км/час и V дин =182.298 км/час - скорости полета;
R =232 м/с - окружная скорость лопастей.
2.5 Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:
2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:
,
,
,
.
2.7 Расчет заполнения несущего винта:
Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
;
.
В качестве расчетной величины заполнения несущего винта принимается наибольшее значение из Vmax и V дин :
Принимаем
Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта будет равны:
, где z л -число лопастей несущего винта( z л =3)
м,
.
2.8 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения:
где S ф -площадь горизонтальной проекции фюзеляжа;
S го -площадь горизонтального оперения.
S ф =10 м 2 ;
S го =1.5 м 2 .
3. Расчет мощности двигательной установки вертолета.
3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке:
Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле:
,
где N H ст - потребная мощность, Вт;
m 0 - взлетная масса, кг;
g - ускорение свободного падения, м/с 2 ;
p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м 2 ;
ст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;
0 - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения ( 0 =0.75);
Относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения :
.
3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости
Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле:
,
где - окружная скорость концов лопастей;
- относительная эквивалентная вредная пластинка;
I э - коэффициент индукции, определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:
, при км/ч,
, при км/ч.
3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:
,
где дин - относительная плотность воздуха на динамическом потолке,
V дин - экономическая скорость вертолета на динамическом потолке,
3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете
Удельная мощность , необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:
,
где - экономическая скорость у земли,
3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета
3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке равна:
,
где - удельная дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка H ст и рассчитывается по формуле:
,
0 - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения, значение которого зависит от взлетной массы вертолета m 0 :
при m 0 < 10 тонн
при 10 25 тонн
при m 0 > 25 тонн
,
,
3.5.2 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости равна:
,
где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,
- дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета V max :
;
3.5.3 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью V дин равна:
,
и - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета V дин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:
,
.
;
3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете равна:
,
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,
- степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы,
n = 2 - количество двигателей вертолета.
,
,
3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки
Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается максимальной значение удельной приведенной мощности:
.
Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:
,
где m 01 - взлетная масса вертолета,
g = 9.81 м 2 /с - ускорение свободного падения.
Вт,
3.6 Выбор двигателей
Принимаем два турбовальных двигателя ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) общей мощность каждого N =1,405∙10 6 Вт
Двигатель ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) предназначен для установки на вертолеты новых поколений, а также для замены двигателей на существующих вертолетах для повышения их летно-технических характеристик. Он создан на базе серийного сертифицированного двигателя ТВ3-117ВМА и производится на ФГУП «Завод имени В.Я. Климова».
4. Расчет массы топлива
Для расчета массы топлива, обеспечивающей заданную дальность полета, необходимо определить крейсерскую скорость V кр . Расчет крейсерской скорости выполняется методом последовательных приближений в следующей последовательности:
а) принимается значение крейсерской скорости первого приближения:
км/час;
б) рассчитывается коэффициент индукции I э :
при км/час
при км/час
в) определяется удельная мощность , потребная для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме:
,
где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,
- коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета V кр 1 , рассчитываемый по формуле:
.
г) Рассчитывается крейсерская скорость второго приближения:
.
д) Определяется относительное отклонение скоростей первого и второго приближения:
.
При производится уточнение крейсерской скорости первого приближения V кр 1 , она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения . Затем расчет повторяется с пункта б) и заканчивается при условии .
Удельный расход топлива рассчитывается по формуле:
,
где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета,
- удельный расход топлива на взлетном режиме.
В случае полета на крейсерском режиме принимается:
;
;
при кВт;
при кВт.
кг/Вт∙час,
Масса топлива затрачиваемого на полет m т будет равна:
где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости,
- крейсерская скорость,
L - дальность полета.
кг.
5. Определение массы узлов и агрегатов вертолета.
5.1 Масса лопастей несущего винта определяется по формуле :
,
где R - радиус несущего винта,
- заполнение несущего винта,
кг,
5.2 Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле :
,
где k вт - весовой коэффициент втулок современных конструкций,
k л – коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.
В расчете можно принять:
кг/кН,
,
следовательно, в результате преобразований мы получи:
Для определения массы втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу N цб (в кН):
,
кН,
кг.
5.3 Масса системы бустерного управления , в которую входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом рассчитывается по формуле:
,
где b – хорда лопасти,
k бу - весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м 3 .
кг.
5.4 Масса системы ручного управления :
,
где k ру - весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м.
кг.
5.5 Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле:
,
где k ред – весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм) 0,8 .
Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта :
,
где 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m 0 :
при m 0 < 10 тонн
при 10 25 тонн
при m 0 > 25 тонн
Н∙м,
Масса главного редуктора:
кг.
5.6 Для определения массы узлов привода рулевого винта рассчитывается его тяга T рв :
,
где M нв – крутящий момент на валу несущего винта,
L рв – расстояние между осями несущего и рулевого винтов.
Расстояние между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора между концами их лопастей:
,
где - зазор, принимаемый равным 0,15…0,2 м,
- радиус рулевого винта, который в зависимости от взлетной массы вертолета составляет:
при т,
при т,
при т.
м,
м,
Н,
Мощность N рв , расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле:
,
где 0 – относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.
Вт,
Крутящий момент M рв , передаваемый рулевым валом, равен:
Н∙м,
где - частота вращения рулевого вала,
с -1 ,
Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, Н∙м, при частоте вращения n в = 3000 об/мин равен:
Н∙м,
Н∙м,
Масса m в трансмиссионного вала:
,
где k в – весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм) 0,67 . кг
Значение центробежной силы N цбр , действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки,
Масса втулки рулевого винта m втр рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:
,
где N цб - центробежная сила, действующая на лопасть,
k вт - весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН 1,35
k z - весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле: кг,
Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле:
,
где L рв – расстояние между осями несущего и рулевого винтов,
z л – число лопастей несущего винта,
R – радиус несущего винта,
л – относительное удлинение лопастей несущего винта,
k пр и k эл - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования, значения которых равны:
,
Расчёт и построение посадочных поляр 3.4 Расчёт и построение... / S 0,15 10. Общие данные 10.1 Взлётная масса самолёта кг m0 880 10 ...
Расчёт лётно-технических характеристик самолёта Ан-124
Контрольная работа >> ТранспортКурсовой работы по Аэродинамике «Расчёт аэродинамических характеристик самолёта Ан... и тип двигателей Взлётная тяга одного двигателя Взлётная мощность одного двигателя... ТРДД 23450 - Взлетная масса самолёта Масса пустого снаряженного самолёта Платная нагрузка...
Расчёт закона управления продольным движением самолета
Курсовая работа >> ТранспортИзменение положения подвижной массы акселерометра фиксируется потенциометрическим или... системы управления. В качестве инструмента расчётов рекомендуется использовать пакет MATLAB , ... полёте; б) при стоянке на взлётной полосе; в) при свободном падении...
Предполетная подготовка
Контрольная работа >> Авиация и космонавтикаФактической взлётной массе определяется скорость принятия решения V1. Расчёт предельной коммерческой загрузки Неизменная масса = масса ...
История создания фильма Если завтра война
Реферат >> Культура и искусство...) Масса пустого: 1 348 кг Нормальная взлётная масса : 1 765 кг Максимальная взлётная масса : 1 859 кг Масса топлива... характеристики: Калибр, мм 152,4 Расчёт , чел. 10 Масса в походном положении, кг 4550 ...
При курсовом и дипломном проектировании вертолетов важным разделом является расчет массы вертолета. От тщательного выполнения этого раздела будут зависеть производительность и себестоимость работ спроектированного вертолета.
Расчет масс вертолета можно проводить в два этапа: расчет массы вертолета в первом приближении и расчет массы вертолета во втором приближении с составлением ведомости масс вертолета.
В расчетах масс вертолета необходимо использовать статистические данные однотипных вертолетов для более рационального и обоснованного выбора и оценки параметров и характеристик проектируемого вертолета.
Взлетную массу вертолета в первом приближении следует определять по формуле:
где - коэффициент коммерческой отдачи, взятый из статистических данных.
Для пассажирского вертолета
где - количество пассажиров.
Для грузового вертолета
где тгр - масса груза.
Взлетную массу вертолета во втором приближении надо определять, как сумму масс частей вертолета, агрегатов и его систем. При расчете массы вертолета во втором приближении рекомендуется последовательно определить массу силовой установки, топлива и топливной системы, рулевого винта, трансмиссии, фюзеляжа, системы управления, шасси, оборудования.
Статистические данные проектируемого вертолета приведены в таблице 1.
Таблица 1
Параметры проектируемого вертолета |
Величина |
|||
Взлетная масса, кг |
||||
Количество пассажиров, чел. |
||||
Масса коммерческой нагрузки, кг |
||||
Масса полной нагрузки, кг |
||||
Относительная масса коммерческой нагрузки, °А |
||||
Относительная масса полной нагрузки, % |
||||
Количество двигателей, шт |
||||
Тип двигателей, марка |
||||
Суммарная мощность, кВт |
||||
Диаметр несущего винта, м |
||||
Количество лопастей на несущем винте, шт |
||||
Коэффициент заполнения несущего винта |
||||
Диаметр рулевого винта, м |
||||
Количество лопастей на рулевого викте, шт |
||||
Расстояние между осями несущего и рулевого, м |
||||
Максимальная скорость на высоте Н = 500 м, км/ч |
||||
Крейсерская скорость на высоте Н = 500 м, км/ч |
||||
Динамический потолок, м |
||||
Статический потолок, м |
||||
Дальность полета, км |
Масса несущего винта включает массу лопастей и массу втулки, При определении массы лопастей несущего винта вертолета следует учитывать, что вертолеты общего назначения должны работать на режиме висения вблизи земли и скорость отбрасываемого винтом потока воздуха должна быть строго ограничена. Скорость отбрасываемого винтом воздуха зависит от средней удельной нагрузки на ометаемую винтом поверхность Р, поэтому вводятся ограничения по Р.
Для вертолетов, не предназначенных для выполнения монтажных работ, при которых под вертолетом находятся люди, Р?0.70...0.80 кН/м 2 .
Для вертолетов-кранов, используемых для монтажных работ, при которых под вертолетом на режиме висения находится специально обученный и экипированный персонал, Р?0.50...0.60 кН/м 2 .
Для вертолетов, используемых для подъема людей на режиме висения, Р?0.30…0.35 кН/м 2 .
По выбранной Р для проектируемого вертолета можно определить радиус лопасти несущего винта:
По статистическим данным необходимо определить количество лопастей несущего винта и хорду лопасти несущего винта b. Для лопасти со стальным трубчатым лонжероном и стеклопластиковым каркасом b 0.45... 1.00 м и дюралю-миниевым прессованным лонжероном b0.25...0.80м.
Коэффициент заполнения можно определить по формуле:
где - средняя хорда лопасти.
Ч0.52Ч10.644 = 115.5 кг
где kл - весовой коэффициент, учитывающий размеры лопасти; - хорда лопас-ти на 0.7.
Массу комплекта лопастей можно найти по уравнению:
115.55 = 577.5 кг
Массу втулки несущего винта необходимо определять в зависимости от центробежной силы лопасти, которую можно вычислить по формуле:
где g - ускорение свободного падения; - угловая скорость;
Относительная координата центра масс лопасти.
Чтобы учесть действие на втулку несущего винта различных величин центробежной силы, крутящего момента, числа лопастей несущего винта, при расчете массы можно воспользоваться формулой М. А. Лейканда:
где =1.15; =1.05 при <4 и = 1.00 + (- 4) при 4 - коэффициент, учитывающий количество лопастей.
Масса силовой установки в значительной степени зависит от мощности на валу несущего винта. Одним из наиболее нагруженных (по потребляемой мощности) режимов полета вертолета считается висение на высоте статического потолка. Поэтому для дальнейших расчетов можно пользоваться потребной мощностью на валу несущего винта, определенной для режима висения вертолета на высоте статического потолка:
где тк - коэффициент мощности; - плотность воздуха; - окружная скорость конца лопасти; F - площадь ометаемой поверхности.
Для режима висения на высоте статического потолка коэффициент мощности равен:
где - коэффициент учета крутки лопасти; - коэффициент взаимного влияния (для одновинтового вертолета =1.00), приведены в таблице 2; коэффициент потерь тяги:
Эффективный относительный радиус НВ:
Относительная масс топлива:
Относительная плотность воздуха на высоте:
где - плотность воздуха на высоте; - плотность воздуха на земле; - коэффициент, зачитывающий потери тяги из-за обдувки частей вертолета, находящихся в струе винта (для бескрылых вертолетов =1.02);
Относительный радиус втулки:
где - радиус втулки; =0.02 - среднее по диску несущего винта значение коэффициента профильного сопротивления, определяемое для среднего коэффи-циента подъемной силы:
по поляре профиля в сечении r =0.7; кт,кр - коэффициенты учета фермы лопасти в плане; тсж=2.75Ч10-4 - приращение коэффициента профильной мощности из-за сжимаемости воздуха.
Таблица 2
Таблица 3
Потребную мощность двигателей на входе в главный редуктор на режиме висения на высоте статического потолка модно определить как:
где - коэффициент использования мощности:
0.96 - коэффициент использования мощности несущим винтом;
0.05…0.12 (малые значения относятся к легким по взлетной массе вертолетам);
0.94 - коэффициент использования мощности рулевым винтом;
Относительная потребная мощность для привода агрегатов:
0.05…0.012 у вертолетов средней грузоподъемности;
0.012…0.025 у легких вертолетов.
Обычно для обеспечения необходимых летных характеристик вертолета во всем требуемом диапазоне высот и температур наружного воздуха на вертолет ставят двигатель, мощность которого в стандартных условиях у земли оказывается излишне большой. Чтобы не перегружать трансмиссию, его мощность с помощью регулирующей аппаратуры ограничивают величиной, необходимой для обеспечения требуемых характеристик вертолета, определяемых по режиму висения в заданных по высоте и температуре наружного воздуха условиях. Этой величиной мощность ограничивается на всех высотах, начиная от Н = 0 м и до высоты начала ограничений.
Поскольку ограничения мощности практически не влияют на массу двигателя, то его удельную массу молено оценивать по той максимальной мощности, которая была бы при Н = 0 м, если бы никаких регулировочных ограничений не вводилось.
При расчетах масс вертолетов удобнее массу двигателя относить к максимальной мощности, приведенной к высоте Н = 500 м, а не к высоте Н = 0 м, на которой требуется выполнять полет для проверки заданной дальности вертолета. Для приведения мощности двигателя к высоте Н = 500 м, необходимо приме-нять коэффициент, характеризующий изменение мощности двигателя по высоте:
Приведенную мощность одного двигателя можно определить по формуле:
где - количество двигателей.
Двигатели для проектируемого вертолета следует подбирать из справочной литературы по потребной мощности. Данные выбранного двигателя заносятся в ведомость статистических данных проектируемого вертолета.
В предварительных расчетах массу двигателей можно определить по формуле:
где = 1,0... 1,2 - весовой коэффициент двигателей.
Массу систем силовой установки, включающих в себя крепление двигателей, системы всасывания и выхлопа, масляную и противопожарную системы, удобно отнести к приведенной мощности:
где = 0,04...0,05 - весовой коэффициент силовой установки. В целом по силовой установке вертолета без топливной системы можно принять:
где - удельная масса силовом установки:
Массу топлива следует определять по формуле:
где = 1,19 - коэффициент, учитывающий 5 % - ный навигационный запас, расход топлива на переходных режимах и запас возможных неточностей расчета; - удельный расход топлива в горизонтальном полете; - номинальная мощность двигателей; L- дальность полета; - скорость горизонта-льного полета.
Масса топливной системы зависит от полного запаса топлива:
Для топливной системы одновинтового вертолета с протестированными баками можно достигнуть значений коэффициента =0.07...0.09. Для системы без протестированных баков возможно снижение этого коэффициента до значения = 0.06... 0.07.
Масса топливной системы двухвинтовых вертолетов продольной и поперечной схемы возрастает, если баки достаточно далеко отнесены от двигателей.
Применение гермоотсеков, масса которых обычно относится к конструкции планера, может привести к снижению коэффициента до?0.035...0.040.
Для вертолетов одновинтовой и продольной схемы массу капотов удобно включать в массу фюзеляжа. Выделение массы капотов из массы фюзеляжа вертолетов поперечной схемы необходимо для более точного определения массы гондолы, требующейся при расчете консолей крепления винтов. Массу каркасных капотов следует определять по формуле:
где =4.5...5.5кг/м2 - статистический коэффициент массы калотов; - площадь поверхности капотов, м.
Значения массы двигателей, масляной и противопожарной систем в дальнейшем конкретизируются после расчетов по подбору двигателя. Паспортные данные двигателей можно занести в ведомость масс вертолета и откорректировать за счет них значения массы систем силовых установок.
Массы элементов рулевых винтов одновинтового вертолета подчиняются тем же законам, что и массы элементов несущего винта.
Однако рулевой винт работает в существенно более тяжелых условиях в широком диапазоне изменения тяг и углов атаки, в условиях разворотов с большими угловыми скоростями на висении у земли по сравнению с несущим винтом. Лопасти рулевого винта испытывают большие нагрузки при ударе незашвартованной лопасти об ограничитель махового движения при порыве шквального ветра.
Коэффициент заполнения рулевого винта:
Количество лопастей рулевого винта обычно меньше количества лопастей несущего винта и приближенно определяется по формуле:
По статистическим данным необходимо определить хорду лопасти рулевого винта. Для лопасти деревянной конструкции b = 0,10…0,25 м и для лопасти выпол-ненной из композиционных материалов и дюралюминия т.
Радиус рулевого винта можно определить по формуле:
Расстояние между осями несущего и хвостового винта:
где = 0,25 м - зазор, необходимый для изменения в небольших пределах диаметров несущего и рулевого винтов.
Массу одной лопасти рулевого винта можно определить по формуле:
Центробежная сила, действующая на каждую лопасть рулевого винта:
где - угловая скорость лопастей несущего винта (по статистическим данным частота вращения рулевых винтов - отно-сительная координата центра масс лопасти рулевого винта определяется по формуле:
Массу втулки рулевого винта можно определить по формуле:
Масса трансмиссии вертолета находится в прямой зависимости от передаваемого крутящего момента.
Для передачи крутящего момента от силовой установки к несущему и рулевому винтам используется трансмиссия, включающая главный, промежуточные и хвостовые редукторы, а также валы трансмиссии. Для определения массы трансмиссии необходимо иметь ее предварительную кинематическую схему, а также знать взлетную и номинальную мощность силовой установки. Таким образом, массу, трансмиссии следует рассчитывать по уравнению:
где - масса главного редуктора; - масса промежуточного редуктора; - масса хвостового редуктора; - масса валов трансмиссии.
Массу главного редуктора надо определять величиной крутящего момента, передаваемого на несущий винт:
Коэффициент, сопоставимый для редукторов одного размера, сходных схем и передаточных отношений.
Анализ данных масс построенных редукторов показывает, что уменьшение величин передаваемых крутящих моментов приводит к увеличению, так как нельзя уменьшать бесконечно стенки шестерен и корпусов, по статистике =0.340...0.525.
Промежуточные и хвостовые редукторы обычно имеют очень малые передаточные отношения и состоят из двух конических шестерен. Так как крутящие моменты, передаваемые этими редукторами, изменяются в широких пределах, в формулу для определения массы этих редукторов следует вводить эквивалентный крутящий момент:
где - крутящий момент хвостового винта.
Для современных промежуточных и хвостовых редукторов можно принять: =0.70...0.90; =0.65...0.80.
Расчеты показывают, что для одновинтового вертолета с достаточной степенью точности эквивалентный крутящий момент может быть принят равным моменту на ведомом валу редуктора на режиме висения при Н = .
Если для одновинтового вертолета масса трансмиссионных валов относительно невелика, то для поперечной и особенно продольной схемы их масса оказывается столь значительной, что существенно влияет на общую массу конструкции вертолета.
Выбор размеров трубы вала производится по потере устойчивости, которая может произойти при разрушающем крутящем моменте
Массу трансмиссионных валов следует определить по формуле:
где = 0,06…0,08 - массовый коэффициент валов; - число валов; - суммарная длина валов трансмиссии; - коэффициент эксплуатационной пере-грузки (, если двигатели расположены в одном месте, если двигатели разнесены); = 1,5 - коэффициент безопасности; - крутящий момент, передаваемый валом (для двухвинтовых вер-толетов, для одновинтовых вертолетов).
Перед выполнением расчета масс фюзеляжа должна быть сделана самая предварительная общая компоновка вертолета, учитывающая требуемые размеры грузовой кабины, для определения основных отправных данных вертолета и его фюзеляжа, схемы двигательной установки и трансмиссии.
Размеры носовой части, где расположена кабина экипажа, должны соответствовать нормам летной годности вертолетов и эксплуатационнотехническим требованиям (ЭТТ), а для грузовой кабины и хвостовой балки следует использовать данные, приведенные в таблице 5.
Таблица 5
Схема вертолета |
Взлетная масса, кг |
Размеры грузовой кабины, мм |
Хвостовая балка, мм |
||
Одновинтовая |
|||||
Двухвинтовая |
|||||
Продольная |
|||||
Поперечная |
Масса фюзеляжа не сильно зависит от действующих на вертолет нагрузок и связана с площадью поверхности, которой должна быть закрыта конструкция фюзеляжа. Предварительно массу фюзеляжа надо определять по формуле:
где - масса одного квадратного метра соответствующих частей вертолета; - площадь поверхности различных элементов фюзеляжа.
Если конструкция выполняется из одного материала с использованием одинаковых технологических приемов, формулу можно упростить:
где - средняя масса одного квадратного метра поверхности фюзеляжа; - смачиваемая поверхность фюзеляжа.
Значительное влияние на массу фюзеляжа оказывает распределение массы груза по длине, и высоте h рабочей части фюзеляжа.
При определении оптимального диаметра несущих и рулевого винтов очень важно учесть влияние на массу фюзеляжа расстояния между осями винтов, при сохранении по возможности длины рабочей части фюзеляжа. В этом случае массу фюзеляжа следует определять по формуле:
где - массовый коэффициент фюзеляжа; - относительное удлинение фюзеляжа.
Значения, можно определить в соответствии со статистическими данными современных вертолетов.
При изменении диаметра несущего винта на вертолетах одновинтовой и поперечной схемы значение можно принять неизменным.
Система управления вертолетом для оценки массы состоит из двух частей:
Бустерной системы управления несущим винтом (или винтами, включая рулевой винт);
Проводки управления от командных рычагов до основных бустеров, называемую добустерной или ручной проводкой управления.
Различие между этими частями системы управления заключается в том, что бустерная система рассчитывается на нагрузки лопастей винтов, увеличивающиеся с размерами винтов, а добустерная система управления - только от усилий пилотов при однокаскадной системе управления и от усилий пилотов и малых бустеров в двухкаскадной системе управления:
где - масса системы управления вертолетом; - масса бустерной системы управления вертолетом; - масса ручной системы управления вертолетом.
Современный уровень совершенства конструкций автомата перекоса и бустеров позволяет сделать вывод, что относительная масса бустерного управления пропорциональна хорде лопасти, ее радиусу и не зависит ни от каких других параметров вертолета:
где = 13...14.
В состав ручной проводки управления кроме управления до основных бустеров вводятся другие виды управления, в той числе системы управления двигателями, стабилизатором, системой управления грузовым створками, трапами и капотами. У одновинтового и соосного вертолета длины всех проводок, кроме проводки к рулевому винту, невелики. Считая общую длину проводки пропорциональной радиусу лопасти, молено принять:
где =7..10 кг/м для вертолетов, не имеющих вспомогательных систем;
18...25 кг/м вертолетов, имеющих вспомогательное управление, в том числе и систему уборки и выпуска шасси.
Для двухвинтовых вертолетов продольной и поперечной схемы длина проводки возрастает. Полагая длину такой проводки пропорциональной расстоянию между винтами, ее массу можно оценить по формуле:
где = 30 кг/м для вертолетов продольной схемы; =35 кг/м для вертолетов поперечной схемы. Применение электрической системы управления может снизить значения в 1.5…2,0 раза для вертолетов поперечной схемы.
Массу шасси следует оценивать в процентах от взлетной массы. Коэффициент кш зависит от величины приведенных нагрузок на стойки шасси, а также их конструктивного исполнения. В частности, масса убирающегося шасси скоростных вертолетов возрастает за счет уборки и выпуска цилиндров и замков.
Наиболее рационально распределяются приведенные нагрузки для вертолетов одновинтовой и соосной схемы, для которых = 0,02, для продольной схемы = 0,024, для вертолета поперечной схемы = 0,028.
Тогда, используя статистические данные, массу шасси молено определить по формуле:
где - взлетная масса проектируемого вертолета.
Статистика показывает, что наиболее легкими оказываются полозковые шасси легких вертолетов = 0.01, а, наиболее тяжелыми - шасси вертолета-крана, рассчитанного на перевозку грузов, закрепленных между опорами шасси, как у вертолета Ми -8 = 0.06.
Масса оборудования должна включать в себя массы пилотажно- навигационного и приборного оборудования, радиооборудования, электрооборудования, оборудования кабин экипажа, салона и грузовой кабины, а также ряда систем специального оборудования:
Масса всех видов оборудования значительно зависит от назначения вертолета, его размеров и схемы, поэтому ее можно определить достаточно точно на заключительном этапе путем суммирования. Так как значительная часть массы приходится на электрооборудование, то с учетом массы генераторов, проводов и электронагревателей лопастей можно определить массу электрооборудования:
где = 22...24 кг/м; = R лопасти; = 5...6 кг/м2; - суммарная площадь лопастей.
Массу оборудования гражданских вертолетов без электрооборудования необходимо рассчитать по формуле:
где массовый коэффициент может измениться в диапазона от =1.6 ДО =2.65 в зависимости от ЭТТ.
На основании вышеизложенных формул, массу оборудования вертолета следует определить по формуле:
Полученные массы частей, агрегатов и систем вертолета следует занести в ведомость масс вертолета (таблица 6).
IПодъемная сила и тяга для поступательного движения у вертолета создаются при помощи несущего винта. Этим он отличается от самолета и планера, у которых подъемная сила при движении в воздухе создается несущей поверхностью - крылом, жестко соединенным с фюзеляжем, а тяга - воздушным винтом или реактивным двигателем (рис. 6).
В принципе полета самолета и вертолета можно провести аналогию. В том и другом случае подъемная сила создается за счет взаимодействия двух тел: воздуха и летательного аппарата (самолета или вертолета).
По закону равенства действия и противодействия следует, что с какой силой летательный аппарат действует на воздух (вес или земное притяжение), с такой же силой воздух действует на летательный аппарат (подъемная сила).
При полете самолета происходит следующее явление: набегающий встречный поток воздуха обтекает крыло и за крылом скашивается вниз. Но воздух представляет собой неразрывную, достаточно вязкую среду, и в этом скашивании участвует не только слой воздуха, находящийся в непосредственной близости от поверхности крыла, но и соседние слои его. Таким образом, при обтекании крыла за каждую секунду скашивается вниз назад довольно значительный объем воздуха, приблизительно равный объему цилиндра, у которого сечением является круг диаметром, равным размаху крыла, а длина - скорость полета в секунду. Это есть не что иное, как секундный расход воздуха, участвующего в создании подъемной силы крыла (рис. 7).
Рис. 7. Объем воздуха, участвующего в создании подъемной силы самолета
Из теоретической механики известно, что изменение количества движения за единицу времени равно действующей силе:
где Р - действующая сила;
в результате взаимодействия с крылом самолета. Следовательно, подъемная сила крыла будет равна секундному приросту количества движения по вертикали в уходящей струе.
и - скорость скоса потока за крылом по вертикали в м/сек. Точно так же можно выразить полную аэродинамическую силу несущего винта вертолета через секундный расход воздуха и скорость скоса потока (индуктивную скорость уходящей струи воздуха).Вращающийся несущий винт сметает поверхность, которую можно представить себе как несущую, аналогичную крылу самолета (рис. 8). Воздух, протекающий через поверхность, сметаемую несущим винтом, в результате взаимодействия с вращающимися лопастями отбрасывается вниз с индуктивной скоростью и. В случае горизонтального или наклонного полета воздух притекает к поверхности, сметаемой несущим винтом под некоторым углом (косая обдувка). Как и у самолета, объем воздуха, участвующего в создании полной аэродинамической силы несущего винта, можно представить в виде цилиндра, у которого площадь основания равна площади поверхности, сметаемой несущим винтом, а длина - скорости полета, выраженной в м/сек.
При работе несущего винта на месте или в вертикальном полете (прямая обдувка) направление воздушного потока совпадает с осью несущего винта. В этом случае воздушный цилиндр будет расположен вертикально (рис. 8, б). Полная аэродинамическая сила несущего винта выразится как произведение массы воздуха, протекающего через поверхность, сметаемую несущим винтом за одну секунду, на индуктивную скорость уходящей струи:
индуктивная скорость уходящей струи в м/сек. Необходимо оговориться, что в рассмотренных случаях как для крыла самолета, так и для несущего винта вертолета за индуктивную скорость и принимается индуктивная скорость уходящей струи на каком-то удалении от несущей поверхности. Индуктивная скорость струи воздуха, возникающая на самой несущей поверхности имеет в два раза меньшую величину.Такое толкование происхождения подъемной силы крыла или полной аэродинамической силы несущего винта не является совершенно точным и справедливо только в идеальном случае. Оно лишь принципиально правильно и наглядно объясняет физический смысл явления. Здесь же уместно отметить одно очень важное обстоятельство, вытекающее из разобранного примера.
Если полная аэродинамическая сила несущего винта выражается как произведение массы воздуха, протекающего через поверхность, ометаемую несущим винтом, на индуктивную скорость, а объем этой массы есть цилиндр, у которого основанием является площадь поверхности, ометаемой несущим винтом, и длиной - скорость полета, то совершенно ясно, что для создания тяги постоянной величины (например, равной весу вертолета) при большей скорости полета, а значит, и при большем объеме отбрасываемого воздуха, требуется меньшая индуктивная скорость и, следовательно, меньшая мощность двигателя.
Наоборот, для поддержания вертолета в воздухе при “висении” на месте требуется больше мощности, чем во время полета с некоторой поступательной скоростью, при которой имеет место встречный поток воздуха за счет движения вертолета.
Иными словами, при затрате одной и той же мощности (например, номинальной мощности двигателя) в случае наклонного полета с достаточно большой скоростью можно достичь большего потолка, чем при вертикальном подъеме, когда общая скорость перемещения
вертолета меньше, чем в первом случае. Поэтому у вертолета имеется два потолка: статический , когда высота набирается в вертикальном полете, и динамический , когда высота набирается в наклонном полете, причем динамический потолок всегда выше статического .В работе несущего винта вертолета и воздушного винта самолета есть много общего, но имеются и принципиальные отличия, о которых будет сказано дальше.
Сравнивая их работу, можно заметить, что полная аэродинамическая сила, а следовательно, и тяга несущего винта вертолета, являющаяся составляющей силы
R в направлении оси втулки, всегда больше (в 5-8 раз) при одинаковой мощности двигателя и одинаковом весе летательных аппаратов за счет того, что диаметр несущего винта вертолета в несколько раз больше диаметра воздушного винта самолета. При этом скорость отбрасывания воздуха у несущего винта меньше, нежели скорость отбрасывания у воздушного винта.Величина тяги несущего винта в очень большой степени зависит от его диаметра
D и числа оборотов. При увеличении диаметра винта в два раза тяга его увеличится приблизительно в 16 раз, при увеличении числа оборотов вдвое тяга увеличится приблизительно в 4 раза. Кроме того, тяга несущего винта зависит также от плотности воздуха ρ, угла установки лопастей φ (шага несущего винта), геометрических и аэродинамических характеристик данного винта, а также от режима полета. Влияние последних четырех факторов выражается обычно в формулах тяги воздушного винта через коэффициент тяги а т . .Таким образом, тяга несущего винта вертолета будет пропорциональна:
- коэффициенту тяги ............. α rНеобходимо отметить, что на величину тяги при полетах у земли оказывает влияние так называемая “воздушная подушка”, благодаря чему вертолет может оторваться от земли и подняться на несколько метров при затрате мощности меньшей, чем та, которая необходима для “висения” на высоте 10-15 м. Наличие “воздушной подушки” объясняется тем, что воздух, отбрасываемый винтом, ударяется о землю и несколько поджимается, т. е. увеличивает свою плотность. Влияние “воздушной подушки” особенно сильно сказывается при работе винта у земли. За счет поджатия воздуха тяга несущего винта в этом случае, при одной и той же затрате мощности, увеличивается на 30-
40%. Однако с удалением от земли это влияние быстро уменьшается, а при высоте полета, равной половине диаметра винта, “воздушная подушка” увеличивает тягу только на 15- 20%. Высота “воздушной подушки” приблизительно равна диаметру несущего винта. Далее прирост тяги исчезает.Для грубого расчета величины тяги несущего винта на режиме висения пользуются следующей формулой:
коэффициент, характеризующий аэродинамическое качество несущего винта и влияние “воздушной подушки”. В зависимости от характеристик несущего винта величина коэффициента а при висении у земли может иметь значения 15 - 25.Несущий винт вертолета обладает исключительно важным свойством - способностью создавать подъемную силу на режиме самовращения (авторотации) в случае остановки двигателя, что позволяет вертолету совершать безопасный планирующий или парашютирующий спуск и посадку.
Вращающийся несущий винт сохраняет необходимое число оборотов при планировании или парашютировании, если его лопасти будут переведены на небольшой угол установки
(l--5 0) 1 . При этом сохраняется подъемная сила, обеспечивающая спуск с постоянной вертикальной скоростью (6-10 м/сек), с последующим уменьшением ее при выравнивании перед посадкой до l--1,5 м/сек.В работе несущего винта в случае моторного полета, когда мощность от двигателя передается на винт, и в случае полета на режиме самовращения, когда энергию для вращения винта он получает от встречной струи воздуха, имеется существенное отличие.
В моторном полете встречный воздух набегает на несущий винт сверху или сверху под углом. При работе винта на режиме самовращения воздух набегает на плоскость вращения снизу или под углом снизу (рис. 9). Скос потока за несущим винтом в том и другом случае будет направлен вниз, так как индуктивная скорость согласно теореме о количестве движения будет направлена прямо противоположно тяге, т. е. приближенно вниз по оси несущего винта.
Здесь речь идет об эффективном угле установки в отличие от конструктивного.