К расчету летных характеристик вертолета на этапе проектирования. Расчёт взлётной массы и компоновки вертолёта Максимальная продолжительность полета рассчитывается по формуле

К расчету летных характеристик вертолета на этапе проектирования

В своих публикациях в 1999-2000 гг. журнал "АОН" неоднократно поднимал вопрос о целесообразности разработки и производства в Украине вертолетов различного класса. После научно-практической конференции "Перспективный многоцелевой украинский вертолет ХХI века", организованной на базе ООО "Авиаимпекс" в октябре 1999 г., наметился определенный прогресс в разрешении этой проблемы. В настоящее время в Украине осуществляется ряд проектов по разработке и производству легких вертолетов. Некоторые образцы и макеты проектируемых вертолетов были представлены на авиасалонах "Авиамир-ХХI" в 1999 и 2000 гг.

Особое впечатление на нас оказало письмо В.Н.Алексеева из Днепропетровска ("АОН" №12, 1999 г.), в котором он призывал вплотную приступить к созданию необходимой теоретической и научной базы, необходимой для развития вертолетостроения в нашем государстве. Это необходимо делать потому, что специализированных вертолетных фирм, НИИ и ВУЗов, которые бы глубоко занимались вопросами теоретических и экспериментальных исследований в областях аэродинамического и прочностного расчетов, динамики движения, системы управления и т.д. применительно к вертолету в настоящее время в Украине нет. В то же время, зарубежные фирмы уделяют большое внимание созданию центров моделирования и разработке эффективных математических моделей, вкладывая в это немалые средства.

На этапе выполнения предварительного проекта (аванпроекта), когда закладываются конструктивные основные решения, определяются аэродинамические и весовые параметры вертолета, его агрегатов и систем, необходимо найти область геометрических и кинематических параметров несущего и рулевого винтов, при которых выполняются заданные в тактико-технических требованиях летно-технические характеристики будущего вертолета. При этом необходимо максимально использовать статистические данные по отечественным (советским) и зарубежным аналогам, а также современные математические методы и модели расчета.

В процессе проектирования вертолетов всегда намечается несколько промежуточных этапов, которые должны быть достигнуты в строго определенные сроки при определенных затратах. Нарушение календарных или бюджетных ограничений может привести к самым серьезным последствиям как для проекта, так и для организации, ведущей проектирование. На рис.1 показан рост стоимости внесения изменений в проект летательного аппарата на различных этапах его создания, что говорит о важности и ответственности принимаемых решений на этапе предварительного проектирования.

В данной статье авторы предлагают численный метод расчета основных летных характеристик вертолета, базирующийся на известном подходе аэродинамического расчета вертолета по методу Миля-Ярошенко . В отличие от графоаналитического метода Миля-Ярошенко предложенный подход позволяет численно решить задачу аэродинамического расчета упрощенной компоновки, состоящей из несущего и рулевого винтов, на основе уравнений импульсной теории Глауэрта-Локка .

1. Постановка задачи. Основные соотношения

Рассматриваем установившийся прямолинейный полет вертолета с небольшими углами наклона траектории. При заданных оборотах несущего винта (НВ) считаем, что его тяга уравновешивает вес вертолета. Изменять проекцию равнодействующей силы НВ на направление движения вертолета можно лишь за счет изменения угла атаки несущего винта (рис.2). Для сохранения равновесия сил по вертикали необходимо изменять угол общего шага НВ и мощность, передаваемую на винт.

Уравнение движения вертолета в установившемся горизонтальном полете запишем в виде:

К уравнениям (1) добавим уравнение, выражающее равенство мощностей на валу НВ Nн и силовой установки вертолета Nсу

где x - коэффициент потерь мощности .

Угол между направлением равнодействующей и нормалью к вектору скорости может быть определен из соотношения

(Н/Т << 1), и в горизонтальном полете выполняется условие R » T. Тогда уравнения движения вертолета (1) - (2) принимают вид

Коэффициент вредного сопротивления вертолета, отнесенный к ометаемой площади НВ;

Коэффициент

заполнения НВ;

Окружная скорость конца лопасти НВ.

Потребный для горизонтального полета угол наклона равнодействующей силы НВ находим из первого уравнения системы (4)

Максимальный угол наклона траектории при установившемся наборе высоты находим из соотношения:

где - значение угла наклона равнодействующей при использовании всей располагаемой мощности силовой установки на заданном режиме полета.

Задача расчета состоит в том, чтобы для каждого установившегося режима полета вертолета определить потребный угол наклона равнодействующей . Режим полета вертолета задается высотой полета Н, коэффициентом режима работы винта m или относительной скоростью полета . Вертикальные скорости установившегося набора высоты находим по формуле

Входящие в формулы (3), (4) значения коэффициентов продольной силы и крутящего момента НВ определялись по формулам работ . Эти формулы имеют следующий вид:

Коэффициент протекания

(8)

Угол атаки НВ

Коэффициент крутящего момента НВ

Коэффициент продольной силы

Входящие в уравнения (10) и (11) коэффициенты первых гармоник маховых движений лопастей находились по упрощенным формулам (12) - (14).

Входящая в формулы (8) - (14) величина коэффициента концевых потерь B НВ определялась по рекомендациям , а инерционно-массовые характеристики лопасти можно вычислить по приближенным формулам .

При расчете характеристик рулевого винта (РВ) считалось, что выполняется условие путевой балансировки вертолета на всех режимах полета:

Из этого условия находилось потребное значение коэффициента тяги РВ:

где - коэффициент заполнения и окружная скорость конца лопасти РВ соответственно.

Затем по формулам (8) - (14) рассчитывались аэродинамические характеристики РВ.

Большой практический интерес представляют характеристики снижения вертолета на режиме самовращения. При этом важно знать необходимые значения углов общего шага j 0,7 НВ в зависимости от скорости снижения для сохранения постоянной заданной частоты вращения НВ.

Расчет характеристик снижения вертолета на режиме самовращения НВ осуществляется на основе аэродинамического качества вертолета , (17).

t - коэффициент тяги НВ на заданном режиме полета;

Коэффициент пропульсивной силы НВ на режиме самовращения.

Угол снижения вертолета на режиме самовращения НВ равен обратному качеству вертолета

Горизонтальную и вертикальную составляющие скорости снижения вертолета находим из соотношений

Предложенный метод позволяет рассчитать основные летные характеристики вертолета на этапах предварительного проектирования, когда выбрана профилировка лопастей, известны геометрические, кинематические, инерционно-массовые параметры несущего и рулевого винтов, характеристики силовой установки и полетная масса вертолета.

Расчет выполняется для различных высот в диапазоне полетных значений коэффициента режима работы при изменении углов общего шага лопастей от j 0,7 = 2° до 20° с шагом 2°.

2. Обоснование достоверности получаемых результатов

Обоснование достоверности получаемых результатов по предлагаемому методу осуществлялось на основе решения тестовых задач по определению летных характеристик известных вертолетов .

На рис. 3 показаны зависимости от высоты характерных скоростей полета вертолетов Ми-4 и Ми-34. Результаты расчетов сравниваются с данными работы . Для вертолета Ми-4 расчет выполнялся для полетной массы m=7200 кг и окружной скорости конца лопасти wR=196 м/с, вертолет Ми-34 рассчитывался в спортивно-пилотажном варианте с m=1020 кг и wR=206 м/с.

Сравнение расчетных данных по потребным углам общего шага НВ вертолета Ми-34 для горизонтального полета на номинальном режиме работы двигателя (wR=180 м/с) для различных высот иллюстрирует рис. 4.

На графиках рис. 5 показаны зависимости вертикальной скорости и угла снижения вертолета Ми-4 на режиме самовращения НВ для высоты Н=0 км.

Ограниченный объем статьи не позволяет привести весь расчетный материал по данным вертолетам.

Методические исследования показали, что предлагаемый метод позволяет проанализировать влияние многочисленных параметров, определяющих режим полета вертолета, на его летные характеристики с достаточной степенью точности. В пределах изменения коэффициента режима работы m от 0,08 до 0,3, когда углы атаки сечений лопасти по диску НВ не превышают максимально допустимых, справедливы сделанные в теории допущения о линейности зависимости Су(a) и Схрср=const, данный метод обеспечивает погрешность расчетов, не превышающую 8-10%. Для легких вертолетов это соответствует нагрузке на ометаемую площадь G/F до 25 кгс/м2 и максимальным скоростям полета до 220-230 км/ч.

3. Примеры расчетов

В статье приводятся некоторые результаты расчетов летных характеристик вертолетов Робинсон R22 (m=620 кг, wR=217 м/с) и Хьюз 269В/300 (m=930 кг, wR=202 м/с). Геометрические и кинематические параметры несущего и рулевого винтов, а также вертолетов в целом взяты из работы .

Вертолет R22 имеет двухлопастный НВ диаметром 7,67 м (sн=0,03) и профилем лопасти NACA-63015, нагрузка на ометаемую площадь составляет 13,45 кгс/м2. В качестве силовой установки используется один поршневой двигатель Лайкоминг U-320-В2С с взлетной мощностью N=160 л.с.

На вертолете модели 269/300 применяется трехлопастный винт диаметром D = 8,18 м (sн=0,04) и профилем лопасти NACA-0015, нагрузка на ометаемую площадь 17,7 кгс/м2. Поршневой двигатель Лайкоминг HIO-360D обеспечивает взлетную мощность, равную 190 л.с.

На рис.6 показаны эксплуатационные диапазоны высот и скоростей установившегося горизонтального полета вертолетов R22 и Хьюз 269/300. Максимальные скорости полета у земли составляют 190 км/ч для вертолета Робинсон R22 и 175 км/ч - для Хьюз 269/300. Здесь же показаны значения экономической скорости Vэк, обеспечивающей режим максимального установившегося набора высоты.

Потребные значения угла общего шага НВ вертолета при снижении на режиме самовращения у земли представлены на рис.7. При данных значениях jс обеспечивается постоянство частоты вращения НВ.

5. Джонсон У. Теория вертолета. Книга 1. М.: Мир,1983.

6. Браверман А.С. Качество и пропульсивный коэффициент полезного действия вертолета. Линеаризация аэродинамического расчета // К расчету летных характеристик вертолета. Труды ЦАГИ им. проф. Н.Е.Жуковского, вып.2448, 1989.

7. Статистические данные зарубежных вертолетов / Обзоры № 678. ЦАГИ им. проф. Н.Е.Жуковского, М.: ОНТИ ЦАГИ, 1988.

8. Арасланов С. А. Какие вертолеты необходимы Украине? // Авиация общего назначения, №10, 1999.

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

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

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).

Расчет мощности при висении на статическом потолке:

Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле:

,

где NHст - потребная мощность, Вт;

m0 - взлетная масса, кг;

g - ускорение свободного падения, м/с2;

p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м2;

Dст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;

h0 - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (h0=0.75);

Относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения :

.

Выбор подшипников и расчёт подшипников на долговечность
Подшипники трансмиссии работают при переменной частоте вращения, которая зависит не только от изменения частоты вращения двигателя, но и от номера включенной передачи, а также при переменных нагрузках, которые зависят от величины крутящего момента развиваемого двигателем, номера включенной передачи и вала, на котором они находятся. Все э...

Расчет эксплуатационных расходов
План эксплуатационных расходов определяет денежные средства необходимые для выполнения заданного объема работы станции. В зависимости от отношения к производственному процессу расходы делятся на непосредственно вызываемые этим процессом и общехозяйственные, т.е. расходы по обслуживанию производства и управления. В свою очередь, расходы н...

Местная прочность судна
Способность судна воспринимать действующие на него внешние силы без разрушения. Различают общую и местную П.С. Нарушение общей П.С. приводит к разрушению корпуса и, как правило, к гибели судна, местной П.С.- к местным (локальным) повреждениям. При расчете общей П.С. корпус рассматривают как составную пустотелую балку переменного сечения, ...

Курсовая работа

Расчет основных параметров и разработка компановки вертолета

Аннотация

Пояснительная записка 38 с., в том числе рисунок 1, источников 8, графическая часть - на 1 л. формата А1.

Тема работы - Расчет основных параметров и разработка компановки вертолета. Целью данной работы является систематизация и закрепление знаний, полученных при изучении курса «Проектирование вертолета», применение этих знаний на производственной практике, а в дальнейшем при дипломном проектировании. Одной из основных задач курсового проектирования является овладение этими знаниями.

В данной работе произведены расчеты необходимые при изготовлении данного вертолета.

Введение

Проектирование вертолета представляет собой процесс создания технического описания будущей машины, обладающей необходимыми летно-техническими, эксплуатационными, экономическими и производственно-технологическими характеристиками. Основной задачей при проектировании вертолета является правильный выбор его схемы и параметров, разработка конструктивно-силовых схем, определение массово-жесткостных и геометрических характеристик его агрегатов. Являясь сложным техническим объектом, вертолет в процессе создания должен удовлетворять целому ряду различных, порой противоречивых требований. Поэтому с учетом существующих при проектировании любого летательного аппарата физических, технических и временных ограничений проектирование вертолета превращается в итерационный процесс поиска компромисса между этими требованиями, обеспечивающего оптимальный выбор параметров.

Важным условием является удовлетворение требований, определяющих назначение, размерность, тип вертолета, его летные данные, конструктивные, эксплуатационные и экономические характеристики. Весь этот комплекс требований указывается в техническом задании на проектирование вертолета. Спроектированный вертолет должен удовлетворять действующим государственным и отраслевым стандартам и Авиационным правилам АП-27 «Нормы летной годности винтокрылых аппаратов нормальной категории».

Требования, предъявляемые к проектируемым вертолетам, условно можно разделить на две группы:

Общие требования к проектируемым вертолетам, определяющие уровень их технического совершенства;

Специальные требования, позволяющие наиболее полно выполнить поставленные перед проектируемым вертолетом задачи.

Введение. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5

1 Расчет размеров фюзеляжа и проектирование общего вида. . . . . . . . . . . . . . .6

2 Расчет лобового сопротивления планера вертолета. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .8

3 Расчет взлетной массы вертолета первого приближения. . . . . . . . . . . . . . . . . . .11

4 Расчет параметров несущего винта. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .12

5 Расчет мощности двигательной установки. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .16

5.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке. . . . . . . . . . . . . . . .16

5.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной

скорости. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .16

5.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с

экономической скоростью. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .17

5.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в

случае отказа одного двигателя при взлете. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .17

5.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета. .

5.6 Выбор двигателей. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .20

6 Расчет массы топлива. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .21

7 Определение массы узлов и агрегатов вертолета. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .23

8 Описание компановки вертолета. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .32

9 Расчет центровки вертолета. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .33

Заключение. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .37

Список использованных источников. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .38

1 Расчет размеров фюзеляжа и проектирование общего вида

1.1 Размеры грузового отсека

Площадь пола грузового отсека S гр

где m гр - масса груза, кг;

g = 9,807 м/с 2 - ускорение свободного падения;

p пол = 4000 Н/м 2 - удельная нагрузка на поверхность пола.

По площади пола определяются длина и ширина грузового отсека. Представляется логичным назначать ширину отсека по условию размещения перевозимого груза, а длину рассчитывать. Если в приведенном примере принять ширину грузового отсека вертолета равной 1,5 м, то его длина должна составить 3,5 м.

1.2 Размеры кабины экипажа

Длина кабины экипажа, в метрах, определяется по формуле

где - длина пола кабины экипажа, принимается м;

Прочее расстояние для размещения оборудования в кабине экипажа, принимается м;

1.3 Общие параметры фюзеляжа вертолета

Длина фюзеляжа, в метрах, определяется следующим образом

где - длина хвостовой части фюзеляжа, принимается м;

Рисунок 1 - Чертеж общего вида

2 Расчет лобового сопротивления планера вертолета

Расчет значения коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа производится по формуле:

где - коэффициент сопротивления по углу атаки α. При;

Коэффициент сопротивления плоской пластинки при числе Рейнольдса;

Число Рейнольдса

где V-максимальная скорость полета, ;

Длина фюзеляжа, м;

Коэффициент кинематической вязкости воздуха по МСА, при H=0 м.

По графику зависимости находим;

Приближенное значение площади омываемой поверхности фюзеляжа S ом , м 2 , рассчитывается по формуле:

где L ф - длина фюзеляжа, м,

S м - площадь миделевого сечения фюзеляжа, м 2 .

эквивалентный диаметр фюзеляжа D э , м, рассчитывается по формуле:

На аэродинамическое сопротивления фюзеляжа оказывает влияние его относительное удлинение λ ф , которое рассчитывается по формуле:

Коэффициент η c влияния удлинения фюзеляжа λ ф на его аэродинамическое сопротивление определяется по графику и принимается равным η c = 1,7.

Коэффициент, учитывающий сопротивление носовой части фюзеляжа, ;

Коэффициент, учитывающий сопротивление хвостовой части фюзеляжа, ;

Коэффициент, учитывающий сопротивление надстроек фюзеляжа, ;

Коэффициент, учитывающий сопротивление центральной части фюзеляжа, ;

Составление сводки лобовых сопротивлений вертолета:

Таблица 1 - Сводка лобовых сопротивлений вертолета

3 Расчет взлетной массы вертолета первого приближения

Взлетная масса вертолета:

где - масса пустого вертолета, кг;

Масса топлива, кг;

Масса полезного груза, кг;

Масса экипажа, кг.

Для вычисления массы m 0 первого приближения используется формула, получаемая из уравнения существования летательного аппарата:

где - относительная масса пустого вертолета;

Относительная масса топлива;

где − относительный километровый расход топлива;

− относительный часовой расход топлива.

4 Расчет параметров несущего винта вертолета

Радиус несущего винта вертолета:

где - взлетная масса вертолета, кг;

g - ускорение свободного падения, равное 9,81 м/с 2 ;

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, Н/м 2 ,

p = 3,14.

Заполнение несущего винта s выполняется по допускаемым значениям отношений коэффициента тяги винта C Т к заполнению s в режимах полета с максимальной скоростью V max у земли и с экономической скоростью V дин на высоте динамического потолка.

Относительные плотности воздуха на высоте статистического и динамического потолка D ст и D дин :

где H ст и H дин − статистический и динамический потолок, км.

Относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:

Экономическая скорость на динамическом потолке:

где I э = 1,09 - коэффициент индукции;

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, Н/м 2

Экономическая скорость на земле:

Относительные значения максимальной и экономической скоростей на динамическом потолке горизонтального полета:

где V max и V дин - скорости полета, км/час;

w R - окружная скорость лопастей, м/с.

Допускаемые значения отношений C T / s :

Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке C То и C Тдин :

где p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, Н/м 2 .

Заполнение несущего винта s рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях

В качестве расчетной величины заполнения несущего винта s принимается наибольшее значение из s Vmax и s V дин :

Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта l :

5 Расчет мощности двигательной установки вертолета

5.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта на статическом потолке:

где - относительный КПД несущего винта на режиме висения;

- относительная плотность на статическом потолке;

Относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения, находящихся в потоке винта.

5.2 Расчет мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Удельная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости:

где I э − коэффициент индукции:

5.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Удельная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта в полете на динамическом потолке:

5.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете

Удельная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта в случае продолженного взлета при отказе одного двигателя:

5.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета

5.5.1 Приведенная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта на статическом потолке:

где − удельная дроссельная характеристика двигателя, учитывающая изменения располагаемой мощности двигателя по высоте полета;

Коэффициент использования мощности двигательной установки.

5.5.2 Приведенная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости:

где − удельная дроссельная характеристика двигателя, учитывающая изменения располагаемой мощности двигателя по скорости полета;

5.5.3 Приведенная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта в полете на динамическом потолке:

где - степень дросселирования двигателей на номинальном режиме полета,

5.5.4 Приведенная мощность двигательной установки, потребная для привода несущего винта в случае продолженного взлета при отказе одного двигателя:

Степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы;

n - количество двигателей вертолета.

5.5.5 Мощность двигательной установки:

Приведенная мощность двигательной установки вертолета определяется максимальным значением приведенных удельных мощностей:

Принимаем два ГТД, тогда мощность одного двигателя будет равна:

5.6 Выбор двигателя

Выбираем турбовальный двигатель РТ6Т, произведенный канадской фирмой Pratt & Whitney Canada, мощностью Вт.

Рисунок 1 - Авиационный турбовальный двигатель РТ6Т

6 Расчет массы топлива

Крейсерская скорость полета. Расчет крейсерской скорости ведется методом последовательных приближений. Задается крейсерская скорость первого приближения.

Коэффициент индукции:

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта на крейсерском режиме полета:

Крейсерская скорость второго приближения:

Масса топлива, затрачиваемая на полет:

где - удельный расход топлива.

Удельный расход топлива:

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.

7 Определение массы узлов и агрегатов вертолета

Масса пустого вертолета складывается из масс отдельных агрегатов. Они учитывают основные условия и ограничения, действующие при проектировании вертолетов, и отражают законы подобия для агрегатов различных размеров. Все различия в весах одноименных агрегатов, связанные с их схемой, компоновкой, применяемыми материалами, учитываются весовыми коэффициентами.

Масса лопастей несущего винта:

где R - радиус несущего винта,

s - заполнение несущего винта,

l л - относительное удлинение лопасти,

Среднестатистическое относительное удлинение лопастей вертолетов,

k л - относительная погонная масса лопастей.

При выполнении расчета для современных конструкций лопастей можно принять:

Масса втулки несущего винта:

где k вт - весовой коэффициент втулок современных конструкций;

k л - коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки;

Центробежная сила лопасти.

В расчете можно принять:

кг/кН 1,35 ,

Масса системы бустерного управления (автомат перекоса, управление от бустеров, гидросистема несущих винтов):

где b - хорда лопасти;

k бу - весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м 3 .

Масса системы ручного управления:

где k ру - весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м.

Масса главного редуктора:

где k ред - весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм) 0,8 .

Крутящий момент на валу несущих винтов:

где - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m 0.

Определение массы узлов привода рулевого винта

Тяга рулевого винта:

где L - 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:

где d - зазор, принимаемый равным 0,15…0,2, м;

Радиус рулевого винта.

Мощность, расходуемая на вращение рулевого винта:

где h 0 - относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.

Крутящий момент M в , передаваемый трансмиссионным валом:

где - частота вращения трансмиссионного вала, которую можно принять равной 314 с -1 .

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:

где k в - весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм) 0,8 .

Частота вращения w рв рулевого винта рассчитывается по принятому максимальному значению окружной скорости концов лопастей w R :

Крутящий момент на валу рулевого винта:

Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:

где k хр - весовой коэффициент для хвостового редуктора, значение которого равно 0,105 кг/(Нм) 0,8

Масса и основные размеры рулевого винта рассчитываются в зависимости от его тяги T рв .

Коэффициент тяги C рв рулевого винта:

Заполнение лопастей рулевого винта s рв рассчитывается так же, как для несущего винта:

где - допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта.

Длина хорды b рв и относительное удлинение l рв лопастей рулевого винта:

Масса лопастей рулевого винта:

где l ср - среднестатистическое относительное удлинение лопастей вертолетов, которое в расчете принимается равным 18;

k л = 12 - весовой коэффициент для лопастей рулевого винта.

Масса втулки рулевого 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:

Масса двигательной установки:

Удельная масса двигательной установки вертолета:

Масса фюзеляжа вертолета:

где S ом - площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по чертежам, разработанным на стадии эскизного проектирования;

m 0 - взлетная масса первого приближения;

k ф - коэффициент, равный 1,7.

Масса топливной системы:

где m т - масса затрачиваемого на полет топлива;

k тс - весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09.

Масса шасси вертолета:

где k ш - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси

Для убираемого шасси.

Масса электрооборудования вертолета:

где L 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 = 25и k эл = 6,5 - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования.

Масса прочего оборудования вертолета:

где k пр = 2 - весовой коэффициент.

Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

Взлетная масса вертолета второго приближения m 02:

где m т - масса топлива;

m гр - масса полезного груза;

m эк - масса экипажа.

8 Описание компоновки вертолета

Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и трехопорным шасси. 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. Грузовая кабина снабжена сиденьями для 12 пассажиров.

Хвостовая балка клепаной конструкции балочно-стрингерного типа, снабжена узлами для крепления управляемого стабилизатора и хвостовой опоры.

Шасси трехопорное, неубирающееся, передняя опора самоориентирующаяся, главные опоры форменного типа с жидкостно-газовыми двухкамерными амортизаторами.

Несущий винт с шарнирным креплением лопастей, гидравлическими демпферами и маятниковыми гасителями колебаний. Лопасти имеют прямоугольную форму в плане с хордой 0,47м, окружная скорость концов лопастей 230м/с. Рулевой винт диаметром 1,4м трехлопастный, толкающий, с втулкой карданного типа и цельнометаллическими лопастями прямоугольной формы в плане.

Силовая установка состоит из турбовального двигателя РТ6Т от компании Pratt & Whitney Canada мощностью Вт, установленных сверху фюзеляжа. Топливная система состоит из трех топливных баков емкостью по 325 литров.

Трансмиссия состоит из главного, промежуточного и хвостового редукторов, валов тормоза, несущего винта. Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем.

9 Расчет центровки вертолета

Таблица 1 - Центровочная ведомость для пустого вертолета

Координаты центра масс вертолета:

Центровочный угол φ :

Таблица 2 - Центровочная ведомость для полностью загруженного вертолета

Координаты центра масс:

Центровочный угол φ:

Таблица 3 - Центровочная ведомость для загруженного вертолета с 5% топлива

Координаты центра масс:

Заключение

В данной курсовой работе проведены расчеты взлетной массы вертолета, массы его узлов и агрегатов, а также компоновка. 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 определение оптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований.

Список использованных источников

1. Тищенко М.Н., Некрасов А.В. Радин А.С. Вертолеты. Выбор параметров при проектировании. - М.: Машиностроение, 1976.
2. Вильдгрубе Л.С. Вертолеты. Расчет интегральных аэродинамических характеристик и летно-технических данных. - М.: Машиностроение, 1977.
3. Миль М.Л., Некрасов А.В., Браверман А.С. и др. Вертолеты. Расчет и проектирование. Книга 1. Аэродинамика. Под ред. М.Л.Миля. М.: Машиностроение, 1966.
4. Гессоу и Мейерс. Аэродинамика вертолета. М.: Оборонгиз, 1954.
5. Теория несущего винта. Под ред. А.К.Мартынова. М.: Машиностроение, 1973.
6. Джонсон У. Теория вертолета. Книга М.: Мир,1983.
7. Статистические данные зарубежных вертолетов / Обзоры № 678. ЦАГИ им. проф. Н.Е.Жуковского, М.: ОНТИ ЦАГИ, 1988.

ЧЕРТЕЖ

Скачать: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.

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

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

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:

при

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 zл -число лопастей несущего винта(zл =3)

2.8 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения:

где Sф -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:

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:

где m 0 1 - 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.

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.

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,

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

кг.

5.7 Масса и основные размеры рулевого винта рассчитываются в зависимости от его тяги T рв .

Коэффициент тяги C рв рулевого винта равен:

Заполнение лопастей рулевого винта рв рассчитывается так же, как для несущего винта:

где - допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта.

Длина хорды b рв и относительное удлинение рв лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам:

где z рв - число лопастей рулевого винта.

Масса лопастей рулевого винта m лр рассчитывается по эмпирической формуле:

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:

5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета

Удельная масса двигательной установки вертолета дв рассчитывается по эмпирической формуле:

где N - мощность двигательной установки.

Масса двигательной установки будет равна:

кг.

5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета

Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле:

где S ом - площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по формукле:

М 2,

m 0 - взлетная масса первого приближения,

k ф - коэффициент, равный 1,7.

кг,

Масса топливной системы:

где m т - масса затрачиваемого на полет топлива,

k тс - весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09.

Кг,

Масса шасси вертолета равна:

где k ш - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси:

Для не убираемого шасси,

Для убираемого шасси.

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:

кг,

Масса прочего оборудования вертолета:

где k пр - весовой коэффициент, значение которого равно 2.

кг.

5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

Взлетная масса вертолета второго приближения m 02 будет равна сумме:

где m т - масса топлива,

m гр - масса полезного груза,

m эк - масса экипажа.

кг,

6. Описание компоновки вертолета

Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и двухопорными лыжами. 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 кабине размещены 12 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, размерами 500 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 лыжи 3.5м.

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 общей мощности 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 ведомость пустого вертолета

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

Таблица 3. Центровочная ведомость с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой

Координаты центра масс пустого вертолета: x0 =-0,003; y0 =-1,4524;

Координаты центра масс с максимальной нагрузкой : x0 =0,0293; y0 =-2,0135;

Координаты центра масс с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагру зкой: 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 определение оптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований.