Домой Экономика Курсовая работа: Расчёт взлётной массы и компоновки вертолёта. Привет студент Определение относительного увеличения тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения

Экономика

Курсовая работа: Расчёт взлётной массы и компоновки вертолёта. Привет студент Определение относительного увеличения тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения

Для выполнения боевого задания и обеспечения безопасности полетов конструкция вертолета должна быть достаточно прочной и жесткой. Под прочностью имеют ввиду способность конструкции воспринимать, не разрушаясь, заданные внешние нагрузки, встречающиеся в процессе эксплуатации. Под жесткостью понимают способность конструкции сопротивляться деформированию под нагрузкой.

В процессе эксплуатации вертолет подвергается различным па характеру и величине нагрузкам: статическим (постоянным или медленно меняющимся по времени), динамическим (ударным и вибрационным). В зависимости от вида нагружения конструкция или отдельная ее часть должна обладать соответствующим видом прочности.

Сочетание необходимых значений различных видов прочности, обеспечивающее нормальную работу конструкции в пределах установленных ограничений и сроков, называют эксплуатационной прочностью.

В процессе эксплуатации прочность конструкции не остается неизменной. Большие нагрузки, близкие к предельным, могут вызывать остаточные деформации в ее элементах. Небольшие, но многократно повторяющиеся нагрузки вызывают развитие усталостных трещин, ослабляющих конструкцию. Происходят износ

трущихся деталей, абразивный износ лопастей НВ, лопаток газотурбинных двигателей под действием пыли, песка. Кроме того, при техническом обслуживании вносятся повреждения в виде вмятин, царапин, рисок, забоин и т. д. Все это приводит к постепенному снижению прочности конструкции и вынуждает ограничивать ресурс (налет в часах) вертолета.

В процессе эксплуатации на конструкцию постоянно действуют перепады температур, атмосферные осадки, пыль, солнечная радиация и т. д. Воздействие этих факторов вызывает коррозию элементов конструкции, растрескивание остекления и других неметаллических деталей, повреждение защитных покрытий. В результате приходится ограничивать календарное время эксплуатации техники (срок службы).

Таким образом, все указанные выше внешние факторы, снижающие прочность и ухудшающие эксплуатационные качества конструкции, ограничивают ее долговечность. Долговечностью летательного аппарата называют свойство сохранять работоспособность с учетом обслуживания и ремонта до некоторого предельного состояния, при котором нарушаются требования безопасности полетов, снижается эффективность эксплуатации. Показателями долговечности служат ресурс и срок службы.

Одной из основных задач технической эксплуатации авиационной техники является поддержание необходимой прочности в течение всего срока службы в условиях реальной эксплуатации.

Общие принципы расчета вертолета на прочность

В Нормах прочности предусматривается также: действие отрицательной перегрузки = -0,5 при вводе в планирование, энергичные развороты вертолета на висении, воздействие вертикальных и боковых порывов воздуха и др. Каждый из расчетных случаев является определяющим для прочности той или иной части или агрегата вертолета.

Посадочные расчетные случаи рассматривают различные варианты посадки: на все опоры, только на основные, посадка с боковым ударом и т. д.

Наземные расчетные случаи рассматривают воздействие ветра, буксировку вертолета по неподготовленной площадке и др.

Особая сложность расчета вертолета на прочность состоит в том, что основные его нагрузки, например, силы от лопастей НВ, имеют переменный по величине и направлению характер, что вызывает колебания самих лопастей и конструкции вертолета в целом. Такое нагружение называется динамическим. При длительном действии многократно повторяющихся нагрузок разрушение конструкции происходит при напряжениях, значительно меньших, чем при постоянной, статической нагрузке. Это объясняется явлением усталости материала.

В Нормах прочности приводятся также все необходимые данные для расчета жесткости конструкции, ее динамической прочности и ресурса (срока службы).

Понятие о расчете статической прочности

Если нагрузка конструкции постоянна или изменяется медленно, то деформации и напряжения в ней будут также постоянны или изменяться постепенно, пропорционально нагрузке, без колебательных процессов. Такое нагружение называется статическим.

Для вертолета статическими нагрузками можно считать: тягу несущего и рулевого винтов; центробежные силы лопастей; аэродинамические силы крыла и оперения.

Расчет на статическую прочность включает:

- определение в соответствии с Нормами прочности величины и характера распределения расчетных нагрузок;
- построение эпюр поперечной Q и продольной N сил, изгибающего и крутящего моментов для рассматриваемой части конструкции вертолета;
- выявление наиболее нагруженных участков конструкции, в которых возможны наибольшие напряжения;
- определение напряжений в элементах конструкции и сравнение их с разрушающими.

Статическая прочность конструкции обеспечивается, если напряжения в ее элементах не превышают разрушающих значений.

Однако обеспечение статической прочности еще не гарантирует безопасной эксплуатации вертолета, поскольку под действием переменных нагрузок в его конструкции возникают соответствующие переменные напряжения. Эти напряжения, накладываясь на постоянные, увеличивают суммарные напряжения, а также могут привести к усталостному разрушению конструкции.

Источники переменных нагрузок вертолета

Основные нагрузки вертолета носят переменный характер, они постоянно изменяются по величине и направлению с определенными частотами.

Основными источниками переменных нагрузок являются несущий и рулевой винты. Причиной периодического изменения сил, действующих на лопасти НВ, является непрерывное изменение скорости и направления набегающего на них потока в различных азимутах и в различных сечениях при поступательном полете вертолета. Когда лопасть при своем вращении движется навстречу набегающему на вертолет потоку, суммарная скорость ее обтекания увеличивается, а при движении назад, напротив, уменьшается. Поскольку аэродинамические силы пропорциональны квадрату скорости обтекания, подъемная сила Ул и лобовое сопротивление Хл лопасти также постоянно изменяются. Это вызывает маховое движение лопастей в вертикальной плоскости и колебания в плоскости вращения.

При маховом движении центры масс лопастей периодически приближаются и удаляются от оси винта, что вызывает появление переменных кориолисовых сил, действующих в плоскости вращения. Эти силы также вызывают колебания лопастей в плоскости вращения.

Все эти переменные силы передаются на втулку НВ и далее через вал винта и редуктор на фюзеляж вертолета, вызывая его колебания в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Амплитуды переменных сил, передаваемых с лопастей, могут составлять тысячи ньютон, а для тяжелых вертолетов - десятки тысяч. Частоты этих сил кратны произведению частоты вращения винта на число лопастей.

Дополнительными источниками переменных сил могут явиться плохая балансировка и несоконусность лопастей. Плохая балансировка заключается в неодинаковых статических моментах лопастей, что вызывает неуравновешенность их центробежных сил. Несоконусность проявляется в различных амплитудах махового движения лопастей вследствие отличий их внешних форм, жесткости на кручение или неточной регулировки установочных углов. По тем же причинам возникают переменные силы рулевого винта.

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

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.

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.

Введение

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.

1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения

- масса полезного груза, кг; -масса экипажа, кг. -дальность полета

кг.

2. Расчет параметров несущего винта вертолета

2.1Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:

, - взлетная масса вертолета, кг;

g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с 2 ;

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,

p =3,14.

м.

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.

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 землиV з , км/час:

где I

км/час.

Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолкеV дин , км/час:

где I = 1,09…1,10- коэффициент индукции.

км/час.

где V max =250 км/час и V дин =182.298 км/час - скорости полета;

w R =232 м/с - окружная скорость лопастей.

припри

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 .

Вертолет - это винтокрылая машина, в которой подъемную силу и силу тяги создает винт. Несущий винт служит для поддержания и перемещения вертолета в воздухе. При вращении в горизонтальной плоскости несущий винт создает тягу(Т) направленную вверх, выполняет роль подъёмной силы(Y). Когда тяга несущего винта будет больше веса вертолета(G), вертолет без разбега оторвется от земли и начнет вертикальный набор высоты. При равенстве веса вертолета и тяги несущего винта вертолет будет неподвижно висеть в воздухе. Для вертикального снижения достаточно тягу несущего винта сделать несколько меньше веса вертолета. Поступательное движение вертолета(P) обеспечивается наклоном плоскости вращения несущего винта при помощи системы управления винтом. Наклон плоскости вращения винта вызывает соответствующий наклон полной аэродинамической силы, при этом ее вертикальная составляющая будет удерживать вертолет в воздухе, а горизонтальная — вызывать поступательное перемещение вертолета в соответствующем направлении.

Рис 1. Схема распределения сил

Конструкция вертолета

Фюзеляж является основной частью конструкции вертолета, служащей для соединения в одно целое всех его частей, а также для размещения экипажа, пассажиров, грузов, оборудования. Он имеет хвостовую и концевую балки для размещения хвостового винта вне зоны вращения несущего винта,и крыла (на некоторых вертолетах крыло устанавливается с целью увеличения максимальной скорости полета за счет частичной разгрузки несущего винта (МИ-24)).Силовая установка(двигатели) является источником механической энергии для приведения во вращение несущего и рулевого винтов. Она включает в себя двигатели и системы, обеспечивающие их работу (топливную, масляную, систему охлаждения, систему запуска двигателей и др.). Несущий винт(НВ) служит для поддержания и перемещения вертолета в воздухе, и состоит из лопастей и втулки несущего винта. Рулевой винт служит для уравновешивания реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта, и для путевого управления вертолетом. Сила тяги рулевого винта создает момент относительно центра тяжести вертолета, уравновешивающий реактивный момент несущего винта. Для разворота вертолёта достаточно изменить величину тяги рулевого винта. Рулевой винт так же состоит из лопастей и втулки. Управление несущим винтом производится при помощи специального устройства, называемого автоматом перекоса. Управление рулевым винтом производится от педалей. Взлетно-посадочные устройства служат опорой вертолета при стоянке и обеспечивают перемещение вертолета по земле, взлет и посадку. Для смягчения толчков и ударов они снабжены амортизаторами. Взлетно-посадочные устройства могут выполняться в виде колесного шасси, поплавков и лыж

Рис.2 Основные части вертолета:

1 — фюзеляж; 2 — авиадвигатели; 3 — несущий винт (несущая система); 4 — трансмиссия; 5 — хвостовой винт; 6 — концевая балка; 7 — стабилизатор; 8 — хвостовая балка; 9 — шасси

Принцип создания подъемной силы винтом и система управления винтом

При вертикальном полете п олная аэродинамическая сила несущего винта выразится как произведение массы воздуха, протекающего через поверхность, сметаемую несущим винтом за одну секунду, на скорость уходящей струи:

где πD 2 /4 - площадь поверхности, ометаемой несущим винтом; V— скорость полета в м/сек; ρ — плотность воздуха; u — скорость уходящей струи в м/сек.

По сути сила тяги винта равна силе реакции при ускорении воздушного потока

Для того чтобы вертолет двигался поступательно, нужен перекос плоскости вращения винта, причем изменение плоскости вращения достигается не наклоном втулки несущего винта (хотя визуальный эффект может быть именно такой), а изменением положения лопасти в разных частях квандрантов описываемой окружности.

Лопасти несущего винта, описывая полный круг вокруг оси при его вращении, обтекаются встречным потоком воздуха по-разному. Полный круг - это360º . Тогда примем заднее положение лопасти за0º и далее через каждые90º полный оборот. Так вот лопасть в интервале от0º до180º - это лопастьнаступающая , а от180º до 360º -отступающая . Принцип такого названия, я думаю, понятен. Наступающая лопасть движется навстречу набегающему потоку воздуха, и суммарная скорость ее движения относительно этого потока возрастает потому что сам поток, в свою очередь, движется ей навстречу. Ведь вертолет летит вперед. Соответственно растет и подъемная сила.

Рис.3 Изменение скоростей набегающего потока при вращении винта для вертолета МИ-1 (средние скорости полета).

У отступающей лопасти картина противоположная. От скорости набегающего потока отнимается скорость, с которой эта лопасть как бы от него «убегает». В итоге имеем подъемную силу меньше. Получается серьезная разница сил на правой и левой стороне винта и отсюда явныйпереворачивающий момент . При таком положении вещей вертолет при попытке движения вперед будет иметь тенденцию к переворачиванию. Такие вещи имели место при первом опыте создания винтокрылых аппаратов.

Чтобы этого не происходило, конструктора применили одну хитрость. Дело в том, что лопасти несущего винта закреплены вовтулке (это такой массивный узел, насаженный на выходной вал), но не жестко. Они с ней соединены с помощью специальных шарниров (или устройств, им подобных). Шарниры бывают трех видов:горизонтальные, вертикальные и осевые.

Теперь посмотрим что же будет происходить с лопастью, которая подвешена к оси вращения на шарнирах. Итак, наша лопасть вращается с постоянной скоростью без каких-либо управляющих воздействий извне .

Рис. 4 Силы, действующие на лопасть, подвешенную ко втулке винта на шарнирах.

От0º до90º скорость обтекания лопасти растет, значит растет и подъемная сила. Но! Теперь лопасть подвешена на горизонтальном шарнире. В результате избыточной подъемной силы она, поворачиваясь в горизонтальном шарнире, начинает подниматься вверх (специалисты говорят «делаетвзмах »). Одновременно из-за увеличения лобового сопротивления (ведь скорость обтекания возросла) лопасть отклоняется назад, отставая от вращения оси винта. Для этого как раз и служит вертикальный шар-нир.

Однако при взмахе получается, что воздух относительно лопасти приобретает еще и некоторое движение вниз и, таким образом, угол атаки относительно набегающего потока уменьшается. То есть рост избыточной подъемной силы замедляется. На это замедление оказывает свое дополнительно влияние отсутствие управляющего воздействия. Это значит, что тяга автомата перекоса, присоединенная к лопасти, сохраняет свое положение неизменным, и лопасть, взмахивая, вынуждена поворачиваться в своем осевом шарнире, удерживаемая тягой и, тем самым, уменьшая свой установочный угол или угол атаки по отношению к набегающему потоку. (Картина происходящего на рисунке. ЗдесьУ - это подъемная сила,Х - сила сопротивления,Vy - вертикальное движение воздуха,α - угол атаки.)

Рис.5 Картина изменения скорости и угла атаки набегающего потока при вращении лопасти несущего винта.

До точки90º избыточная подъемная сила будет продолжать расти, однако из-за вышесказанного со все большим замедлением. После90º эта сила будет уменьшаться, но из-за ее присутствия лопасть будет продолжать двигаться вверх, правда все медленнее. Максимальную высоту взмаха она достигнет уже несколько перевалив за точку180º . Это происходит потому, что лопасть имеет определенный вес, и на нее действуют еще исилы инерции .

При дальнейшем вращении лопасть становится отступающей, и на нее действуют все те же процессы, но уже в обратном направлении. Величина подъемной силы падает и центробежная сила вместе с силой веса начинают опускать ее вниз. Однако при этом растут углы атаки для набегающего потока (теперь уже воздух движется вверх по отношению к лопасти), и растет установочный угол лопасти из-за неподвижности тягавтомата перекоса вертолета . Все происходящее поддерживает подъемную силу отступающей лопасти на необходимом уровне. Лопасть продолжает опускаться и минимальной высоты взмаха достигает уже где-то после точки0º , опять же из-за сил инерции.

Таким образом, лопасти вертолета при вращении несущего винта как бы «машут » или еще говорят «порхают». Однако это порхание вы, так сказать, невооруженным взглядом вряд ли заметите. Подъем лопастей вверх (как и отклонение их назад в вертикальном шарнире) очень незначительны. Дело в том, что на лопасти оказывает очень сильное стабилизирующее воздействие центробежная сила. Подъемная сила, например, больше веса лопасти в10 раз , а центробежная - в100 раз . Именно центробежная сила превращает на первый взгляд «мягкую» гнущуюся в неподвижном положении лопасть в жесткий, прочный и отлично работающий элемент несущего винта вертолета вертолета.

Однако несмотря на свою незначительность вертикальное отклонение лопастей присутствует, и несущий винт при вращении описывает конус, правда очень пологий. Основание этого конуса и естьплоскость вращения винта (см рис1.)

Для придания вертолету поступательного движения нужно эту плоскость наклонить, дабы появилась горизонтальная составляющая полной аэродинамической силы, то есть горизонтальная тяга винта. Иначе говоря, нужно наклонить весь воображаемый конус вращения винта. Если вертолету нужно двигаться вперед, значит конус должен быть наклонен вперед.

Исходя из описания движения лопасти при вращении винта, это означает, что лопасть в положении180º должна опуститься, а в положении0º (360º) должна подняться. То есть в точке180º подъемная сила должна уменьшиться, а в точке0º(360º) увеличиться. А это в свою очередь можно сделать уменьшив установочный угол лопасти в точке180º и увеличив его в точке0º (360º) . Аналогичные вещи должны происходить при движении вертолета в других направлениях. Только при этом, естественно, аналогичные изменения положения лопастей будут происходить в других угловых точках.

Понятно, что в промежуточных углах поворота винта между указанными точками установочные углы лопасти должны занимать промежуточные положения, то есть угол установки лопасти меняется при ее движении по кругу постепенно,циклично .Он так и называется циклический угол установки лопасти (циклический шаг винта ). Я выделяю это название потому, что существует еще иобщий шаг винта (общий угол установки лопастей). Он изменяется одновременно на всех лопастях на одинаковую величину. Обычно это делается для увеличения общей подъемной силы несущего винта.

Такие действия выполняетавтомат перекоса вертолета . Он изменяет угол установки лопастей несущего винта (шаг винта), вращая их в осевых шарнирах посредством присоединенных к ним тяг. Обычно всегда присутствуют два канала управления: по тангажу и по крену, а также канал изменения общего шага несущего винта.

Тангаж означает угловое положение летательного аппарата относительно его поперечной оси (нос вверх-вниз), акрен , соответственно, относительно его продольной оси (наклон влево-вправо).

Конструктивноавтомат перекоса вертолета выполнен достаточно сложно, но пояснить его устройство вполне можно на примере аналогичного узла модели вертолета. Модельный автомат, конечно, устроен попроще своего старшего собрата, но принцип абсолютно тот же.

Рис. 6 Автомат перекоса модели вертолета

Это двухлопастной вертолет. Управление угловым положением каждой лопасти осуществляется через тяги6 . Эти тяги соединены с так называемой внутренней тарелкой2 (из белого металла). Она вращается вместе с винтом и в установившемся режиме параллельна плоскости вращения винта. Но она может менять свое угловое положение (наклон), так как закреплена на оси винта через шаровую опору3 . При изменении своего наклона (углового положения) она воздействует на тяги6 , которые, в свою очередь, воздействуют на лопасти, поворачивая их в осевых шарнирах и меняя, тем самым, циклический шаг винта.

Внутренняя тарелка одновременно является внутренней обоймой подшипника, внешняя обойма которого - этовнешняя тарелка винта1 . Она не вращается, но может менять свой наклон (угловое положение) под воздействием управления по каналу тангажа4 и по каналу крена5 . Меняя свой наклон под воздействием управления внешняя тарелка меняет наклон внутренней тарелки и в итоге наклон плоскости вращения несущего винта. В итоге вертолет летит в нужном направлении.

Общий шаг винта меняется перемещением по оси винта внутренней тарелки2 при помощи механизма7 . В этом случае угол установки меняется сразу на обеих лопастях.

Для более лучшего понимания помещаю еще несколько иллюстраций втулки винта с автоматом перекоса.