Общие требования к конструкциям элементов несущего винта. Приближенный метод расчета нормальных аэродинамических усилий распределенных по лопасти несущего винта вертолета Выбор конструктивно-силовой схемы лопасти НВ

08.07.2023

В статье рассмотрен один из вопросов рационального проектирования композитных лопастей несущего винта вертолета. Обычно расположение и соотношение размеров отверстий для болтов узла крепления в комле лонжерона лопасти несущего винта выбираются исходя из конструктивных и технологических соображений. При этом, разумеется, учитываются требования прочности и усталостного ресурса. Однако, как правило, отдается предпочтение наиболее простому с технологической точки зрения решению. Между тем особенностями напряженного состояния именно в этой области в значительной мере определяются прочностные и усталостные свойства лопасти в целом. Это подтверждается как результатами стендовых испытаний, так и опытом эксплуатации изделий в полетных условиях. Здесь для определения оптимальных размеров и расположения отверстий узла крепления комлевой части лопасти несущего винта выполнена серия конечно-элементных расчетов. В конечно-элементной модели учитывается нелинейный характер контактного взаимодействия между болтами узла крепления и композитного материала лопасти несущего винта. Для оценки уровня напряженно-деформированного состояния многослойного композитного материала используется критерий Хилла. При этом возникла необходимость в предварительной оценке пределов прочности для многослойного пакета произвольного состава по известным характеристиками монослоев. Для построения расчетной модели разработан алгоритм построения диаграмм деформирования многослойного композитного материала. Данные диаграммы использованы для определения жесткостных характеристик многослойного пакета и предельных погонных усилий для данного пакета. Выполнены расчеты по оценке напряженного состояния композитного материала в области узлов крепления при заданных условиях нагружения. Рассмотрены 45 вариантов расположения отверстий и соотношения их размеров. На основании результатов расчетов сделан вывод о том, что актуальный вариант конструктивного решения не является оптимальным.

Размер: px

Начинать показ со страницы:

Транскрипт

1 УДК: В.А. Грайворонский, А.Г. Гребеников И.Н. Шепель, Т.А. Гамануха Приближенный метод расчета нормальных аэродинамических усилий распределенных по лопасти несущего винта вертолета Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ» На основе гипотезы косых сечений рассмотрены вопросы определения усилий распределенных по лопасти несущего винта с учетом сжимаемости и нестационарности. Ключевые слова: лопасть, несущий винт, вертолет. Особенностью обтекания несущих винтов в горизонтальном полете является наличие переменных скоростей, углов скольжения и углов атаки элементов лопасти несущего винта (НВ). Применение схемы несущей линии, а также разложение обтекания на поперечное и продольное в целях использования гипотезы плоских сечений возможно для скорости горизонтального полета, не превышающей 8 м/с. На рис. изображен спектр обтекания лопасти, находящейся в задней части диска при µ =,46, из которого следует, что углы скольжения по лопасти значительно изменяются . Рис.. Спектр обтекания лопасти несущего винта Характер обтекания лопасти винта по радиусу и азимуту при малой скорости полета показан на рис., а, при большой на рис., б. Углы скольжения сечений лопасти отличаются более чем в,5 раза. а Рис.. Поля скоростей обтекания лопасти несущего винта б 78

2 В табл. представлены значения углов скольжения потока у лопасти на относительных радиусах,5 и,9 для различных скоростей полета на азимутах и 8 . Таблица. Углы скольжения потока на относительных радиусах V, км/ч r =,5 r =, С ростом скорости горизонтального полета возрастает и влияние зоны обратного обтекания, где также существенно скольжение. Если до скоростей µ =, 4 зона обратного обтекания не вносит существенного изменения в величину сил и моментов, то при больших скоростях ее влияние необходимо учитывать. Наибольшая величина радиуса зоны обратного обтекания без учета o управления лопастью соответствует азимуту ψ = 7 и равна r µ. Таким образом, сечения лопасти обтекаются постоянно меняющимся по направлению и величине потоком. Это обстоятельство приводит к необходимости рассчитывать характеристики сечений лопасти по суммарной скорости на соответствующем радиусе с учетом сжимаемости и не стационарности. Суммарная скорость в сечении определяется вращением лопасти, движением вертолета, маховым движением лопасти, индуктивным потоком на винте, а также продольным центробежным движением вдоль лопасти. Центробежный поток возникает из-за пограничного слоя. Как показали численные расчеты , этот поток не оказывает существенного влияния на обтекание лопасти. На рис. 3 показаны эпюры ламинарного и турбулентного пограничных слоев. При турбулентном пограничном слое радиальное течение практически отсутствует из-за значительных касательных усилий. Координата х определяет точку по хорде в связанной системе координат. Например, при значении х =,5 м и ω в = 5 рад/с наибольшая скорость от центробежной силы при ламинарном режиме Vr =,4 м/с, а при турбулентном, что более вероятно - в десять раз меньше, т.е. это течение можно не учитывать. Рис. 3. Распределение радиальных скоростей в пограничном слое: турбулентный ПС, ламинарный ПС 79

3 Причиной радиального течения в пограничном слое может быть и распределение давления вдоль лопасти . Это может привести к перераспределению аэродинамической нагрузки для тяжело нагруженных винтов. Базовой плоскостью для определения кинематических параметров является конструктивная плоскость вращения винта (рис. 4). Рис. 4. Кинематика обтекания лопасти в конструктивной плоскости вращения винта Кинематическая схема скоростей в поперечном сечении лопасти показана на рис. 5. Рис. 5. Треугольник скоростей сечения лопасти Относительная скорость в конструктивной плоскости вращения на радиусе rопределяется выражением W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ) =. () Вертикальная составляющая относительной скорости V y = λ r β. () Тогда суммарная относительная скорость в сечении (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ) + λ + r β λ β = r В этих выражениях приняты известные относительные параметры : µ = V cos(α); λ = V sin(α) + υ ; β = a sin(ψ) b cos(ψ). в в y. (3) В горизонтальном полете относительные индуктивные скорости (4) 8

4 υ > ; υ <. Определение этих скоростей может проводиться численными y методами, например методом дискретных вихрей, либо на основании дисковых теорий. Индуктивные скорости изменяются по диску НВ. Наиболее простой закономерностью является II гипотеза Глауэрта, согласно которой υ y = υ i ср (+ k cos ψ); где k коэффициент, учитывающий влияние относительного радиуса; 4 µ r k = 3 ; (5) µ, + λ υ i ср средняя по диску индуктивная скорость. Значения υ i ср и υ можно определить по дисковой теории В.И. Шайдакова . Для больших скоростей полета среднюю по диску индуктивную скорость можно определить по формуле CТ υi =, (6) ср 4 ξ µ где ξ коэффициент, учитывающий перетекание: ξ =,9,94. Параметры a,b,α в определяют в процессе аэродинамического расчета . Угол отклонения от оси х набегающего на сечение потока можно определить в зависимости от ψ согласно табл.. Угол атаки в текущем сечении это угол между хордой сечения лопасти и вектором скорости на бесконечности: () λ r β α e = ϕe cos δ + arctg (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ). (7) Угол установки сечения ϕ e зависит в общем случае от крутки лопасти и управления АП и РВ. Его можно определить по конструктивным и балансировочным параметрам: где ϕσ ϕe = ϕ,7 + B sin r k, D коэффициенты РВ и АП; (7, r) k a + k a cos(ψ) D δ (ψ) δ балансировочный угол отклонения АП в горизонтальном полете. B, (8) Расчет усилий на лопасти с учетом пространственного характера обтекания будем проводить по гипотезе "косых" сечений, т.е. несущим профилем лопасти считается сечение по местной скорости подходящего к лопасти потока. Определение геометрии таких сечений весьма затруднительно из-за крутки, 8

5 деформации лопасти и особенно на участках изменения профиля и в зоне обратного обтекания. Сечения лопасти определяют по местным линиям тока, которые считаются на участке лопасти прямолинейными и отклонены от нормального сечения в ту или другую сторону на угол δ (табл.). Изменение χ и δ в зависимости от азимута ψ, рад Выражение для χ, рад δ, рад r cos(ψ) arctg µ + υ + r sin(ψ), χ < Направление потока на лопасти К концу ψ χ лопасти Таблица r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), χ < ψ + χ К комлю лопасти 3 r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), ψ + χ К комлю лопасти <χ< r cos(ψ) 3 arctg + + µ υ r sin(ψ), 5 К концу ψ χ лопасти <χ< При значении δ < профиль в косом сечении обтекается с носка, а при δ > с хвостовой части. Для современных вертолетов изменения скоростей и угла атаки в сечениях по времени достигают больших величин: V & ma > ±м/ c, & α ma > ± o / c. Это приводит к нестационарному изменению всех аэродинамических параметров; возникает затягивание срыва. Движение вертолета существенно отличается от прогнозируемого по стационарным характеристикам. Аэродинамические коэффициенты в фиксируемый момент времени будут определяться не только значениями скорости и угла атаки в данный момент времени, но и процессом изменения их в предшествующее время. Естественно, более отдаленные моменты времени будут влиять слабее на этот процесс. Оказывает значительное влияние и характер зависимостей α& = f (t) и V & = f (t). Достаточно достоверных 8

6 зависимостей по этому вопросу нет, но есть некоторые экспериментальные зависимости, позволяющие учесть это явление. В частности, в работе изложен метод аппроксимации экспериментальных данных по трем параметрам, определяющим характер изменения угла атаки, что позволяет перевести полученные результаты на другие условия. Данные этой работы были использованы для определения коэффициента нормальной силы профиля в нормальных сечениях и сечениях по линии тока. Кроме того, проводили коррекцию коэффициента нормальной силы в зависимости от относительной толщины сечения и сжимаемости. В процессе предварительного расчета определяли кинематические параметры в сечениях лопасти согласно приведенным выше зависимостям. В качестве исходных геометрических, кинематических и балансировочных приняты параметры вертолета Ми-: C =,; ω =5,8 /с; а =4,7 ; а =5,7 ; в =, ; T V =,35; D =,7; k =,4; ϕ 7 =4. На рис. 6 показаны кинематические параметры по азимуту W и W П в седьмом сечении, а также углы атаки α и α и углы условно невозмущенного потока δ и χ. w w П α eп.5 α e 6 e HB eп 3 8 w α e 8 w П α eп Ψ Рис. 6. Кинематические параметры сечения лопасти в сечении «7» по гипотезе косых сечений; индексом «п» помечены параметры по гипотезе нормальных сечений Суммарные скорости в сечении W и W П практически изменяется по I гармонике. Естественно, на всех азимутах суммарная скорость W больше, чем скорость W П, а угол атаки по линии тока меньше угла атаки в нормальном сечении. Углы ориентации суммарного потока δ и χ, которые более чувствительны к маховому движению лопастей, существенно отличаются от простого гармонического изменения. На рис. 7 показано изменение углового и линейного ускорений в сечении «7». Для конкретного случая расчета α& практически изменяется в диапазоне 83

7 + - /с. Это изменение близко к I гармонике. Линейное ускорение W & в диапазоне + - м/с. Указанные обстоятельства значительного изменения как угла атаки, так и суммарной скорости являются причиной не стационарности аэродинамических характеристик. К сожалению, раздельное влияние этих двух факторов на аэродинамические характеристики не исследовано. На рис. 7 показано изменение поточной нормальной нагрузки по гипотезе косых сечений и нормальных 5 ẇ п α. П. ẇ α п Рис. 7. Изменение нормальной силы по азимуту в сечении «7»; индексом «п» помечены параметры по гипотезе W & и α& угловое и линейное ускорения Ψ Эти данные были получены с учетом не стационарности по углу атаки. Нагрузка по гипотезе косых сечений несколько выше, чем по гипотезе нормальных сечений, особенно в зоне отступающей лопасти п ψ= ψ=3 ψ= п ψ= Рис. 8. Изменение погонной нагрузки по радиусу для азимута ψ =3 и 84

8 Изменение погонной нагрузки по радиусу для азимута ψ =3 и показано на риc. 8. Для азимута ψ =3 нормальная нагрузка по обоим вариантам расчета практически не отличается. На азимуте ψ = нормальная нагрузка по гипотезе «косых» сечений выше, чем по гипотезе нормальных сечений. Это связано с одновременным влиянием на погонную нагрузку изменения скорости и угла атаки. Список литературы. Теория несущего винта. [Текст] Под ред. А.К. Мартынова, М.: Машиностроение, 973. с.. Михеев С.В., Аникин В.Х., Свириденко Ю.Н., Коломенский Д.С. Направление развития методов моделирования аэродинамических характеристик несущих винтов. [Текст] // Труды VI форума Рос ВО. М., 4. 5 с 3. Шайдаков, В.И. Дисковая вихревая теория несущего винта с постоянной нагрузкой по диску. [Текст] / В.И. Шайдаков //Проектирование вертолетов: тех. сб. науч. тр. // МАИ, Вып. 38, М., с 4. ЦАГИ основные этапы научной деятельности, / М., Физматлит, с. 5. Баскин, В.Э. Нормальная сила сечения лопасти несущего винта при динамическом срыве. [Текст] / В.Э. Баскин, В.Р. Липатов // Труды ЦАГИ, вып. 865, с 6. Грайворонский, В.А. Динамика полета вертолета. [Текст]: Учеб. Пособие / В.А. Грайворонский, В.А. Захаренко, В.В. Чмовж. Х.: Нац. аэрокосм. ун-т им. Н.Е. Жуковського ХАИ, 4. 8 с 7. Fogarty, L.E. The laminar boundary layer on a rotating blade. / J. aeronaut Sei., vol. 8, no. 3, 95. Поступила в редакцию Наближений метод розрахунку нормальних аеродинамічних зусиль розподілених, по лопаті несучого гвинта вертоліт На основі гіпотези косих перетинів розглянуті питання визначення зусиль розподілених по лопаті несучого гвинта з урахуванням стискання і не стаціонарності Ключові слова: лопать, несучий гвинт, вертоліт. An approimate method of calculation of normal aerodynemic effort distributed over the rotor blades of the helicopter On the basis of the hypothesis of oblique cross-sections are considered questions of definition effort distributed over the rotor blades with the compressibility and unsteadiness. Keywords: blade, rotor, helicopter. 85

Труды МАИ. Выпуск 92 УДК 629.735.45 www.mai.ru/science/trud/ Расчетные исследования характеристик рулевых винтов с различными значениями заполнения на режиме висения при вращении вертолета Анимица В.А.,

УДК 69.7.07 В.П. Зинченко Влияние стреловидной законцовки лопасти на аэродинамические характеристики несущего винта при больших скоростях полета вертолета Научно-производственное объединение «АВИА» На

УДК 568 ВВ Тюрев, ВА Тараненко Исследование особенностей обтекания профиля при нестационарном движении Национальный аэрокосмический университет им НЕ Жуковского «ХАИ» При современном развитии авиатранспортных

УДК 69.735.45.015.3 (075.8) В.П.Зинченко Расчет потерь тяги от обдувки планера вертолета несущим винтом на режиме висения Научно-производственное объединение «Авиа» Режимы висения и вертикального подъёма

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 45 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Численное моделирование режимов «вихревое кольцо» несущего винта вертолета. Макеев П.В., Шомов А.И. Аннотация. При помощи

Труды МАИ. Выпуск 87 УДК 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ Расчетные исследования виброперегрузок несущего винта, вызванных пульсацией силы тяги, на базе вихревой теории Анимица В.А.*, Борисов Е.А.*,

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXX 2009 1 УДК 629.735.015.3.035.62 УДК ВЛИЯНИЕ ДАЛЬНЕГО ВИХРЕВОГО СЛЕДА ОТ НЕСУЩЕГО ВИНТА НА ХАРАКТЕРИСТИКИ БЛИЖНЕГО ПОЛЯ СКОРОСТЕЙ Р. М. МИРГАЗОВ, В. М. ЩЕГЛОВА Кратко изложен

УДК 69.735.0168.519.673 (045) А.И. Жданов, Е.П. Ударцев, А.И. Швец, А.Г. Щербонос Моделирование динамики полета самолета в нестационарном движении Національний авіаційний університет Вступление Определение

Центральный аэрогидродинамический институт имени проф. Н.Е. Жуковского О ВЛИЯНИИ БАЛАНСИРОВКИ НА АКУСТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСУЩЕГО ВИНТА Б.С. Крицкий, Р.М. Миргазов Шестая Всероссийская конференция

Тема 3. Особенности аэродинамики воздушных винтов Воздушный винт представляет собой лопастный движитель, приводимый во вращение двигателем, и предназначен для получения тяги. Он применяется на самолетах

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 38 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Программный комплекс для расчета аэродинамических характеристик несущих и рулевых винтов вертолетов на базе нелинейной

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 69 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Численное моделирование интерференции между несущим и рулевым винтами вертолета на режиме горизонтального полета со скольжением

У Ч Е Н Ы Е З А П И С К И Ц А Г И Т о м X L I I УДК 53.56. ТЕЧЕНИЕ В ОКРЕСТНОСТИ ТОЧКИ ИЗЛОМА ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ ТОНКОГО КРЫЛА НА РЕЖИМЕ СИЛЬНОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ Г. Н. ДУДИН А. В. ЛЕДОВСКИЙ Исследовано течение

Труды МАИ. Выпуск 95 http://trudymai.ru/ УДК 629.735.45.015 Анализ особенностей работы несущего винта с отрицательным выносом горизонтальных шарниров Борисов Е.А.*, Леонтьев В.А.**, Новак В.Н.*** Центральный

УДК 629.7.016.7 П.И. Моцарь, В.А. Удовенко Расчет углов атаки сечений лопасти и аэродинамических характеристик винта, зная распределение интенсивности вихревого слоя, в рамках метода дискретных вихрей

15.1.2. КОНВЕКТИВНАЯ ТЕПЛООТДАЧА ПРИ ВЫНУЖДЕННОМ ДВИЖЕНИИ ТЕКУЧЕЙ СРЕДЫ В ТРУБАХ И КАНАЛАХ В этом случае безразмерный коэффициент теплоотдачи критерий (число) Нуссельта зависит от критерия Грасгофа (при

2014 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА 200 УДК 534.83:629.735.45 ИССЛЕДОВАНИЕ ШУМА ВЫТЕСНЕНИЯ ОТ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА В ДАЛЬНЕМ ПОЛЕ В.А. ГОЛОВКИН, Б.С. КРИЦКИЙ, Р.М. МИРГАЗОВ Приведены результаты исследования

8 УДК 69.7.06: 69.7.018 Е.Д. Ковалев, канд. техн. наук, П.И. Моцар, В.А. Удовенко, канд. техн. наук МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ИМИТАЦИИ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЕТА НА КОМПЛЕКСНОМ ТРЕНАЖЕРЕ НА ОСОБЫХ И КРИТИЧЕСКИХ

Электронный журнал «Труды МАИ» Выпуск 55 wwwrusenetrud УДК 69735335 Соотношения для вращательных производных от коэффициентов моментов крена и рысканья крыла МА Головкин Аннотация С использованием векторных

Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии 66, 4 УДК 69.75.45, 5.5(75.8) А. Г. Дибир, А. А. Кирпикин, Н. И. Пекельный Влияние упругости торсионного крепления на дифференциальное

У Ч Е Н Ы Е З А П И С К И Ц А Г И Т о м X L I V 2 0 1 3 5 УДК 629.735.45.015.4 ИССЛЕДОВАНИЕ ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ВЕРТОЛЕТА НА ПОЛОЗКОВОМ ШАССИ ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ЛЕТНОГО ЭКСПЕРИМЕНТА С. А. АЛИМОВ, С. А.

Гидромеханика Модуль 1 1. Свойства жидкости. 2. Внешняя и внутренняя задача гидромеханики. 3. Массовые и поверхностные силы. 4. Потенциал массовых сил. 5. Главный вектор и главный момент гидродинамических

ТРУДЫ МФТИ. 2014. Том 6, 1 А. М. Гайфуллин и др. 101 УДК 532.527 А. М. Гайфуллин 1,2, Г. Г. Судаков 1, А. В. Воеводин 1, В. Г. Судаков 1,2, Ю. Н. Свириденко 1,2, А. С. Петров 1 1 Центральный аэрогидродинамический

74 ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА 11 Т 5, N- 3 УДК 6973533153 МАТЕМАТИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ НЕСТАЦИОНАРНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА ПРИ ПРОДОЛЬНОМ ДВИЖЕНИИ НА БОЛЬШИХ

Министерство образования Иркутской области Государственное бюджетное профессиональное образовательное учреждение Иркутской области «Иркутский авиационный техникум» «УТВЕРЖДАЮ» Зам. директора по УР ГБПОУИО

УД 5394: 62972 Об усталостной прочности лопасти несущего винта вертолета при действии ветровых нагрузок АИ Братухина Статья посвящена рассмотрению вопроса о напряжениях в невращающейся лопасти и втулке

ОГЛАВЛЕНИЕ 3 Предисловие... 11 ГЛАВА I ВВЕДЕНИЕ 1. Предмет аэродинамики. Краткий обзор истории развития аэродинамики... 13 2. Применение аэродинамики в авиационной и ракетной технике... 21 3. Основные

148 ТРУДЫ МФТИ. 2012. Том 4, 2 УДК 533.6.011.35 Т. Ч. Ву 1, В. В. Вышинский 1,2, Н. Т. Данг 3 1 Московский физико-технический институт (государственный университет) 2 Центральный аэрогидродинамический

УДК 533.6.011 Математическое моделирование процессов отрывного и безотрывного обтекания вращающихся летательных аппаратов # 05, май 2012 Тихонова Ю.В. Студент, кафедра «Динамика и управление полетом ракет

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 28. Т. 49, N- 6 99 УДК 533.692 ПОСТРОЕНИЕ КРЫЛОВЫХ ПРОФИЛЕЙ, БЕЗОТРЫВНО ОБТЕКАЕМЫХ СЖИМАЕМЫМ ПОТОКОМ В ЗАДАННОМ ДИАПАЗОНЕ УГЛОВ АТАКИ О. С. Дунаева, Н. Б. Ильинский

Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии 62, 203 УДК 532.582.2 В.А. Захаренко Обтекание решетки профилей при больших и малых углах атаки Национальный аэрокосмический университет

Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии 44, 009 УДК 533.68 Т.А. Гамануха, А.Г. Гребеников, В.В. Тюрев Метод определения аэродинамических моментов, действующих на самолёт транспортной

Министерство образования и науки РФ Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Казанский (Приволжский) Федеральный Университет» ИНСТИТУТ МАТЕМАТИКИ

Известия Челябинского научного центра, вып. 3 (33), 26 ПРОБЛЕМЫ МАШИНОСТРОЕНИЯ УДК 621.9 РАСЧЕТ ТОЛЩИНЫ СРЕЗАЕМОГО СЛОЯ ПРИ ФРЕЗЕРОВАНИИ ПРОСТРАНСТВЕННО СЛОЖНЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ, ИМЕЮЩИХ СТУПЕНЧАТЫЙ ПРИПУСК

ГЕЛИОГЕОФИЗИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ 2015 РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ ГЕОФИЗИЧЕСКИХ РИСКОВ УДК 551.508.8 МОДЕЛЬ ПРОГНОЗА ИЗМЕНЕНИЯ ИНТЕНСИВНОСТИ ОБЛЕДЕНЕНИЯ НЕСУЩИХ ВИНТОВ ВЕРТОЛЕТА С УЧЕТОМ ДИНАМИКИ ЕГО ДВИЖЕНИЯ

ВЕСЦІ НАЦЫЯНАЛЬНАЙ АКАДЭМІІ НАВУК БЕЛАРУСІ 3 2014 СЕРЫЯ АГРАРНЫХ НАВУК УДК 621.929:636(476) Механізацыя і энергетыка И. М. ШВЕД 1, А. В. КИТУН 1, В. И. ПЕРЕДНЯ 2, Н. Н. ДЕДОК 1, В. М. КОЛОНЧУК 1 ОПРЕДЕЛЕНИЕ

УДК 622.7 Гравітаційна сепарація В.И. КРИВОЩЕКОВ, канд. техн. наук (Украина, Днепропетровск, Национальный горный университет) ИССЛЕДОВАНИЕ ОБТЕКАНИЯ ЦИЛИНДРОВ ПРИСТЕННЫМ ПОТОКОМ ВЯЗКОЙ ЖИДКОСТИ Проблема

04 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА 00 УДК 553.65..3:68.3:69.7.05 РАСЧЕТ ВОЗДУШНОГО ВИНТА БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С УЧЕТОМ ЧИСЛА РЕЙНОЛЬДСА И СТЕПЕНИ РЕДУКЦИИ О.В. ГЕРАСИМОВ Б.С. КРИЦКИЙ Представлены

УДК533.6.011.32 ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ НЕСТАЦИОНАРНОГО ПОПЕРЕЧНОГО ОБТЕКАНИЯ ЦИЛИНДРА НА ВОЗНИКНОВЕНИЕ БОКОВЫХ СИЛ А.А. Сергеева, Р.В. Сидельников Настоящая работа рассматривает решение нестационарного поперечного

УДК 69.7.36/534.. А.В. ИВАНОВ, кандидат технических наук, М.К. ЛЕОНТЬЕВ, доктор технических наук МАИ, Москва МОДАЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ДИНАМИЧЕСКИХ СИСТЕМ РОТОРОВ Развиваются методы модального анализа для решения

32 УДК 629.735.33 Д.В. Тиняков ВЛИЯНИЕ КОМПОНОВОЧНЫХ ОГРАНИЧЕНИЙ НА ЧАСТНЫЕ КРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТРАПЕЦИЕВИДНЫХ КРЫЛЬЕВ САМОЛЕТОВ ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ Введение В теории и практике формирования геометрических

Самарский государственный аэрокосмический университет ИССЛЕДОВАНИЕ ПОЛЯРЫ САМОЛЕТА ПРИ ВЕСОВЫХ ИСПЫТАНИЯХ В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ Т -3 СГАУ 2003 Самарский государственный аэрокосмический университет В.

ПРАКТИЧЕСКОЕ ЗАНЯТИЕ по дисциплине «Нагнетатели ТЭС» Задача Расчет рабочего колеса насоса Рассчитать рабочее колесо насоса для подачи воды плотностью при избыточных давлениях на выходе p н и на входе p

С.В.Валландер ЛЕКЦИИ ПО ГИДРОАЭРОМЕХАНИКЕ Л.: Изд. ЛГУ, 1978, 296 стр. В учебном пособии рассматриваются следующие вопросы: вывод общей системы уравнений гидромеханики, запись этой системы для различных

ОБ УСТОЙЧИВОСТИ ТОНКОСТЕННОЙ ЦИЛИНДРИЧЕСКОЙ ОБОЛОЧКИ С КРУГОВЫМИ ВЫРЕЗАМИ БЕЗ РЕБЕР ЖЕСТКОСТИ ПРИ ЕЕ ОСЕВОМ СЖАТИИ Меньшенин Александр Аркадьевич Ульяновский государственный университет Задача данного

12 июня 2017 г. Совместный процесс конвекции и теплопроводности называется конвективным теплообменом. Естественная конвекция вызывается разностью удельных весов неравномерно нагретой среды, осуществляется

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 200. Т. 42, N- 79 УДК 628.23 РАСЧЕТ ПРОЧНОСТИ ЛОПАТКИ КАК ОРТОТРОПНОЙ ПЛАСТИНКИ ЛИНЕЙНО-ПЕРЕМЕННОЙ ТОЛЩИНЫ В. И. Соловьев Новосибирский военный институт, 6307

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 2002. Т. 43, N- 1 45 УДК 532.5:533.6 ПАРАДОКС УГЛОВОЙ КРОМКИ ПРОФИЛЯ В НЕСТАЦИОНАРНОМ ПОТОКЕ Д. Н. Горелов Омский филиал Института математики СО РАН, 644099 Омск

УДК 621.452.3 Ю. М. Т е м и с, Д. А. Я к у ш е в, Е. А. Т а р а с о в а ОПТИМИЗАЦИЯ ЗАМКОВОГО СОЕДИНЕНИЯ ЛОПАТКИ С ДИСКОМ КОМПРЕССОРА Рассмотрены особенности контактного взаимодействия в замковом соединении

Теория и рабочие процессы 54 УДК 621.515:438 В.П. ГЕРАСИМЕНКО 1, Е.В. ОСИПОВ 2, М.Ю. ШЕЛКОВСКИЙ 2 1 Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского ХАИ, Украина 2 Заря Машпроект ГПНПК газотурбостроения,

УДК 629.127.4 В. В. В е л ь т и щ е в УПРОЩЕННОЕ ПРЕДСТАВЛЕНИЕ ГИБКОГО КАБЕЛЯ ПЕРЕМЕННОЙ ДЛИНЫ ДЛЯ МОДЕЛИРОВАНИЯ ДИНАМИКИ ТЕЛЕУПРАВЛЯЕМОГО ПОДВОДНОГО КОМПЛЕКСА Рассмотрены особенности проектирования кабельных

ЗАВИСИМОСТЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛЬЕВ ПРОСТОЙ ФОРМЫ В ПЛАНЕ ОТ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ Спиридонов А.Н., Мельников А.А., Тимаков Е.В., Миназова А.А., Ковалева Я.И. Оренбургский государственный

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXVI I 6 3 УДК 69.735.45.5.3.35.6 СПЕЦИАЛЬНЫЕ ФУНКЦИИ В ТЕОРИИ ВИНТА В. В. ВОЖДАЕВ, В. С. ВОЖДАЕВ, Е. С. ВОЖДАЕВ Рассмотрена задача применения аналитических решений для построения

ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЙ ЭКСПЕРИМЕНТ ПО ОЦЕНКЕ ВЛИЯНИЯ ФОРМЫ ЛОПАСТИ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА НА УРОВЕНЬ ШУМА В ДАЛЬНЕМ ПОЛЕ В.А. Ивчин (МВЗ им. М.Л. Миля) Рыжов А.А., В.Г. Судаков, (ЦАГИ) Вычислительный эксперимент

Теплофизика и аэромеханика 013 том 0 1 УДК 69.735.33.015.3 Аэродинамические характеристики модели пассажирского самолета при гармонических колебаниях по углу крена и рыскания на больших углах атаки В.И.

Лекция 1 Движение вязкой жидкости. Формула Пуазейля. Ламинарное и турбулентное течения, число Рейнольдса. Движение тел в жидкостях и газах. Подъемная сила крыла самолета, формула Жуковского. Л-1: 8.6-8.7;

90 УДК 69.735.33 В.И. Рябков, д-р техн. наук, Н.Н. Мельник, В.В. Утенкова, канд. техн. наук ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПЛОЩАДИ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ НА ЭТАПЕ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ С УЧЕТОМ ФОРМЫ КРЫЛА САМОЛЕТА

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXVI 2005 1 2 УДК 629.782.015.3 БАЛАНСИРОВОЧНОЕ КАЧЕСТВО СИСТЕМЫ КРЫЛО КОРПУС ПРИ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ С. Д. ЖИВОТОВ, В. С. НИКОЛАЕВ Рассмотрена вариационная задача

РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ЛА СХЕМЫ «ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО» С ПОМОЩЬЮ ПРОГРАММНОГО КОМПЛЕКСА FLOWVISION С.В. Калашников 1, А.А. Кривощапов 1, А.Л. Митин 1, Н.В.

Лекция 3 Тема 1.2: АЭРОДИНАМИКА КРЫЛА План лекции: 1. Полная аэродинамическая сила. 2. Центр давления профиля крыла. 3. Момент тангажа профиля крыла. 4. Фокус профиля крыла. 5. Формула Жуковского. 6. Обтекание

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ----------- Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования М о с к о в с к и й а в и а ц и

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 2011. Т. 52, N- 3 153 УДК 534.1 ПРОДОЛЬНЫЕ КОЛЕБАНИЯ ПЛАСТИНЫ, ОБТЕКАЕМОЙ ВЯЗКОЙ ЖИДКОСТЬЮ В КАНАЛЕ, ОБУСЛОВЛЕННЫЕ ВЫНУЖДЕННЫМИ ПОПЕРЕЧНЫМИ КОЛЕБАНИЯМИ ПЛАСТИНЫ

Теплофизика и аэромеханика, 2010, том 17, 2 УДК 621.311 Определение аэрогидродинамических характеристик лопастей турбин с вертикальной осью вращения Б.П. Хозяинов, И.Г. Костин Кузбасский государственный

Компьютерная имитационная модель динамики несущего винта вертолета Цель создания имитационной модели отработка алгоритмов управления и методов идентификации динамического состояния винта на различных режимах

МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАТЕРИАЛОВЕДЕНИЕ ВЕСТНИК ТОГУ 014 1 (3) УДК 6036: 60331 А Д Ловцов, Н А Иванов, 014 ПРОЕКТИРОВАНИЕ И РАСЧЕТ РАМЫ ЛЕГКОГО КОЛЕСНОГО ВЕЗДЕХОДА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ МЕТОДА КОНЕЧНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ПО ВЫСШЕМУ ОБРАЗОВАНИЮ НИЖЕГОРОДСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ им.р.е.алексеева КАФЕДРА АРТИЛЛЕРИЙСКОЕ ВООРУЖЕНИЕ МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ по дисциплине

114 Аэрогидромеханика ТРУДЫ МФТИ. 2014. Том 6, 2 УДК 532.526.048.3; 532.527; 532.529 В. В. Вышинский 1,2, А. А. Корняков 2, Ю. Н. Свириденко 2 1 Московский физико-технический институт (государственный

29 УДК 629.7.023 А.А. Царицынский ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ ТЕПЛОВОЙ ДЕФОРМАЦИИ КОМПОЗИТНОЙ ПАНЕЛИ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕИ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ НА ЕЕ ОСВЕЩЕННОСТЬ Солнечные батареи являются основными источниками энергии

Национальный технический университет Украины «Киевский политехнический институт» Кафедра приборов и систем ориентации и навигации Методические указания к лабораторным работам по дисциплине «Навигационные

Введение к работе

Несущая система вертолетов является главным агрегатом, который обеспечивает существование вертолета как летательного аппарата, обладающего вертикальными взлётом и посадкой и не требующего специально подготовленных взлетно-посадочных площадок. Именно её безотказное функционирование обеспечивает безопасность полета вертолета во всех ожидаемых условиях эксплуатации, в том числе и на неустановившихся режимах, таких как взлет, разгон, посадка и маневры. Процесс проектирования и обеспечение заданных ресурсов требует наличия расчетных методик и прикладного математического обеспечения для определения нагрузок на агрегаты несущей системы и расчета её динамики, как на стадии проектирования, так и в процессе лётных и сертификационных испытаний.

Расчеты нагрузок на лопастях винтов вертолета на маневренных режимах является одной из важнейших задач проектирования несущих систем вертолета, поскольку высокие напряжения в конструкции лопасти на этих режимах существенно влияют на их ресурс. Для расчёта несущих систем, работающих на таких режимах, используют приближённые методы расчёта, что существенно снижает их надёжность. При расчёте установившихся режимов существующие методики также используют допущения, снижающие точность расчётов.

В связи с этим, задача разработки универсального метода расчёта лопастей несущих винтов вертолёта, позволяющего рассчитывать как установившиеся, так и неустановившиеся режимы полёта (манёвренные, переходные) и получать более точные, по сравнению с существующими методами, результаты, является весьма актуальной .

Целью данной работы является разработка обобщённой методики расчёта лопастей несущего винта вертолёта при сложном нагружении (с учётом кручения лопасти и изгиба в двух плоскостях) в условиях установившихся и неустановившихся режимов полёта, позволяющей существенно повысить точность расчётов.

Для достижения указанной цели решались следующие задачи:

Разработка математической модели несущей системы вертолёта на основании уравнений деформаций лопасти несущего винта.

Разработка метода решения задач на определение параметров собственного движения лопасти, возникающих при проектировании несущих систем вертолётов.

Разработка метода решения задач вынужденных колебаний лопасти, позволяющих производить её расчёт при любых режимах полёта, в том числе и при неустановившихся.

Получения решения для ряда практических задач, возникающих при проектировании несущих систем вертолётов, на основании разработанных алгоритмов расчёта.

Научная новизна

Разработана математическая модель несущего винта на основании уравнений деформаций лопасти, отражающая поведение лопастей на установившихся и неустановившихся режимах полёта.

Разработан алгоритм расчёта параметров собственного движения лопасти, позволяющий решать задачи с меняющимися во времени граничными условиями.

Разработан алгоритм расчёта напряжённо деформированного состояния лопастей, работающих в условиях неустановившихся режимов, позволяющий рассчитывать опасные напряжения, возникающие в конструкции в каждый момент времени.

Разработана методика расчёта характеристик несущего винта и его нагружения, с одновременным расчётом всех упругих лопастей, входящих в несущий винт.

Практическая значимость и реализация результатов

Разработанный метод расчёта лопастей несущих винтов вертолёта, позволяет определить величины напряжений и деформаций, возникающих в лопасти, работающей в условиях манёвренных и переходных полётных режимов, а также определять параметры собственного движения лопастей.

Достоверность результатов

Обоснованность научных положений и достоверность полученных результатов подтверждается использованием сертифицированных программных сред (Excel, Visual basic) при разработке алгоритма решения, применением аппарата высшей математики, теоретической механики и теории упругости. Полученные результаты сравнивались с решениями, получаемыми в сертифицированной программной среде MSC Patran/Nastran, с существующими точными решениями, с результатами экспериментальных исследований и решениями других авторов.

Апробация работы

Лопасти несущего винта вертолета надо построить так, чтобы они, создавая необходимую подъемную силу, выдерживали все возникающие на них нагрузки. И не просто выдерживали, а имели бы еще запас прочности на всякие непредвиденные случаи, которые могут встретиться в полете и при техническом обслуживании вертолета на земле (например, резкий порыв ветра, восходящий поток воздуха, резкий маневр, обледенение лопастей, неумелая раскрутка винта после запуска двигателя и т. д.).

Одним из расчетных режимов для подбора несущего винта вертолета является режим вертикального набора на любой избранной для расчета высоте. На этом режиме из-за отсутствия поступательной скорости в плоскости вращения винта потребная мощность имеет большую величину.

Зная приблизительно вес конструируемого вертолета и задаваясь величиной полезной нагрузки, которую должен будет поднимать вертолет, приступают к подбору винта. Подбор винта сводится к тому, чтобы выбрать такой диаметр винта и такое число его оборотов в минуту, при которых бы расчетный груз мог быть поднят винтом отвесно вверх с наименьшей затратой мощности.

При этом известно, что тяга несущего винта пропорциональна четвертой степени его диаметра и только второй степени числа оборотов, т. е. тяга, развиваемая несущим винтом, более зависит от диаметра, чем от числа оборотов. Поэтому заданную тягу легче получить увеличением диаметра, чем увеличением числа оборотов. Так, например, увеличив диаметр в 2 раза, получим тягу в 24 = 16 раз большую, а увеличив число оборотов в два раза, получим тягу только в 22 = 4 раза большую.

Зная мощность двигателя, который будет установлен на вертолете для приведения во вращение несущего винта, сначала подбирают диаметр несущего винта. Для этого применяют следующее соотношение:

Лопасть несущего винта работает в очень тяжелых условиях. На нее действуют аэродинамические силы, которые ее изгибают, скручивают, разрывают, стремятся оторвать от нее обшивку. Чтобы «противостоять» такому действию аэродинамических сил, лопасть должна быть достаточно прочной.

При полетах в дождь, в снег или в облаках при условиях, способствующих обледенению, работа лопасти еще более усложняется. Капли дождя, попадая на лопасть с огромным» скоростями, сбивают с нее краску. При обледенении па лопастях образуются ледяные наросты, которые искажают ее профиль, мешают ее маховому движению, утяжеляют ее. При хранении вертолета на земле на лопасть разрушающе действуют резкие изменения температуры, влажность, солнечные лучи.

Значит, лопасть должна быть не только прочной, но она еще должна быть невосприимчивой к влиянию внешней среды. Но если бы только это! Тогда лопасть можно было бы сделать цельнометаллической, покрыв ее противо-коррозийным слоем, и задача была бы решена.

Но есть еще одно требование: лопасть, кроме этого, должна быть еще и легкой. Поэтому ее изготовляют полой За основу конструкции лопасти берут металлический лонжерон, чаще всего - стальную трубу переменного сечения, площадь которого постепенно или ступенчато уменьшается от корневой части к концу лопасти.

Лонжерон, как главный продольный силовой элемент лопасти, воспринимает перерезывающие силы и изгибающий момент. В этом отношении работа лонжерона лопасти схожа с работой лонжерона самолетного крыла. Однако на лонжерон лопасти действуют в результате вращения винта еще центробежные силы, чего нет у лонжерона крыла самолета. Под действием этих сил лонжерон лопасти подвергается растяжению.

К лонжерону привариваются или приклепываются стальные фланцы для крепления поперечного силового набора - нервюр лопасти. Каждая нервюра, которая может быть металлической или деревянной, состоит из стенок и полок. К металлическим полкам приклеивается или приваривается металлическая обшивка, а к деревянным полкам приклеивается фанерная или пришивается полотняная обшивка или к носку приклеивается фанерная обшивка, а к хвостику пришивается полотняная, как показано. В носовой части профиля полки нервюр крепятся к переднему стрингеру, а в хвостовой части - к заднему стрингеру. Стрингеры служат вспомогательными продольными силовыми элементами.

Обшивка, покрывающая полки нервюр, образует собой профиль лопасти в любом ее сечении. Наиболее легкой является полотняная обшивка. Однако во избежание искажения профиля в результате прогиба полотняной обшивки на участках между нервюрами, нервюры лопасти приходится ставить очень часто, примерно через 5-6 см одна от другой, что утяжеляет лопасть. Поверхность лопасти с плохо натянутой полотняной обшивкой выглядит ребристой и обладает низкими аэродинамическими качествами, так как ее лобовое сопротивление велико. В процессе одного оборота профиль такой лопасти меняется, что способствует появлению дополнительной вибрации вертолета. Поэтому полотняная обшивка пропитывается аэролаком, который по мере своего высыхания сильно натягивает полотно.

При изготовлении обшивки из фанеры жесткость лопасти увеличивается и расстояние между нервюрами может быть увеличено в 2,5 раза по сравнению с лопастями, обтянутыми полотном. Для того чтобы уменьшить сопротивление, поверхность фанеры гладко обрабатывается и полируется.

Хороших аэродинамических форм и большой прочности можно добиться, если изготовить полую цельнометаллическую лопасть. Трудность ее производства состоит в изготовлении переменного по сечению лонжерона, который образует носовую часть профиля. Хвостовая часть профиля лопасти изготовляется из листовой металлической обшивки, которую передними кромками заподлицо приваривают к лонжерону, а задние кромки склепывают между собой.

Профиль лопасти винта вертолета выбирается с таким расчетом, чтобы при увеличении угла атаки срыв обтекания возникал на возможно больших углах атаки. Это необходимо для того, чтобы избежать срыва обтекания на отступающей лопасти, где углы атаки особенно велики. Кроме того, во избежание вибраций профиль надо подобрать такой, у которого бы при изменении угла атаки не менялось положение центра давления.

Очень важным фактором для прочности и работы лопасти является взаимное расположение центра давления и центра тяжести профиля. Дело в том, что при совместном действии изгиба и кручения, лопасть подвержена самовозбуждающейся вибрации, т. е. вибрации со все возрастающей амплитудой (флаттеру). Во избежание вибрации лопасть должна балансироваться относительно хорды, т. е. должно быть обеспечено такое положение центра тяжести на хорде, которое исключало бы самовозрастание вибрации. Задача балансировки сводится к тому, чтобы у построенной лопасти центр тяжести профиля находился впереди центра давления.

Продолжая рассматривать тяжелые условия работы лопасти несущего винта, необходимо отметить, что повреждение деревянной обшивки лопасти каплями дождя может быть предотвращено, если вдоль ее передней кромки укрепить листовую металлическую окантовку.

Борьба же с обледенением лопастей представляет собой более сложную задачу. Если такие виды обледенения в полете, как иней и изморозь, большой опасности для вертолета не представляют, то стекловидный лед, постепенно и незаметно, но чрезвычайно прочно наращивающийся на лопасти, приводит к утяжелению лопасти, искажению ее профиля и, в конечном счете, к уменьшению подъемной силы, что приводит к резкой потере управляемости и устойчивости вертолета.

Существовавшая одно время теория о том, что лед вследствие машущего движения лопастей будет в полете скалываться, оказалась несостоятельной. Обледенение лопасти начинается раньше всего у корневой части, где изгиб лопасти при ее машущем движении невелик. В дальнейшем слой льда начинает распространяться все дальше к концу лопасти, постепенно сходя на нет. Известны случаи, когда толщина льда у корневой части достигала 6 мм, а у конца лопасти - 2 мм.

Предотвратить обледенение возможно двумя путями.

Первый путь - это тщательное изучение прогноза погоды в районе полетов, обход встретившихся по пути облаков и изменение высоты полета с целью выхода из воны обледенения, прекращение полета и т. д.

Второй путь - это оборудование лопастей противо-обледенительными устройствами.

Известен целый рад этих устройств для лопастей вертолета. Для удаления льда с лопастей несущего винта может

быть применен спиртовой противообледенитель, который разбрызгивает на передней кромке винта спирт. Последний, смешиваясь с водой, понижает температуру ее замерзания и препятствует образованию льда.

Скалывание льда с лопастей винта может быть осуществлено воздухом, который нагнетается в резиновую камеру, проложенную вдоль передней кромки несущего винта. Раздувающаяся камера надкалывает ледяную корку, отдельные куски которой затем сметаются с лопастей винта встречным потоком воздуха.

Если передняя кромка лопасти винта сделана из металла, то ее можно подогревать или электричеством, или теплым воздухом, пропускаемым через трубопровод, проложенный вдоль передней кромки несущего винта.

Будущее покажет, какой из этих способов найдет себе более широкое применение.

Для аэродинамических характеристик несущего винта большое значение имеют число лопастей несущего винта, и удельная нагрузка на ометаемую винтом площадь. Теоретически число лопастей винта может быть любым, от одной бесконечно большого их числа, настолько большого, что они в конечном счете сливаются в спиральную поверхность, как это предполагалось в проекте Леонардо да Винчи или в вертолете-велосипеде И. Быкова.

Однако есть какое-то наиболее выгодное число лопастей. Число лопастей не должно быть меньше трех, так как при двух лопастях возникают большие неуравновешенные силы и колебания тяги винта. Показано изменение тяги несущего винта около его среднего значения в течение одного оборота винта у однолопастного и двухлопастного винтов. Трехлопастной винт уже практически сохраняет среднее значение тяги в течение всего оборота.

Число лопастей винта не должно быть также очень большим, так как в этом случае каждая лопасть работает в потоке, возмущенном предыдущей лопастью, что снижает коэффициент полезного действия несущего винта.

Чем больше лопастей винта, тем большую часть площади ометаемого диска они занимают. В теорию несущего винта вертолета введено понятие коэффициента заполнения о, который подсчитывается как отношение суммарной площади

Для расчетного режима работы несущего винта вертолета (отвесный подъем) наивыгоднейшей величиной коэффициента заполнения является величина 0,05-0,08 (среднее значение 0,065).

Эта нагрузка является средней. Малой нагрузкой называют нагрузку в пределах 9-12 кг/м2. Вертолеты, имеющие такую нагрузку, маневренны и обладают большой крейсерской скоростью.

Вертолеты общего назначения имеют среднюю нагрузку в пределах от 12 до 20 кг/м2. И, наконец, большой нагрузкой, редко применяемой, является нагрузка от 20 до 30 кг/м2.

Дело в том, что хотя высокая удельная нагрузка на ометаемую площадь и обеспечивает большую полезную нагрузку вертолета, но при отказе двигателя такой вертолет на режиме самовращения будет снижаться быстро, что недопустимо, так как в этом случае нарушается безопасность снижения.

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

- 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.

Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p = 280

м.

Принимаем радиус несущего винта равным R = 7.9

Угловая скорость 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.

2.4Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолкескоростей горизонтального полета:

где V 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:

припри