close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

2432.Расчет параметров вертолета на этапе предварительного проектирования

код для вставкиСкачать
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Министерство образования и науки Российской Федерации
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение
высшего профессионального образования
«Оренбургский государственный университет»
В. Д. Проскурин
РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ ВЕРТОЛЕТА
НА ЭТАПЕ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО
ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Рекомендовано Ученым советом федерального государственного бюджетного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Оренбургский
государственный университет» в качестве учебного пособия для студентов, обучающихся по программам высшего профессионального образования по направлению 24.03.04 Авиастроение
Оренбург
2014
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
УДК 629.735.45.01(075.8)
ББК 39.54 : 30.2я7
П82
Рецензент – доктор технических наук Султанов Н.З
Проскурин, В. Д.
Расчет параметров вертолета на этапе предварительного проектирования: учебное пособие / В. Д. Проскурин; Оренбургский гос. ун-т. – Оренбург : ОГУ, 2014. – 199 с.
ISBN
П82
В учебном пособии изложены методы расчета основных параметров
вертолета на стадии эскизного проекта: расчет аэродинамического сопротивления, взлетной массы, массы агрегатов, мощности двигательной установки,
вопросы компоновки и центровки.
Учебное пособие предназначено для студентов, обучающихся по программам высшего профессионального образования по направлению 24.03.04
Авиастроение
Учебное пособие подготовлено в рамках проекта «Совершенствование подготовки кадров для приоритетных направлений развития экономики Оренбургской области на основе кластерной модели»
УДК 29.735.45.01(075.8)
ББК 39.54 : 30.2я7
ISBN
© Проскурин В.Д.,
© ОГУ, 2014
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Содержание
Введение ……………………………………………………………………….…...
5
1 Методология проектирования вертолетов ……………………………………..
7
1.1 Этапы проектирования вертолета ……………………………………………
7
1.2 Задачи предварительного и эскизного проектирования ……………………
10
2 Определение размеров фюзеляжа вертолета……………………………….…..
15
3 Расчет аэродинамического сопротивления вертолета…………………...….…
25
3.1 Составляющие лобового аэродинамического сопротивления …………….
25
3.2 Расчет аэродинамического сопротивления фюзеляжа ……………………...
27
3.3 Составление сводки лобовых сопротивлений вертолета …………………..
36
4 Расчет основных параметров проектируемого вертолёта ……………………
39
4.1 Расчет взлетной массы вертолета в первом приближении………………….
41
4.2 Геометрия несущего винта вертолета …………………………………..……
44
4.3 Расчет геометрических параметров несущего винта вертолета ……………
48
5 Расчет мощности двигательной установки вертолета ………………………..
58
5.1 Методика расчета мощности двигательной установки ……………………..
58
5.2 Расчет удельной мощности для случая висения вертолета на статическом
потолке ……………………………………………………………………………..
60
5.3 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной
скорости ……………………………………………………………………………
62
5.4 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке
с экономической скоростью ………………………………………………………
62
5.5 Расчет удельной мощности в полете на экономической скорости в случае
отказа одного двигателя при взлете………………………………………………
64
5.6 Расчет приведенных удельных мощностей для различных случаев полета
64
5.7 Расчет потребной мощности двигательной установки вертолета………......
69
6 Расчет массы топлива………………………………………………..…………..
71
7 Расчет массы основных агрегатов вертолета………………….……………….
75
7.1 Расчет массы лопастей несущего винта ……………………………………..
76
3
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
7.2 Расчет массы втулки несущего винта ………………………………………..
78
7.3 Расчет массы системы бустерного управления ……………………………...
81
7.4 Расчет массы системы ручного управления …………………………………
83
7.5 Расчет массы главного редуктора ……………………………………………
84
7.6 Расчет массы узлов привода рулевого винта ………………………………..
86
7.7 Расчет массы лопастей и втулки рулевого винта ……………………………
91
7.8 Особенности расчета параметров фенестрона ………………………………
95
7.9 Расчет массы двигательной установки вертолета ………………...…………
96
7.10 Расчет массы фюзеляжа вертолета ……………………………...…………
98
7.11 Расчет массы топливной системы ………………………..…………………
102
7.12 Расчет массы шасси вертолета ……………………………………………… 103
7.13 Расчет массы электрооборудования вертолета …………………………….
105
7.14 Расчет массы бортового оборудования …………………………………….
107
7.15 Расчет взлетной массы вертолета во втором приближении ..……………..
110
8 Компоновка вертолета и расчет положения центра масс .............……………
114
9 Проектирование лопастей несущего винта ……………………………………
131
10 Расчет поляры несущего винта ……………………………………………….
143
11 Расчет летных характеристик вертолета в режимах висения и вертикального взлета …………………………………………………………………………
153
12 Расчет летных характеристик вертолета в горизонтальном полете ………..
160
13 Технико-экономический анализ при проектировании вертолетов …………
181
13.1 Задачи технико-экономического анализа при проектировании вертолетов ………………………………………………………………………………….
181
13.2 Расчет затрат на разработку и проектирование вертолета ………………..
183
13.3 Расчет затрат на серийное производство вертолетов ……………………...
186
13.4 Расчет эксплуатационных расходов и стоимости летного часа ………….
189
Список использованных источников …………………………………………….
197
4
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Введение
Современное вертолетостроение как отрасль авиационной промышленности
развивается с середины двадцатого века. Вертолеты заняли достойное место среди
воздушных судов. Область применения вертолетов обусловлена прежде всего возможностью вертикального взлета и посадки с базированием на ограниченных по
размерах вертодромах, высокой маневренностью, способностью зависать на месте,
возможностью транспортировки грузов на внешней подвеске. Вертолеты составляют от 40 до 50 % мирового парка авиационной техники, находящейся в эксплуатации. Темпы роста парка гражданских вертолетов составляют около 15 % в год. В
вооруженных силах количество вертолетов различных типов стало сопоставимым с
самолетами. Дальнейшее развитие вертолетостроения направлено на повышение
летно-технических и технико-экономических характеристик и конкурентоспособности создаваемых машин. Основными задачами совершенствования конструкции
вертолетов являются:
- повышение скорости и дальности полета для расширения области применения, в частности для обслуживания перспективных морских нефтегазовых месторождений;
- увеличение относительной массы коммерческой нагрузки благодаря применению конструкционных материалов с высокой удельной прочностью;
- снижение расхода топлива за счет повышения относительного КПД несущего винта, применения экономичных двигателей и уменьшения лобового сопротивления;
- повышение устойчивости и управляемости в полете и снижение нагрузки на
пилота за счет применения компьютеризированных электродистанционных систем
управления.
Успешное решение этих задач во многом зависит от результатов параметрического синтеза – выбора оптимальных значений параметров основных частей, агрегатов и элементов проектируемых вертолетов, а именно: геометрических характеристик несущего винта, фюзеляжа, оперения, мощности и топливной эффективности
5
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
двигательной установки, массы отдельных агрегатов и узлов. Проблема оптимизации параметров летательных аппаратов часто решается методом перебора и сравнения нескольких вариантов, один из которых выбирают за основу и доводят до окончательного проекта последовательным приближением к оптимальному решению.
На стадиях предварительного и эскизного проектирования задачи структурного и параметрического синтеза вертолета с последующим анализом ожидаемых летно-технических характеристик выполняют с использованием упрощенных математических моделей и инженерных расчетных методик, позволяющих получить результаты с минимальными затратами вычислительных ресурсов и времени. Применяемые модели базируются на теории несущего винта, благодаря чему они вполне
адекватны и позволяют определить значения параметров вертолета с точностью,
достаточной для их использования в качестве исходных данных для дальнейшего
проектирования на стадии разработки технического проекта. Часть входных параметров и исходных данных являются варьируемыми, что обеспечивает необходимую гибкость математических моделей, позволяет учитывать особые требования
технического задания на проектирование и использовать новейшие достижения науки и технологии в области вертолетостроения.
Настоящее учебное пособие предназначено для изучения и практического
применения методов расчета параметров вертолетов при выполнении курсовых проектов и выпускных квалификационных работ студентами, обучающимися по программам высшего профессионального образования по направлению подготовки
24.03.04 Авиастроение.
6
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
1 Методология проектирования вертолетов
1.1 Этапы проектирования вертолета
Проектирование вертолета – это создание, преобразование и представление в
принятой форме образа и описания будущей машины, обладающей заданными летно-техническими,
эксплуатационными,
экономическими
и
производственно-
технологическими характеристиками. Законченный проект представляет собой комплекта технической документации, в составе которого по требованиям ЕСКД выделяются три группы документов:
- конструкторские документы, принципиальные схемы, чертежи, компоновочные и монтажные схемы, текстовые документы, содержащие описание вертолета в
конструкторском аспекте;
- технологические документы, директивные технологические процессы, регламентирующие методы и средства изготовления вертолета;
- эксплуатационные документы, содержащие указания и правила, обеспечивающие безопасность и эксплуатационную надежность вертолета.
Основными задачами проектирования вертолета являются выбор рациональной схемы, определение оптимальных параметров агрегатов и элементов, разработка конструктивно-силовой схемы, определение массовых, геометрических, прочностных характеристик элементов конструкции. Являясь сложным техническим объектом, вертолет в процессе создания должен удовлетворять целому ряду различных,
порой противоречивых требований. Поэтому с учетом существующих при проектировании любого летательного аппарата физических, технических и временных ограничений проектирование вертолета превращается в итерационный процесс поиска
компромисса между этими требованиями, обеспечивающего оптимальный выбор
параметров.
В авиационной промышленности разработаны и введены в действие Hормы
летной годности винтокрылых аппаратов нормальной и транспортной категории
7
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
АП-27 и АП-29 [1, 2], содержащие государственные требования к вертолетам и устанавливающие предельный минимум свойств и характеристик, которыми должен
обладать каждый вновь проектируемый вертолет с точки зрения обеспечения безопасности и надежности полетов. Разработчики вертолетов обязаны изучить указанные нормы летной годности и руководствоваться ими в процессе проектирования.
Вертолеты относятся к техническим объектам, при создании которых применяются основные принципы проектирования:
- принцип декомпозиции – разделение сложной задачи на множество простых;
- итерационный принцип – многократное решение задачи с последовательным
приближением к оптимальному результату;
- принцип унификации – использование ранее разработанных унифицированных и стандартных деталей, аппаратов, агрегатов, элементов систем управления,
электрооборудования;
- принцип контролируемости, заключающийся в возможности проверки результатов проектирования различными методами математического и физического
моделирования.
Вместе с тем вертолеты являются летательными аппаратами, в связи с чем
проектирование и производство вертолетов осуществляется по схеме, характерной
для авиационной техники. По сложившейся технологии в процессе проектирования
самолетов и вертолетов выделяются последовательно выполняемые стадии [3].
Первой стадией является так называемое внешнее проектирование – разработка технического здания (ТЗ), содержащего тактико-технические и техникоэкономические требования к вертолету. Стадия выполняется разработчиком вертолета совместно с заказчиком – эксплуатантом создаваемой машины. При разработке
ТЗ на проектирование вертолета выполняются:
- анализ достигнутого уровня развития вертолетной техники соответствующего класса с целью выявления передовых конструкторских и технологических решений;
- маркетинговые исследования для определения потребности в создаваемых
вертолетах и предполагаемого объема производства;
8
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
- определение технико-экономических показателей эксплуатации проектируемого вертолета для подтверждения конкурентоспособности;
- обоснование и утверждение летно-технических характеристик;
- формирование специальных требований, обусловленных назначением и условиями эксплуатации вертолета.
Второй является стадия предварительного проектирования, в ходе которой
разрабатываются технические предложения, содержащие информацию об основных
достижимых в проекте характеристиках вертолета. На этой стадии формируется
концепция вертолета, определяется его схема, выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих выполнение требований ТЗ, либо доказывается необходимость корректировки ТЗ. При этом в первом приближении определяются основные
геометрические, массовые и энергетические характеристики вертолета, разрабатывается общий вид. На основании результатов предварительного проектирования
принимается решение о целесообразности дальнейшей работе над проектом.
Третья стадия – эскизное проектирование, в процессе которого разрабатывается конструктивная компоновка вертолета. При этом учитываются технологические и
эксплуатационные требования, которые часто имеют противоречивый характер. В
задачи эскизного проектирования входят расчет центровки вертолета, уточнение аэродинамических характеристик на основе результатов теоретических и экспериментальных исследований, расчет устойчивости и управляемости, расчет летных характеристик. Эскизный проект вертолета содержит информацию о форме, размерах,
массе и расположении основных агрегатов и функциональных элементов вертолета.
Для взаимной пространственной увязки агрегатов и размещения оборудования вертолета применяются средства компьютерного объемного моделирования. Для оценки удобства размещения экипажа и пассажиров строится натурный макет в масштабе один к одному.
Заключительной стадией процесса проектирования является оформление рабочего проекта. На этом этапе формируется комплект конструкторской и технической документации, необходимой для изготовления, сборки, монтажа отдельных агрегатов, систем и вертолета в целом. В этот комплект входят чертежи общих видов
9
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
агрегатов вертолета, сборочные и деталировочные чертежи. Параллельно с разработкой документации проводятся экспериментально-исследовательские работы по
новым конструкционным материалам, прочностные и ресурсные испытания конструкций, стендовые испытания систем и агрегатов, по результатам которых уточняются расчеты на прочность элементов конструкций и систем.
Стадия разработки рабочего проекта отличается наибольшей трудоемкостью,
на нее приходится до 80 % общего времени и до 85 % материальных и финансовых
затрат. Однако, наиболее ответственными этапами создания вертолета являются
предварительное и эскизное проектирование, поскольку на этих стадиях принимается до 80 % основных технических и организационных решений, от которых зависит
достижение положительных результатов проектирования.
1.2 Задачи предварительного и эскизного проектирования
Техническое задание на проектирование вертолета содержит тактикотехнические требования, условия эксплуатации и летно-технические характеристики
будущей машины, к которым относятся:
- назначение вертолета (пассажирский, транспортный, патрульный, спасательный, вертолет-кран, корабельный, пожарный и др.);
- грузоподъемность, масса, вид и габаритные размеры транспортируемых грузов, количество пассажиров;
- дальность полета;
- максимальная и крейсерская скорости;
- статический и динамический потолки;
- скороподъемность;
- специальные требования (вооружение, бронирование, наличие пылезащитных и экранно-выхлопных устройств двигателей и пр.);
- состав экипажа.
10
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Летно-технические характеристики вертолета задаются в условиях международной стандартной атмосферы [4].
Требования к двигательной установке определяются в зависимости от категории вертолета. В соответствии с Нормами летной годности [1, 2] вертолет категории
А – это многодвигательный вертолет, способный выполнять запланированные взлеты и посадки и продолжать безопасный полет после наиболее опасного отказа двигателя, а вертолет категории B – одно- или многодвигательный вертолет, не имеющий гарантированной возможности продолжения полета при отказе двигателя, в
этом случае для него предполагается выполнение незапланированной посадки.
При разработке технического предложения учитываются результаты анализа
летно-технических и конструктивно-технологических характеристик вертолетованалогов, ранее разработанных и выпускаемых передовыми вертолетостроительными фирмами.
В соответствии с общей методологией в процессе проектирования технических объектов выполняются проектные процедуры структурного и параметрического синтеза. На стадии разработки эскизного проекта вертолета процедуры синтеза
выполняются в следующей последовательности.
Первым этапом эскизного проектирования является выбор и синтез аэродинамической схемы вертолета, которая определяется количеством и расположением несущих винтов. Существующие схемы вертолетов представлены на рисунке 1.1. Следует заметить, что наиболее распространенной является одновинтовая схема с хвостовым рулевым винтом, к которой относятся около 92 % мирового вертолетного
парка. Одновинтовая схема применима как для легких, так и для самых тяжелых
многоцелевых вертолетов различного назначения. Соосная схема обеспечивает
лучшую управляемость и маневренность вертолета, более высокую энергетическую
эффективность несущей системы, но ее применение для тяжелых вертолетов проблематично. Двухвинтовая продольная схема позволяет рационально использовать
объем фюзеляжа для размещения грузов, поэтому применима только для транспортных и пассажирских вертолетов. Поперечная двухвинтовая схема имеет лучшие аэродинамические характеристики, но из-за сложности конструкции широкого приме11
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
нения не получила. Из эксплуатируемых в настоящее время летательных аппаратов
поперечную схему имеют конвертопланы в вертолетном режиме полета.
а – одновинтовой вертолет с рулевым винтом, б – одновинтовой вертолет с системой
NOTAR, в – двухвинтовой вертолет соосной схемы, г – двухвинтовой вертолет продольной схемы, д – вертолет поперечной схемы, е – вертолет с перекрещивающимися винтами.
Рисунок 1.1 Аэродинамические схемы вертолетов
На втором этапе разрабатывается общий вид вертолета с определением габаритных размеров фюзеляжа. При этом учитываются назначение вертолета, вид и габариты транспортируемых грузов, заданные аэродинамические и летно-технические
характеристики, необходимость размещения специального оборудования, сложившиеся закономерности дизайна. По общему виду вертолета определяются геометрические характеристики фюзеляжа, необходимые в качестве исходных данных для
12
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
расчета массы, аэродинамического сопротивления, потерь силы тяги несущего винта
и других параметров. Такими характеристиками являются площадь поперечного
миделевого сечения фюзеляжа, площадь горизонтальной проекции фюзеляжа, площадь омываемой поверхности фюзеляжа.
На следующем этапе выполняется расчет лобового аэродинамического сопротивления планера вертолета, исходными данными для которого являются геометрические параметры фюзеляжа и других частей вертолета, взаимодействующих с потоком воздуха. Величина лобового сопротивления характеризуется площадью эквивалентной вредной пластинки, то есть плоской пластинки, поставленной перпендикулярно к потоку и имеющей аэродинамическое сопротивление, равное лобовому
сопротивлению планера вертолета. Для расчета площади эквивалентной вредной
пластинки составляется сводка лобовых сопротивлений планера вертолета. В свою
очередь площадь эквивалентной вредной пластинки используется для расчета мощности двигательной установки и скоростных характеристик вертолета.
Четвертым этапом эскизного проектирования является параметрический синтез вертолета, в процессе которого решаются следующие задачи:
- расчет взлетной массы вертолета в первом приближении на основе среднестатистической информации об уровне развития вертолетной техники с учетом типа
и размерности проектируемого вертолета;
- расчет геометрических и аэродинамических параметров несущего винта, соответствующего массе вертолета;
- расчет мощности двигательной установки с учетом заданных летных характеристик и массы вертолета, схемы вертолета и параметров несущего винта;
- расчет массы топлива, необходимого для выполнения полета на заданную
дальность;
- расчет массы отдельных агрегатов и частей по формулам, полученным на основе среднестатистических весовых коэффициентов с учетом конструктивных особенностей элементов вертолета;
- расчет массы пустого вертолета и взлетной массы во втором приближении.
13
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
На пятом этапе эскизного проектирования выполняется процедура структурного синтеза, заключающаяся в разработке объемной компоновки вертолета, целью
которой является рациональное размещение отдельных частей, агрегатов и оборудования вертолета, топлива, транспортируемого груза, экипажа в объеме фюзеляжа.
Разработка компоновки сопровождается расчетом положения центра масс вертолета,
исходными данными для которого служат результаты параметрического синтеза.
Для контроля соответствия характеристик проектируемого вертолета требованиям технического задания выполняются процедуры многовариантного анализа –
расчет летно-технических характеристик вертолета с параметрами агрегатов и систем, определенными в процессе эскизного проектирования. В режиме вертикального
взлета рассчитываются статический потолок, зависимость скороподъемности от высоты полета, время вертикального взлета на заданную высоту, для горизонтального
полета определяются минимальные, максимальные, экономические и крейсерские
скорости на различных высотах. Определяются значения критических скоростей,
ограниченных появлением срыва потока на лопастях несущего винта. При отклонении расчетных летно-технических характеристик от значений, указанных в техническом задании принимаются решения по корректировке параметров несущей системы, двигательной установки, аэродинамических характеристик планера и т.п.
По летно-техническим характеристикам вертолета и расходным характеристикам выбранных двигателей выполняется оценочный расчет технико-экономических
показателей вертолета и определяется его экономическая эффективность в сравнении с существующими аналогами.
Таким образом, эскизный проект дает полное представление о внешнем виде,
компоновке, составе и конструкции вертолета, определяет основные параметры агрегатов, систем и элементов и содержит информацию, достаточную для принятия
решения о целесообразности дальнейшей работы над проектом, выполнения технического и рабочего проектирования и постройки опытных образцов.
14
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
2 Определение размеров фюзеляжа вертолета
В процессе предварительного и эскизного проектирования разрабатываются
чертежи общего вида компоновки вертолета. Предварительная разработка компоновки необходима для определения основных размеров фюзеляжа, по которым затем рассчитывается его масса, лобовое аэродинамическое сопротивление фюзеляжа.
Форма и размеры фюзеляжа оказывают существенное влияние на летно-технические
характеристики вертолета. Геометрические параметры фюзеляжа являются исходными данными для проектировочных расчетов, выполняемых в процессе параметрического синтеза, а также при оценке эксплуатационных показателей.
Основными геометрическими параметрами фюзеляжа вертолета, необходимыми для проектировочных расчетов, являются:
− длина фюзеляжа;
− форма поперечного сечения фюзеляжа, наибольшие значения его ширины и
высоты;
− площадь поперечного миделевого сечения фюзеляжа;
− площадь горизонтальной проекции фюзеляжа;
− площадь омываемой поверхности фюзеляжа.
Форма и размеры фюзеляжа определяются целевым назначением вертолета.
Основную часть внутреннего объема транспортного вертолета занимает грузовая
кабина, рассчитанная на размещение груза с заданными габаритными размерами и
массой. В пассажирском вертолете основной объем фюзеляжа занимают пассажирский салон с заданным числом кресел, отсек для багажа, рабочие места бортпроводников, туалетные помещения. Вертолеты военного назначения проектируются с
плотной компоновкой оборудования и вооружения в объеме фюзеляжа, обеспечивающей повышенные летные характеристики и живучесть вертолета.
Для определения размеров фюзеляжа необходимо разработать общий вид и
предварительную компоновку вертолета. На чертеже предварительной компоновки
вертолета должны быть представлены в масштабе два сечения фюзеляжа: продоль15
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
ное (вид сбоку) и поперечное, а при необходимости и другие виды, разрезы и сечения отдельных частей и агрегатов. Как правило, фюзеляж вертолета делится на части. В носовой части фюзеляжа размещается кабина пилотов, приборное оборудование, элементы системы управления. Носовая часть должна иметь обтекаемую форму
с плавным переходом к средней части. Остекление носовой части должно обеспечить пилотам обзор окружающего пространства по направлениям и секторам в соответствии с требованиями норм летной годности [1, 2].
Хвостовая часть фюзеляжа имеет форму, обеспечивающую плавное обтекаемое сопряжение средней части фюзеляжа с хвостовой балкой. В хвостовой части
транспортных вертолетов размещаются погрузочно-разгрузочное оборудование,
грузовые двери с рампой для погрузки. В хвостовой части пассажирских вертолетов
размещают багажный отсек, туалет, дверь с трапом, элементы системы кондиционирования воздуха и другое оборудование.
Наибольшие внутренние размеры и объем имеет средний отсек фюзеляжа,
предназначенный для размещения пассажиров или грузов. От размеров грузовой кабины и средней части фюзеляжа зависит масса всего фюзеляжа, масса транспортируемого груза или количество пассажиров, а соответственно взлетная масса всего
вертолета. Поэтому перед расчетом массы вертолета необходимо определить типоразмер грузовой кабины.
Вертолеты классифицируются по взлетной массе:
- сверхлёгкие – вертолёты со взлётным весом до 1000 кг;
- лёгкие – вертолёты со взлётным весом от 1000 до 4500 кг;
- средние – вертолёты со взлётным весом от 4500 до 13000 кг;
- тяжёлые – вертолёты со взлётным весом более 13000 кг.
Размеры продольных и поперечных сечений грузовых кабин вертолетов различных классов представлены в работе [5]. Там же предложен принцип условного
обозначения типоразмеров грузовых кабин. Принято, что объем грузовой кабины
имеет форму параллелепипеда, площадь основания которого соответствует площади
пола.
16
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Площадь пола грузовой кабины транспортного вертолета, необходимая для
размещения груза с заданной массой, рассчитывается по удельной нагрузке на поверхность пола рпол, Н/м2.
По среднестатистическим данным, приведенным в [6] для гражданских транспортных самолетов с учетом перегрузок в полете максимальная нагрузка на пол может доходить до 6000 .. 15000 Н/м2. Такие значения необходимо учитывать при расчете прочности силового каркаса. По рекомендациям [3] для расчета площади пола
транспортных самолетов удельная нагрузка на пол грузового отсека принимается
равной 4000 Н/м2. Такую же величину удельной нагрузки следует принимать и при
проектировании транспортных вертолетов.
Площадь пола грузового отсека Sгр, м2, рассчитывается по формуле
S гр =
где
mгр ⋅ g
p пол
,
(2.1)
mгр – масса груза, кг;
g = 9,807 м/с2 – ускорение свободного падения;
pпол = 4000 Н/м2 – удельная нагрузка на поверхность пола.
Пример – В задании на проектирование транспортного вертолета указана масса груза 2000 кг. Площадь пола грузового отсека будет равна:
S гр =
2000 ⋅ 9,807
= 4,9 м2.
4000
По площади пола определяются длина и ширина грузового отсека. Представляется логичным назначать ширину отсека по условию размещения перевозимого
груза, а длину рассчитывать. Если в приведенном примере ширину грузового отсека
вертолета принять равной 1,8 м, то его длина должна составить 2,72 м.
Высота грузового отсека зависит от габаритных размеров транспортируемых
объектов. В зависимости от грузоподъемности и назначения вертолета с учетом ус17
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
ловий погрузки и выгрузки транспортируемых объектов высота грузовой кабины
принимается в пределах от 1900 до 2500 мм.
В пассажирском вертолете основную часть объема фюзеляжа занимает пассажирский салон, рассчитанный на размещение заданного количества пассажиров.
При компоновке пассажирского салона и определении его размеров необходимо
учитывать требования норм летной годности винтокрылых аппаратов [1, 2], раздел
«Проектирование и конструкция», подраздел «Размещение людей и груза». Рекомендации по установке пассажирских кресел и размещению основных и аварийных
выходов в самолетах приведены в [3], ими же следует руководствоваться при проектировании пассажирских вертолетов.
Основные размеры пассажирских кресел показаны на рисунке 2.1 и приведены
в таблице 2.1.
К конструкции и размещению пассажирских кресел предъявляются следующие требования. Пассажирские кресла обычно делают в виде блоков из двух или
трех кресел. Для салонов 1-го класса применяют только блоки с двумя креслами, для
2-го и 3-го классов возможны блоки как с двумя, так и с тремя креслами. В блоках
кресел 1-го класса расстояние между сидениями равно 120 мм; в креслах повышенного комфорта этот размер увеличивается до 300 мм, а общая ширина двойного
блока В2 увеличивается до 1480 мм.
Кресла в салонах 1-го класса должны иметь спинку, откидывающуюся назад
на угол до 45° от вертикали, и съемную площадку-подножку, чтобы обеспечить полулежачее положение пассажира для отдыха. Спинки кресел 2-го и 3-го классов
должны откидываться назад соответственно на угол 36° или 25°.
Одинарное кресло с двумя подлокотниками имеет ширину:
B1 = 640 мм – для салона 1-го класса;
B1 = 540 мм – для салона 3-го класса.
Кресла салонов 2-го и 3-го классов должны иметь спинку, свободно откидывающуюся вперед, с тем, чтобы при резком замедлении в случае аварийной посадки
пассажир заднего ряда не мог удариться головой о спинку переднего сидения. Рекомендуемые расстояния между рядами кресел (шаг кресел) и между креслами и по18
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
перечными перегородками в зависимости от класса салона приведены в таблице 2.2
[3]. Шаг кресел отечественных самолетов и вертолетов должен быть кратным 30 мм.
Подушки сидений в салонах 3-го класса из-за малого шага между креслами
должны быть откидными.
Рисунок 2.1 – Основные размеры блоков пассажирских кресел
Таблица 2.1 – Основные размеры пассажирских кресел
РасКлассы стояние
пассамежду
жирподлоских
котникресел
ками
В, мм
Ширина подлокотников
b, мм
Длина
Высота
подуш- Высота
кресла
ки си- сидения
со
дения над поспиндо
лом
кой
спинки
h, мм
Н, мм
L, мм
Угол
Ширина
откло- блока кресел,
нения
спинки
от верВ2,
В3,
тикали,
мм
мм
β, градус
1
500
70
500
445
1140
45
1260
-
3
440
50
470
445
1120
36
1030
1520
19
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Таблица 2.2 – Расстояния между рядами кресел и перегородками
Класс салона
Расстояние
между рядами
кресел (шаг),
t, мм
Минимальное расстояние от передней
перегородки кабины
до первого ряда сидений, l1, мм
1
980 - 1080
630
Минимальное расстояние от задней перегородки кабины до переднего крепления последнего ряда сидений, l2,
мм
1000
2
840 - 870
615
800
3
780 - 810
585
750
Каждое кресло 1-го класса обязательно должно иметь два подлокотника шириной не менее 70 мм. В блоках кресел салонов 2-го и 3-го классов средние подлокотники делаются по одному между сидениями; ширина подлокотников не менее 50
мм.
Кресла и блоки кресел обычно располагают рядами вдоль бортов фюзеляжа с
продольным проходом между ними. Ширина продольного прохода между креслами
должна быть не менее значений, приведенных в таблице 2.3 [2].
Таблица 2.3 – Ширина продольного прохода пассажирского салона
Количество
Минимальная ширина прохода, мм
на высоте менее 635 мм
на высоте 635 мм
от пола
от пола и более
10 или менее
305
380
от 11 до 19
305
508
20 и более
380
508
пассажирских мест
В пассажирских кабинах с одним продольным проходом допускается устанавливать не более трех кресел с каждой стороны прохода.
Зазор между внутренней обшивкой пассажирской кабины и конструкцией
кресла (по подлокотнику или по верху спинки) должен быть не менее 50 мм в салонах 1-го класса и не менее 30 мм в салонах 2-го и 3-го классов.
20
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Толщина стенки пассажирской кабины, включая силовую конструкцию, тепло- и звукоизоляцию и декоративную отделку, при компоновке принимается от 120
до 130 мм.
С учетом указанных условий расчет ширины фюзеляжа Bф, мм, на уровне более 635 мм от пола пассажирской кабины выполняется по формуле
Bф = B1 ⋅ n1 + B2 ⋅ n2 + B3 ⋅ n3 + cn ⋅ nn + 2 ⋅ δ1 + 2 ⋅ δ 2 ,
где
(2.2)
В2, В2 и В3 – соответственно ширина одинарных кресел, двухместных и
трехместных блоков кресел, мм;
п1, п2 и п3 – соответственно число одинарных кресел, двухместных и трехместных блоков кресел в одном ряду;
сп и пп – соответственно ширина и число основных продольных проходов;
δ1 – зазор между креслом и внутренней поверхностью стенки кабины, мм;
δ2 – толщина стенки кабины, мм.
Длина пассажирской кабины определяется следующим образом. По заданному
количеству пассажиров и выбранному числу кресел в одном ряду определяется потребное число рядов кресел. В хвостовой части ширина кабины может сужаться для
придания фюзеляжу обтекаемой формы, вследствие чего число кресел в ряду может
уменьшаться.
С учетом этого потребная длина пассажирской кабины Lкпотр, мм, рассчитывается по формуле
Lкпотр = l1 + (i ряд − 1) ⋅ t + l 2
где
(2.3)
l1 – минимальное расстояние от передней перегородки кабины до пер-
вого ряда сидений, мм;
iряд – число рядов кресел;
t – расстояние между рядами (шаг) кресел, мм;
21
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
l2 – минимальное расстояние от задней перегородки кабины до переднего крепления последнего ряда сидений, мм.
Минимальное расстояние от задней перегородки кабины до переднего крепления последнего ряда сидений необходимо для того, чтобы при полностью отклоненной спинке зазор между конструкцией сидения и перегородкой был не менее 20 мм.
Высота пассажирской кабины вертолетов определяется с учетом количества
пассажиров, размещения кресел, расположения дверей и проходов. Над пассажирской кабиной вертолета обычно находится главный редуктор с несущим винтом и
двигательная установка, что увеличивает общую высоту фюзеляжа и приводит к необходимости уменьшения высоты пассажирской кабины по сравнению с самолетной. Высота пассажирских кабин некоторых вертолетов представлена в таблице 2.4.
На эти данные следует ориентироваться при проектировании пассажирского вертолета соответствующей размерности.
Таблица 2.4 – Высота пассажирских кабин
Число пассажиров
Высота пассажирской
максимальное
кабины, мм
Ми-8П ОКБ Миля
28
1800
Ми-38 ОКБ Миля
30
1800
Ми-2 ОКБ Миля
8
1470
Ми-6П ОКБ Миля
80
2500
Ка-32 ОАО Камов
16
1320
Ка-62 ОАО Камов
16
1300
AW139 AgustaWestland
15
1420
EC.130T2 Eurocopter
7
1280
Bell 427 Bell Helicopter Textron
6
1300
BK.117 MBB/Kawasaki
9
1280
S-76++ Sikorsky
12
1350
S-92 Sikorsky
19
1830
Модель вертолета
22
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Разработанную компоновку и принятые размеры пассажирской кабины необходимо проверить по величине удельного объема, приходящегося на одного пассажира. Удельный объем пассажирского салона должен составлять:
- 1-го класса – от 1,5 до 1,8 м3/чел;
- 2-го класса – от 1,2 до 1,3 м3/чел;
- 3-го класса – от 0,9 до 1,0 м3/чел.
При увеличенной продолжительности полета необходимо обеспечить повышенные значения удельного объема пассажирского салона.
В носовой части фюзеляжа вертолета размещается кабина экипажа, размеры
которой определяются также в процессе компоновки. Примерные размеры рабочего
места пилота представлены на рисунке 2.2.
Рисунок 2.2 – Примерные размеры кабины пилота вертолета
23
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Компоновка кабины экипажа разрабатывается с учетом обеспечения достаточного обзора, который в соответствии с нормами летной годности [1, 2] для сидящего в левом кресле пилота задается минимально допустимыми углами:
- влево 20º;
- вправо 30º;
- вниз по оси сиденья летчика не менее 17º;
- вверх по оси сиденья летчика 20º.
Расположение приборной панели в кабине экипажа, а также компоновка
средств отображения на приборных досках вертолетов выполняется в соответствии с
требованиями стандарта [7].
При разработке компоновки вертолета необходимо предусмотреть размещение агрегатов несущей системы, трансмиссии, двигательной установки, топливных
баков, приборного оборудования и других агрегатов, расположенных в объеме фюзеляжа.
Разработка предварительной компоновки вертолета в первом приближении и
вычерчивание ее в масштабе позволяет определить габаритные размеры фюзеляжа, а
также рассчитать площадь миделя, площадь горизонтальной проекции фюзеляжа и
площадь омываемой поверхности фюзеляжа, необходимые для дальнейшего проектирования.
24
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
3 Расчет аэродинамического сопротивления вертолета
3.1 Составляющие лобового аэродинамического сопротивления
Основной частью планера вертолета является фюзеляж, представляющий собой сложное тело, создающее аэродинамическое сопротивление в полете при действии неравномерного и неоднородного турбулентного воздушного потока. На фюзеляже имеются выступающие за его мидель ненесущие элементы, создающие дополнительное аэродинамическое сопротивление. К таким элементам относятся шасси,
втулки несущего и рулевого винтов, капоты главного редуктора и двигателей, дополнительные топливные баки, воздухозаборники, специальное навесное оборудование. Целью расчета аэродинамического сопротивления планера вертолета является составление сводки лобовых сопротивлений и расчет площади эквивалентной
плоской пластинки, имеющей такое же, как у планера вертолета, аэродинамическое
сопротивление при обтекании перпендикулярным к ней потоком воздуха.
Для расчета аэродинамического сопротивления фюзеляжа необходимо определить площадь миделевого сечения фюзеляжа. Формула для расчета площади миделя выбирается в соответствии с выбранной формой контура поперечного сечения
фюзеляжа. Габаритные размеры и форма фюзеляжа определяются в процессе разработки облика и предварительной компоновки вертолета в соответствии с его назначением и грузоподъемностью. При использовании современных компьютерных систем автоматизированного проектирования для разработки плоских и объемных
твердотельных моделей фюзеляжа площадь миделевого сечения, а также площади
горизонтальной проекции и омываемой поверхности фюзеляжа определяются с более высокой точностью и с меньшими затратами времени.
Пример – На рисунке 3.1 представлен общий вид вертолета, в результате разработки которого определяются форма и геометрические параметры фюзеляжа. На
виде сбоку вертолет изображается в горизонтальном положении, определяемом по
строительной горизонтали фюзеляжа.
25
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
26
Рисунок 3.1 – Пример чертежа общего вида вертолета
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Габаритные размеры фюзеляжа составляют:
- длина фюзеляжа без хвостовой части Lф = 11,55 м,
- высота средней части фюзеляжа 3,5 м,
- ширина средней части фюзеляжа 2,5 м.
Приближенное значение площади миделевого сечения Sм = 5,8 м2.
Применение систем автоматизированного проектирования типа КОМПАС,
AutoCad, ADEM и т. п. с встроенными геометрическими калькуляторами позволяет
повысить точность определения площадей, объемов и других геометрических параметров фюзеляжа вертолета, а также других элементов, имеющих сложную форму.
При разработке общего вида и формировании облика вертолета необходимо
учитывать, что площадь поперечного сечения и форма поверхности фюзеляжа и
других ненесущих частей оказывает существенное значение на аэродинамическое
сопротивление и летно-технические характеристики проектируемого вертолета.
3.2 Расчет аэродинамического сопротивления фюзеляжа
В соответствии с теорией подобия [8] для расчета силы лобового аэродинамического сопротивления Хф, Н, фюзеляжа вертолета в горизонтальном полете используется формула
Х ф = с хф ⋅
где
ρV 2
2
⋅ Sм ,
(3.1)
схф – коэффициент аэродинамического сопротивления фюзеляжа;
ρ – плотность воздуха, кг/м3;
V – скорость горизонтального полета, м/с;
Sм – площадь миделевого сечения фюзеляжа, м2.
Коэффициент аэродинамического сопротивления схф зависит от формы фюзеляжа, качества его поверхности, плавности обводов, наличия на ней выступающих
27
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
элементов. Экспериментальное определение коэффициента схф и других аэродинамических характеристик осуществляется продувками динамически подобных моделей фюзеляжа в аэродинамической трубе. Проведение аэродинамических экспериментов имеют высокую стоимость, обусловленную необходимостью изготовления
моделей и эксплуатацией дорогостоящего уникального оборудования. В связи с
этим на стадии эскизного проектирования применяются расчетные методы определения аэродинамических характеристик, а также компьютерное моделирование аэродинамических процессов с помощью программных комплексов вычислительной
аэро- и гидродинамики, к которым относятся система FlowVision, виртуальная аэродинамическая труба XFLR5, компьютерная программа Profiliv2 и специализированные подсистемы интегрированных систем автоматизированного проектирования.
Методика расчета аэродинамического сопротивления вертолета приведена в
работах [9, 10]. Приближенное значение коэффициента аэродинамического сопротивления схф фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле
с хф = kα ⋅ (с хf ⋅ η c
где
S ом
+ ∆с хц ) + ∆с хн + ∆с ххв + ∆с хнад + ∆с хнер ,
Sм
(3.2)
kα – коэффициент учета изменения сопротивления фюзеляжа по углу
атаки α, при α = 0º принимается kα = 1;
схf – коэффициент сопротивления трения плоской пластинки при задан-
ном числе Рейнольдса Re;
ηc – коэффициент влияния удлинения фюзеляжа на аэродинамическое
сопротивление;
Sом – полная омываемая поверхность фюзеляжа, м2;
Sм – площадь миделевого сечения фюзеляжа, м2;
∆схн, ∆схц, ∆сххв – коэффициенты, учитывающие увеличение сопротив-
ление за счет формы носовой, центральной и хвостовой частей фюзеляжа;
28
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
∆схнад – коэффициент сопротивления надстроек, сечение которых выступает за контуры сечения фюзеляжа (топливные баки, блистеры, обтекатели и
т.п.);
∆схнер – увеличение коэффициента сопротивления, вызванное наличием
неровностей, стыков, заклепок, шероховатости на поверхности фюзеляжа, при
эскизном проектировании можно принять ∆схнер=0,01..0,015.
Число Рейнольдса Re, соответствующее условиям полета вертолета, рассчитывается по формуле
Rе =
где
V ⋅ Lф
ν
,
(3.3)
V – максимальная скорость горизонтального полета проектируемого
вертолета, указанная в техническом задании на проектирование, м/с;
Lф – длина фюзеляжа вертолета, м;
ν = 1,455 ·10-5 м2/с – коэффициент кинематической вязкости воздуха на
нулевой высоте.
Пример – В соответствии с заданием на проектирование максимальная скорость полета V вертолета составляет 240 км/ч = 67 м/с. Длина фюзеляжа Lф, рассчитанная при разработке предварительной компоновки, составляет 11,55 м.
Число Рейнольдса Re для этого случая будет равно
Rе =
67 ⋅ 11,55
1,455 ⋅ 10
−5
= 53,19 ⋅ 10 6 .
Коэффициент сопротивления плоской пластинки схf при заданном числе Рейнольдса Re в турбулентном потоке рассчитывается по формуле Л. Прандтля
c xf =
0,074
.
5
Re
29
(3.4)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
График зависимости cxf от Re представлен на рисунке 3.2 [10].
Пример – При числе Рейнольдса Reф = 53,3·106 коэффициент сопротивления
плоской пластинки будет равен
c xf =
0,074
5
53,19 ⋅ 10
6
= 0,00211.
cxf
0.004
0.0035
0.003
0.0025
0.002
0.0015
0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 65 70·106 Re
Рисунок 3.2 – Зависимость коэффициента сопротивления плоской
пластинки cxf от числа Рейнольдса Re
Приближенное значение площади омываемой поверхности фюзеляжа Sом, м2,
рассчитывается по формуле
S ом = 2,85 ⋅ Lф ⋅ S м ,
где
(3.5)
Lф – длина фюзеляжа, м;
Sм – площадь миделевого сечения фюзеляжа, м2.
Пример – Площадь омываемой поверхности вертолета, представленного на
рисунке 3.1, равна:
S ом = 2,85 ⋅ 11,55 ⋅ 5,8 = 79,3 м2.
30
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
На аэродинамическое сопротивления фюзеляжа оказывает влияние его относительное удлинение λф, которое рассчитывается по формуле
Lф
λф =
где
Dэ
.
(3.6),
Dэ, – эквивалентный диаметр фюзеляжа, м.
Вертолеты чаще всего имеют некруглую форму поперечного сечения фюзеляжа. Эквивалентный диаметр Dэ – это диаметр круга, площадь которого равна площади миделевого сечения фюзеляжа Sм. Значение эквивалентного диаметра фюзеляжа Dэ, м, рассчитывается по формуле
Dэ =
4 ⋅ Sм
π
.
(3.7)
Коэффициент ηc влияния удлинения фюзеляжа λф на его аэродинамическое сопротивление определяется по графику, представленному на рисунке 3.3 [10].
ηс
3
2.5
2
1.5
1
2
4
6
8
10
12
λф
Рисунок 3.3 – Влияние удлинения фюзеляжа λф на коэффициент ηc
Пример – Расчет эквивалентного диаметра Dэ, относительного удлинения λф и
коэффициента ηc для вертолета, представленного на рисунке 3.1:
Dэ =
4 ⋅ 5,8
= 2,717 м,
3,142
31
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
λф =
11,55
= 4,251 ,
2,717
По графику на рисунке 2.3 находим: ηc = 1,35.
Коэффициент сопротивления носовой части ∆схн зависит от относительного
радиуса скругления rc в местах сопряжений стекол фонаря, который рассчитывается по формуле
rc =
где
Rc
,
bф
(3.8)
Rc – радиус скругления в местах сопряжения стекол, мм:
bф – ширина фюзеляжа, мм.
Для определения значения коэффициента сопротивления носовой части ∆схн
используется график, представленный на рисунке 3.4.
∆схн
0.1
0.09
0.08
0.07
0.06
0.05
0.04
0.03
0.02
0.01
0
rc
0
0.04
0.08
0.12
0.16
Рисунок 3.4 – Зависимость коэффициента сопротивления носовой части
фюзеляжа ∆схн от относительного радиуса rc [10]
Носовая часть с остеклением, состоящим из плоских стекол, имеет коэффициент сопротивления ∆схн = 0,09; при применении панорамных стекол с плавными сопряжениями коэффициент ∆схн будет приближаться к нулю [9].
32
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Коэффициент сопротивления центральной части фюзеляжа ∆схц зависит от
формы поперечного миделевого сечения. При круглом сечении коэффициент ∆схц
равен нулю. Значения ∆схц для некруглых сечений приведены приведены в таблице
3.1.
Значительное влияние на аэродинамическое сопротивление фюзеляжа оказывает форма хвостовой части. При отрыве потока за хвостовой частью возникает область пониженного давления, вызывающая появление донного сопротивления.
Таблица 3.1 – Значения коэффициента ∆схц сопротивления центральной части
фюзеляжа [10]
Форма поперечного сечения фюзеляжа
Коэффициент ∆схц
Круг
0
Квадрат
0,0065 - 0,012
Прямоугольник
0,015 - 0,018
Для уменьшения донного сопротивления хвостовая часть фюзеляжа должна
иметь поперечное сечение эллиптической формы с большими радиусами скругления
и плавное уменьшение площади сечения к хвосту – сужение, характеристикой которого является удлинение хвостовой части λхв.
Удлинение хвостовой части λхв рассчитывается по формуле
λ хв =
где
Lхв
,
Dэ
(3.9)
Lхв – длина хвостовой части, м;
Dэ – эквивалентный диаметр фюзеляжа, м.
33
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
∆сххв
0.12
0.1
0.08
0.06
0.04
0.02
0
0.6
1
1.4
1.8
2.2
λхв
Рисунок 3.5 – Зависимость коэффициента ∆сххв от удлинения λхв хвостовой части
фюзеляжа вертолета [10]
Для определения коэффициента аэродинамического сопротивления хвостовой
части ∆сххв по значению ее удлинения λхв используется график, представленный на
рисунке 3.5.
Коэффициент сопротивления надстроек ∆схнад, выступающих за обводы фюзеляжа, но составляющих с ним одно целое: капотов, блистеров, обтекателей, топливных баков, рассчитывается по формуле
∆c хнад = c x
S над
,
Sм
(3.10)
где cx – коэффициент аэродинамического сопротивления выступающей надстройки,
Sнад – площадь миделевого сечения надстройки, м2,
Sм – площадь миделевого сечения фюзеляжа, м2.
Среднестатистические значения коэффициентов аэродинамического сопротивления cx надстроек типа капотов и топливных баков представлены в таблице 3.2
по данным [9]. В этой же таблице приведены коэффициенты аэродинамического сопротивления других элементов планера, которые используются при составлении
сводки лобовых сопротивлений вертолета.
34
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Таблица 3.2 – Примерные значения коэффициентов аэродинамического
сопротивления ненесущих элементов планера вертолета [9]
Элемент планера вертолета
Расчетная площадь Si
Коэффициент
аэродинамического
сопротивления сxi
Несущий винт с втулкой, автоматом перекоса и тягами управления одновинтового вертолета
и
двухвинтовых
вертолетов
Площадь, ометаемая несущим винтом
0,0018 - 0,0022
продольной и поперечной схем
Несущий винт с закрытыми обтекателем автоматом перекоса и
тягами управления
Площадь, ометаемая несущим винтом
0,00145 – 0,00175
Несущий винт с втулкой, закрытой двояковыпуклым обтекателем, с закрытыми обтекателем автоматом перекоса и тяга-
Площадь, ометаемая несущим винтом
0,0012 – 0,0014.
ми управления
Колонка несущих винтов вертолета соосной схемы с втулками,
тягами и автоматами перекоса
Рулевой винт с открытой втулкой
Площадь, ометаемая несущим винтом
Площадь, ометаемая ру-
0,25 – 0,3
го сечения
Колесо шасси полубалонного Площадь диаметральнотипа без обтекателя
0,003
левым винтом
Колесо шасси обтекаемой фор- Площадь диаметральномы изолированное
0,0028 - 0,0035
0,45 – 0,55
го сечения
Топливные баки с поперечным
Площадь поперечного
сечением 0,15 от миделя фюзе-
сечения баков
ляжа
35
0,15
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Продолжение таблицы 3.2
Стойки шасси и под-
1:1
Площадь осевого сече-
Коэффициент
аэродинамического
сопротивления сxi
1
косы, имеющие фор-
1 : 1,3
ния, проходящего через
0,74
му
1 : 1,6
малый радиус основания
0,62
цилиндра, с отноше-
1:2
цилиндра
0,48
нием радиусов осно-
1:3
Элемент планера вертолета
эллиптического
Расчетная площадь Si
0,26
вания:
Хвостовое оперение тонкое
Хвостовое
оперение
Площадь оперения
0,011
средней
0,015
толщины
Хвостовое оперение с раскоса-
Площадь оперения
0,024
ми и расчалками
Двухкилевое оперение вертоле-
0,05 – 0,08
та
соосной схемы
Капот редуктора с площадью
Площадь поперечного
сечения 0,18 от площади миделя
сечения капота
0,2
3.3 Составление сводки лобовых сопротивлений вертолета
Целью составления сводки лобовых сопротивлений вертолета является расчет
площади эквивалентной вредной пластинки Sэ, м2, от величины которой зависят сила аэродинамического сопротивления, действующая на вертолет в горизонтальном
полета, потребная мощность двигательной установки, значения максимальной и
крейсерской скоростей. Сводка лобовых сопротивлений представляет собой таблицу, в которой перечисляются все элементы планера вертолета, обтекаемые потоком
36
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
воздуха в полете, и указываются значения их расчетных площадей Si и коэффициентов аэродинамического сопротивления схi.
Элементы планера условно делятся на несущие и ненесущие. К несущим элементам относятся капоты, антенны, вздухозаборники, блистеры, стойки и колеса
шасси и т.п. Несущими элементами являются несущий и рулевой винты, горизонтальное оперение, киль. Расчетной площадью ненесущих элементов является площадь поперечного миделевого сечения. Расчетная площадь несущего и рулевого
винтов равна площади соответствующего круга, ометаемого лопастями. Расчетная
площадь горизонтального оперения равна его геометрической площади.
Площадь эквивалентной вредной пластинки
Sэ представляет собой сумму
произведений коэффициентов аэродинамического сопротивления элементов вертолета на их расчетные площади:
n
S э = ∑ c xi ⋅ S i .
(3.11)
i =1
Пример сводки лобовых сопротивлений вертолета с расчетом площади эквивалентной вредной пластинки представлен в таблице 3.3.
37
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Таблица 3.3 – Сводка лобовых сопротивлений вертолета (пример)
Расчетная
площадь
элементов
Si, м2
5,07
Наименование элементов вертолета
Фюзеляж
Произведение
Коэффициент
площади на
аэродинамического
коэффициент
сопротивления схi
схi Si, м2
0,135
0,684
Капот редуктора
0,32
0,25
0,08
Капот двигателя
0,8
0,25
0,2
Воздухозаборник
0,6
0,26
0,156
141
0,002
0,282
4
0,003
0,012
0,042
0,2
0,008
Антенны
0,1
0,15
0,015
Хвостовое оперение
1,22
0,016
0,02
Отверстия в капоте
0,8
0,01
0,008
Несущий
винт
с
втулкой
Рулевой винт с втулкой
Полозковое шасси
Площадь эквивалентной плоской пластинки
Sэ = Σ схi Si, м2
38
1,033
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
4 Расчет основных параметров проектируемого вертолёта
К основным параметром вертолета, которые необходимо рассчитать при выполнении эскизного проекта, относятся взлетная масса полностью загруженного и
заправленного вертолета, масса пустого вертолета, масса топлива, обеспечивающего
заданную дальность полета, массы отдельных агрегатов и систем вертолета, размеры несущего и рулевого винтов, мощность двигательной установки, тип и эксплуатационные характеристики выбранных двигателей [11].
Исходными данными для расчета являются летно-технические характеристики, выбираемые в зависимости от назначения вертолета и указанные в техническом
задании на проектирование.
К таким характеристикам относятся:
− mгр – масса полезного груза или грузоподъёмность вертолета, кг;
− mэк – масса экипажа, кг;
− L – дальность полета без дозаправки, км.;
− Hст – статический потолок, км;
− Hдин – динамический потолок, км;
− Vmax – максимальная скорость полета, км/ч.
Кроме этого при выполнении расчетов используются варьируемые, изменяемые в некоторой области параметры, величина которых выбирается в зависимости
от назначения вертолета, условий и режимов эксплуатации, принятой конструктивной схемы. К варьируемым параметрам вертолета относятся:
− p – удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, Н/м2.;
− ωR – окружная скорость концов лопастей при вращении несущего винта,
м/с;
− kл – число лопастей несущего винта;
− n – число двигателей;
− rрв – относительный радиус рулевого винта;
− kлр – число лопастей рулевого винта.
39
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Значения варьируемых параметров выбираются с учетом области применения
вертолета, его класса, в соответствии рекомендациями, приведенными в справочной
и научно-технической литературе на основании опыта отечественного и зарубежного вертолетостроения.
При расчете основных параметров вертолета используются также значения
размеров фюзеляжа, определяемые при выполнении предварительной общей компоновки вертолёта в соответствии с требуемой пассажировместимостью или грузоподъемностью и результаты расчета лобового аэродинамического сопротивления
планера:
− Sф – площадь горизонтальной проекции фюзеляжа, м2;
− Sом – площадь омываемой поверхности фюзеляжа, м2;
− Sго – площадь горизонтального оперения, м2.
− Sэ – площадь эквивалентной вредной пластинки, м2.
Определение основных параметров вертолета выполняется в следующем порядке.
В первую очередь рассчитывается взлетная масса вертолета в первом приближении m01 и определяются размеры несущего винта. Затем по значению взлетной
массы m01 и принятым варьируемым параметрам выполняется расчёт потребной
удельной мощности двигательной установки для следующих режимов полета:
− при висении на статическом потолке;
− в полете на динамическом потолке с экономической скоростью;
− в горизонтальном полете на минимальной высоте с максимальной скоростью;
− в полете на минимальной высоте у земли с экономической скоростью при
продолжении взлета в случае отказа одного двигателя.
По удельной мощности для каждого режима рассчитывается приведенная
удельная мощность, которую должна иметь двигательная установка при нахождении
вертолета на земле на нулевой высоте при нулевой горизонтальной скорости. По
максимальному полученному значению приведенной удельной мощности и взлетной массе вертолета определяется мощность двигательной установки. В соответст40
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
вии с мощностью двигательной установки и числом двигателей по каталогам выбирается тип двигателя. При отсутствии выпускаемых двигателей с подходящими характеристиками составляется техническое задание на проектирование специального
двигателя.
Затем рассчитывается крейсерская скорость вертолета, которая обеспечивает
минимальный километровый расход топлива и выполняется расчет массы топлива,
необходимого для полета на заданную дальность. После этого выполняется весовой
расчет вертолета: вычисляются массы основных агрегатов вертолёта и определяется
взлетная масса во втором приближении m02.
Значения массы вертолета в первом и втором приближении не должны отличатся более чем на 5 % . Если отклонение массы превышает указанное значение,
выполняется корректировка варьируемых параметров и весовой расчет повторяется.
Результаты весового расчета используются для расчета положения центра
масс вертолета при разработке компоновочной схемы, при размещении полезного
груза, топливных баков, стоек шасси и других агрегатов в фюзеляже с целью обеспечения требуемой центровки вертолета на различных режимах эксплуатации.
4.1 Расчет взлетной массы вертолета в первом приближении
Взлетная масса вертолета складывается из массы пустого вертолета, массы
экипажа, массы целевой нагрузки – перевозимого груза или пассажиров, и массы
топлива. В соответствии с общепринятой классификацией в состав массы пустого
вертолета входят масса планера, включающего в себя фюзеляж, крыло, оперение,
капоты, шасси, систему управления, масса силовой установки, включающей в себя
двигатели, трансмиссию, несущие и рулевые винты, топливную и маслосистемы,
системы пожаротушения и охлаждения, и масса несъемного оборудования.
Таким образом, при расчете в первом приближении взлетная масса вертолёта
m01, кг, равна сумме:
41
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
m01 = m пуст + m т + m гр + m эк ,
где
(4.1)
m пуст – масса пустого вертолёта, кг;
m т – масса топлива, кг;
m гр – масса полезного груза, кг;
m эк – масса экипажа, кг.
Степень весового совершенства конструкции характеризуется значением относительной массы пустого вертолета m пуст , представляющей собой безразмерную
величину, равную отношению массы пустого вертолета к взлетной массе:
mпуст =
mпуст
m01
.
(4.2)
При предварительном проектировании значение относительной массы пустого
вертолета принимается по среднестатическим показателям, соответствующим современному уровню развития этого вида техники [5, 11]:
-
для транспортных пассажирских и грузовых вертолётов mпуст = 0,48..0,6 ;
-
для вертолётов специального назначения, оснащенных несъемным обо-
рудованием mпуст = 0,6..0,7 .
Топливная и эксплуатационная эффективность вертолета характеризуется безразмерной величиной относительной массы топлива mт , рассчитываемой по формуле
mт =
mт
.
m01
(4.3)
Относительная масса топлива в первом приближении рассчитывается по формуле
mт = qт ⋅ L + 0.33 ⋅ QV ,
42
(4.4)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
где
qт – относительный километровый расход топлива, км-1;
QV – относительный часовой расход топлива, ч-1.
Относительный километровый, или часовой расход равен массе топлива, расходуемого на единицу взлетной массы вертолета соответственно за 1 километр, или
за 1 час полета.
В формуле (4.4) первое слагаемое представляет собой относительный расход
топлива на горизонтальный полет на крейсерской скорости, второе слагаемое – относительный расход топлива на 0,33 часа (20 минут), время необходимое для запуска и прогрева двигателей, выполнения взлета и посадки с учетом аэронавигационного запаса топлива, составляющего 5 % от общего объёма.
Значения относительного километрового и часового расходов топлива в зависимости от взлетной массы вертолёта представлены в таблице 4.1 [11].
Таблица 4.1 – Относительный километровый qт и часовой QV расход топлива
в зависимости от взлетной массы вертолетов
Взлетная масса
вертолета m01 ,
тонн
Относительный километровый расход топлива
qт , км-1
Относительный часовой
расход топлива
QV , ч-1кг-1
m01 ≤ 10
(0,25..0,3) ⋅ 10 −3
0,059…0,063
10 < m01 ≤ 25
(0,22..0,24) ⋅ 10 −3
0,057…0,059
m01 > 25
(0,19..0,21) ⋅ 10 −3
0,055…0,057
Расчет взлетной массы вертолета в первом приближении m01 выполняется по
формуле
m01 =
где
m гр + m эк
1 − mпуст − m т
,
mпуст – относительная масса пустого вертолёта;
mт – относительная масса топлива.
43
(4.5)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
При выполнении курсовых и дипломных проектов рассчитанную в первом
приближении взлетную массу проектируемого вертолета следует сравнить с взлетными массами современных вертолетов–прототипов аналогичного назначения с
близкой грузоподъемностью. При существенном отличии масс необходимо скорректировать значения относительной массы пустого вертолета mпуст , относительного
часового QV и относительного километрового qт расходов топлива, а затем повторить расчет взлетной массы m01.
4.2 Геометрия несущего винта вертолета
Несущий винт предназначен для создания силы тяги, необходимой для перемещения вертолета в атмосфере, а также для осуществления продольного и поперечного управления. Несущий винт состоит из лопастей, создающих подъемную силу, и втулки, соединяющей лопасти с валом главного редуктора. Конструкция втулки обеспечивает изменение углов установки лопастей с управлением от автомата
перекоса. Основными геометрическими параметрами несущего винта является радиус R, измеряемый от оси вращения до концов лопастей, площадь ометаемого лопастями круга, равная πR2, число лопастей kл, коэффициент заполнения σ, равный
отношению расчетной площади всех лопастей к площади ометаемого круга.
При анализе работы несущего винта для обозначения положения отдельных
поперечных сечений лопасти применяют относительные радиусы, обозначаемые
строчной буквой ri. Относительный радиус ri равен отношению радиуса Ri окружности, на которой находится рассматриваемое сечение, к радиусу концевых сечений
лопастей несущего винта R:
ri =
Ri
.
r
(4.6)
44
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Таким образом, относительный радиус может принимать значения в интервале
от 0 до 1. Индексом при относительном радиусе условно обозначается его величина, например:
r03 = 0,3;
r05 = 0,5;
r08 = 0,8;
r1 = 1.
Относительный радиус r07, равный 0,7, для несущих винтов вертолетов является расчетным. По углу установки φ07 сечения лопасти, расположенного на расчетном радиусе r07, определяется общий шаг несущего винта.
Угол установки сечения φ определяется как угол между хордой профиля лопасти в сечении и плоскостью вращения несущего винта, проходящей по концам лопастей. Геометрическая крутка лопасти, определяющая угловое положение ряда сечений лопасти, расположенных по ее длине, задается относительно сечения, находящегося на расчетном относительном радиусе r07 = 0,7 .
Лопасть несущего винта состоит из лонжерона, передающего на втулку возникающие при вращении винта силы, и оперенной части, имеющей аэродинамические
профилированные поверхности для создания подъемной силы. Часть лонжерона,
присоединяемая к втулке и не имеющая аэродинамических поверхностей, называется комлем. Относительный радиус комлевого сечения, с которого начинается оперенная часть лопасти, принято обозначать r0.
Геометрическими параметрами лопастей несущего винта являются форма лопасти в плане, ширина лопасти b, ее сужение η, форма профиля поперечных сечений
лопасти, крутка лопасти.
Для лопастей несущих винтов вертолетов чаще всего применяются прямоугольная или трапециевидная форма в плане. Ширина b прямоугольной лопасти постоянна по ее длине. Трапециевидная лопасть имеет переменную ширину, линейно
уменьшающуюся от комлевого сечения к концевому, и характеризуется сужением η,
определяемым формулой
45
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
η=
где
b0
,
b1
(4.7)
b0 и b1 – соответственно ширина лопасти в комлевом сечении на относи-
тельном радиусе r0 и в концевом сечении на относительном радиусе r1 = 1 .
Трапециевидные лопасти применялись на первых вертолетах, выпускавшихся
в 50-х годах. Современные вертолеты в основном имеют несущие винты прямоугольными лопастями. Трапециевидная форма обеспечивает более равномерное
распределение аэродинамических сил по длине лопасти, но повышает стоимость и
трудоемкость изготовления. Прямоугольные лопасти более технологичны, а улучшение их аэродинамических характеристик достигается подбором оптимальной
крутки и применением специальных законцовок, позволяющих снизить потери
мощности, возникающие на скачках уплотнения при движении концов лопастей на
околозвуковых скоростях и концевые потери силы тяги от перетекания воздуха и
образования вихрей.
Форма профиля сечений оперенной части должна обладать следующими характеристиками:
- высокое аэродинамическое качество;
- малое изменение положения центра давления при изменении углов установ-
ки лопасти;
- достаточно большие значения критических углов атаки;
- способность переходить на режим авторотации (самовращения) в большом
интервале углов установки.
Перечисленные характеристики имеют аэродинамические профили типа
NACA230 с относительной толщиной профиля от 9 % до 15 %, имеющие обозначе-
ние соответственно NACA23009 … NACA23015. Эти профили и ряд других применяются для лопастей несущих винтов.
Геометрическая крутка лопасти определяется функцией зависимости углов установки поперечных сечений φ от относительного радиуса лопасти r. Лопасти несущих винтов имеют отрицательную геометрическую крутку, то есть с увеличением
46
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
относительного радиуса угол установки лопасти уменьшается. Наибольший угол установки имеет сечение у комлевой части, наименьший – концевое сечение. Отрицательная крутка способствует равномерному распределению аэродинамических сил
вдоль лопасти и уменьшению индуктивных потерь. Общая величина крутки обычно
составляет от 4° до 12°. В конструкторских документах крутка лопасти представляется в графическом виде.
На рисунке 4.1. представлен пример графика крутки лопасти. Углы установки
сечений отсчитываются относительно хорды расчетного сечения, расположенного
на относительном радиусе r07 = 0,7. В связи с этим на относительном радиусе r07 =
0,7 угол установки сечения φ07 = 0°. Номера сечений лопасти на графике соответствуют относительным радиусам: например, сечение № 5 имеет относительный радиус r05 = 0,5.
Рисунок 4.1 – Пример задания крутки лопасти несущего винта вертолета
Число лопастей kл несущего винта определяется по необходимому значению
коэффициента заполнения σ, который зависит от требуемых летных характеристик
вертолета. Современные вертолеты имеют от 2 до 8 лопастей. Число лопастей воз-
47
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
растает с увеличением взлетной массы вертолета. Например, несущий винт вертолета Ми-2 имеет 3 лопасти, Ми-8 – 5 лопастей, Ми-26 – 8 лопастей.
Масса лопасти оказывает существенное влияние на характеристики маховых
движений и угол конусности вращающегося несущего винта. Уменьшение массы
лопасти приводит к увеличению угла взмаха лопасти вокруг горизонтального шарнира, что уменьшает силу тяги. Легкие лопасти имеют меньший запас кинетической
энергии, что ухудшает условия аварийной посадки вертолета на авторотации с увеличением шага винта перед приземлением. Увеличение массы лопасти приводит к
повышению уровня напряжений в лонжероне и снижает ресурс. По этим причинам
оптимальное значение массы лопастей определяется по допустимым значениям массовой характеристики [5], учитывающей геометрические, инерционные и аэродинамические факторы.
4.3 Расчет геометрических параметров несущего винта вертолета
Радиус R, м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается
по формуле [12]
R=
где
m01 ⋅ g
,
π⋅p
(4.8)
m01 – взлетная масса вертолета, кг;
g – ускорение свободного падения, равное 9,807 м/с2;
π = 3,14;
p – удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, Па.
Удельная нагрузка на ометаемую винтом площадь является одним из наиболее
важных параметров, от которого зависят летные характеристики вертолета. Удельная нагрузка на ометаемую площадь p, Па, рассчитывается по формуле
48
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
p=
где
T
π ⋅ R2
,
(4.9)
T – сила тяги несущего винта, Н.
В режиме висения вертолета сила тяги несущего винта равна весу вертолета:
T = m 01 ⋅ g .
Повышение удельной нагрузки на ометаемую площадь приводит к увеличению потребляемой винтом мощности и скорости отбрасываемого воздушного потока. В связи с тем, что при выполнении работ на режиме висения под вертолетом могут находиться люди и различные объекты, скорость потока должна быть ограничена. Соответственно ограничиваются максимально допустимые значения удельной
нагрузки на ометаемую площадь [5]:
- для транспортных вертолетов, предназначенных только для перевозки пассажиров и грузов без выполнения работ, при которых под вертолетом могут оказаться люди, удельная нагрузка не должна превышать 700 Па;
− для вертолетов-кранов, применяемых при выполнении монтажных и других работ, при которых под вертолетом на режиме висения может находится специально подготовленный и экипированный персонал, удельная нагрузка не должна
превышать 500 Па;
− для вертолетов, эксплуатируемых в режиме висения с возможностью нахождения неподготовленных людей под вертолетом, например, при выполнении
спасательных работ, удельная нагрузка должна быть не более 350 Па.
В таблице 4.2 представлены значения удельной нагрузки на ометаемую площадь несущего винта современных вертолетов. Большинство значений попадает в
интервал от 200 до 400 Па. Такие же значения рекомендуется принимать в расчете
при курсовом и дипломном проектировании.
49
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Таблица 4.2 – Характеристики вертолетов
Вертолет
Удельная
Мощность Удельная
нагрузка на
двиганагрузка на
Взлетная
Диаметр
мощность
тельной
ометаемую
масса, кг
винта, м
двигательустановки, площадь,
ной установкВт
Па
ки, Н/Вт
Одновинтовые вертолеты
Lynx AH Mk1
4763
12,8
1800
363
0,0260
SH-3 Sea King
9525
18,9
3320
333
0,0281
Wessex
6123
17,7
3100
244
0,0194
MBB BO-105
2400
9,84
840
310
0,0280
Agusta А-109
2450
11,01
840
253
0,0286
Agusta A-129
4100
11,9
1650
362
0,0244
EH-101 Merlin
13530
18,59
4624
489
0,0287
PAH-2 Tiger
6000
13
2570
444
0,0229
BK-117
2850
11
1100
294
0,0254
NH-90
9100
16,3
3360
428
0,0266
W-3 Socol
6400
15,7
1776
324
0,0353
Ми-2
3700
14,5
800
220
0,0454
Ми-6
42500
35
11000
434
0,0379
Ми-8
12000
21,29
3000
331
0,0392
Ми-14
14000
21,29
3900
386
0,0352
Ми-17
13000
21,29
3800
358
0,0336
Ми-24
11500
17,1
4400
491
0,0256
Ми-26
56000
32
20000
683
0,0275
Ми-28
11200
17,2
4400
473
0,0250
Ми-34
1350
10
440
169
0,0301
AH-1W Cobra
6690
14,63
3380
391
0,0194
AH-1S Cobra
4535
13,42
1800
315
0,0247
50
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Продолжение таблицы 4.2
Удельная
Мощность Удельная
нагрузка на
двиганагрузка на
мощность
тельной
ометаемую
двигательустановки, площадь,
ной установкВт
Па
ки, Н/Вт
Взлетная
масса, кг
Диаметр
винта, м
2360
10,67
650
259
0,0356
2041
10,67
650
224
0,0308
3856
14,63
1290
225
0,0293
UH-1H Iroquois
4390
14,63
1400
256
0,0308
UH-1N Iroquois
4080
14,63
1290
238
0,0310
СH-53А
19050
22,02
5850
491
0,0319
7900
11,9
2864
697
0,0271
Вертолет
OH-58 Kiowa
Warrior
OH-8 Kiowa
Warrior
UH-1F Iroquois
RAH-66
Comanche
Соосные вертолеты
Ка-25
7200
15,74
1800
321
0,0392
Ка-27
11000
15,9
4400
481
0,0245
Ка-29
11500
15,9
4400
503
0,0256
Ка-31
12500
15,9
4400
547
0,0279
Ка-50
10800
14,5
4400
568
0,0241
Вертолеты продольной схемы
CH-47 Chinook
22680
2 × 18,29
5806
424
0,0383
СH-21 Shawnee
6668
2 × 13,41
2124
232
0,0308
CH-46 Sea
Knight
11022
2 × 15,24
2800
297
0,0386
Вертолеты поперечной схемы
Ми-12
97000
2 × 35
19110
494
0,05
23859
2 × 11,6
9170
1107
0,026
Bell V-22
Osprey (конвертоплан)
51
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Лопасть несущего винта, окружная скорость которой направлена по скорости
горизонтального полета, называется наступающей. Лопасть с окружной скоростью
противоположной скорости горизонтального полета является отступающей.
В режиме висения вертолета отступающая и наступающая лопасти работают в
одинаковых условиях. В горизонтальном полете скорость обтекания отступающей
лопасти уменьшается, а угол установки увеличивается автоматом перекоса для выравнивания распределения нагрузок между лопастями. В связи с этим горизонтальная скорость вертолета ограничивается двумя факторами: во-первых срывом потока
на отступающей лопасти с большим углом установки, и во-вторых – достижением
критического значения числа Маха на наступающей лопасти.
Частота вращения несущего винта зависит от окружной скорости концов лопастей ωR и радиуса винта R. В горизонтальном полете окружная скорость концов
наступающей лопасти складывается со скоростью полета, что может привести к
достижению скорости звука. С учетом нежелательности превышения скорости звука
рекомендуются следующие значения окружной скорости ωR в зависимости от массы
вертолета m01 [9]:
-
от 180 до 200 м/с, при m01 < 10 т;
-
от 200 до 210 м/с, при 10 т ≤ m01 ≤ 25 т;
-
от 220 до 230 м/с, при m01 > 25 т.
На характеристики несущего винта существенно влияет коэффициент заполнения σ [27], определяемый отношением суммарной площади лопастей к площади
ометаемого круга по формуле
σ=
где
k л ⋅ b07 ⋅ R
π ⋅ R2
=
k л ⋅ b07
,
π⋅R
kл – число лопастей несущего винта;
b07 – хорда лопасти в сечении на относительном радиусе r07, м;
R – радиус винта, м;
π = 3,14….
52
(4.10)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
При проектировании вертолета коэффициент заполнения σ несущего винта
рассчитывается по критической величине отношения (CT /σ)кр, где CT – коэффициент силы тяги несущего винта [11, 14].
Увеличение отношения CT /σ способствует повышению коэффициента полезного действия (КПД) винта. Коэффициент силы тяги CT возрастает с увеличением
угла установки лопастей, однако, максимальная величина угла установки лопастей
ограничена наступлением срыва потока на отступающей лопасти. Срыв потока наиболее вероятен в полете с максимальной скоростью на минимальной высоте и в полете на динамическом потолке с экономической скоростью. Эти случаи являются
расчетными для определения коэффициента заполнения σ.
Критическое значение отношения (CT /σ)кр , при которых возникает срыв потока, зависит от скорости полета и рассчитывается по формулам [11]
(СТ / σ ) кр = 0,297 − 0,36 ⋅ V
при V < 0.4 ,
(СТ / σ ) кр = 0,297 − 0,36 ⋅ V − 3,5 ⋅ (V − 0,4) 2
при V ≥ 0.4 ,
(4.11)
где V – относительная скорость горизонтального полета, безразмерная величина, которая рассчитывается по формуле
V=
где
V
,
3,6 ⋅ ωR
(4.12)
V – скорость горизонтального полета вертолета, км/ч;
ωR – окружная скорость концов лопастей, м/с.
График зависимости критических отношений (CT /σ)кр от относительной скорости V , соответствующий формулам (4.11), представлен на рисунке 4.1.
Расчет коэффициента заполнения σ несущего винта при проектировании вертолета выполняется следующим образом.
53
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Определяется относительная плотность воздуха ∆дин на динамическом потолке
по стандартной атмосфере [4], или рассчитывается по формуле
∆ дин
H 

= 1 − дин 
44,3 

4, 256
,
(4.13)
где Hдин – динамический потолок, км.
(CT / σ)кр
0.3
0.25
0.2
0.15
0.1
0.05
0
0.15 0.2 0.25 0.3 0.35 0.4
0.45 0.5
Рисунок 4.1 – Зависимость критических значений отношения (CT / σ)кр
от относительной скорости V горизонтального полета.
Рассчитываются потребные значения коэффициентов силы тяги несущего
винта CТо на нулевой высоте у земли и CТдин на динамическом потолке по формулам
СТо =
1,63 ⋅ p
CТдин =
(ωR ) 2
,
1,63 ⋅ p
(ωR ) 2 ⋅ ∆ дин
,
где p – удельная нагрузка на ометаемую площадь несущего винта, Па,
54
(4.14)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
ωR – окружная скорость концов лопастей, м/с.
Рассчитывается относительная площадь S э эквивалентной вредной пластинки:
Sэ =
где
Sэ
,
m01 ⋅ g
(4.15)
Sэ – площадь эквивалентной плоской пластинки, м2;
m01 – взлетная масса вертолета, кг;
g = 9,807 м/с2 – ускорение свободного падения.
Рассчитывается экономическая скорость на динамическом потолке Vдин, км/ч,
по формуле
Vдин = 164 ⋅ 4
Iэ ⋅ p
(ωR + 11,6 ⋅ 10 6 ⋅ S э ⋅ ∆ дин ) ⋅ ∆ дин
,
(4.16)
где Iэ = 1,09…1,10 – коэффициент индукции, учитывающий неравномерность
распределения аэродинамической нагрузки по диску.
Рассчитываются относительные значения максимальной скорости полета у
земли и экономической скорости на динамическом потолке по формулам
где
Vmax =
Vmax
,
3,6 ⋅ ωR
Vдин =
Vдин
,
3,6 ⋅ ωR
(4.17)
Vmax – максимальная скорость полета на нулевой высоте, км/ч;
Vдин – экономическая скорость на динамическом потолке, км/ч;
ωR – окружная скорость концов лопастей, м/с.
По формулам (4.11), или по графику на рисунке 4.1 находятся критические
значения отношений (CT /σ)кр:
55
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
- (CT /σ)крVmax – для полета на максимальной скорости;
- (CT /σ)крHдин – для полета на динамическом потолке с экономической скоростью.
Затем выполняется расчет коэффициентов заполнения несущего винта:
- σVmax – для полета на максимальной скорости,
- σHдин – для полета на динамическом потолке с экономической скоростью.
Коэффициенты заполнения рассчитываются по формулам
σ Vmaх =
CТo
,
(CT / σ ) крVmax
σ Hдин =
СТдин
.
(CT / σ ) крHдин
(4.18)
Из двух полученных значений коэффициента заполнения σVmax и σHдин выбирается наибольшее, которое принимается для проектируемого несущего винта:
σ = max (σVmaх , σ Hдин ) .
Наибольшее значение коэффициента полезного действия (КПД) несущего
винта обеспечивается при оптимальной величине коэффициента заполнения. Рекомендуемые коэффициенты заполнения в зависимости от числа лопастей несущего
винта приведены в таблице 4.3 [15].
Таблица 4.3 – Рекомендуемые значения коэффициентов заполнения несущих винтов
Число
2
3
4
5
6
7
8
Коэффициент
0,04 ...
0,05 ...
0,06 ...
0,08 ...
0,10 ...
0,11 ...
0,12 ...
заполнения σ
0,06
0,07
0,08
0,10
0,12
0,13
0,14
лопастей kл
56
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Повышение коэффициента заполнения σ приводит к отдалению срыва потока
на максимальной скорости, но сопровождается увеличением массы несущего винта
и снижением весовой отдачи вертолета. Повышение коэффициента заполнения может осуществляться за счет увеличения ширины лопастей, или за счет увеличения
количества лопастей. В первом случае возрастают масса лопастей, шарнирные моменты и нагрузки в механизмах управления несущего винта. Поэтому выгоднее увеличивать число лопастей. При этом рекомендуется [14], чтобы коэффициент заполнения, приходящийся на одну лопасть, лежал в интервале
σ
= 0 ,016...0,022 ,
kл
где kл – число лопастей.
Оптимальное число лопастей в этом случае определяется с учетом ряда факторов, влияющих на условия эксплуатации вертолета (уровень шума, вибрации).
По принятому коэффициенту заполнения σ и выбранному количеству лопастей kл рассчитываются ширина лопастей (хорда профиля поперечного сечения) b,
м, и относительное удлинение λ лопастей:
b=
π ⋅ R ⋅σ
kл
λ=
,
R
,
b
(4.19)
где R – радиус несущего винта, м.
Оптимальное удлинение лопастей несущих винтов равно 18. При значительном отклонении рассчитанного удлинения λ от оптимальной величины изменить
принятое число лопастей, или скорректировать их ширину.
Полученные размерные параметры несущего винта являются исходными данными для последующей разработки конструкции лопастей.
57
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
5 Расчет мощности двигательной установки вертолета
5.1 Методика расчета мощности двигательной установки
Мощность двигательной установки должна обеспечивать летно-технические
характеристики вертолета в соответствии с техническим заданием на проектирование. При эскизном проектировании вертолета потребная мощность двигательной установки рассчитывается для наиболее нагруженных случаев полета, требующих
максимальную отдачу мощности двигателей. К таким расчетным случаям относятся:
-
висение вертолета на статистическом потолке;
-
горизонтальный полет вертолета с заданной максимальной скоростью на
минимальной высоте у земли при соответствующей плотности воздуха по стандартной атмосфере;
-
горизонтальный полет на динамическом потолке с экономической скоро-
-
продолжение взлета многодвигательного вертолета при отказе одного
стью;
двигателя и выполнение полета с экономической скоростью.
Расчет мощности для каждого из указанных режимов полета выполняется по
следующей методике [9].
В первую очередь рассчитывается удельная мощность N , Вт/Н, равная отношению мощности N, Вт, потребляемой несущим винтом, к полетному весу вертолета m0 g, Н:
N=
N
m0 g
(5.1)
Расчет удельной мощности в каждом расчетном режиме полета выполняется
по формулам, основанным на теории несущего винта.
Затем рассчитывается приведенная удельная мощность N пр , Вт/Н, двигательной установки вертолета, соответствующая всем расчетным случаям. Приведенная
58
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
удельная мощность называется так потому, что от расчетных режимов полета мощность приводится во всех случаях к нулевой высоте и нулевой скорости по высотной
и скоростной характеристикам двигателей. Кроме этого приведенная удельная мощность определяется с учетом коэффициента использования мощности двигательной
установки, что позволяет выполнить сравнение затрат мощности на разных режимах
полета.
Из полученных значений приведенной удельной мощности выбирается макпр
симальное N тах , которое соответствует наиболее нагруженному режиму полета.
По максимальному значению приведенной удельной мощности рассчитывается мощность Nдв, Вт, двигательной установки проектируемого вертолета:
пр
N дв = N тах ⋅ m0 g ,
где
(5.2)
пр
N тах – максимальная приведенная удельная мощность, Вт/Н;
m0 – взлетная масса вертолета, кг;
g = 9,807 м/с2 – ускорение свободного падения.
Двигательная установка современных вертолетов в большинстве случаев состоит из двух газотурбинных двигателей со свободной турбиной [16]. На легких
вертолетах применяются также поршневые или роторные двигатели внутреннего
сгорания.
Выбор типа двигателей для проектируемого вертолета производится в соответствии с требуемой мощностью и составом двигательной установки. Мощность
одного двигателя определяется делением потребной мощности двигательной установки на число двигателей.
Характеристики современных и перспективных вертолетных двигателей приводятся в каталогах и проспектах предприятий-разработчиков [17, 18].
59
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
5.2 Расчет удельной мощности для случая висения вертолета
на статическом потолке
При вертикальном взлете вертолета вследствие уменьшения плотности воздуха с увеличением высоты потребная мощность двигательной установки повышается,
а располагаемая мощность двигателей уменьшается в соответствии с их высотной
характеристикой. В связи с этим вертолеты имеют статический потолок – предельную высоту вертикального взлета и висения, которая зависит от мощности двигательной установки.
Удельная мощность N Hст , Вт/Н, потребная для привода несущего винта в режиме висения вертолета на статическом потолке, рассчитывается по формуле
3
(1 + ∆Т ф + ∆Т го ) 2 ⋅ p
N Нст =
,
1,566 ⋅η0 ⋅ ∆ ст
где
∆Tф и
∆Tго
(5.3)
– относительное увеличение тяги несущего винта для
уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального
оперения;
p – удельная нагрузка на ометаемую винтом площадь, Н/м2;
∆ст – относительная плотность воздуха на статическом потолке;
η0 – относительный КПД несущего винта на режиме висения;
∆ст – относительная плотность воздуха на высоте статического потолка,
которая находится по таблице Международной стандартной атмосферы [4], или рассчитывается по формуле
∆ ст
где
 H 
= 1 − ст 
 44,3 
Нст – статический потолок, км.
60
4, 256
,
(5.4)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Приближенные значения относительного увеличения тяги несущего винта для
уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа ∆Tф и горизонтального оперения ∆Tго рассчитываются по формулам
∆T ф =
∆T го =
где
0,238 ⋅ S ф
πR 2
1,38 ⋅ S го
πR 2
,
,
(5.5)
(5.6)
Sф и Sго – соответственно площади горизонтальной проекции фюзеляжа
и оперения, м2;
R – радиус несущего винта, м.
5.3 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на
максимальной скорости
В полете с максимальной скоростью на малой (нулевой) высоте мощность
двигательной установки расходуется на профильные потери, связанные с вращением
лопастей несущего винта в воздушной среде, на индуктивные потери, связанные с
созданием подъемной силы тяги несущего винта, и потери на лобовое аэродинамическое сопротивление фюзеляжа и других ненесущих частей планера вертолета. Для
расчета удельной мощности несущего винта в горизонтальном полете вертолета используется формула, представленная в работе [9]. При увеличении горизонтальной
скорости вертолета затраты мощности на создание подъемной силы снижаются, а
профильные потери и затраты мощности на аэродинамическое сопротивление планера возрастают. При максимальной скорости полета суммарные потери мощности
будут равны мощности, подводимой к несущему винту от двигательной установки.
В связи с этим режим полета с максимальной скоростью является расчетным случаем для определения мощности двигательной установки.
61
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Удельная мощность NVmaх , Вт/Н, потребная для вращения несущего винта в
горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле
3
NVmaх = 16,4 ⋅10−3 ωR (1 + 7,08 ⋅10−8Vmaх
) + 1,67
где
p ⋅ Iэ
3
+ 13,2 ⋅10− 3 ⋅ S э ⋅ Vmaх
, (5.7)
Vmaх
ωR – окружная скорость концов лопастей, м/с;
Vmax – заданная максимальная скорость вертолета, км/ч;
p – удельная нагрузка на ометаемую винтом площадь, Н/м2;
S э – относительная эквивалентная вредная пластинка;
Iэ – коэффициент индукции, значение которого рассчитывается в зави-
симости от скорости полета по следующим формулам:
I э = 1,02 + 0,0004 ⋅ Vmaх при Vmaх ≤ 275 км/ч,
I э = 0,58 + 0,002 ⋅ Vmaх
при Vmaх > 275 км/ч.
(5.8)
5.4 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке
с экономической скоростью
В соответствии с высотной характеристикой при увеличении высоты полета
располагаемая мощность газотурбинных двигателей снижается и на динамическом
потолке будет иметь наименьшее значение. На динамическом потолке полет вертолета возможен только на экономической скорости. Экономическая скорость вертолёта – скорость установившегося горизонтального полёта вертолёта, при котором
требуется минимальная мощность двигателя; аналог крейсерской скорости, самолёта в режиме минимального часового расхода топлива. В полете на динамическом
потолке при пониженной плотности воздуха существенно возрастают индуктивные
потери мощности на создание силы тяги несущего винта. При этом повышению
скорости больше экономической будет препятствовать увеличение вредного лобово62
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
го сопротивления. При снижении скорости полета ниже экономической уменьшается сила тяги несущего винта, в результате чего высота полета уменьшится до уровня, где сила тяги приравняется весу вертолета благодаря увеличению плотности воздуха. Таким образом, полет вертолета на динамическом потолке с экономической
скоростью требует полной отдачи мощности двигательной установки.
В связи с этим режим полета на динамическом потолке является расчетным
случаем для определения мощности двигательной установки вертолета.
Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке
N дин , Вт/Н, рассчитывается по формуле
3
N дин = 16,4 ⋅10−3 ⋅ ωR ⋅ (1 + 7,08 ⋅10−8 ⋅ Vдин
) + 1,67
p ⋅ Iэ
3
+ 13,2 ⋅10−3 ⋅ S э ⋅ Vдин
⋅ ∆ дин ,
Vдин ⋅ ∆ дин
(5.9)
где
ωR, р, S э – параметры, определения и размерности которых даны в опи-
сании формулы (5.7);
Iэ – коэффициент индукции, значение которого для экономической ско-
рости приблизительно равно 1,09 – 1,10;
∆дин – относительная плотность воздуха на динамическом потолке, принимаемая по таблице Международной стандартной атмосферы [4], или рассчитанная
по формуле (4.13);
Vдин – экономическая скорость вертолета на динамическом потолке, рас-
считываемая по формуле
Vдин = 164 ⋅ 4
p ⋅ Iэ
.
(ωR + 11,6 ⋅106 ⋅ S э ⋅ ∆ дин ) ⋅ ∆ дин
(5.10)
Обозначения переменных формулы (5.10) совпадают с обозначениями в формуле (5.9).
63
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
5.5 Расчет удельной мощности в полете на экономической скорости
в случае отказа одного двигателя при взлете
В случае отказа одного двигателя на многодвигательном вертолете продолжение полета должно выполняться с экономической скоростью. В этом режиме потребная мощность имеет минимальное значение, а мощность оставшихся работоспособных двигателей должна быть достаточна для безопасного горизонтального
полета, маневрирования и выполнения посадки.
Удельная мощность N взл , Вт/Н, необходимая для продолжения взлета и горизонтального полета на малой высоте (H = 0 м) с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:
N взл = 16,4 ⋅ 10 − 3 ⋅ ωR ⋅ (1 + 7,08 ⋅ 10 − 8 ⋅ V03эк ) + 1,67 ⋅
pI эк
+ 13,2 ⋅ 10 − 3 ⋅ S э ⋅ V03эк , (5.11)
V0 эк
где V0 эк – экономическая скорость, км/ч, значение которой на нулевой высоте
рассчитывается по формуле
V0 эк = 164 ⋅ 4
где
pI э
ωR + 11,6 ⋅ 106 ⋅ S э
,
(5.12)
Iэ – коэффициент индукции, приблизительно равный 1,09 – 1,10 для по-
лета с экономической скоростью.
5.6 Расчет приведенных удельных мощностей для различных случаев полета
Расчетные случаи для определения потребной удельной мощности двигательной установки вертолета отличаются по скорости и высоте полета. В связи с тем,
что мощность газотурбинных двигателей зависит от плотности воздуха, высоты и
скорости полета, для сравнения затрат мощности и выбора наиболее нагруженного
64
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
режима двигательной установки выполняется приведение удельной мощности к нулевой высоте и нулевой скорости полета.
Расчет приведенной удельной мощности выполняется по известным скоростным и высотным характеристикам газотурбинных двигателей с учетом коэффициента использования мощности двигательной установки ξ и степени дросселирования
двигателей N др , которые могут иметь разные значения в различных расчетных случаях.
Формула для расчета приведенной удельной мощности N пр , Вт/Н, имеет общий вид
N пр =
где
N
,
N Н ⋅ NV ⋅ N др ⋅ ξ
(5.13)
N – удельная мощность, Вт/Н;
N H – высотная характеристика двигателей;
NV – скоростная характеристика двигателей;
N др – степень дросселирования двигателей, соответствующая развивае-
мой мощности относительно максимального режима работы двигателей;
ξ – коэффициент использования мощности двигательной установки, зависящий от режима полета.
Высотная характеристика газотурбинных двигателей, определяющая зависимость мощности от высоты полета, представляется формулой
N H = 1 − 0,0695 ⋅ H ,
где
(5.14)
Н – высота полета, км.
Скоростная характеристика газотурбинных двигателей, определяющая зависимость мощности от скорости полета задается формулой
65
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
N V = 1 + 5,5 ⋅ 10 −7 ⋅ V 2 ,
(5.15)
где V – скорость полета, км/ч.
Для определения мощности двигательной установки вертолета выбирается
расчетный случай, которому соответствует наибольшее значение приведенной
пр
удельной мощности N maх
.
5.5.1 В случае висения вертолета на статическом потолке скорость полета рав-
на нулю, двигательная установка работает на максимальном режиме, поэтому значения высотной характеристики и степени дросселирования будут равны:
NV = 1;
N др = 1 .
пр
Приведенная удельная мощность N Нст
, Вт/Н, соответствующая режиму висе-
ния вертолета на статическом потолке, рассчитывается по формуле
пр
N Нст
=
где
N Нст
,
N Н ⋅ ξ0
(5.16)
N H – высотная характеристика двигателей;
ξ0 – коэффициент использования мощности двигательной установки на
режиме висения, значение которого выбирается в зависимости от взлетной массы
вертолета m0:
ξ 0 = 0,85 при m0 < 10 тонн,
ξ 0 = 0,82 при 10 ≤ m0 ≤ 25 тонн,
ξ 0 = 0,79 при m0 > 25 тонн.
Высотная характеристика N H газотурбинных двигателей на высоте статического потолка Hст, км, рассчитывается по формуле
66
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
N H = 1 − 0,0695 ⋅ H ст ,
(5.17)
Приведенная удельная мощность, соответствующая режиму висения на статическом потолке, достаточно часто является наибольшей по сравнению с другими
режимами полета, особенно при заданном значении статического потолка, превышающем 3000 м.
пр
, Вт/Н, для случая горизонталь5.5.2 Приведенная удельная мощность NVтах
ного полета с максимальной скоростью рассчитывается по формуле
пр
NVmaх
=
где
NVmaх
,
N Н ⋅ NV ⋅ ξVmaх
(5.18)
ξVmaх = 0,875 – коэффициент использования мощности на максимальной
скорости полета;
NV
и
N H – скоростная и высотная характеристики газотурбинных
двигателей, рассчитываемые по формулам
2
NV = 1 + 5,5 ⋅ 10 −7 ⋅ Vmaх
,
N H = 1 − 0,0695 ⋅ H ,
где
(5.19)
Vmax – максимальная скорость горизонтального полета вертолета, ука-
занная в задании на проектирование, км/ч;
H – высота полета, км.
В данном случае высота полета принимается равной нулю, так как это соответствует максимальной потребной мощности на преодоление лобового аэродинамического сопротивления. При этом значение высотной характеристики будет равно
N H = 1.
67
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Значение приведенной удельной мощности для полета с максимальной скоростью существенно зависит от площади эквивалентной вредной пластинки вертолета.
В связи с этим для снижения приведенной удельной мощности и, соответственно
мощности двигательной установки, необходимы мероприятия по уменьшению лобового аэродинамического сопротивления планера вертолета: повышение качества
поверхности фюзеляжа, применение обтекаемого остекления носовой части с плавными стыками, применение убирающегося шасси, увеличение удлинения хвостовой
части фюзеляжа и т.п.
пр
5.5.3 Приведенная удельная мощность N Ндин
, Вт/Н, соответствующая случаю
полета вертолета на динамическом потолке, рассчитывается по формуле
пр
N Ндин
=
где
N Ндин
,
N ном ⋅ N Н ⋅ NVдин ⋅ ξ эк
(5.20)
ξVэк = 0,865 – коэффициент использования мощности на экономической
скорости полета;
N ном = 0,9 – степень дросселирования двигателей на номинальном ре-
жиме в полете на динамическом потолке;
N H и NVдин – высотная и скоростная характеристики газотурбинных
двигателей, рассчитываемые по формулам:
N H = 1 − 0,0695 ⋅ H дин ,
2
NVдин = 1 + 5,5 ⋅ 10 −7 ⋅ Vдин
.
где
(5.21)
Hдин – динамический потолок, км;
Vдин – экономическая скорость на динамическом потолке, км/ч, значение
которой рассчитывается по формуле (5.10).
68
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
пр
5.5.4 Приведенная удельная мощность N взл
, Вт/Н, в полете у земли с эконо-
мической скоростью при отказе одного двигателя на взлете рассчитывается по формуле
пр
N взл
=
где
N взл
n
⋅
,
N ч ⋅ V0 эк ⋅ ξ эк n − 1
(5.22)
ξ эк = 0,865 – коэффициент использования мощности на экономической
скорости полета;
N ч = 1 – степень дросселирования двигателей на чрезвычайном режиме
работы;
n – количество двигателей вертолета;
V0эк – экономическая скорость вертолета, км/ч, в полете на минимальной
(нулевой) высоте, рассчитываемая по формуле (5.12).
5.7 Расчет потребной мощности двигательной установки вертолета
Определение потребной мощности двигательной установки вертолета выполпр
няется по наибольшему значению приведенной удельной мощности N ma
х , Вт/Н, ко-
торое выбирается из значений, вычисленных для ряда расчетных режимов полета:
пр
пр
пр
пр
пр
N ma
, N взл
).
х = max( N Hcm , NVmaх , N H
дин
(5.23)
Мощность Nдв, Вт, двигательной установки вертолета рассчитывается по формуле
пр
N дв = N ma
х ⋅ m0 ⋅ g ,
69
(5.24)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
где
m0 – взлетная масса вертолета, кг;
g = 9,81 м2/с – ускорение свободного падения.
Двигательная установка вертолетов, относящихся категории А [1, 2], должна
состоять из двух и более двигателей, чтобы обеспечить возможность продолжения
полета при отказе одного двигателя. Для определения мощности одного двигателя
необходимо мощность двигательной установки, рассчитанную по формуле (5.24),
разделить на принятое число двигателей.
Выбор подходящей марки двигателя из разработанных и выпускающихся моделей осуществляется по значению номинальной мощности. Если наибольшее значение приведенной удельной мощности соответствует случаю висения на статическом потолке, то выбор двигателя может производиться по значению максимальной
мощности. Технические характеристики вертолетных двигателей представлены в
каталогах и проспектах авиадвигателестроительных предприятий, а также на соответствующих страницах сети Интернет [17, 18].
70
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
6 Расчет массы топлива
Количество топлива определяется по дальности полета и расходным характеристикам двигательной установки. Масса топлива при полной заправке может составлть значительную часть взлетной массы вертолета – до 20 %. Максимальная
дальность достигается при выполнении полета на крейсерской скорости, при которой километровый расход топлива имеет наименьшую величину. Поэтому для определения массы топлива предварительно рассчитывается крейсерская скорость вертолета.
Потребная мощность двигательной установки на крейсерском режиме и крейсерская скорость взаимосвязаны, так как с увеличением скорости мощность двигателей возрастает и одновременно повышаются затраты мощности на профильное
сопротивление вращению винта, на лобовое сопротивление фюзеляжа, но снижаются индуктивные затраты мощности на создание силы тяги несущего винта.
В связи с этим расчет крейсерской скорости Vкр, км/ч, выполняется методом
последовательных приближений в следующем порядке [11]:
а) принимается некоторое значение крейсерской скорости Vкр1 в первом приближении, например:
Vкр1 = 250 км/ч;
б) в зависимости от принятого значения крейсерской скорости Vкр1 рассчитывается коэффициент индукции Iэ по формулам
I э = 1,02 + 0,0004 ⋅ Vкр1 при Vкр1 ≤ 275 км/ч,
I э = 0,58 + 0,002 ⋅ Vкр1
при Vкр1 > 275 км/ч;
(6.1)
в) удельная мощность N кр , Вт/Н, потребная для полета на крейсерской скорости Vкр1, рассчитывается по формуле
71
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
пр
N кр = 0,72 ⋅ NV ⋅ N maх
,
где
(6.2)
пр
N maх
– максимальное значение удельной приведенной мощности двига-
тельной установки, рассчитанное по формуле (5.22), Вт/Н;
NV – коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости по-
лета Vкр1, рассчитываемый по скоростной характеристике двигателей:
NV = 1 + 5,5 ⋅ 10 −7 ⋅ Vкр2 1 ;
(6.3)
г) крейсерская скорость Vкр2 , км/ч, во втором приближении рассчитывается
по формуле, приведенной в работе [5]:
N кр − 16,4 ⋅ 10 − 3 ⋅ ωR − 1,67 ⋅
Vкр 2 =
где
3
p ⋅ Iэ
Vкр1
11,51 ⋅ 10 −10 ⋅ ωR + 13,2 ⋅ 10 − 3 ⋅ S э
,
(6.4)
ωR – окружная скорость концов лопастей, м/с;
p – удельная нагрузка на ометаемую площадь несущего винта, Н/м2;
S э – относительная эквивалентная вредная пластинка;
д) вычисляется относительное отклонение ε крейсерских скоростей в первом и
втором приближении:
ε=
Vкр 2 − Vкр1
Vкр1
.
(6.5)
При ε ≥ 0,02 расчет крейсерской скорости необходимо повторить. При повторном расчете выполняется корректировка крейсерской скорости в первом приближении Vкр1. Для этого значение скорости Vкр1 принимается равной скорости Vкр2 ,
рассчитанной по формуле (6.4), после чего расчет крейсерской скорости повторяет72
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
ся. Таких повторений может быть несколько. Расчет крейсерской скорости можно
закончить при выполнении условия ε < 0,02 .
Потребление топлива во время полета характеризуется удельным часовым
расходом Сe , который равен отношению часового расхода топлива к мощности двигательной установки. Значение удельного часового расхода приводится в технических описаниях двигателей, в справочной литературе, в каталогах, проспектах и
прочих источниках информации по авиационным двигателям.
Если при проектировании вертолета нет возможности подобрать определенную марку двигателя, то удельный часовой расход топлива Сe , кг/(Вт⋅ч), можно вычислить по формуле
Сe = Свзл ⋅ C N ⋅ CV ,
где
(6.6)
Cвзл – удельный расход топлива на взлетном режиме, кг/(Вт⋅ч);
С N – коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости
от режима работы двигателей;
CV – коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости
от скорости полета.
В случае полета на крейсерском режиме коэффициенты С N и CV будут равны:
C N = 1,075 ;
C V = 1 − 3 ⋅ 10 −7 ⋅ Vкр2 2 .
Удельный расход топлива на взлетном режиме Cвзл , кг/(Вт⋅ч), в зависимости
от мощности двигателей рассчитывается по формулам
Cвзл =
3,38 ⋅ 10 −3
N 0,167
при N ≤ 3000 кВт;
73
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Cвзл =
0,952 ⋅ 10 −3
N 0,081
при N > 3000 кВт,
(6.7)
где N – мощность двигательной установки, Вт.
Масса топлива mт, кг, расходуемого в полете на заданную дальность, рассчитывается по формуле
 L

mт = Ce ⋅ N кр ⋅ m0 g ⋅ 
+ 0,33  ,
 Vкр



где
(6.8)
N кр – удельная мощность, соответствующая крейсерской скорости, Вт/Н;
Vкр – крейсерская скорость, км/ч;
m0 – взлетная масса вертолета, кг;
L – дальность полета, км.
Удельная мощность N кр , Вт/Н, потребляемая в полете на крейсерской скорости рассчитывается по формуле
3
N кр = 16,4 ⋅ 10−3 ⋅ ωR ⋅ (1 + 7,08 ⋅ 10−8 ⋅ Vкр
) + 1,67
где
p ⋅ Iэ
3
+ 13,2 ⋅ 10−3 ⋅ S э ⋅ Vкр
⋅ ∆ кр , (6.9)
Vкр ⋅ ∆ кр
Dкр – относительная плотность воздуха на высоте крейсерского полета.
Остальные обозначения переменных формулы (6.9) совпадают с обозначениями в формуле (5.7).
Выражение в скобках формулы (6.8) представляет собой сумму: первое слагаемое – время полета на заданную дальность, второе слагаемое – время, равное 0,33
часа, которое отводится на запуск и прогрев двигателей, руление по аэродрому, выполнение взлета и посадки вертолета.
74
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
7 Расчет массы основных агрегатов вертолета
Одной из задач проектирования вертолета является весовой расчёт – определение массы отдельных агрегатов, систем, частей и элементов, а также суммарной
взлетной массы всего вертолета. В зависимости от стадии проекта и целей расчёта
различают проектировочный и исполнительный весовой расчет.
Проектировочный весовой расчет заключается в приближенном определении
наиболее вероятного значения массы проектируемого вертолета и его частей в зависимости от требований к нему, заданных летно-технических характеристик, расчётных нагрузок, характеристик используемых материалов. В основе методики проектировочного весового расчета лежит применение статистических и физических расчётных моделей. Теоретической основой статистических расчётных моделей служат
методы теории подобия и математической статистики. Точность расчета массы вертолета по статистическим зависимостям составляет от 5 % до 10 % при условии, что
параметры и технический уровень проектируемого вертолета соответствуют параметрам и уровню вертолетов, входящих в имеющийся статистический массив.
Физические расчётные модели включает соотношения для приближённого
расчёта нагрузок, действующих на агрегаты вертолета, учитывают напряженнодеформированное состояние основных силовых элементов, базируются на критериях прочности типовых конструктивных элементов. Основным достоинством физических расчётных моделей является более точный учёт влияния параметров и конструктивных особенностей агрегатов на их массу и массу всего вертолета, однако эти
же факторы ограничивают область использования физических моделей и уменьшают степень их универсальности.
Исполнительный весовой расчет выполняется на стадии рабочего проектирования и состоит в расчёте массы деталей по их размерам, заданным в рабочих чертежах, и суммировании масс отдельных деталей и узлов для получения массы агрегатов и вертолета в целом.
75
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Для определения массы отдельных частей вертолета применяются теоретически обоснованные методы расчета, учитывающие конструктивные особенности,
действующие нагрузки, условия функционирования и среднестатистические значения параметров основных агрегатов современных вертолетов [5, 11]. Масса отдельных агрегатов и систем вертолета зависит либо от действующих на агрегат нагрузок
и связана в этом случае с необходимостью обеспечения прочности и жесткости деталей, либо определяется размерными характеристиками с учетом общности конструктивных решений сходных агрегатов для различных вертолетов. Формулы для
расчета массы агрегатов отражают законы подобия для агрегатов различных размеров и учитывают основные условия и ограничения, действующие в отношении проектируемых объектов. Основным принципом построения формул для расчета массы
агрегатов является использование весовых коэффициентов, или, вернее, коэффициентов массы, значения которых зависят от применяемых конструкционных материалов, особенностей конструкции отдельных агрегатов, от степени влияния основных
размерных параметров и масштабного эффекта на массу агрегата. Значения коэффициентов массы могут изменяться с течением времени вследствие совершенствования конструкции систем и агрегатов, применения конструкционных материалов,
имеющих более высокую удельную прочность, использования базовых элементов с
уменьшенной массой. Коэффициенты массы являются мерой совершенства конструкции отдельных агрегатов. Расчет массы агрегатов с использованием коэффициентов массы позволяет выбрать оптимальные значения параметров вертолета и определить основные направления повышения его массовой отдачи и экономической
эффективности.
7.1 Расчет массы лопастей несущего винта
Масса одной лопасти несущего винта зависит от ее размеров, формы в плане,
относительной толщины профиля по сечениям, применяемых материалов и конструкции. Масса геометрического тела, имеющего определенные соотношения длины,
76
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
ширины и высоты, обычно пропорциональна одному из этих размеров в третьей
степени. Лопасти имеют сложную конструкцию, состоящую из элементов, толщина
которых изменяется нелинейно при пропорциональном изменении габаритных размеров. В связи с этим по среднестатистическим данным масса лопасти пропорциональна ее длине в степени 2,7. Однако, с учетом масштабного эффекта, заключающегося в нелинейной зависимости толщины стенок лонжерона и обшивки лопасти
от радиуса несущего винта, указанная степень влияния длины лопасти на массу
имеет тенденцию к уменьшению.
На этапе предварительного проектирования выполняется расчет суммарной
массы всех лопастей несущего винта. В этом случае длина лопасти определяется радиусом R несущего винта, а форма лопастей в плане и их число характеризуются коэффициентом заполнения σ и относительным удлинением лопастей λ.
Зависимость массы лопастей от коэффициента заполнения можно считать линейной по определению, так как повышение коэффициента заполнения приводит к
пропорциональному увеличению суммарной площади лопастей. Относительное удлинение оказывает обратное влияние на массу лопасти: при неизменном радиусе с
увеличением удлинения лопасти ее масса снижается вследствие пропорционального
уменьшения ширины и толщины.
Следует отметить, что масса лопастей несущего винта заданного радиуса не
может быть меньше некоторого минимального значения, при котором обеспечиваются необходимые противофлаттерные характеристики, устойчивость лопасти, допустимый уровень переменных напряжений, допустимый угол конусности винта.
С учетом указанных особенностей условий работы лопастей несущего винта
для расчета их суммарной массы mл, кг, применяется формула
mл =
где
k мл ⋅ σ ⋅ R 2,7 ⋅ λ0ср,7
λ0л,7
,
R – радиус несущего винта, м;
σ – коэффициент заполнения несущего винта;
77
(7.1)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
λл – относительное удлинение лопасти;
λср – среднестатистическое относительное удлинение лопастей;
kмл –коэффициент массы лопастей, или относительная погонная масса
лопастей, кг/м2,7.
Среднестатистическое относительное удлинение лопастей несущих винтов
вертолетов равно λср = 18 .
Коэффициент массы kмл для лучших по характеристикам лопастей составляет
от 12,65 до 13,8 кг/м2,7 [14].
Применение современных композиционных материалов с высокой удельной
прочностью обеспечивает существенное увеличение ресурса лопастей. Однако это
не оказывает влияния на значение коэффициента массы, так как снижение массы
лопастей приводит к увеличению угла конусности несущего винта, ухудшению противофлаттерных характеристик лопастей и снижения его КПД В связи с этим расчет по формуле (7.1) позволяет определить массу лопастей независимо от их конструкции и вида применяемых материалов с достаточно высокой точностью.
7.2 Расчет массы втулки несущего винта
Втулки несущих винтов имеют различное конструктивное исполнение в зависимости от способа крепления лопастей. Классической конструкцией является
трехшарнирная втулка, обеспечивающая управление общим шагом винта и маховое
движение лопастей в двух плоскостях. Благодаря шарнирному соединению лопастей
с корпусом втулки значительно снижаются переменные напряжения в элементах несущего винта. Трехшарнирные втулки универсальны, они применимы для вертолетов с различной массой и с широким диапазоном летно-технических характеристик.
Однако, в связи со сложностью конструкции, необходимостью контроля состояния и
технического обслуживания, а также вследствие ограниченного ресурса подшипниковых узлов применение трехшарнирных втулок сокращается.
78
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Втулки с универсальными эластомерными подшипниками, представляющими
собой блоки из слоев металла и резины, также применимы для различных типов
вертолетов. Они имеют меньшее количество деталей, не требуют смазки, упрощают
эксплуатацию и снижают стоимость. Однако, срок службы эластомерных подшипников ограничен вследствие старения резины под действием механических и термических нагрузок. Обычно эластомерные подшипники подлежат замене каждые 4 года.
Для двухлопастных винтов легких вертолетов применимы втулки с общим горизонтальным шарниром. Они имеют сравнительно небольшую массу, простую
конструкцию. Однако для них характерны повышенный уровень вибраций и большие изгибающие моменты в комле лопастей.
Независимо от конструктивного исполнения втулка несущего винта состоит из
корпуса с центральным посадочным отверстием для установки на вал главного редуктора и рукавов для закрепления лопастей. Количество рукавов равно числу лопастей несущего винта. В состав рукавов втулок различных типов входят шарнирные
узлы, демпферы, эластомерные блоки, подшипники, торсионы, поводки для управления шагом. Масса рукавов доходит до 85 % массы всей втулки. Массу корпуса
втулки можно считать пропорциональной суммарной массе рукавов.
При вращении несущего винта на рукава действуют изгибающие моменты от
силы тяги и растягивающие центробежные силы от вращающейся массы лопастей,
причем действующие в рукавах напряжения от центробежных сил в два – три раза
больше напряжений от изгибающих моментов. В связи с этим площадь сечений рукавов и, следовательно, масса втулки зависят главным образом от величины центробежной силы.
Центробежная сила Nцб, кН, действующая на рукав втулки от одной лопасти,
рассчитывается по формуле
N цб
m л ⋅ (ωR ) 2
=
,
2000 ⋅ k л ⋅ R
79
(7.2)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
где
mл – масса всех лопастей несущего винта, кг;
kл – число лопастей несущего винта;
ωR – окружная скорость концов лопастей, м/с;
R – радиус несущего винта, м.
Масса втулки mвт, кг, несущего винта рассчитывается по формуле
1,35
mвт = k вт ⋅ k вл ⋅ z л ⋅ N цб
,
где
(7.3)
kвт –коэффициент массы втулок;
kвл – коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.
Коэффициент kвл влияния числа лопастей необходим для учета непропорциональной зависимости между числом лопастей и массой втулки многолопастных несущих винтов, применяемых на средних и тяжелых вертолетах. Особенностью конструкции втулок многолопастных винтов является то, что при увеличении числа рукавов более четырех происходит повышение массы корпуса втулки, приходящейся
на один рукав. Коэффициента kвл влияния числа лопастей рассчитывается по формуле, предложенной М. А. Лейкандом [12],
1 при z л ≤ 4
k вл = 
1 + 0,05 ⋅ ( z л − 4) при
zл > 4
.
(7.4)
Среднее значение коэффициента массы kвт для втулок, имеющих классическую конструкцию с горизонтальными, вертикальными и осевыми шарнирами и
гидравлическими демпферами равно 0,0527 кг/кН1,35 [5].
Коэффициенты массы kвт других типов втулок несущих винтов, изготовленных с применением титановых сплавов, композиционных материалов, по статистическим данными составляют от 0,03 до 0,064 кг/кН1,35 при среднем значении
0,0435 кг/кН1,35 [19].
Несущие винты вертолета соосной схемы установлены на колонке. Втулки
верхнего и нижнего винтов входят в конструкцию колонки вместе с валами, на ко-
80
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
торых они установлены. В этом случае масса колонки mкол, кг, с достаточной точностью может быть рассчитана по формуле
mкол = 2 ⋅ 1,27 ⋅ mвт ,
где
(7.5)
mвт – масса одной втулки, рассчитанная по формуле (7.3).
7.3 Расчет массы системы бустерного управления
Управление вертолетом осуществляется по четырем основным каналам:
- управление силой тяги несущего винта и перемещением вертолета по верти-
кальной оси осуществляется за счет изменения общего шага несущего винта;
- продольное управление вертолетом по тангажу и поперечное управление по
крену осуществляется изменением циклического шага при продольном и поперечном наклоне кольца автомата перекоса;
- путевое управление – поворот вокруг вертикальной оси вертолета одновин-
товой схемы осуществляется за счет изменения общего шага рулевого винта, путевое управление вертолета соосной схемы – за счет дифференциального управления
общим шагом верхнего и нижнего винтов.
На большинстве вертолетов применяются системы управления с механической проводкой от органов управления к гидроусилителям (бустерам), снабженные
триммерными и загрузочными механизмами. Такие системы обладают высокой надежностью, живучестью, однако имеют повышенную массу, сложную конструкцию
с большим числом оригинальных деталей, требуют сложной регулировки резонансных характеристик. На вновь разрабатываемых вертолетах все чаще применяются
электродистанционные системы управления с цифровыми вычислительными устройствами и электрогидравлическими исполнительными приводами. Надежность
электродистанционных систем обеспечивается многократным резервированием ос-
81
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
новных элементов и информационных каналов, при этом у них отсутствуют недостатки, характерные для механических систем.
Гидравлическая бустерная система входит в состав как механической, так и
электродистанционной системы управления. Гидроусилители управления автоматом
перекоса и несущего винта устанавливаются, как правило, на главном редукторе. За
счет этого обеспечивается высокая жесткость механизмов управления лопастями,
необходимая для исключения резонансных явлений. Этому же способствует объединение гидроусилителей общего шага, продольного и поперечного управления в
общем корпусе комбинированного агрегата управления несущего винта.
На вертолетах обычно применяются необратимые бустерные системы управления, в которых усилия от шарнирных моментов на лопастях несущего винта не
передаются на ручки и педали в кабине пилота. Для имитации усилий от шарнирных
моментов в систему включаются пружинные загрузочные механизмы, создающие на
ручке управления и педалях силы, пропорциональные углу их отклонения. К загрузочным устройствам присоединяются триммерные механизмы, применяемые для
снятия постоянных усилий на ручке управления и педалях при балансировке вертолета в установившемся полете.
В состав бустерной системы включаются все элементы силового управления
несущего и рулевого винтов, на которые действуют нагрузки от лопастей. К ним относятся автомат перекоса, основные гидроусилители с их креплением, тяги и шарниры проводки от гидроусилителей до автомата перекоса, основная гидросистема,
производительность которой зависит от потребной мощности гидроусилителей.
В связи с тем, что основной функцией бустерной системы является создание
усилий, необходимых для управления несущим винтом, можно предположить, что
ее масса будет пропорциональна сумме шарнирных моментов, возникающих на лопастях. Величина шарнирных моментов в свою очередь зависит от размеров лопастей. С учетом этих положений для расчета массы бустерной системы mбу, кг,
предлагается формула, имеющая вид
mбу = k бу ⋅ k л ⋅ b 2 ⋅ R ,
82
(7.6)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
где
kбу – коэффициент массы системы бустерного управления, кг/м3;
kл – число лопастей несущего винта;
b – средняя хорда лопасти, м;
R – радиус несущего винта, м.
Значение коэффициента массы kбу, установленное на основе анализа среднестатистических данных по ряду современных вертолетов, для гидравлических бустерных систем с отдельными гидроусилителями составляет от 16 до 19 кг/м3. Коэффициент массы бустерной системы с комбинированным агрегатом управления
снижается до значений от 13 до 14 кг/м3.
7.4 Расчет массы системы ручного управления
К системе ручного управления относятся ручки и педали, расположенные в
пилотской кабине, загрузочные устройства для органов управления, триммерные
механизмы, детали проводки управления от кабины до гидроусилителей, элементы
конструкции систем управления двигателями, стабилизатором, рулевым винтом, а
также вспомогательные системы открытия грузовых створок, трапов, капотов, выпуска шасси вместе с предназначенной для этого дополнительной гидросистемой.
Масса системы ручного управления зависит от общей длины элементов проводки,
которую можно считать пропорциональной радиусу несущего винта. С учетом этого
масса системы ручного управления mру, кг, рассчитывается по формуле
m ру = k ру ⋅ R ,
где
(7.7)
kру – коэффициент массы системы ручного управления, кг/м;
R – радиус несущего винта, м.
Для легких вертолетов, не имеющих вспомогательной гидросистемы, значение
коэффициента массы kру принимается равным от 7 до 10,5 кг/м. Для средних и тя83
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
желых вертолетов одновинтовой схемы, имеющих двухкаскадную систему управления с малыми бустерами и дополнительные гидросистемы открытия створок, капотов, трапов, выпуска шасси, коэффициент массы kру составляет от 18 до 25 кг/м.
Существенное снижение массы дает применение электродистанционной системы управления (ЭДСУ), в которой детали механической проводки отсутствуют, а
передача управляющих команд осуществляется по электрическим линиям связи.
Информация от составе ЭДСУ и массе входящих в нее элементов приведена в проспектах предприятий – разработчиков этих систем.
7.5 Расчет массы главного редуктора
Главный редуктор предназначен для передачи мощности от двигателей к несущему и рулевому винтам и к вертолетным агрегатам с соответствующим понижением частоты вращения, а также для передачи аэродинамических сил от несущего
винта через вал и корпус редуктора на фюзеляж вертолета. Основными параметрами
главного редуктора являются:
- номинальная частота вращения входных валов, равная частоте вращения валов двигателей;
- передаточные отношения от входных валов к валу несущего винта и к трансмиссионному валу, идущему вдоль хвостовой балки к рулевому винту;
- мощность, передаваемая редуктором.
Частота вращения вала несущего винта определяется по окружной скорости
концов лопастей ωR и радиусу несущего винта R.
Коэффициент полезного действия механизмов редуктора меньше единицы,
вследствие чего часть передаваемой мощности теряется и, превращаясь в тепловую
энергию, вызывает нагрев деталей и смазочного масла. При небольшой передаваемой мощности, малых ее потерях, хорошей теплопроводности масляной среды, достаточно большой площади оребрения картера редуктора и достаточной циркуляции
окружающего его воздуха тепло рассеивается в атмосферу без дополнительных ох84
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
лаждающих устройств. При увеличенной передаваемой мощности редуктор должен
иметь систему охлаждения, включающую в себя вентиляторы, воздухозаборники,
масляные радиаторы, фильтры, насосы, системы управления и регулирования.
Таким образом, в массу главного редуктора входят масса корпуса, масса деталей зубчатых передач, масса элементов системы охлаждения и смазочного масла.
Размеры и масса зубчатых колес, валов, подшипников главного редуктора зависят от передаваемых крутящих моментов. Эта зависимость с достаточной точностью может быть представлена линейной функцией. Масса корпуса редуктора связана с передаваемым крутящим моментом нелинейно, с учетом масштабного фактора, который проявляется в том, что относительная толщина стенок корпуса уменьшается при увеличении остальных размеров редуктора. Кроме этого малоразмерные
редукторы имеют более простую кинематическую схемы и поэтому менее совершенны в весовом отношении по сравнению с редукторами тяжелых вертолетов.
Масса главного редуктора mред, кг, рассчитывается по формуле
0,8
m ред = k ред ⋅ M нв
,
где
(7.8)
kред – коэффициент массы главных редукторов, кг/(Н⋅м)0,8;
M нв – максимальное значение крутящего момента на валу несущего
винта, Н⋅м.
Среднестатистическое значение коэффициента массы kред главных редукторов
современных вертолетов составляет от 0,055 до 0,085 кг/(Н⋅м)0,8.
Максимальный крутящий момент M нв , Н⋅м, на валу несущего винта рассчитывается по формуле
M нв =
N ⋅ ξ0 ⋅ R
,
ωR
(7.9)
85
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
где
N – максимальная мощность двигательной установки, развиваемая на
нулевой высоте и при нулевой скорости полета, Вт;
R – радиус несущего винта, м;
ωR – окружная скорость концов лопастей, м/с;
ξ0 – коэффициент использования мощности двигательной установки,
значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m0:
ξ 0 = 0,85 при m0 < 10 тонн;
ξ 0 = 0,82 при 10 ≤ m0 ≤ 25 тонн;
ξ 0 = 0,79 при m0 > 25 тонн.
Коэффициент использования мощности характеризует долю мощности двигательной установки, потребляемой несущей системой вертолета. Около 13 % мощности двигателей расходуется вращение рулевого винта для компенсации реактивного
момента от несущего винта. Часть мощности расходуется на работу гидравлических
и электрических систем, на питание приборного оборудования, и радиоаппаратуры,
системы кондиционирования воздуха, противообледенительной системы и т.п.
7.6 Расчет массы узлов привода рулевого винта
В состав привода рулевого винта вертолета одновинтовой схемы входят следующие элементы:
- трансмиссионный вал, расположенный вдоль хвостовой балки, служащий
для передачи вращения от главного редуктора к рулевому винту;
- промежуточный редуктор, предназначенный для изменения направления оси
трансмиссионного вала по изгибу хвостовой балки;
- хвостовой редуктор, вращающий рулевой винт, предназначенный для пово-
рота оси привода на 90°и получения требуемой частоты вращения.
86
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Масса узлов привода рулевого винта зависит от передаваемой мощности, величина которой определяется по силе тяги рулевого винта.
Сила тяги рулевого винта Tрв, Н, рассчитывается по формуле
T рв =
где
M нв
,
L
(7.10)
Mнв – крутящий момент на валу несущего винта, Н⋅м, рассчитываемый
по формуле (7.9);
L – расстояние между осями несущего и рулевого винтов, м.
Расстояние L между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора δ между концами их лопастей:
L = R + R рв + δ ,
где
(7.11)
R – радиус несущего винта, м;
δ – зазор, принимаемый не менее 0,15 – 0,2 м;
R рв – радиус рулевого винта, м, значение которого в зависимости от
взлетной массы m0 вертолета рекомендуется вычислять по формулам
R рв
(0,12 .. 0,16) ⋅ R при m0 < 10 тонн

= (0,16 .. 0,20) ⋅ R при 10 ≤ m0 ≤ 25 тонн .
(0,20 .. 0,25) ⋅ R при m > 25 тонн
0

(7.12)
Мощность Nрв, Вт, расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается
по формуле
N рв =
Т 1рв,5
2,78 ⋅ η0 ⋅ R рв
87
,
(7.13)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
где
η0 – относительный коэффициент полезного действия рулевого винта,
значение которого для современных конструкций составляет от 0,6 до 0,65.
Площадь поперечного сечения трансмиссионного вала и его масса зависят от
передаваемого крутящего момента. Для уменьшения крутящего момента с целью
снижения массы вала и необходимо повышать его частоту вращения. При вращении
вала вследствие погрешности балансировки могут возникать колебания в поперечном направлении, а также крутильные колебания. При этом для исключения резонансных явлений частота вынужденных колебаний вала не должна совпадать с частотой собственных колебаний. Частота вынужденных колебаний равна частоте вращения.
По соотношению частот собственных и вынужденных колебаний различают
докритические и сверхкритические трансмиссионные валы [21]. Частота вращения
докритических валов ниже резонансной частоты собственных колебаний. В течение
длительного времени в вертолетостроении применялись докритические трансмиссионные валы с частотой вращения до 3000 об/мин. На современных вертолетах достаточно часто применяются сверхкритические валы. Вследствие большой длины и
пониженной крутильной жесткости сверхкритические валы имеют низкую частоту
собственных колебаний. Частота вращения сверхкритических валов может быть повышена до 6000 об/мин, благодаря чему существенно уменьшается передаваемый
крутящий момент и снижается масса. В результате резонансные частоты оказываются ниже рабочей частоты вращения, что исключает резонансное увеличение амплитуды колебаний в полете. Однако при нахождении вертолета на земле в процессе
раскрутки или торможения несущего винта возникает совпадение частот собственных и вынужденных колебаний, что приводит к резонансным явлениям, поэтому в
такой системе обязательно должны быть предусмотрены гасители колебаний. Применение длинных сверхкритических валов позволяет уменьшить количество промежуточных подшипниковых опор в 2 – 3 раза, уменьшить массу, упростить обслуживание, повысить надежность.
Перспективным направлением является применение длинных упругих сверхкритических трансмиссионных валов с электромагнитными подшипниковыми опо88
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
рами и муфтами, обеспечивающими линейное осевое перемещение концов вала [21].
Такие конструкции имеют меньшую массу по сравнению с докритическими трансмиссиями, в них практически отсутствуют потери на трение, они не требуют смазки,
более долговечны.
Крутящий момент Mв, Н⋅м, передаваемый трансмиссионным валом, рассчитывается по формуле
Мв =
где
N рв
ωв
,
(7.14)
Nрв, – мощность, передаваемая трансмиссионным валом к рулевому вин-
ту, Вт;
ωв – угловая скорость трансмиссионного вала, рад/с.
Угловая скорость ωв, рад/с, связана с частотой вращения n, об/мин, соотношением
ωв =
π ⋅n
30
.
(7.15)
При частоте вращения докритического вала 3000 об/мин угловая скорость будет равна 314 рад/с.
Масса трансмиссионного вала mв, кг, рассчитывается по формуле
mв = k в ⋅ L ⋅ M в0,67 ,
где
(7.16)
kв – коэффициент массы трансмиссионных валов, значение которого для
докритических валов составляет 0,0318 кг/(Н·м)0,67;
L – расстояние между осями несущего и рулевого винтов, м;
Mв, – крутящий момент, Н⋅м.
Конечный участок хвостовой балки вертолетов одновинтовой схемы направлен наклонно вверх, благодаря чему ось рулевого винта приближается к плоскости
вращения несущего винта, что улучшает поперечную балансировку вертолета,
89
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
уменьшает вероятность контакта рулевого винта с препятствиями в полете на малых высотах и повышает безопасность при техническом обслуживании.
Промежуточный редуктор, установленный на изгибе хвостовой балки, предназначен для вращения вала, направленного вверх к хвостовому редуктору рулевого
винта. Редуктор состоит из корпуса и конической зубчатой передачи с передаточным отношением, равным или близким единице. На легких вертолетах смазка промежуточных редукторов осуществляется за счет разбрызгивания масла ведущим
зубчатым колесом. Для улучшения охлаждения масла в корпусе редуктора имеются
внутренние и наружные ребра, увеличивающие площадь контакта с маслом и атмосферным воздухом. Редукторы тяжелых вертолетов снабжаются насосной системой
принудительной смазки и вентилятором для охлаждения. Масса системы смазки с
заправленным маслом и системы охлаждения входят в общую массу редуктора.
Коэффициент редукции промежуточного редуктора в большинстве случаев
близок единице. Масса промежуточного редуктора mпр, кг, зависит от передаваемого крутящего момента Mв и рассчитывается по формуле
mпр = k пр ⋅ М в0,8 ,
где
(7.17)
kв – коэффициент массы промежуточных редукторов, значение которого
для вертолетов одновинтовой схемы составляет 0,137 кг/(Н·м)0;
Mв, – крутящий момент, действующий на входном валу редуктора, Н⋅м.
Хвостовой редуктор предназначен для вращения рулевого винта с заданной
частотой. В корпусе редуктора установлена понижающая коническая зубчатая передача с углом 90° между входным и выходным валами. На выходном валу устанавливается втулка рулевого винта с механизмом изменения угла установки лопастей для
управления вертолетом по курсу. Системы смазки и охлаждения хвостовых редукторов аналогичны соответствующим системам промежуточных редукторов.
Угловая скорость ωрв, рад/с, выходного вала хвостового редуктора и рулевого
винта рассчитывается по формуле
90
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
ω рв =
где
ωR рв
R рв
,
(7.18)
ωRрв – окружная скорость концов лопастей рулевого винта, м/с;
Rрв – радиус рулевого винта, м.
Окружная скорость лопастей рулевого винта ωRрв выбирается в пределах от
160 до 220 м/с. Направление вращения хвостового винта рекомендуется принимать
таким, чтобы реактивный момент от него вызывал кабрирование вертолета. Для
уменьшения потерь силы тяги рекомендуется делать рулевой винт толкающим, чтобы создаваемая им струя не воздействовала на хвостовую балку.
Крутящий момент Мрв, Н⋅м, на валу рулевого винта равен:
M рв =
N рв
ω рв
.
(7.19)
Масса хвостового редуктора mхр, кг, зависит от величины крутящего момента
Мрв на рулевом винте и рассчитывается по формуле
m xp = k хр ⋅ М 0рв,8 ,
(7.20)
где kхр – коэффициент массы хвостовых редукторов, значение которого по статистическим данным равно 0,105 кг/(Н·м)0,8.
7.7 Расчет массы лопастей и втулки рулевого винта
Радиус рулевого винта Rрв вертолета одновинтовой схемы рассчитывается по
формуле (7.12). Расчет коэффициента заполнения рулевого винта σрв выполняется
так же, как для несущего винта, по критическому значению отношения коэффициента силы тяги к коэффициенту заполнения (СТ / σ ) кр .
91
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
С рв
σ рв =
где
(СТ / σ )кр
,
(7.21)
Cрв – коэффициент силы тяги рулевого винта;
(СТ / σ )кр – критическое значение отношения коэффициента силы тяги к
коэффициенту заполнения, которое рассчитывается по формуле (4.11), или определяется по графику на рисунке 4.1 в зависимости от относительной скорости полета.
Коэффициент заполнения рулевого винта σрв в полтора-два раза больше коэффициента заполнения несущего винта при меньшем числе лопастей, поэтому лопасти рулевого винта имеют значительно большую относительную ширину и большую
жесткость в плоскости вращения по сравнению с лопастями несущего винта [20].
Коэффициент силы тяги Cрв рулевого винта рассчитывается по формуле
C рв =
0,568 ⋅ Т рв
(ωR рв ) 2 ⋅ R 2рв
,
(7.22)
По коэффициенту заполнения σрв и радиусу Rрв рулевого винта рассчитывается ширина лопастей bрв:
b рв =
π ⋅ R рв ⋅ σ рв
k лр
,
(7.23)
где kлр – принятое число лопастей рулевого винта.
Рулевые винты по сравнению с несущими обычно имеют меньшее число лопастей, примерно на одну треть.
Для трапециевидной лопасти рассчитанная по формуле (7.23) ширина bрв соответствует характерному сечению на относительном радиусе r07 = 0,7.
Относительное удлинение λрв лопастей рулевого винта рассчитывается по
формуле
λ рв =
R рв
b рв
=
k лр
π ⋅ σ рв
92
.
(7.24)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Оптимальное удлинение лопастей рулевых винтов составляет от 5 до 9, что в
2 – 3 раза меньше удлинения лопастей несущих винтов.
Удельная нагрузка на ометаемую площадь pрв рулевого винта в 2 – 3 раза
больше по сравнению с несущим винтом. Уменьшение удлинения способствует увеличению жесткости лопастей, которая требуется в связи с действием высоких нагрузок, особенно при маневрировании вертолета. Высокая жесткость лопастей рулевого
винта в плоскости вращения позволяет упростить конструкцию втулки. Как правило, втулки рулевых винтов имеют только горизонтальные и осевые шарниры.
Вместе с тем уменьшение удлинения приводит к повышению аэродинамического профильного сопротивления и мощности, потребляемой рулевым винтом. Оптимизация характеристик рулевого винта достигается варьированием числа и ширины лопастей при заданных значениях радиуса и коэффициента заполнения.
Для расчета массы рулевого винта применима методика расчета массы несущего винта.
Масса лопастей рулевого винта mлр, кг, рассчитывается по формуле
m лр = k мл ⋅
где
σ рв ⋅ R 2рв,7 ⋅ λ0ср,7
λ0рв,7
,
(7.25)
λср – среднестатистическое относительное удлинение лопастей несущих
винтов, которое в расчете принимается равным 18;
kмл – коэффициент массы лопастей рулевого винта, который можно при-
нять таким же, как для несущего винта:
k мл = 12...14 кг/м2,7.
Масса втулки рулевого винта зависит от действующих на нее центробежных
сил и от числа лопастей. Расчет массы втулки рулевого винта mвтр, кг, выполняется
по формуле
93
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
1,35
mвтр = k вт ⋅ k лр ⋅ k вл ⋅ N цбр
,
где
(7.26)
kвт – коэффициент массы втулок воздушных винтов, по статистическим
данным равный 0,0527 кг/кН1,35;
kлр – число лопастей рулевого винта;
Nцб – центробежная сила, действующая на втулку от одной лопасти рулевого винта, кН;
kвл – коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки, рассчитываемый по формуле
1 при z л ≤ 4
k вл = 
1 + 0,05 ⋅ ( z л − 4) при
zл > 4
.
(7.27)
Расчет величины центробежной силы Nцбр, кН, действующей на втулку рулевого винта от одной лопасти, выполняется по формуле
N цбр =
где
m лр ⋅ (ωR рв ) 2
2000 ⋅ k лр ⋅ R рв
,
(7.28)
mлр – масса всех лопастей рулевого винта, кг;
kлр – число лопастей рулевого винта;
ωRрв – окружная скорость концов лопастей рулевого винта, м/с;
Rрв – радиус рулевого винта, м.
Некоторое повышение аэродинамической эффективности и уменьшение уровня шума рулевого винта достигается установкой четырех лопастей в виде бувы Х.
Расчет геометрических параметров и массы Х-образного рулевого винта принципиально не отличается от представленной выше методики.
94
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
7.8 Особенности расчета параметров фенестрона
На некоторых моделях легких вертолетов для компенсации реактивного момента от несущего винта применяется фенестрон, представляющий собой многолопастный рулевой винт, установленный в профилированном кольцевом канале на
конце прямолинейной хвостовой балки с килем. Промежуточный редуктор в этом
случае отсутствует. Длина канала должна быть не менее 0,8 радиуса Rф винта фенестрона. Расстояние от входного сечения до плоскости винта составляет около 0,25
длины канала. Входная часть канала имеет плавное сужение, выходная часть расширяется. Профиль продольного сечения канала обеспечивает безотрывное протекание
воздуха. При этих условиях достигается повышение коэффициента полезного действия фенестрона до 0,86.
Сила тяги фенестрона складывается из силы тяги винта и суммы сил воздушного давления, действующих на выходную часть канала. Суммарная сила тяги фенестрона Tф, Н, рассчитывается по формуле [22]
Tф = Tв ⋅
где
2 ⋅ F∞
,
π ⋅ Rф2
(7.29)
F∞ – площадь поперечного сечения воздушной струи при выходе из ка-
нала, м2;
Тв – сила тяги винта без учета влияния канала, Н.
Сравнение параметров фенестрона с открытым рулевым винтом дает следующие результаты [20]:
pф ≈ (2,5...3,5) ⋅ p хв ;
N ф = N хв ⋅
pф
p хв
≈ (1,6...1,9) ⋅ N хв
,
σ ф ≈ 2 ⋅ σ хв
k лф ≈
σф
0,04
95
(7.30)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
где
pф и pхв – удельные нагрузки на ометаемую площадь винта фенестрона и
рулевого винта, Па;
Nф и Nхв – мощность, потребляемая фенестроном и рулевым винтом, Вт;
σф и σхв – коэффициенты заполнения фенестрона и рулевого винта;
kлф – число лопастей винта фенестрона.
Киль фенестрона, имеющий сечение с несимметричным аэродинамическим
профилем, установлен под углом к продольной оси вертолета. В полете с горизонтальной скоростью киль создает боковую силу, которая частично компенсирует действие реактивного момента от несущего винта. При этом тяга винта фенестрона и
потребляемая мощность существенно уменьшаются. Для расчета геометрических
параметров киля применимы методики проектирования крыла самолета.
Недостатками фенестрона являются повышенная потребляемая мощность на
режиме висения вертолета, повышенная масса, увеличенное аэродинамическое сопротивление, «парусность» конструкции, усложняющая пилотирование вертолета
при боковом ветре.
7.9 Расчет массы двигательной установки вертолета
Двигательная установка служит для обеспечения несущих, рулевых винтов и
вспомогательных агрегатов вертолета потребной мощностью. В состав двигательной
установки входят:
- двигатели с системами запуска, регулирования, подачи топлива, смазки, и
охлаждения;
- узлы крепления двигателей и детали передачи вращения к главному редуктору;
- система пожаротушения двигателей;
- пылезащитные устройства входных воздухозаборников;
- выхлопные сопла с экранными устройствами для снижения инфракрасной
заметности.
96
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
- пылезащитные устройства.
Основным типом вертолетных двигателей являются газотурбинные двигатели
со свободной турбиной (турбовальные). Формула для расчета массы газотурбинного
двигателя mгтд, кг,, выведенная на основе результатов анализа статистической информации, имеет вид:
mгтд = 0,0127 ⋅ N 0,7 ,
где
(7.31)
N – взлетная мощность двигателя, Вт.
Суммарная масса остальных элементов двигательной установки существенно
меньше массы двигателей и с достаточной точностью может рассчитываться по линейной зависимости от мощности с коэффициентом массы, равным 5,4⋅10-5 кг/Вт.
С учетом этого удельную массу двигательной установки γдв, кг/Вт, представляющую собой отношение массы к мощности, можно вычислить по формуле
γ дв = 5,4 ⋅ 10 − 5 +
0,0127
N 0,3
,
(7.32)
где N – взлетная мощность двигательной установки, Вт, равная сумме мощностей двигателей вертолета.
Мощность определяется по паспортным данным двигателей, выбранных для
проектируемого вертолета. При отсутствии подходящих серийно выпускаемых двигателей следует принимать значение мощности, вычисленное по формуле (5.24).
Полная масса двигательной установки вертолета mдв, кг, рассчитывается по
формуле
mдв = γ дв ⋅ N .
где
γдв – удельная масса двигательной установки, кг/Вт;
N – взлетная мощность двигательной установки, Вт.
97
(7.33)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
7.10 Расчет массы фюзеляжа вертолета
Фюзеляж представляет собой основной агрегат вертолета, предназначенный
для размещения экипажа, пассажиров, грузов, оборудования, а также для крепления
несущей системы, шасси, двигательной установки. Конструкция фюзеляжа во многом зависит от назначения вертолета, поэтому она должна быть проработана уже на
стадии предварительного проектирования.
По конструктивно-силовой схеме фюзеляжи вертолетов делятся на ферменные
и балочные. Ферменные фюзеляжи применяются только для легких и сверхлегких
вертолетов с взлетной массой не более 1500 кг. Большинство вертолетов, относящихся к нормальной и транспортной категориям, имеют балочные фюзеляжи, которые в свою очередь можно разделить на балочно-лонжеронные, балочнострингерные (полумонокок) и балочно-обшивочные (монокок).
В соответствии с нормами летной годности [1, 2] конструкция фюзеляжа
должна выдерживать перегрузки от +3,5 до –1,0. Устанавливаемые на фюзеляж редуктор, двигатели и прочие агрегаты несущей системы, должны удерживаться при
следующих расчетных инерционных перегрузках:
вверх – 1,5;
вперед – 12;
вбок – 6;
вниз – 12;
назад – 2.
Конструкция фюзеляжа в месте размещения топливных баков ниже уровня
пола пассажирской кабины должна защищать баки от разрыва и выдерживать расчетные инерционные перегрузки:
вверх – 1,5;
вперед – 4;
вбок – 2;
вниз – 4.
98
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
В балочно-лонжеронных фюзеляжах основную часть возникающих нагрузок,
в частности, изгибающие моменты, воспринимает каркас центральной части, состоящий из четырех лонжеронов и двух силовых шпангоутов. К каркасу крепятся
подредукторная плита и стойки шасси. Обшивка балочно-лонжеронного фюзеляжа
воспринимает перерезывающую силу и крутящий момент.
Балочно-обшивочные конструкции имеют несиловые шпангоуты, несущие
обшивку и образующие форму поперечных сечений фюзеляжа. Все силы и моменты
воспринимает обшивка. По этой схеме выполняются отсеки фюзеляжа, не имеющие
больших вырезов, например, хвостовые балки. Расширению применения конструкций типа «монокок» способствует использование трехслойных панелей и оболочек с
обшивками и сотовым заполнителем из композиционных материалов. Такие конструкции обеспечивают максимальную весовую отдачу и высокую надежность.
Балочно-стрингерная конструкция состоит из тонкой обшивки, подкрепленной стрингерами, и шпангоутов. Стрингеры обеспечивают повышение критических
напряжений сжатия и сдвига обшивки, воспринимают нормальные напряжения от
изгибающего момента, сжимающих и растягивающих сил. По периметру вырезов в
обшивке для компенсации местного ослабления конструкции устанавливаются усиленные стрингеры и бимсы. Шпангоуты являются опорами для обшивки и стрингеров и задают форму поперечных сечений фюзеляжа. Шпангоуты воспринимают местные воздушные нагрузки и избыточное давление в герметичных отсеках. В разъемах фюзеляжа и на границах больших вырезов устанавливаются усиленные шпангоуты. На усиленные шпангоуты передаются сосредоточенные силы от несущей системы, шасси, подвесных топливных баков и прочих частей вертолета.
Фюзеляжи транспортных вертолетов оборудуются открывающимися проемами для погрузки и выгрузки перевозимых объектов. Вертолеты с взлетной массой
более восьми тонн обычно имеют грузовой люк в хвостовой части фюзеляжа. Люк
снабжается трапом, позволяющим погрузочной и самоходной технике заезжать
внутрь фюзеляжа. В полетной конфигурации трап поднимается и выполняет роль
крышки люка, образуя обводы задней поверхности фюзеляжа.
99
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
В фюзеляжах более легких вертолетов чаще используются погрузочноразгрузочные проемы в боковой стенке фюзеляжа. В этом случае применяются грузовые двери трех видов: поворотные, сдвижные и «пробковые».
Поворотная дверь открывается при вращении вокруг оси вертикальных или
горизонтальных петель. Поворотные двери имеют простую конструкцию, но открывать их в горизонтальном полете практически невозможно.
Сдвижная дверь прилегает к проему фюзеляжа с наружной стороны и перемещается вдоль борта по специальным рельсам, что позволяет открывать и закрывать ее в полете. Недостатком сдвижной двери является повышение аэродинамического сопротивления фюзеляжа за счет искажения гладкого обвода боковой поверхности, а также ухудшение внешнего эстетического вида вертолета.
«Пробковая» дверь вписывается в обводы фюзеляжа. При открывании дверь
сперва выдвигается из боковой стенки, а затем сдвигается назад на трех-четырех
кронштейнах. Это позволяет устранить недостатки сдвижных дверей.
Для повышения производственной и эксплуатационной технологичности фюзеляжи могут разделяться на отдельные части, соединяемые между собой по конструктивным разъемам. Применяются два типа разъемов:
- контурные разъемы, в которых все силовые элементы стыкуемых частей соединяются друг с другом;
- точечные разъемы, в которых соединяются только отдельные силовые элементы.
Разъемы фюзеляжа вертолетов обычно выполняются по шпангоутам.
Наиболее часто применяются контурные разъемы, Конструкция контурного
разъема напоминает фланцевое соединение. Он наиболее распространен для соединения частей фюзеляжа между собой. В контурном разъеме осуществляется силовая
связь между обшивками, лонжеронами, стрингерами и другими подкрепляющими
элементами соединяемых частей. Благодаря этому силовые элементы в разъеме и
вблизи него участвуют в изгибе и кручении. Недостатком контурных разъемов является сложность монтажа и демонтажа.
100
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Точечные разъемы более технологичны при выполнении сборочно-монтажных
работ и при техническом обслуживании в процессе эксплуатации. Силовая связь соединяемых частей в точечном разъеме осуществляется по стыкам наиболее нагруженных силовых элементов, лонжеронов и шпангоутов. Обшивка и стрингеры в передаче силовых факторов не участвуют, а воспринимают нагрузки на некотором
удалении от места стыка. Вследствие этого масса конструкции точечного разъема
выше.
Таким образом, в состав фюзеляжа вертолета входят элементы силового каркаса и обшивка, воспринимающая часть действующих нагрузок. Масса силового
каркаса зависит от грузоподъемности вертолета и поэтому связана с его взлетной
массой. Масса обшивки при примерно постоянной толщине менее зависит от взлетной массы вертолета и определяется главным образом площадью омываемой поверхности фюзеляжа. При этом в омываемую площадь включаются капоты двигательной установки и главного редуктора, двери, грузовые створки, иллюминаторы
На основе анализа конструкции фюзеляжей современных вертолетов для расчета массы фюзеляжа mф, кг, выведена формула
0,88
mф = k ф ⋅ m00, 25 ⋅ S ом
,
где
(7.34)
kф – коэффициент массы фюзеляжа;
m0 – взлетная масса вертолета в первом приближении, кг;
Sом – площадь омываемой поверхности фюзеляжа, м2.
Значение коэффициента массы фюзеляжа kф в соответствии со среднестатистическими данными фюзеляжей современных транспортных и пассажирских вертолетов принимается равным 1,7 кг0,75/м1,76.
Площадь омываемой поверхности фюзеляжа определяется по чертежам, разработанным на этапе проектирования общего вида вертолета, или рассчитывается
приближенно по формуле (2.4).
101
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
По статистическим данным в соответствии с конструктивно-технологическим
членением общая масса фюзеляжа вертолетов транспортной категории делится на
составные части в следующих соотношениях [11]:
- носовая часть фюзеляжа – примерно 15 % от общей массы;
- средняя часть фюзеляжа – около 50 %;
- хвостовая часть фюзеляжа с хвостовой балкой – 20 %;
- центральный отсек для установки несущей системы, включающий подредукторную плиту и крепление главного редуктора – 4 %;
- капоты двигательного отсека – 11 %.
Такое распределение массы фюзеляжа по конструктивно-технологическому
членению необходимо учитывать при расчете центровки вертолета для более точного определения положения центров масс отдельных частей.
7.11 Расчет массы топливной системы
Топливная система предназначена для бесперебойной подачи горючего в двигатели. К топливной системе вертолета относятся топливные баки, трубопроводы,
перекачивающие насосы, заправочные горловины, фильтры, сливные устройства,
устройства дренажа баков, а также контрольные приборы и устройства.
Топливные баки вертолетов могут быть как жесткие металлические, так и
мягкие резиновые. Основные баки размещаются, как правило, под полом фюзеляжа.
Для увеличения дальности полета при уменьшенной массе груза кроме основных
топливных баков могут применяться дополнительные, размещаемые внутри фюзеляжа, и подвесные – снаружи летательного аппарата. Многие вертолеты имеют расходные баки, расположенные вблизи двигателей. В них перекачивается топливо перед подачей в камеры сгорания двигателей.
Баки соединяются трубопроводами для перекачки топлива к насосам двигателей. Перед подачей в двигатели топливо проходит через фильтры для очистки от
твердых частиц. Расход топлива контролируется датчиками. Перед двигателями ус102
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
танавливаются пожарные краны, предназначенные для быстрого прекращения подачи топлива в случае пожара в двигательной установке. Для устранения разрежения
при откачке топлива баки снабжаются дренажными клапанами, соединяющими объем баков с атмосферой. В основных и расходном баках устанавливаются датчики
аварийного остатка топлива, сигнал от которых поступает в кабину экипажа.
Масса топливной системы mтс, кг, линейно зависит от массы топлива и рассчитывается по формуле
mтс = k тс ⋅ mт ,
где
(7.35)
mт – масса топлива при полной заправке, кг;
kтс – коэффициент массы топливной системы.
Значение коэффициента массы топливной системы одновинтовых вертолетов
зависит от конструкции топливных баков [5]:
- для системы с протектированными баками kтс = 0,07…0,09;
- для системы с баками без протектирования kтс = 0,06…0,07;
- для системы с жесткими баками, выполненными в виде герметичных отсеков
фюзеляжа kтс = 0,035…0,04.
7.12 Расчет массы шасси вертолета
Шасси – совокупность опор летательного аппарата, необходимых для стоянки
и передвижения на земле, для разбега при взлёте, пробега, торможения и, поглощения кинетической энергии от вертикальной скорости при посадке [23].
Схемы и конструкции опор, амортизаторов и узлов вертолетных шасси в основном аналогичны самолетным. Однако существует и некоторое отличие. Для предохранения хвостовой балки и рулевого винта от повреждений при посадке на вертолетах устанавливается хвостовая опора в виде костыля или лыжи. В конструкции
амортизаторов основных опор предусматриваются устройства, устраняющие явле103
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
ние «земного резонанса». На лёгких вертолётах, которые совершают взлёты и посадки только «по вертолётному» без разбега, могут устанавливаться полозковые
шасси как с амортизаторами, так и без них. При отсутствии амортизаторов кинетическая энергия во время посадки поглощается благодаря упругим деформациям элементов шасси. С учётом того, что вертолеты эксплуатируются на неподготовленных
посадочных площадках с низкой прочностью грунта, шасси должно обеспечивать
низкое давление на поверхность. Для обеспечения плавучести при вынужденной посадке на воду вертолёты могут снабжаться баллонетами из прорезиненной ткани,
которые надуваются воздухом с помощью бортовых эжекторных устройств.
На отечественных вертолетах наиболее часто применяется колесное шасси с
двумя основными опорами и передним носовым колесом. Основные опоры шасси
помещаются позади центра масс вертолета на небольшом расстоянии о него. В передней части фюзеляжа располагаются одна или две стойки с носовыми колесами.
Расстояние от колес основных опор шасси до центра масс вертолета выбирают исходя из того, что на эти колеса должно приходиться от 85 до 90 % веса вертолета.
Схема шасси с передним колесом обеспечивает хорошую путевую устойчивость и
обзор при разбеге и пробеге. Для предохранения хвостовой балки от удара о землю
при грубой посадке устанавливается дополнительная опора на ее конце.
Некоторые модели вертолетов имеют схему шасси с задним колесом. В этой
схеме основные опоры устанавливаются впереди центра масс, а заднее колесо на
хвостовой балке выполняет роль дополнительной опоры и защищает рулевой винт
от контакта с землей при посадке.
Колея основных опор шасси (расстояние между центрами колес в поперечном
направлении) определяется по условию неопрокидывания и обеспечения поперечной устойчивости вертолета при движении по аэродрому и посадке на площадки с
уклоном.
В зависимости от конструкции шасси его масса шасси может составлять от
1 % до 6 % от взлетной массы вертолета. Расчет массы шасси mш, кг, выполняется
по формуле
104
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
mш = k ш ⋅ m0 ,
где
(7.36)
kш – коэффициент массы шасси, определяемый по статистическим дан-
ным;
m0 – взлетная масса вертолета, кг.
Значение коэффициента массы kш выбирается в зависимости от конструкции
шасси и типа вертолета:
kш = 0,01 – для полозкового шасси;
kш = 0,02 – для неубираемого шасси вертолета одновинтовой или соосной схемы;
kш = 0,03 – для убираемого шасси;
kш = 0,033 .. 0,038 – для неубираемого шасси двухвинтовых вертолетов продольной схемы;
kш = 0,06 – для шасси вертолетов-кранов с высокими стойками, между которыми закрепляется перевозимый груз.
Значение массы отдельных стоек шасси, необходимое для расчета центровки
вертолета, определяется по статистическим данным с учетом распределения весовой
нагрузки между опорами. Масса основных стоек составляет до 82 % от общей массы
шасси, масса передних стоек – около 16 %, масса хвостовой опоры – 2 % от общей
массы шасси mш.
Геометрические размеры, масса и технические характеристики авиационных
колес с пневматиками приведены в справочной литературе [26].
7.13 Расчет массы электрооборудования вертолета
Электротехническое оборудование вертолета представляет собой совокупность устройств, агрегатов и систем, обеспечивающих получение, распределение и
использование электроэнергии на борту [14].
105
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Назначенный ресурс работы авиационного оборудования обычно не превышает ресурса летательного аппарата и значительно ниже ресурса аналогичного наземного оборудования. Ограничение назначенного ресурса позволяет повысить интенсивность электрических, электромагнитных и механических нагрузок бортового
электрооборудования, что способствует уменьшению массогабаритных характеристик. Значительную часть общей массы электрооборудования составляет масса электрической сети, которая зависит от передаваемой мощности и вида системы электроснабжения. Снижению массы электрических проводов способствует применение
однопроводной схемы питания постоянным током. В большинстве случаев на вертолетах применяется унифицированное авиационное электрооборудование с номинальным напряжением постоянного тока 27 В. При большой мощности потребителей электроэнергии, например, на тяжелых вертолетах, для уменьшения массы проводов целесообразно использовать оборудование с повышенным напряжением до
270 В.
Масса проводов системы электроснабжения переменного тока с частотой
400 Гц также снижается при повышении напряжения от стандартного 115 В до увеличенного 200 В. Во всех случаях масса проводов зависит от размеров вертолета,
следовательно, ее вычисление можно связать с наиболее характерным размером, например с расстоянием между осями несущего и рулевого винтов.
Значительная часть электрической мощности, вырабатываемой генераторами
переменного тока, потребляется антиобледенительной системой лопастей несущего
винта. В связи с этим при ориентировочной оценке принимается, что мощность и
масса генераторов переменного тока зависят от площади обогреваемой поверхности
лопастей, а масса остальных элементов электрооборудования считается пропорциональной массе генераторов.
С учетом этого расчет массы электрооборудования mэл, кг, выполняется по
формуле
mэл = k пр ⋅ L рв + k эл ⋅
kл ⋅ R2
106
λл
,
(7.37)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
где
Lрв – расстояние между осями несущего и рулевого винтов;
kл – число лопастей несущего винта;
R – радиус несущего винта;
λл – относительное удлинение лопастей несущего винта;
kпр и kэл – коэффициенты массы проводов и электрооборудования.
Среднестатистические значения коэффициентов в формуле (7.37) для средних
вертолетов составляют [5]:
- коэффициент массы электрических проводов
k пр = 22 ... 24 кг/м;
- коэффициент массы электрооборудования
k эл = 5 ... 6 кг/м2.
Для легких вертолетов массой менее 4500 кг коэффициент массы проводов
уменьшается, а коэффициент массы электрооборудования увеличивается до следующих значений:
k пр ≈ 10 кг/м;
k эл = 12 ... 16 кг/м2.
7.14 Расчет массы бортового оборудования
К бортовому оборудованию вертолета относится:
- пилотажно-навигационное, приборное и радиолокационное оборудование;
- радиооборудование для связи и опознавания;
- оборудование кабин экипажа, пассажирской и грузовой кабин;
- аварийно-спасательное оборудование;
- гидравлическое оборудование для уборки шасси, открытия дверей, трапов;
- пневматическая система для управления тормозами основных стоек шасси;
- такелажно-швартовочное оборудование для погрузки, швартовки и выгрузки
различных грузов и техники;
- оборудование системы пожаротушения;
- бытовое оборудование и системы отопления и вентиляции кабин.
107
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Состав бортового оборудования определяется назначением вертолета, поэтому
его суммарная масса оценивается по статистическим данным для различных классов
вертолетов. Общая масса бортового оборудования вертолетов транспортной и нормальной категории связана от взлетной массы вертолета, причем с увеличением
взлетной массы от 1 до 10 тонн относительная доля массы оборудования уменьшается примерно от 12 % до 5 %.
Суммарная масса бортового оборудования mпр, кг, рассчитывается по формуле
mпр = k пр ⋅ m00,6 ,
где
(7.38)
kпр – коэффициент массы бортового оборудования;
m0 – взлетная масса вертолета, кг.
Среднестатистическое значение коэффициента массы бортового оборудования
вертолета составляет kпр = 2 кг0,4.
Оборудование вертолета располагается в различных частях и отсеках фюзеляжа. Для расчета центровки вертолета необходимо определить массу отдельных видов оборудования. При эскизном проектировании вертолета масса отдельных видов
оборудования рассчитывается по следующим среднестатистическим соотношениям:
- масса приборного оборудования в пилотской кабине составляет около 25 %
от суммарной массы mпр бортового оборудования;
- масса радиооборудования – примерно 27 % от mпр;
- масса гидравлического оборудования – примерно 20 % от mпр;
- масса пневматического оборудования – примерно 6 % от mпр;
- масса дополнительного оборудования – примерно 22 % от mпр.
Расположение различных видов бортового оборудования определяется при
проектировании компоновки внутреннего объема фюзеляжа с учетом функциональной принадлежности агрегатов и элементов систем.
Вертолеты обычно имеют три гидравлические системы:
108
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
- основная гидравлическая система, предназначенная для подачи рабочей жидкости с заданным давлением к гидроусилителям бустерной системы управления, к
гидроприводам уборки и выпуска шасси и к другим устройствам;
- дублирующая гидравлическая система, необходимая для обеспечения работы
гидроусилителей при отказе основной гидросистемы в случае аварии;
- вспомогательная гидравлическая система, предназначенная для обеспечения
работы стеклоочистителей, расстопоривания фрикциона рукоятки «шаг – газ», цилиндра замка внешней подвески груза, цилиндра управления поворотными лопатками вентилятора, работы гидродемпфера системы путевого управления и др.
Насосы гидравлической системы располагаются на главном редукторе, что
обеспечивает при отказе двигателей нормальную работу гидроприводов за счет авторотации несущего винта. В каждую гидросистему входят насос, гидроаккумулятор давления, автомат разгрузки насоса с обратным и предохранительным клапанами, фильтры грубой и тонкой очистки, электрический манометр, гидрокран с электромагнитным управлением и другие гидроаппараты, которые чаще всего размещаются под капотом главного редуктора.
Пневматическая система вертолета предназначена для привода тормозов колес
шасси, герметизации дверей кабины и может быть использована для привода некоторых других агрегатов. Легкие вертолеты могут не иметь пневматических систем.
В состав пневматической системы вертолета входят:
- компрессор с приводом от трансмиссии вертолета;
- ресивер – воздушный резервуар для сглаживания колебаний давления и создания запаса воздуха под давлением;
- фильтры-отстойники для очистки воздуха от примесей воды и масла;
- воздушные фильтры для очистки воздуха от механических примесей;
- редукционные клапаны, обеспечивающие поддержание заданного давления
воздуха в системе;
- бортовой зарядный штуцер для зарядки ресивера сжатым воздухом на стоянке от аэродромного компрессора и др.
109
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Система пожаротушения предназначена для обнаружения и тушения пожара в
огнеопасных зонах вертолета, главным образом в двигательной установке. В состав
системы пожаротушения входят:
- огнетушители с пламегасящей жидкостью;
- трубопроводы и форсунки для подачи жидкости в зону пожара;
- датчики пожарной сигнализации и автоматического включения системы пожаротушения.
Включение огнетушителей может происходить как в автоматическом режиме,
так и по команде из кабины пилота.
Расположение отдельных элементов бортового оборудования определяется их
назначением и особенностями конструкции и компоновки вертолета.
7.15 Расчет взлетной массы вертолета во втором приближении
Взлетная масса вертолета во втором приближении представляет собой сумму
масс пустого вертолета, экипажа, топлива, транспортируемого груза и пассажиров.
Определение взлетной массы во втором приближении основано на дифференцированном подходе к расчету масс отдельных частей, узлов и агрегатов вертолета. Масса во втором приближении является более точной оценкой взлетной массы по сравнению с массой в первом приближении.
Масса пустого вертолета mпуст, кг, представляет собой сумму масс основных
частей, агрегатов, узлов и оборудования, методика расчета которых приведена в
подразделах 7.1 – 7.14:
mпуст = m л + mвт + mбу + m ру + m ред + mпр + mв + m хр +
+ m лр + mвтр + mдв + mф + mтс + mш + mэл + mпр
.
(7.39)
Обозначения слагаемых в формуле (7.39) приведены ранее в пояснениях к
формулам раздела 7.
110
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Взлетная масса вертолета во втором приближении m02, кг, рассчитывается по
формуле
m02 = mпуст + mт + mгр + mэк ,
где
(7.40)
mпуст – масса пустого вертолета , кг;
mт – масса топлива, кг;
mгр – масса полезного груза, кг;
mэк – масса экипажа, кг.
Расчет взлетной массы в первом и втором приближениях является реализацией итерационного принципа проектирования с последовательным уточнением определяемого параметра. Значение взлетной массы в первом приближении относится к
исходной величине, по которой рассчитываются параметры несущей системы, мощность двигательной установки, масса топлива, массы отдельных частей и агрегатов
и в конечном итоге взлетная масса вертолета во втором приближении. При существенном отличии значений взлетных масс в первом и во втором приближении рассчитанные параметры частей агрегатов будут неприменимы для дальнейшего проектирования вертолета. Например, если взлетная масса во втором приближении m02
будет значительно выше массы в первом приближении m01, рассчитанная по m01
мощность двигательной установки будет недостаточной для обеспечения заданных
летных характеристик.
В связи с этим условием получения приемлемых результатов расчета взлетной
массы считается выполнение неравенства
m02 − m01
< 0,05.
m01
(7.41)
Если это условие не выполняется, т. е. взлетные массы в первом и во втором
приближении отличаются более чем на 5 %, необходимо скорректировать значения
исходных данных и повторить расчет основных параметров и массы частей и агрегатов.
111
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Основными уточняемыми величинами при повторном расчете основных параметров и взлетной массы вертолета являются:
- относительная масса пустого вертолета;
- удельная нагрузка на ометаемую площадь несущего винта;
- окружная скорость концов лопастей;
- относительный часовой и километровый расход топлива;
- масса двигательной установки при выборе серийно выпускаемых типов двигателей с известными характеристиками;
- число лопастей несущего винта;
- относительный радиус рулевого винта;
- лобовое аэродинамическое сопротивление, заданное площадью эквивалентной вредной пластинки;
- значения коэффициентов массы отдельных частей и агрегатов.
Результаты вычисления параметров и массы частей и агрегатов используются
для разработки компоновочной схемы и расчета центровки вертолета – положения
центра масс относительно втулки несущего винта.
По результатам расчета основных параметров выполняется разработка уточненного чертежа общего вида вертолета в трех проекциях, на котором указываются
габаритные размеры, база и колея шасси, угловые размеры. На чертеже размещается
таблица, в которой приводятся основные массы, летно-технические, геометрические, аэродинамические характеристики вертолета, а также данные о двигательной
установке. Примерное содержание этой информации представлено в таблице 7.1.
112
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Таблица 7.1 – Летно-технические характеристики вертолета, представляемые
на чертеже общего вида (пример)
Характеристика
Ед. изм.
Норм.
Макс.
Экипаж
чел.
3
Максимальное количество пассажиров
чел.
28
кг
5000
Масса перевозимого груза
- внутри грузовой кабины
- на внешней подвеске
5500
Масса пустого вертолета
кг
Взлетная масса вертолета
кг
13000
14500
км/ч
250
230
км/ч
225
210
Статический потолок вне влияния земли
м
1800
1500
Динамический потолок
м
5200
4400
Масса топлива
кг
2050
Емкость топливных баков
л
2700
Максимальная скорость по прибору на высоте
500 м
Крейсерская скорость по прибору на высоте
500 м
7233
Дальность полета на высоте 1000 м по МСА с
полной заправкой топлива и аэронавингаци-
км
610
545
онным запасом на 20 минут
Двигательная установка
ТВ3-117ВМА-СБ3
Тип и количество двигателей
2 двигателя
Мощность двигательной установки
- чрезвычайная
кВт
-взлетная
-крейсерская
1985
1765
1286
Расход топлива крейсерский
кг/кВт·ч
113
0,313
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
8 Компоновка вертолета и расчет положения центра масс
Разработка компоновочной схемы вертолета заключается в составлении чертежей и компьютерных трехмерных моделей, посредством которых отображается
расположение бортового оборудования, частей и агрегатов вертолета, экипажа, пассажиров, груза и других объектов, размещаемых внутри фюзеляжа и вне его [22, 24].
Основной целью разработки компоновки является взаимная пространственная увязка агрегатов и частей вертолета с учетом ряда требований:
- обеспечение требуемого объема грузовой или пассажирской кабины;
- удобство входа и выхода экипажа и пассажиров с возможностью быстрого
покидания вертолета при аварии;
- хороший обзор из кабины экипажа по Нормам летной годности [1, 2];
- возможность быстрой загрузки и выгрузки грузов и надежность их крепления;
- доступ к специальному оборудованию для технического обслуживания, монтажа и демонтажа;
- доступ к двигательной установке и элементам трансмиссии для технического
обслуживания и ремонта;
- размещение топливных баков с обеспечением минимального влияния выработки топлива на центровку вертолета;
- сокращение протяженности трубопроводов, электрической проводки;
- крепление грузов на внешней подвеске по линии центра масс вертолета.
В процессе разработки компоновочной схемы выполняется проработка конструктивно-силовой схемы, определяется и уточняется геометрическая форма элементов, принимаются решения о выборе типов приборного оборудования, бортовых
систем и других комплектующих. При этом для обеспечения необходимой центровки принимаются во внимание результаты расчета массы оригинальных частей и агрегатов, а также массо-габаритные характеристики покупных элементов и унифицированного оборудования.
114
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Различаются три вида компоновок: аэродинамическая, объемно-весовая и конструктивно-силовая.
Аэродинамическая компоновка заключается в выборе схемы вертолета, взаимного расположения несущих и рулевых винтов, формы и параметров оперения,
определении внешней формы планера, фюзеляжа, крыла.
При конструктивно-силовой компоновке осуществляется увязка элементов
силового каркаса, определяется схема передачи нагрузок от основных агрегатов на
силовой каркас, решаются вопросы конструктивно-технологического членения,
обеспечивается выполнение требований производства и эксплуатации.
В процессе разработки объемно-весовой компоновке определяется расположение отдельных частей, агрегатов, оборудования, размещение грузов, экипажа,
пассажиров, топлива и обеспечивается требуемое положение центра масс вертолета
для различных полетных условий.
Компоновка вертолета зависит от большого количества различных факторов, в
том числе от схемы и назначения вертолета, типа и числа двигателей. Разработка
компоновочной схемы – итерационный процесс с анализом различных вариантов
пространственного положения узлов и агрегатов для последовательного приближения к оптимальному решению, которое обеспечивает заданный диапазон центровок
при минимальной массе конструкции.
При разработке компоновки следует предусмотреть выполнение разнообразных требований и условий, исходящих из Норм летной годности и особенностей
летной эксплуатации вертолетов.
Компоновка кабины экипажа должна обеспечивать пилотам обзор окружающего пространства в соответствии с установленными требованиями [1, 2]. При вертикальной посадке или крутом планировании требуется обзор вперед, вниз и в стороны. При вертикальном взлете с ограниченной площадки с высокими препятствиями по периметру необходим обзор вверх и назад. Кабина экипажа должна быть достаточно просторной для размещения пилотов в зимней одежде. Кресла должны регулироваться по росту пилотов. Органы управления вертолетом, наиболее часто используемые в полете, а также используемые во время наиболее сложных этапов –
115
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
при заходе на посадку, при посадке, при отказных ситуациях, должны располагаться
в наилучших с точки зрения досягаемости и обзора зонах рабочей области каждого
члена экипажа.
Для пассажиров достаточно обеспечить обзор нижней полусферы. Пассажирская кабина, а также кабина экипажа должны быть изолированы от шума двигателей, должны иметь вентиляцию и отопление. В целях безопасности экипажа и пассажиров при компоновке нужно предусмотреть удобные основные и запасные выходы для покидания вертолета в аварийных условиях. Для улучшения условий эксплуатации в средних и тяжелых вертолетах необходимо предусмотреть проходы
между кабиной экипажа, пассажирским салоном, грузовым отсеком, а также обеспечить выход на верхнюю часть фюзеляжа для технического обслуживания двигательной установки, несущей системы и других агрегатов, размещенных под капотами
двигательного отсека. Например, капоты двигательного отсека тяжелого вертолета
Ми-26 в открытом состоянии используются при в качестве площадок для персонала,
выполняющего техническое обслуживание и ремонт.
В транспортных вертолетах необходимо обеспечить возможность быстрой загрузки и выгрузки грузов и их надежное крепление. Для этого вертолет должен быть
оборудован лебедкой, наклонной рампой, широкими грузовыми воротами.
При разработке компоновки следует учитывать особенности расположения
отдельных агрегатов вертолетов, выполненных по различным схемам. Для одновинтового вертолета важное значение имеет расположение рулевого винта. Ось рулевого винта должна находиться как можно ближе к плоскости вращения несущего винта. Это уменьшает возникновение крена вертолета от тяги рулевого винта и улучшает боковую балансировку в полете, особенно при выполнении маневров. При этом
следует учитывать, что ось несущего винта вертолетов наклонена вперед с углом заклинения к горизонтальной плоскости фюзеляжа от 3 до 5 градусов. Угол заклинения оси несущего винта обеспечивает горизонтальное положение фюзеляжа на
крейсерской скорости полета, соответствующее минимальному лобовому сопротивлению.
116
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Положение втулки несущего винта по высоте должно быть таким, чтобы исключить возможность удара лопастей по элементам конструкции фюзеляжа и хвостовой балки на всех режимах полета, особенно при маневрировании.
У двухвинтовых вертолетов соосной схемы необходимо предусмотреть такое
расстояние между винтами, чтобы исключить возможность схлестывания лопастей
верхнего и нижнего винтов, наиболее вероятного в криволинейном полете с максимальной скоростью.
При компоновке двухвинтовых вертолетов продольной схемы задний винт
должен быть установлен выше переднего. Это необходимо для уменьшения влияния
скошенного потока от переднего винта на аэродинамические характеристики заднего винта. Для уменьшения габаритов вертолета у двухвинтовых вертолетов продольной и поперечной схем несущие винты устанавливаются с перекрытием ометаемых площадей. Величина перекрытия и расстояние между винтами зависят от
числа лопастей и конструкции втулок несущих винтов.
Для разгрузки несущего винта и увеличения скорости полета на вертолете одновинтовой или соосной схемы может быть установлено крыло. Чтобы не оказывать
влияния на балансировку вертолета при изменении скорости полета, крыло устанавливается вблизи центра масс, под несущим винтом. Центр давления крыла должен
совпадать с осью несущего винта. При выборе параметров крыла, площади, размаха,
удлинения, угла установки, аэродинамического профиля сечения следует учитывать
характер обтекания потоком воздуха от несущего винта и от полета по траектории.
Несущие винты вертолета поперечной схемы устанавливаются на концах крыла. В связи с этим крыло выполняет роль силового элемента, а его размах зависит от
диаметра винтов и степени их перекрытия. Крыло должно иметь достаточную жесткость на изгиб и кручение, а вся конструкция должна быть отстроена от резонансных частот.
Вертолет одновинтовой схемы должен иметь горизонтальное оперение в виде
стабилизаторов, регулируемых на земле или управляемых в полете. На двухвинтовых вертолетах соосной схемы устанавливается горизонтальное и вертикальное оперение, имеющее увеличенную площадь по сравнению с другими схемами. Выбор
117
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
геометрических параметров, площадей, углов установки и места расположения оперения выполняется с учетом анализа конструкции существующих аналогов и прототипов и проверяется в процессе выполнения расчета устойчивости и управляемости
вертолета.
Выбор типа и схемы шасси, определение колеи и базы колесного шасси осуществляется с учетом обеспечения устойчивого положения вертолета на земле при
стоянке, при работе двигателей и вращении несущего винта на месте и в момент отрыва от земли при вертикальном взлете, при рулении по аэродрому, на разбеге при
взлете и пробеге после посадки. На выбор схемы шасси влияют грузоподъемность
вертолета, его назначение, условия взлета и посадки, указанные в техническом задании на проектирование. Наибольшее распространение получила схема шасси с носовым колесом, обеспечивающая более безопасную и простую посадку, хорошую
путевую устойчивость при движении по земле, удобные условия загрузки и выгрузки транспортируемых грузов в задней части фюзеляжа. База и колея шасси определяется по условию неопрокидывания вертолета при стоянке на поверхности аэродрома с уклоном, при рулении с поворотами на заданной скорости, при разбеге и
пробеге. При выборе колес и параметров амортизаторов шасси учитывается условие
поглощения кинетической энергии вертолета при посадке с вертикальной скоростью
и перегрузкой, заданных в Нормах летной годности [1, 2].
На компоновочном чертеже вертолета в крупном масштабе (1:2, 1:5, 1:10)
представляются продольный и поперечный разрезы вертолета, разрезы фюзеляжа в
плановой проекции, отдельные поперечные и горизонтальные разрезы отсеков. Отдельным видом изображается компоновка двигателей, главного редуктора и других
агрегатов в моторном отсеке. На поперечном разрезе кабины экипажа выполняется
компоновка приборной доски, ручек, педалей и других органов управления.
На основе компоновки разрабатывается схема силового каркаса фюзеляжа.
При размещении двигательной установки, главного редуктора, агрегатов трансмиссии, шасси, крыла, топливных баков и других массивных частей намечаются их места крепления к элементам силового каркаса, одновременно уточняется конструкция
самого каркаса, расположение шпангоутов, балок и лонжеронов. Компоновочный
118
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
чертеж вместе с чертежом общего вида вертолета является основой для разработки
теоретических чертежей фюзеляжа в виде плазовых построений и создания трехмерных компьютерных моделей.
Применение компьютерных систем автоматизированного проектирования с
использованием ранее разработанных трехмерных моделей агрегатов, отсеков, узлов, оборудования и деталей вертолета позволяет существенно ускорить разработку
компоновки.
Пример компоновочного чертежа вертолета представлен на рисунке 8.1.
Разработка компоновки вертолета неразрывно связана с его центровкой. Компоновка должна обеспечить заданное допустимое по условиям полета положение
центра масс вертолета при всех предусмотренных вариантах загрузки и заправки
топливом. Центр масс транспортируемого груза при различных вариантах загрузки
должен находиться вблизи оси несущего винта. Топливные баки необходимо размещать таким образом, чтобы изменение массы топлива в процессе полета не нарушало центровку.
Расчет центровки заключается в определении положения центра масс вертолета относительно начала системы координат, связанной с несущим винтом. На положение центра масс вертолета влияет компоновка и размещение агрегатов и узлов
вертолета в фюзеляже, размещение груза и пассажиров, степень наполнения топливных баков и другие факторы. При проектировании вертолета достаточно рассчитать центровку для трех случаев [11, 24]:
- для пустого вертолета без топлива, экипажа и коммерческой загрузки,
- для вертолета в полете с максимальной коммерческой загрузкой и полной
заправкой топлива,
- для вертолета в полете с полной коммерческой загрузкой и минимальным
остатком топлива, составляющем 5 % от массы топлива при полной заправке (аэронавигационный и невырабатываемый запас).
Выполнение требований по центровке вертолета в указанных случаях позволяет обеспечить необходимое для устойчивого полета положение центра масс при
всех остальных вариантах сочетаний массы груза и топлива.
119
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
120
Рисунок 8.1 – Компоновочный чертеж транспортного вертолета
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Для расчета центровки разрабатывается центровочный чертеж, на котором в
соответствии с компоновочной схемой изображается продольный разрез вертолета и
плоская система координат в виде сетки. Начало системы координат располагается в
центре втулки несущего винта, ось Y направляется вверх вдоль оси вращения несущего винта, ось X направляется в вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа
перпендикулярно оси вращения несущего винта в сторону передней части вертолета. Для вертолетов соосной схемы начало системы координат располагается на середине отрезка, соединяющего центры втулок верхнего и нижнего винтов. Для вертолетов продольной схемы начало системы координат располагается на середине отрезка, соединяющего центры втулок переднего и заднего несущих винтов.
При нейтральном положении автомата перекоса плоскость вращения несущего винта на центровочном чертеже будет параллельна оси X, а плоскость строительной горизонтали фюзеляжа будет наклонена назад. Угол наклона фюзеляжа между
строительной горизонталью и осью X будет равен углу заклинения оси несущего
винта.
На центровочном чертеже изображается координатная сетка с шагом 0,25, 0,5
или 1 м в зависимости от масштаба, используемая для определения положений центров масс частей, агрегатов, отсеков и элементов оборудования вертолета. Координаты центров масс частей и агрегатов, снятые с центровочного чертежа заносятся в
таблицу. Пример центровочного чертежа вертолета представлен на рисунке 8.2.
Для расчета центровки составляется центровочная ведомость, представляющая собой таблицу, в строках первого столбца которой приводится перечень агрегатов, оборудование, экипаж, коммерческая нагрузка, топливо и другие элементы массы вертолета. В следующих столбцах записываются массы mi агрегатов и частей
вертолета, координаты их центров масс xi и yi, определяемые по координатной сетке центровочного чертежа, и значения статических моментов Мсхi и Мсуi.
Статические моменты Мсхi и Мсуi, кг⋅м, для каждого агрегата, входящего в массу вертолета, представляют собой произведения массы элемента mi, кг, на координату центра массы xi или yi, м и рассчитываются по формулам
121
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
М схi = mi ⋅ xi ,
М сyi = mi ⋅ yi .
(8.1)
В нижней строке центровочной ведомости в соответствующих столбцах записываются сумма масс
∑ mi
агрегатов и частей, и суммы статических моментов
i
∑ М схi
и
i
∑ М сyi i .
i
Примеры оформления центровочных ведомостей для трех расчетных случаев
приведены в таблицах 8.1, 8.2 и 8.3.
Координаты центра масс вертолета x0 и y0, м, для каждого случая рассчитываются по формулам
∑ М схi
x0=
i
,
∑ mi
i
y0=
∑ М сyi i
i
∑ mi
(8.2)
i
Наряду с координатами центра масс x0 и y0 центровка вертолета характеризуется центровочным углом φ между осью несущего винта и прямой, соединяющей
начало координат с центром масс. Центровочный угол φ, градусы, рассчитывается
по формуле
ϕ = arctg
x0
y0
(8.3)
Допустимые значения центровочных углов φ для вертолетов различных схем
приведены в таблице 8.4 [24].
122
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
123
Рисунок 8.2 – Центровочный чертеж легкого вертолета
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Таблица 8.1 – Центровочная ведомость пустого вертолета (пример)
Наименование
агрегата
1 Несущий 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 Хвостовой
редуктор
3.3 Трансмиссионный
вал
4 Фенестрон
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 %)
Масса
агрегата,
mi, кг
Координата xi
центра
масс агрегата, м
Статический момент
агрегата
Мхi,
кг·м
Координата yi
центра
масс
агрегата,
м
Статический
момент
агрегата
Мyi, кг·м
60
40
0
0
0
0
0
0
0
0
18
0,15
2,7
-0,3
-5,4
125
1,9
237,5
-2,1
-262,5
92
0
0
0
-0,7
0
-64,4
5
-5,7
-28,5
-1,2
-6
7
-3,5
-24,5
-1,1
-7,7
7
23
93
-5,7
-5,7
-0,7
0
-39,9
-131,1
-65,1
-1,1
-1,1
-0,7
0
-7,7
-25,3
-65,1
21
0,6
12,6
-2,2
-46,2
22
1,8
39,6
-1,6
-35,2
73
-1,5
-109,5
-1,5
-109,5
29
-4,1
-118,9
-1,4
-40,6
6
0
0
-0,8
-4,8
16
-0,2
-3,2
-0,7
-11,2
124
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Продолжение таблицы 8.1
Наименование
агрегата
Масса
агрегата,
mi, кг
Координата xi
центра
масс агрегата, м
Координата yi
центра
масс
агрегата,
м
-2,6
-3
-3
Статический
момент
агрегата
Мyi, кг·м
0,6
1,3
-0,6
Статический момент
агрегата
Мхi,
кг·м
8,4
58,63
-5,28
8 Шасси
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 %)
10.5 Дополнительное
оборудование (22 %)
Сумма
14
44,97
8,77
2
-5,4
-10,8
-1,8
-3,6
163
0,4
65,2
-1,9
-309,7
20
2,2
44
-1,5
-30
21
0,7
14,7
-1
-21
17
-1,3
-22,1
-1,6
-27,2
5
1,2
6
-2,1
-10,5
15
-1,6
-24
-1,6
-24
894
-146,9
-36,4
-135,3
-26,4
-1156
Расчетные схемы для определения центровочного угла различных типов вертолетов представлены на рисунке 8.3.
Следует заметить, что координата центра масс вертолета y0 всегда будет отрицательной величиной, так как центр масс располагается ниже втулки несущего винта. Тогда в принятой системе координат отрицательное значение центровочного угла φ будет соответствовать передней центровке, а положительное значение φ – задней центровке. Центровочные углы спроектированного вертолета в полетных случаях не должны выходить за пределы допустимых значений (таблица 8.4).
125
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Пример – Расчет координат центра масс и центровочного угла пустого вертолета по данным, приведенным в таблице 8.1:
x0 =
− 146,9
= −0,164 м,
894
y0 =
− 1156
= −1,293 м,
894
ϕ 0 = arctg
− 0,164
= 7,23o.
− 1,293
В данном примере пустой вертолет имеет заднюю центровку с центровочным
углом, превышающим пределы, указанные в таблице 8.4. Однако, этот случай относится к положению вертолета на стоянке, а не в полете. Устойчивое положение вертолета на стоянке обеспечивается конструкцией шасси.
Таблица 8.2 – Центровочная ведомость вертолета с максимальной коммерческой
загрузкой и полной заправкой топлива (пример)
Наименование
агрегата
Вертолет пустой
Топливный бак
Пилот и пассажир в
передней кабине
Груз
Пассажиры в задней
кабине
Сумма
Масса
агрегата,
mi, кг
Координата xi
центра
масс агрегата, м
Координата yi
центра
масс
агрегата,
м
-1.293
-2.2
-1.6
Статический
момент
агрегата
Мyi, кг·м
-0.164
0.4
1.2
Статический момент
агрегата
Мхi,
кг·м
-153.68
92
192
894
230
160
30
240
-0.7
0.1
-21
24
-1.8
-1.7
-54
-408
1554
140.38
126
-1166.16
-506
-256
-2379.94
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
В центровочных ведомостях для случаев полета загруженного и заправленного топливом вертолета нет необходимости приводить перечень всех агрегатов и частей с их координатами и статическими моментами. Вместо них указывается масса и
координаты центра масс пустого вертолета.
Пример – Расчет координат центра масс и центровочного угла вертолета c
максимальной загрузкой и полной заправкой по таблице 8.2:
x0 =
140,38
= 0,09 м,
1554
y0 =
− 2379,94
= −1,53 м,
1554
ϕ 0 = 57.3 ⋅ arctg
0,09
= −3,19o.
− 1,53
Расчет показывает, что при полной загрузке центровка вертолета близка к
нормальной.
Таблица 8.3 – Центровочная ведомость вертолета с 5-процентным остатком топлива
и максимальной коммерческой нагрузкой (пример)
Наименование
агрегата
Масса
агрегата,
mi, кг
Координата xi
центра
масс агрегата, м
Координата yi
центра
масс
агрегата,
м
-1.293
-2.2
-1.6
Статический
момент
агрегата
Мyi, кг·м
-0.164
0.4
1.2
Статический момент
агрегата
Мхi,
кг·м
-153.68
4.6
192
Вертолет пустой
Топливный бак
Пилот и пассажир в
передней кабине
Груз
Пассажиры в задней
кабине
Сумма
894
11.5
160
30
240
-0.7
0.1
-21
24
-1.8
-1.7
-54
-408
1335.5
52.98
127
-1166.16
-25.3
-256
-1899.24
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Пример - Расчет координат центра масс и центровочного угла вертолета c
максимальной загрузкой и с 5-процентным остатком топлива по таблице 8.3.
x0 =
52,98
= 0,04 м,
1335,5
y0 =
− 1899,24
= −1,42 м,
1335,5
ϕ 0 = 57.3 ⋅ arctg
0,04
= −1,61o .
− 1,42
Анализ результатов расчетов по центровочным ведомостям в таблицах 8.2 и
8.3 позволяет сделать вывод, что в течение всего полета вертолета центровочный
угол будет изменяться из-за выработки топлива от минус 3,19° до минус 1,61°. Эти
значения соответствуют передней центровке вертолета и находятся в допустимых
пределах. Координата центра масс вертолета x0 за время полета изменится от 90 мм
до 40 мм.
128
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Рисунок 8.3 –Системы координат и центровочные углы вертолетов
одновинтовой, соосной и продольной схемы
129
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Таблица 8.4 – Допустимые центровки вертолетов различных схем
Схема
вертолета
Дополнительные
условия
Центровочный угол φ, градусы
при препри предельно допри нордельно домальной
пустимой
пустимой
задней цен- центровке
передней
тровке
центровке
Одновинтовой
вертолет с рулевым винтом
y0 = (0,052…0,063)·R
1
-3
-4
2
-3
-6
-2
-3
-5
без стабилизатора
Одновинтовой
вертолет с ру-
y0 = (0,052…0,063)·R
левым винтом
и стабилизато-
Sст = 0,004· Fом
ром
Двухвинтовой
вертолет соосной схемы со
стабилизатором
y0 = (0,06…0,07)·R
Sст = 0,015· Fом
Двухвинтовой
вертолет про-
y0 = (0,055…0,065)·R
дольной схемы
со стабилиза-
-5
Sст = 0,015· Fом
тором
130
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
9 Проектирование лопастей несущего винта
Основными геометрическими параметрами несущего винта являются его диаметр, или радиус, число лопастей, коэффициент заполнения, форма лопастей в плане, ширина лопастей, форма аэродинамических профилей поперечных сечений лопастей и крутка лопастей.
Радиус несущего винта, коэффициент заполнения, число лопастей и их ширина рассчитываются по методике, приведенной в разделе 4.
Форма лопастей в плане может быть прямоугольной, трапециевидной и смешанной [14]. Прямоугольная лопасть наиболее технологична в производстве, но
проигрывает по аэродинамическим характеристикам. Трапециевидная лопасть имеет
лучшие аэродинамические характеристики, но более сложна в изготовлении. Лопасти смешанной формы имеют прямоугольные и трапециевидные участки. Для
улучшения аэродинамических характеристик лопасти снабжаются законцовками
различной формы, благодаря которым снижаются концевые потери силы тяги, повышается относительный КПД винта и обеспечивается увеличение скорости горизонтального полета. Форма лопастей выбирается с учетом назначения и условий
эксплуатации вертолета.
Аэродинамические профили лопастей несущих винтов выбираются с учетом
следующих требований:
- высокое аэродинамическое качество в большом диапазоне углов атаки;
- минимальное перемещение центра давления по хорде профиля при изменении угла атаки, так как при перемещении центра давления назад из-за малой крутильной жесткости лопасти приводит к уменьшению крутки и снижению силы тяги
винта;
- возможность работы лопасти с переходом в режим самовращения (авторотации);
- высокая противофлаттерная устойчивость, обусловленная расположением
центра масс профиля относительно центра давления.
131
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Для лопастей несущих винтов применяются несимметричные двояковыпуклые профили с относительной толщиной, уменьшающейся от 20 % в комлевых сечениях до 8 % на конце лопасти. При средних скоростях обтекания в комлевой и
средней частях лопасти предъявляемым требованиям соответствуют профили
NACA-23015 … NACA-23009 с относительной толщиной от 15 % до 9 %. Для сечений, расположенных ближе к концу лопасти, рекомендуется применять скоростные
профили типа ЦАГИ П-57-9, имеющие лучшие характеристики при больших скоростях потока. Для лопастей рулевых винтов предпочтительнее применять симметричные профили, например типа NACA-0012. Ведущие вертолетостроительные
фирмы разрабатывают и используют для лопастей специальные и модифицированные профили [22]. Аэродинамические характеристики профилей приводятся в справочной литературе [25].
Крутка лопасти ∆φ представляет собой разность углов установки профилей в
комлевом и концевом сечениях, а также характеризуется законом изменения углов
установки сечений по длине лопасти φ(r). Угол установки сечения лопасти φ измеряется между хордой профиля и плоскостью вращения несущего винта, проходящей
по концам лопастей. Крутка лопасти обеспечивает более равномерное распределение аэродинамических сил вдоль лопасти, уменьшает индуктивные потери мощности, вызванные неравномерностью индуктивного потока по радиусу несущего винта. Крутка лопастей является отрицательной, то есть угол установки сечений
уменьшается при увеличении относительного радиуса. При этом сечения лопасти,
расположенные ближе к оси вращения и имеющие малые окружные скорости работают с большими углами атаки, что повышает их эффективность.
Увеличение крутки лопасти повышает КПД несущего винта, но одновременно
приводит к увеличению переменных напряжений, снижающих ресурс лопасти. В
связи с этим крутка лопастей большинства несущих винтов составляет от 6° до 12°.
Расчет крутки лопастей является одной из задач аэродинамического проектирования несущего винта.
Исходными данными для расчета крутки лопастей являются:
- взлетная масса вертолета m0, кг;
132
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
- радиус несущего винта R, м;
- коэффициент заполнения несущего винта σ;
- число лопастей несущего винта kл;
- окружная скорость концов лопастей ωR;
- относительный радиус комлевого участка лопасти r0;
- сужение лопасти η;
- аэродинамические характеристики профиля сечения лопасти, в частности,
производная a коэффициента подъемной силы сy по углу атаки α.
Перед расчетом крутки лопасти необходимо вычислить параметры, характеризующие действующие на винт аэродинамические силы.
Удельная нагрузка p, Па, на ометаемую площадь несущего винта рассчитывается по формуле
p=
m0 ⋅ g
π ⋅ R2
,
(9.1)
где g = 9,807 м/с2 – ускорение свободного падения.
Коэффициент силы тяги несущего винта CТ рассчитывается по формуле
СТ =
2⋅ p
ρ ⋅ (ωR ) 2
(9.2)
Коэффициент концевых потерь Ск силы тяги несущего винта вычисляется по
формуле
Ск =
1,5
,
0,75 + 0,25 ⋅ η
(9.3)
где η сужение лопасти, равное отношению ширины лопасти в комлевом сечении к ширине в концевом сечении.
133
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Коэффициент втулочных потерь В силы тяги несущего винта рассчитывается
по формуле
В =1−
ln(2) ⋅ C к ⋅СТ
,
kл
(9.4)
где kл – число лопастей несущего винта.
Суммарный коэффициент концевых и втулочных потерь κ силы тяги равен
κ = В 2 ⋅ (1 − r03 ) .
(9.6)
где r0 – относительный радиус комлевого сечения, с которого начинается оперенная часть лопасти. По статистическим данным среднее значение r0 равно 0,2.
Коэффициент влияния формы лопасти в плане kТ на силу тяги несущего
винта равен
kT =
0,75 + 0,25 ⋅ η
,
0,7 + 0,3 ⋅ η
(9.7)
где η – сужение лопасти.
Значение коэффициента подъемной силы сy профиля лопасти в расчетном сечении на относительном радиусе r07 = 0,7, необходимое для получения заданной силы тяги несущего винта, рассчитывается по формуле
сy =
3 ⋅ CT
,
κ ⋅ σ ⋅ kT
(9.8)
где σ – коэффициент заполнения несущего винта.
Форма лопастей в плане и величина крутки оказывают значительное влияние
на распределение индуктивных скоростей по сечению струи [8]. Для получения идеальной струи с равномерным распределением индуктивной скорости в поперечном
134
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
сечении несущий винт должен иметь сильно расширяющиеся к комлю лопасти с
большой круткой. Такой винт в честь Н. Е. Жуковского принято называть винтом
типа НЕЖ. Несмотря на высокие аэродинамические характеристики, винты типа
НЕЖ не нашли практического применения для вертолетов вследствие геометрической и конструктивной сложности.
Наиболее технологичными являются прямоугольные лопасти с постоянной
шириной. Для таких лопастей за счет крутки можно обеспечить постоянное значение коэффициента подъемной силы сy по длине лопасти. В этом случае индуктивная
скорость имеет неравномерное распределение по длине лопасти с максимальным
значением на концах лопастей и минимальным значением в центральной части ометаемого круга. Такое распределение способствует снижению потерь силы тяги и
мощности, связанных с обдувом фюзеляжа. Недостатком прямоугольных лопастей
являются повышенные концевые потери, для снижения которых на лопастях применяются законцовки различной формы.
В работе [8] показано, что для винтов типа НЕЖ, для винтов с постоянным
значением коэффициента подъемной силы сy по длине лопасти, а также для винтов с
различными промежуточными формами лопастей при проектировании применимы
единые расчетные формулы. При этом во всех случаях погрешность расчетов не
превышает 2,5 %. С учетом этого для расчета крутки лопастей ∆φ приняты два предельных случая:
а) крутка, обеспечивающая получение постоянного значения коэффициента
подъемной силы профиля сy по длине лопасти;
б) крутка, обеспечивающая постоянство величины индуктивной скорости v1
по длине лопасти, характерное для идеального винта типа НЕЖ.
Крутка лопасти представляется в виде ряда углов φi установки профилей сечений, расположенных на различных относительных радиусах ri лопасти. Для удобства расчетов принимается равномерный ряд относительных радиусов, например:
r0 = 0,2; r03 = 0,3; r04 = 0,4; r05 = 0,5; r06 = 0,6; r07 = 0,7; r08 = 0,8; r09 = 0,9; r1 = 1,0.
135
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Расчет крутки, обеспечивающей постоянное значение коэффициента подъемной силы профиля сy по длине лопасти, выполняется следующим образом.
Рассчитываются значения коэффициентов заполнения σi, соответствующие сечениям лопасти на относительных радиусах ri:
σi =σ ⋅
η − (η − 1) ⋅ ri
,
0,7 + 0,3 ⋅ η
(9.9)
где σ – коэффициент заполнения несущего винта по формуле (4.10) на относительном радиусе r07 = 0,7;
η – сужение лопасти.
Рассчитывается относительная индуктивная скорость v1 на различных относительных радиусах лопасти ri по формуле
v1i =
1 σ i ⋅ с y ⋅ ri
.
2
2
(9.10)
Относительная индуктивная скорость v1 – это безразмерная величина, равная
отношению индуктивной скорости потока v1 в плоскости винта к окружной скорости концов лопастей ωR. Схема обтекания профиля сечения лопасти представлена
на рисунке 9.1.
Vi – скорость потока; ωR·ri – окружная скорость; vi – индуктивная скорость;
αi – угол атаки; βi – угол притекания; φi – угол установки профиля
Рисунок 9.1 – Схема обтекания профиля лопасти на относительном радиусе ri
136
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Вектор скорости потока Vi, обтекающего профиль на относительном радиусе
ri, равен векторной сумме векторов окружной скорости ωR·ri в плоскости вращения
винта и индуктивной скорости v1. Угол βi между вектором скорости потока Vi, обтекающего профиль, и плоскостью вращения винта называется углом притекания.
Угол атаки αi – угол между вектором скорости потока Vi и хордой профиля. Угол установки φi профиля равен сумме углов притекания βi и атаки αi.
Углы притекания воздушного потока βi, в градусах, в сечениях на относительных радиусах лопасти ri рассчитываются по формуле
β i = arctg (
v1i
v
) ≈ 1i ⋅ 57,3 .
ri
ri
(9.12)
Углы атаки αi, в градусах, на относительных радиусах ri рассчитываются по
формуле
αi =
где
a=
dc y
dα
cy
a
⋅ 57,3 ,
(9.13)
– частная производная коэффициента подъемной силы профиля
по углу атаки [25].
При постоянном значении коэффициента подъемной силы cy по длине лопасти
угла атаки αi на разных радиусах ri будут одинаковыми.
Углы установки профилей φi, в градусах, на расчетных радиусах ri равны
сумме
ϕi = α i + β i .
(9.14)
Угол крутки ∆φi на расчетных относительных радиусах лопасти ri определяется как разность между текущим значением угла установки сечения φi на расчетном
радиусе и углом установки φ07 на относительном радиусе r07 = 0,7:
∆ϕ i = ϕ i − ϕ 07 .
137
(9.15)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Пример результатов расчета угла крутки лопасти ∆φ при постоянном значении
коэффициента подъемной силы профиля сy по длине лопасти представлен в таблице
9.1. Суммарная крутка лопасти невелика и составляет около 4,7º.
Таблица 9.1 – Углы крутки лопасти ∆φ при постоянном значении коэффициента
подъемной силы профиля cy (пример)
Относительный радиус ri
Расчетный параметр
Коэффициент заполнения σi
Относительная индуктивная скорость v1i
Угол притекания βi,
градусы
Угол атаки αi, градусы
Угол установки сечения φi, градусы
Угол крутки ∆φi, градусы
0,2
0,4
0,6
0,7
0,8
1,0
0,07
0,07
0,07
0,07
0,07
0,07
0,028
0,039
0,048
0,052
0,055
0,062
7,87
5,58
4,56
4,22
3,95
3,54
4,35
4,35
4,35
4,35
4,35
4,35
12,22
9,93
8,91
8,57
8,30
7,89
3,64
1,36
0,34
0
-0,27
-0,69
Крутка лопасти винта типа НЕЖ, обеспечивающая равномерное распределение индуктивной скорости v1 по поперечному сечению струи, рассчитывается в следующем порядке.
Среднее значение относительной индуктивной скорости v1 по диску винта
вычисляется по формуле
v1 =
1 CT
⋅
.
2
κ
(9.16)
Углы притекания β iнеж , в градусах, в сечениях на относительных радиусах ri
рассчитываются по формуле
v
ri
β iнеж = arctg ( 1 ) ≈
v1
⋅ 57,3 ,
ri
138
(9.17)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Коэффициенты подъемной силы профиля с неж
в сечениях на относительных
yi
радиусах ri вычисляются по формуле
с неж
= сy ⋅
yi
где
σ ⋅ 0,7
,
σ i ⋅ ri
(9.18)
сy коэффициент подъемной силы профиля в расчетном сечении лопасти
на относительном радиусе r07 = 0,7, вычисляемый по формуле (9.8);
σi – коэффициент заполнения на относительном радиусе ri, рассчитанный по формуле (9.9).
Углы атаки профилей αi, в градусах, винта типа НЕЖ в сечениях на относительных радиусах ri рассчитываются по формуле
α i = 57,3 ⋅
где
с неж
yi
a
,
(9.19)
a – производная коэффициента подъемной силы сy профиля по углу ата-
ки α.
Углы установки профилей ϕ iнеж , в градусах, в сечениях лопасти на относительных радиусах ri равны сумме углов атаки αi и углов притекания β iнеж :
ϕ iнеж = α i + β iнеж .
(9.20)
Углы крутки лопасти винта типа НЕЖ ∆ϕ iнеж , в градусах, в сечениях на относительных радиусах ri определяются разностью между углами установки профилей
неж
ϕ iнеж сечения на расчетных радиусах и углом установки профиля ϕ 07
на относи-
тельном радиусе r07 = 0,7:
неж
∆ϕ iнеж = ϕ iнеж − ϕ 07
.
139
(9.21)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
В таблице 9.2 представлен пример результатов расчета углов крутки ∆ϕ iнеж
лопасти несущего винта типа НЕЖ. Суммарная крутка лопасти в данном примере
составляет более 23º. Прикомлевые сечения работают при больших углах атаки около 15º.
Таблица 9.2 – Углы крутки ∆ϕ iнеж лопасти винта типа НЕЖ (пример)
Расчетный параметр
Угол притекания
β iнеж , градусы
Коэффициент подъемной силы профиля
с неж
yi
Угол атаки сечений
профиля αi , градусы
Угол установки сечения ϕ iнеж , градусы
Угол крутки ∆ϕ iнеж ,
градусы
Относительный радиус ri
0,4
0,6
0,7
0,8
1,0
14,16
7,19
4,81
4,12
3,61
2,89
1,53
0,76
0,51
0,44
0,38
0,31
15,21
7,61
5,07
4,35
3,80
3,04
29,37
14,80
9,89
8,47
7,41
5,93
20,90
6,33
1,41
0
-1,06
-2,54
0,2
По приведенным методикам рассчитываются предельные значения углов
крутки лопастей: минимальная крутка при постоянном значении коэффициента
подъемной силы по длине лопасти и максимальная крутка лопастей винта НЕЖ.
При проектировании несущего винта рекомендуется принимать средние значения
углов крутки ∆ϕ срi , вычисляемые по формуле
∆ϕ срi
∆ϕ i + ∆ϕ iнеж
=
2
140
.
(9.22)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
В качестве примера в таблице 9.3. приведены углы крутки ∆ϕ срi , рассчитанные по данным из таблиц 9.1 и 9.2
Таблица 9.3 – Средние значения углов крутки ∆ϕ срi лопасти несущего винта
Относительный радиус ri
0,4
0,6
0,7
0,8
0,2
Угол крутки
градусы
∆ϕ срi ,
12,27
3,84
0,87
0
-0,67
1,0
-1,61
Графическое представление крутки лопастей, соответствующих таблицам 9.1,
9.2 и 9.3 приведено на рисунке 9.2.
∆ϕ неж – углы крутки лопастей винта типа НЕЖ;
∆ϕ – углы крутки лопастей с постоянным коэффициентом подъемной силы;
∆ϕ ср – средние значения углов крутки,
r – относительный радиус винта
Рисунок 9.2 – Графики крутки лопастей несущего винта для различных
расчетных случаев
Теоретическая зависимость углов крутки от относительного радиуса винта
имеет вид нелинейной функции, что не всегда может быть практически реализовано
в производстве лопастей. Кроме этого расчетные углы установки прикомлевых се141
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
чений обычно получаются завышенными, что снижает технологичность конструкции.
Для улучшения технологичности рекомендуется задавать крутку в виде кусочно-линейной функции. Например, зависимость ∆ϕ ср (r ) , приведенная на рисунке
9.2, может быть приближенно представлена в виде
 10 при r = 0,2 ... 0,3

∆ϕср(r) = 7 − 25 ⋅ r при r = 0,3 ... 0,7 .
3,5 − 5 ⋅ r при r = 0,7 ... 1,0

(9.23)
График крутки по формуле (9.23) показан на рисунке 9.3.
Рисунок 9.3 – График крутки лопастей по формуле (9.23)
Технологические ограничения в производстве сложных изделий типа лопастей
могут быть сняты благодаря использованию компьютерного моделирования геометрических форм изделий и применения технологического оборудования с системами
числового программного управления. В этом случае для задания крутки можно применять и нелинейные функции.
142
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
10 Расчет поляры несущего винта
Поляра несущего винта – кривая, выражающая зависимость аэродинамического коэффициента силы тяги СT от коэффициента крутящего момента mк на режиме
висения вертолета при различных углах установки лопастей. Угол установки лопасти φ07 отсчитывается в сечении на относительном радиусе винта r07 = 0,7.
Расчет поляры несущего винта необходим для определения летных характеристик проектируемого вертолета. С помощью поляры несущего винта выполняется
расчет максимального значения силы тяги и соответствующих затрат мощности, находится оптимальный угол установки лопастей, рассчитывается КПД несущего винта на различных режимах работы.
Исходными данными для расчета поляры несущего винта являются:
- окружная скорость концов лопастей ωR, м/с;
- коэффициент заполнения несущего винта σ;
- форма лопасти в плане, определяемая сужением η;
- коэффициент концевых и втулочных потерь силы тяги κ;
- относительный радиус комлевой части лопасти r0;
- профиль сечения лопасти и его аэродинамические характеристики, коэффициенты cx и cy при различных скоростях и углах атаки, а также частная производная коэффициента подъемной силы профиля по углу атаки aнесж =
dc y
dα
;
- крутка лопасти – зависимость угла установки профиля φ от относительного
радиуса r сечения, представленная функцией типа (9.23), или в виде соответствующего графика.
Коэффициенты силы тяги СT и крутящего момента mк рассчитываются для
выбранного ряда значений угла установки лопастей φ07, например: 2; 4; 6; 8; 10;
12; 14; 16; 18 градусов.
Расчет аэродинамических коэффициентов несущего винта выполняется методом интегрирования по радиусу лопасти в пределах от r0 до r1, или от комлевого се143
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
чения лопасти до концевого. В связи с этим величины, переменные по длине лопасти, представляются в виде функций от относительного радиуса r. Это позволяет
реализовать алгоритм расчета поляры в виде компьютерной программы в системе
Mathcad.
Необходимые для расчетов характеристики профилей сечений лопасти приведены в справочниках. Значения коэффициентов профильного сопротивления cxp и
подъемной силы cy для профиля NAСA-23012 представлены в таблице 10.1.
Число Маха М
3,5
7
9
11
12,5
14,5
15
0,3
0,008
0,008
0,01
0,015
0,018
0,022
0,029
0,045
0,05
0,4
0,008
0,008
0,01
0,015
0,023
0,0355
0,043
0,07
0,074
0,5
0,008
0,008
0,01
0,019
0,031
0,0575 0,0835
0,121
0,130
0,6
0,008
0,009
0,0135 0,0365 0,0765
0,128
0,167
0,218
0,23
0,7
0,009
0,013
0,0275
0,09
0,138
0,181
0,213
0,254
0,262
0,8
0,0125
0,03
0,067
0,13
0,177
0,191
0,253
0,294
0,304
0,85
0,028
0,049
0,08
0,145
0,185
0,9
0,059
0,08
0,1075
0,3
-0,085
0,205
0,46
0,81
1,035
1,21
1,365
1,525
1,525
0,4
-0,01
0,2
0,445
0,8
0,01
1,2
1,33
1,42
1,42
0,5
-0,085
0,225
0,485
0,85
1,0
1,185
1,24
1,25
1,245
0,6
-0,085
0,225
0,485
0,843
0,94
1,0
1,03
1,048
1,05
0,7
-0,085
0,245
0,505
0,715
0,785
0,837
0,87
0,91
0,915
0,8
-0,065
0,285
0,43
0,556
0,625
0,675
0,715
0,76
0,77
0,85 -0,055
0,185
0,3
0,435
0,49
0,9
0,09
0,2
подъемной силы cy
c
Коэффициенты
1
профильн.
-2
сопротивления
Таблица 10.1 – Аэродинамические коэффициенты cxp и cy профиля NACA-23012
Угол атаки α, градусы
-0,075
144
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Расчет поляры несущего винта выполняется в следующем порядке. Выбирается расчетное значение угла установки лопастей φ07. Затем рассчитываются числа
Маха для сечений лопасти с различными относительными радиусами. Число Маха
М1 для концевого сечения лопасти при нулевой высоте полета в стандартной атмосфере [4] равно отношению
М1 =
ωR
340
,
(10.1)
где ωR – окружная скорость концов лопастей, м/с.
Число Маха M(r) на любом относительном радиусе r рассчитывается по формуле
M (r ) = M 1 ⋅ r .
(10.2)
Число Маха М07 для расчетного сечения на относительном радиусе r07 равно
М 07 =
ωR
340
⋅ 0,7 = M 1 ⋅ 0,7 .
Углы установки профилей ϕ (r ) в сечениях лопасти на относительных радиусах r рассчитываются с учетом крутки лопасти по формуле
ϕ (r ) = ∆ϕ ср(r) + ϕ 07 ,
где
(10.3)
∆ϕ ср (r ) – крутка лопасти, заданная в виде функции;
ϕ 07 – угол установки лопасти, измеряемый в сечении на относительном
радиусе r07 = 0,7.
Например, для крутки лопасти, представленной в виде (9.23), углы установки
профилей по сечениям лопасти вычисляются по формуле
145
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
 10 + ϕ 07 при r = 0,2 ... 0,3

ϕ(r) = 17,5 − 25 ⋅ r + ϕ 07 при r = 0,3 ... 0,7 .
3,5 − 5 ⋅ r + ϕ
07 при r = 0,7 ... 1,0

Следует заметить, что в системе Mathcad углы измеряются в радианах. В связи
с этим в Mathcad-программах для перевода градусов в радианы значения углов необходимо делить на 57,3.
Коэффициент заполнения σ несущего винта определяется выражением (4.10)
σ=
b07 ⋅ k л
,
π⋅R
из которого следует, что для несущего винта с лопастями, имеющими прямоугольную форму в плане, коэффициент заполнения σ имеет постоянную величину по длине лопасти. Если же лопасти имеют трапециевидную форму, то величина коэффициента заполнения будет изменяться по длине лопасти. Зависимость коэффициента заполнения σ(r) от относительного радиуса r выражается формулой
σ (r ) = σ ⋅
где
η − (η − 1) ⋅ r
.
0,7 + 0,3 ⋅ η
(10.4)
σ – коэффициент заполнения несущего винта, рассчитанный на относи-
тельном радиусе r07;
η – сужение лопасти.
Величина частной производной коэффициента подъемной силы профиля по
углу атаки зависит от сжимаемости воздуха, заключающейся в повышении плотности на больших скоростях обтекания. Расчет частных производных с учетом сжимаемости aсж(r) для сечений лопасти с различными относительными радиусами r
выполняется по формуле
146
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
aсж (r ) =
где
a несж
1 − [ М (r )]
2
,
(10.5)
aнесж – производная коэффициента подъемной силы профиля по углу ата-
ки без влияния сжимаемости воздуха, определяемая по поляре профиля [25].
Безразмерная относительная индуктивная скорость v1 (r ) , создаваемая элементарным участком лопасти, находящимся на относительном радиусе r, рассчитывается по формуле
v1 (r ) =

aсж (r ) ⋅ σ (r ) 
32 ⋅ r ⋅ ϕ (r )
⋅  1 +
− 1 ,
16
57,3 ⋅ aсж (r ) ⋅ σ (r )


(10.6)
где ϕ (r ) – угол установки сечения лопасти в градусах.
Угол притекания воздушного потока β (r ) , в градусах, к сечению лопасти на
относительном радиусе r в соответствии со схемой, представленной на рисунке 9.1,
рассчитывается по формуле
 v1 (r ) 
 v (r ) 
 = arctg  1  .
 ωR ⋅ r 
 r 
β (r ) = arctg 
(10.7)
Угол атаки α(r) в различных сечениях лопасти равен разности угла установки
профиля в сечении и угла притекания потока:
α ( r ) = ϕ ( r ) − β (r ) .
(10.8)
Коэффициент подъемной силы профиля cy(r), имеющий переменную величину
по длине лопасти, рассчитывается по формуле
с y (r ) = aсж (r ) ⋅ α (r ) .
147
(10.9)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Пример графика зависимости коэффициента подъемной силы cy(r) профиля от
относительного радиуса винта r при угле атаки α = 10˚ представлен на рисунке
10.1.
сy
r
Рисунок 10.1 – График изменения коэффициента подъемной силы cy(r)
по длине лопасти (пример)
Для расчета коэффициента силы тяги несущего винта СT выполняется интегрирование функции cy(r) по радиусу лопасти в пределах ее оперенной части по формуле
1
СT = κ ⋅ ∫ σ ⋅ c y ( r ) ⋅ r 2 dr
,
(10.10)
r0
где
κ – коэффициент концевых и втулочных потерь силы тяги.
Коэффициент крутящего момента mк. характеризует сопротивление вращению
несущего винта. Коэффициент mк входит в формулы для расчета крутящего момента
несущего винта Mк и потребляемой мощности N.
Составляющими крутящего момента несущего винта являются:
- крутящий момент, необходимый для преодоления аэродинамического про-
фильного сопротивления лопастей при вращении в воздушной среде;
- крутящий момент, обусловленный индуктивным сопротивлением вращению
винта при создании подъемной силы на лопастях;
148
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
- крутящий момент от аэродинамического сопротивления втулки и комлевых
неоперенных частей лопастей при вращении несущего винта.
В соответствиип с этим коэффициент крутящего момента mк представляет
собой сумму
mк = m p + mi + mвт ,
где
(10.11)
mp – коэффициент профильных потерь крутящего момента;
mi – коэффициент индуктивных потерь крутящего момента;
mвт – коэффициент потерь крутящего момента на втулке и комлевых
частях лопастей.
Коэффициент профильных потерь крутящего момента mp рассчитывается по
формуле
1
m p = ∫ σ (r ) ⋅ c xp ⋅ r 3 dr .
(10.12)
r0
где
cxp – аэродинамический коэффициент профильного сопротивления, зна-
чение которого определяется по поляре профиля сечения лопасти в соответствии с
величиной коэффициента подъемной силы.
Значение коэффициента cxp возрастает при увеличении угла атаки и скорости
потока, обтекающего участок лопасти. При отрицательной крутке лопасти с увеличением относительного радиуса угол установки сечения и угол атаки уменьшаются,
а скорость потока повышается. В связи с этим для упрощения расчетов среднее значение cxp можно принимать по таблице 10.1 для числа M и угла атаки α, соответствующих расчетному сечению лопасти на относительном радиусе r07 = 0,7. Угол атаки α в расчетном сечении на r07 вычисляется по формуле (10.8) для каждого выбранного значения угла установки лопастей φ07 при изменении шага винта.
Коэффициент индуктивных потерь крутящего момента mi рассчитывается по
формуле
149
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
1
mi = ∫ σ (r ) ⋅ c y (r ) ⋅ v1 (r ) ⋅ r 2 dr .
(10.13)
r0
Коэффициент потерь крутящего момента mвт на аэродинамическое сопротивление втулки и комлевых частей лопастей при относительном радиусе комлевого
сечения лопасти r0 = 0,2 рассчитывается по эмпирической формуле
mвт = 0,015 ⋅ σ ⋅ r04 .
(10.14)
Для расчета суммарного коэффициента крутящего момента mк при выбранном
значении угла установки лопастей φ07 в формулу (10.11) подставляются результаты
вычислений по формулам (10.12 – 10.14).
По значениям коэффициента силы тяги СT и коэффициента крутящего момента mк выполняется расчет относительного КПД несущего винта, величина которого
зависит от угла установки лопастей φ07. Относительный КПД несущего винта η0
вычисляется по формуле
сТ1,5
η0 =
.
2 ⋅ mк
(10.15)
Пример оформления результатов расчета значений коэффициента тяги СТ, коэффициента крутящего момента mк и относительного КПД η0 несущего винта представлен в таблице 10.2. Соответствующий график поляры несущего винта и зависимость относительного КПД от угла установки лопастей приведены на рисунках 10.2
и 10.3.
150
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Таблица 10.2 – Результаты расчета коэффициентов силы тяги СТ,
крутящего момента mк и относительного КПД η0 несущего винта (пример)
Угол установки
лопастей φ07,
градусы
2
Коэффициент
тяги СТ
Относительный
к.п.д. η0
0,002073
Коэффициент
крутящего
момента mк
0,000214
4
0,004467
0,000324
0,461
6
0,007398
0,0005237
0,607
8
0,011
0,0008066
0,678
10
0,014
0,001167
0,712
12
0,018
0,0016
0,729
14
0,021
0,002134
0,726
16
0,025
0,002815
0,703
18
0,029
0,003648
0,601
0,227
CT
mк
Рисунок 10.2 – Поляра несущего винта вертолета (по таблице 10.2)
151
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
η0
φ07, градусы
Рисунок 10.3 – Зависимость относительного КПД η0 несущего винта
от угла установки лопастей φ07 по таблице 10.2
152
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
11 Расчет летных характеристик вертолета в режимах висения
и вертикального взлета
Основной целью расчета летных характеристик является проверка соответствия значений выходных параметров вертолета величинам, указанным в техническом
задании на проектирование. К летным характеристикам вертолета на режимах висения и вертикального взлета относятся:
- статический потолок – максимальная высота, на которой в условиях стандартной атмосферы при нулевой горизонтальной воздушной скорости вертолет с
максимальной полетной массой способен висеть не снижаясь;
- скороподъемность – скорость вертикального взлета на различных высотах;
- время вертикального взлета на заданную высоту, или зависимость высоты от
времени взлета – барограмма взлета.
Летные характеристики зависят от удельной нагрузки на ометаемую площадь
несущего винта, от аэродинамического совершенства несущего винта, от мощности
двигательной установки и других параметров вертолета. Расчет летных характеристик выполняется для номинального и взлетного режимов работы двигательной установки.
Номинальный режим двигателя предназначен для набора высоты в течение
достаточно длительного времени. На номинальном режиме двигательной установки
выполняется висение вертолета с максимальной полетной массой, в том числе в
жаркое время года при пониженной плотности воздуха. Допустимое время непрерывной работы двигателя на номинальном режиме достигает 60 минут.
Взлетный режим используется для осуществления взлета вертолета с ограничением времени непрерывной работы двигателей, обычно не более 6 минут. На
взлетном режиме вертолет с максимальной массой должен выполнять взлет с аэродрома, расположенного на высоте, равной статическому потолку.
Исходными данными для расчета летных характеристик являются:
- взлетная масса вертолета m0;
153
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
- мощность двигательной установки на номинальном режиме Nном;
- мощность двигательной установки на взлетном режиме Nвзл,;
- радиус несущего винта R;
- коэффициент концевых и втулочных потерь κ;
- относительный КПД несущего винта η0;
- коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме
вертикального взлета и висения ξ.
Расчет летных характеристик вертолета выполняется методом мощностей.
При этом вычисляется избыток мощности двигательной установки, по которому
рассчитывается скорость вертикального взлета. Избыток мощности представляет
собой разность между располагаемой мощностью, подводимой к несущему винту от
двигательной установки, и потребной мощностью, необходимой для висения вертолета на заданной высоте. Вычисление избытка мощности и скороподъемности выполняется на выбранных расчетных высотах полета в диапазоне от нулевой высоты
до предполагаемого статического потолка.
Пример – Ряд расчетных высот с интервалом 500 м:
0; 500; 1000; 1500; 2000; 2500; 3000; 3500 метров.
Ряд расчетных высот может иметь и неравномерные интервалы.
Плотность воздуха ρ, кг/м3, на каждой расчетной высоте определяется по
стандартной атмосфере [4], или рассчитывается по формуле
H 
ρ = ρ 0 ⋅ 1 −

 44300 
где
4, 256
,
(11.1)
ρ0 = 1,225 кг/м3 – плотность воздуха на нулевой высоте;
H – расчетная высота висения вертолета, м.
Потребная сила тяги несущего винта Т, Н, необходимая для висения вертолета, приравнивается весу вертолета и вычисляется по формуле
T = m0 ⋅ g .
(11.2)
154
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
где
g = 9,807 м/с2 – ускорение свободного падения.
Удельная нагрузка на площадь p, Па, ометаемую несущим винтом, вычисляется по формуле
p=
m0 ⋅ g
π ⋅ R2
.
(11.3)
Индуктивная скорость воздушного потока в плоскости несущего винта v1, м/с,
зависит от удельной нагрузки на ометаемую площадь и рассчитывается по формуле
по формуле
v1 =
где
p
2 ⋅κ ⋅ ρ
,
(11.4)
κ – коэффициент концевых и втулочных потерь силы тяги.
С увеличением высоты полета и соответствующим уменьшением плотности
воздуха при заданном значении силы тяги несущего винта индуктивная скорость
будет возрастать.
Потребная мощность Nв, Вт, потребляемая несущим винтом при висении вертолета на расчетной высоте определяется по формуле
Nв =
где
T ⋅ v1
η0
,
(11.5)
Т – сила тяги несущего винта, равная весу вертолета, Н;
v1 – индуктивная скорость на расчетной высоте, м/с;
η0 – относительный КПД несущего винта.
С увеличением высоты полета потребная мощность для висения вертолета будет возрастать пропорционально повышению индуктивной скорости.
155
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Пример результатов вычисления потребной мощности в зависимости от высоты висения вертолета представлен в таблице 11.1. В качестве исходных данных для
расчета использованы параметры вертолета, имеющие следующие значения:
- взлетная масса вертолета 3200 кг;
- мощность двигательной установки на номинальном режиме 850 кВт;
- мощность двигательной установки на взлетном режиме 900 кВт;
- радиус несущего винта 5,5 м;
- коэффициент концевых и втулочных потерь 0,93;
- относительный КПД несущего винта 0,72;
- коэффициент использования мощности двигательной установки 0,865.
Располагаемая мощность от двигательной установки на номинальном режиме
Nрном, Вт, и на взлетном режиме Nрвзл, Вт, рассчитывается по формулам
N рном = N ном ⋅ ξ ⋅ N H ,
N рвзл = N взл ⋅ ξ ⋅ N H ,
где
(11.6)
ξ – коэффициент использования мощности двигательной установки;
N H – высотная характеристика газотурбинных двигателей, вычисляемая
по формуле
NH =1 −
где
0,0695 ⋅ H
,
1000
(11.7)
H – расчетная высота полета, м.
Среднестатистическое значение коэффициента использования мощности двигательной установки ξ одновинтового вертолета на режиме висения равно 0,865.
Скорость вертикального взлета вертолета Vy, м/с, на расчетных высотах рассчитывается на номинальном и взлетном режимах по формулам
V уном =
N рном − N в
m⋅ g
156
,
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
V увзл =
N рвзл − N в
m⋅ g
.
(11.8)
По скороподъемности вертолета рассчитывается барограмма взлета – график
для определения времени взлета на заданную высоту. Барограмма рассчитывается
при условии, что взлет выполняется на номинальном режиме двигательной установки. Для расчета времени взлета высота разбивается на интервалы, например по
500 м. Для упрощения вычислений принимается, что при увеличении высоты на каждом интервале скорость взлета уменьшается по линейной зависимости.
Время взлета на отдельном интервале ti, мин, рассчитывается по формуле
ti =
где
2 ⋅ ( H i − H i −1 )
,
60 ⋅ V y ( H i ) + V y ( H i −1 )
[
]
(11.9)
Hi и Hi-1 – уровни высот, соответствующие верхней и нижней границам
i-того интервала, м;
Vy(Hi) и Vy(Hi-1) – скорости взлета на верхней и нижней границах i-того
интервала, м/с;
i = 1 … n – индексы, соответствующие верхним границам интервалов.
Время взлета с земли на высоту, соответствующую верхней границы каждого
интервала, выполняется суммированием времени взлета по интервалам, расположенным ниже.
Результаты расчета скорости взлета и барограммы вертолета с параметрами,
значения которых приведены выше, представлены в таблице 11.1, а также отражены
на рисунках 11.1 и 11.2.
По графикам на рисунке 11.1 определяется статический потолок вертолета,
как высота, соответствующая скороподъемности Vy = 0,5 м/с. В данном примере
статический потолок на номинальном режиме равен 2600 м, на взлетном режиме
3050 м.
157
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
По барограмме на рисунке 11.2 можно определяется время взлета, например,
время взлета на высоту 2250 м составит 12,5 мин.
Таблица 11.1 – Летные характеристики вертолета при вертикальном взлете
Высота, м
Плотность воздуха, кг/м3
Индуктивная
скорость, м/с
Потребная мощность, кВт
Располагаемая
мощность, кВт
Скорость взлета,
м/с
Время
взлета,
мин
Располагаемая
мощность, кВт
Скорость взлета,
м/с
0
500
100
1500
2000
2500
3000
1,225
1,167
1,112
1,058
1,007
0,957
0,909
12,04
12,33
12,64
12,95
13,28
13,62
13,97
524,7
537,5
550,8
564,6
578,8
593,6
609,0
735,2
Номинальный режим
709,7
684,2
658,6
633,1
607,5
582,0
6,71
5,49
4,25
3,00
1,73
0,44
0
1,37
3,08
5,38
8,91
16,59
29,39
778,5
Взлетный режим
751,4
724,4
697,3
670,3
643,2
616,2
8,09
6,82
2,91
1,58
0,23
5,53
4,23
Vy, м/с
2
1
H, м
1 – скорость взлета на номинальном режиме двигателей;
2 – скорость взлета на взлетном режиме
Рисунок 11.1 – Скороподъемность вертолета при вертикальном взлете
158
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
H, м
t, мин
Рисунок 11.2 – Барограмма вертикального взлета вертолета на
номинальном режиме работы двигательной установки
159
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
12 Расчет летных характеристик вертолета в горизонтальном
полете
Целью расчета летных характеристик вертолета в условиях горизонтального
полета является определение динамического потолка, скороподъемности, минимальной, максимальной, экономической и крейсерской скоростей полета на различных высотах, а также проверка соответствия скоростных и высотных параметров
вертолета техническому заданию на проектирование.
Для расчета летных характеристик используются следующие параметры вертолета:
- взлетная, или полетная масса вертолета m0, кг;
- мощность двигательной установки на номинальном режиме Nном, Вт;
- радиус несущего винта R, м;
- сужение лопастей η, характеризующее форму лопасти в плане;
- окружная скорость концов лопастей ωR, м/с;
- коэффициент концевых и втулочных потерь κ;
- относительный КПД несущего винта η0;
- коэффициент использования мощности двигательной установки ξ;
- площадь эквивалентной вредной пластинки, характеризующая лобовое сопротивление вертолета ΣcxS, м2;
- среднее значение коэффициента профильного сопротивления лопастей cxp,
определяемое для расчетного сечения на относительном радиусе r07.
Так же, как в случае вертикального взлета, расчет летных характеристик вертолета в горизонтальном полете выполняется методом мощностей. Сущность метода
заключается сравнении значений располагаемой и потребной мощности. Располагаемая мощность, подводимая к несущему винту от двигательной установки вертолета, зависит от высоты и скорости полета. Потребная мощность – это мощность,
необходимая для полета вертолета на заданной высоте с определенной скоростью
160
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
По равенству значений располагаемой и потребной мощностей определяются
минимальная и максимальная скорости полета, или диапазон возможных скоростей
полета на расчетной высоте. Экономическая скорость горизонтального полета соответствует минимальному значению потребной мощности, то есть режиму двигательной установки с наименьшим часовым расходом топлива.
Для вычисления значений потребных и располагаемых мощностей выбирается
ряд расчетных высот и скоростей полета, охватывающий область заданных режимов
эксплуатации. При выполнении курсовых и дипломных проектов рекомендуется
принимать расчетные высоты от 0 до 6000 м с интервалом 1000 м и расчетные скорости от 0 до 90 м/с с интервалом 10 м/с. Расчеты можно выполнить и для любого
сочетания высоты и скорости полета, например, с целью уточнения значений динамического потолка, экономической скорости, максимально допустимой взлетной
массы.
Плотность воздуха ρ, кг/м3, на расчетных высотах определяется по стандартной атмосфере [4], или рассчитывается по формуле
H 
ρ = ρ 0 ⋅ 1 −

 44300 
где
4, 256
,
(12.1)
ρ0 = 1,225 кг/м3 – плотность воздуха на нулевой высоте;
H – расчетная высота полета, м.
Располагаемая мощность Nрасп, Вт, рассчитывается с учетом высотных и скоростных характеристик газотурбинных двигателей по формуле
N расп = N ном ⋅ ξ ⋅ N H ⋅ N V ,
где
(12.2)
Nном – мощность двигательной установки на номинальном режиме, Вт;
ξ – коэффициент использования мощности двигательной установки;
N H – высотная характеристика, вычисляемая по формуле (11.7);
161
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
NV – скоростная характеристика двигателей, вычисляемая по формуле
NV = 1 + 7,128 ⋅ 10 −6 ⋅ Vx2 ,
где
(12.3)
Vx – расчетная скорость полета, м/с.
Для примера в таблице 12.1. представлены результаты расчета располагаемой
мощности (в кВт) в зависимости от высоты и скорости полета при следующих исходных данных:
- номинальная мощность двигательной установки N ном = 850 кВт;
- коэффициент использования мощности двигательной установки ξ = 0,865.
Таблица 12.1 – Располагаемая мощность Nрасп, кВт, на ряде расчетных высот и
скоростей полета (пример)
Скорость
полета
Высота H, м
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
0
735
684
632
581
529
478
426
10
736
684
633
581
530
478
427
20
737
686
634
583
531
479
428
30
740
688
636
585
533
481
429
40
744
692
640
587
535
483
431
50
748
696
644
591
539
486
434
60
754
701
649
596
543
490
437
70
761
708
654
601
548
495
441
80
769
715
661
607
554
500
446
90
778
723
669
614
560
506
451
Vx, м/с
162
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Подводимая к несущему винту мощность расходуется на профильное аэродинамическое сопротивление вращению лопастей, на создание подъемной силы лопастей и, соответственно, силы тяги несущего винта, а также на лобовое аэродинамическое сопротивление вертолета в полете. В связи с этим потребная мощность для
горизонтального полета Nпотр, представляет собой сумму
N потр = N p + N i + N x ,
где
(12.4)
Np – потери мощности на профильное сопротивление несущего винта;
Ni – индуктивные потери мощности на создание силы тяги несущего
винта;
Nх – потери мощности на вредное лобовое сопротивление вертолета в
горизонтальном полете.
Расчет мощности выполняется с использованием безразмерных коэффициентов мощности по формулам, основанным на положениях теории подобия [28].
Коэффициент профильной мощности mp, затрачиваемой на профильное сопротивление лопастей несущего винта, рассчитывается по формуле
m p = 0,25 ⋅ k p ⋅ c xp ⋅ σ ⋅ (1 + 5 ⋅ V 2 ) ,
где
(12.5)
kp – коэффициент влияния формы лопасти в плане на профильную мощ-
ность;
cxp – среднее значение коэффициента профильного сопротивления;
σ – коэффициент заполнения несущего винта;
V – относительная скорость горизонтального полета вертолета.
Безразмерная относительная скорость горизонтального полета представляет
собой отношение расчетной скорости полета V к окружной скорости концов лопастей ωR:
163
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
V =
Vx
.
ωR
(12.6)
Значения коэффициента kp, зависящие от сужения лопасти, приведены в таблице 12.2.
Таблица 12.2 – Значения коэффициента kp
Сужение лопасти η
1,0
1,5
2,0
2,5
3,0
Коэффициент kp
1,0
0,957
0,923
0,897
0,875
Значение коэффициента профильного сопротивления cxp определяется по
справочникам аэродинамических характеристик профилей [25]. Для лопастного профиля NACA 23012 среднее значение cxp составляет примерно 0,01.
Пример результатов расчета коэффициентов профильной мощности mp несущего винта с прямоугольными лопастями и коэффициентом заполнения 0,07 при окружной скорости концов лопастей 230 м/с, представлен в таблице 12.3.
Таблица 12.3 – Значения коэффициента профильной мощности mp (пример)
Скорость полета
Относительная скорость
Коэффициент профильной
Vx, м/с
полета V
мощности mp
0
0
0,0001875
10
0,043
0,0001893
20
0,087
0,0001946
30
0,13
0,0002035
40
0,174
0,0002159
50
0,217
0,0002318
60
0,261
0,0002513
70
0,304
0,0002743
80
0,348
0,0003001
90
0,391
0,0003311
164
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Потери мощности Np, Вт, на профильное сопротивление лопастей при вращении несущего винта рассчитываются по формуле
N p = mp ⋅
где
ρ ⋅ (ωR) 3 ⋅ π ⋅ R 2
2
,
(12.7)
ρ – плотность воздуха на расчетной высоте, кг/м3.
Пример результатов расчета профильных потерь мощности приведен в таблице 12.4. Исходные данные для расчета: масса вертолета 3750 кг, радиус несущего
винта 5,5 м, коэффициент заполнения 0,075, окружная скорость концов лопастей 230
м/с, коэффициент концевых и втулочных потерь 0,93. Анализируя представленные
данные можно сделать вывод, что профильные потери мощности возрастают с повышением скорости полета и уменьшаются при увеличении высоты.
Таблица 12.4 – Профильные потери мощности Nр, кВт, в зависимости от высоты и
скорости полета (пример)
Скорость
полета
Высота H, м
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
0
133
121
109
99
89
78
71
10
134
122
110
100
90
81
72
20
139
125
113
102
92
83
74
30
144
131
118
107
96
87
78
40
153
139
125
113
102
92
82
50
164
149
135
122
110
99
88
60
178
162
146
132
119
107
96
70
194
176
160
144
130
117
105
80
213
193
175
158
143
128
115
90
234
213
193
174
157
141
126
Vx, м/с
165
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Сила тяги несущего винта в полете раскладывается на вертикальную и горизонтальную составляющие. В равномерном прямолинейном полете по горизонтали
вертикальная составляющая уравновешивается весом вертолета, горизонтальная –
силой лобового сопротивления. В связи с этим при расчете индуктивных потерь
мощности на создание силы тяги необходимо учитывать условия и режим работы
несущего винта. Схема сил и скоростей, действующих на вертолет в горизонтальном
полете представлена на рисунке 12.1.
T – сила тяги несущего винта, X и Y – горизонтальная и вертикальная составляющие силы тяги, Xa – сила лобового сопротивления, mg – вес вертолета,
Vx – скорость полета, v1 – индуктивная скорость, Vc – скорость отклоненного
потока, α – угол атаки несущего винта, δ – угол наклона вихревого цилиндра
Рисунок 12.1 – Схема горизонтального полета вертолета
Коэффициент индуктивной мощности mi рассчитывается по формуле
mi =
1
κ
⋅ I v ⋅ (1 + κ c ) ⋅ СT ⋅ v1ср ,
166
(12.8)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
где
κ – коэффициент концевых и втулочных потерь силы тяги;
Iv – коэффициент индукции, учитывающий неравномерность распреде-
ления аэродинамических нагрузок по диску винта;
κ c – коэффициент взаимного влияния несущих винтов многовинтовых
вертолетов [28], для одновинтового вертолета κ c = 0;
СТ – коэффициент силы тяги несущего винта в расчетном режиме;
v1ср – среднее значение относительной индуктивной скорости по диску
несущего винта.
Коэффициент индукции Iv рассчитывается по эмпирическим формулам
1,02 + 0 ,00144 ⋅V x
Iv = 
0 ,58 + 0 ,0072 ⋅V x
где
при V x ≤ 76,4 м/с
при V x > 76,4 м/с
,
(12.9)
Vx – скорость полета, м/с.
Коэффициент силы тяги несущего винта СТ в зависимости от высоты полета
вычисляется по формуле
СT =
где
2 ⋅ m0 ⋅ g
ρ ⋅ (ωR ) 2 ⋅ π ⋅ R 2
,
(12.10)
g = 9,807 м/с2 – ускорение свободного падения;
ρ – плотность воздуха на расчетной высоте, кг/м3.
Среднее значение относительной индуктивной скорости v1ср на ряде расчетных высот полета вычисляется по формуле
v1ср =
где
1 
⋅ − V ⋅ cos(α + δ ) +
2 
[V ⋅ cos(α + δ )]2 + СT  ,
κ 
(12.11)
V – относительная скорость горизонтального полета по формуле (12.6);
167
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
СT – коэффициент силы тяги на расчетной высоте;
κ– коэффициент концевых и втулочных потерь силы тяги;
α – угол атаки несущего винта, градус;
δ – угол наклона оси вихревого цилиндра воздушной струи от несущего
винта, градус.
Угол атаки несущего винта α – угол между вектором воздушной скорости несущего винта и плоскостью его вращения. Угол атаки считается положительным,
если проекция вектора воздушной скорости винта на нормальную ось будет отрицательной [27]. На рисунке 12.1 угол атаки α имеет отрицательное значение, вычисляемое по формуле
 Xa 
 ,
m
⋅
g
 0 
α = −arctg 
(12.12)
где Xa – сила лобового сопротивления, действующая на вертолет в горизонтальном полете, Н.
Сила лобового аэродинамического сопротивления Xа, Н, зависящая от скорости полета V и плотности воздуха ρ на заданной высоте, рассчитывается по формуле
X а = Σc x S ⋅
где
ρ ⋅ Vx 2
2
,
(12.13)
ΣcxS – площадь эквивалентной вредной пластинки, м2.
Пример результатов расчета углов атаки несущего винта α представлен в таблице 12.5. Масса вертолета в данном примере составляла 3750 кг, площадь эквивалентной вредной пластинки 2,5 м2, радиус несущего винта 5,5 м. Угол атаки несущего винта увеличивается с повышением скорости полета и уменьшается при увеличении высоты.
Угол наклона вихревого цилиндра δ – это угол между плоскостью несущего
винта и осью создаваемого им воздушного потока. При висении вертолета несущий
168
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
винт находится в режиме осевого обтекания и угол наклона вихревого цилиндра δ
равен 90°. В режиме горизонтального полета возникает косое обтекание несущего
винта, при котором угол δ принимает значения меньше 90°.
Таблица 12.5 – Угол атаки несущего винта α, градусы, в зависимости от высоты и
скорости полета (пример)
Высота H, м
Скорость
полета
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
0
0
0
0
0
0
0
0
10
-0,24
-0,22
-0,2
-0,18
-0,16
-0,14
-0,13
20
-0,95
-0,87
-0,78
-0,71
-0,64
-0,57
-0,51
30
-2,15
-1,95
-1,76
-1,59
-1,44
-1,29
-1,16
40
-3,81
-3,46
-3,13
-2,83
-2,55
-2,29
-2,06
50
-5,94
-5,4
-4,89
-4,42
-3,98
-3,58
-3,21
60
-8,53
-7,75
-7,02
-6,35
-5,73
-5,15
-4,62
70
-11,53
-10,49
-9,52
-8,61
-7,77
-6,99
-6,27
80
-14,92
-13,6
-12,35
-11,19
-10,11
-9,1
-8,17
90
-18,64
-17,02
-15,49
-14,06
-12,72
-11,46
-10,3
Vx, м/с
В соответствии со схемой на рисунке 12.1 угол наклона оси вихревого цилиндра δ, в градусах, рассчитывается по формуле
δ = 90 − arctg
где
Vx ⋅ cosα
,
V x ⋅ sin α + v1
(12.14)
Vx – скорость горизонтального полета, м/с;
α – угол атаки несущего винта, градус;
v1 – индуктивная скорость потока в плоскости несущего винта, м/с.
169
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Расчет индуктивной скорости v1 в горизонтальном полете при косом обтекании несущего винта выполняется методом последовательных приближений. Для
этого в первую очередь рассчитывается индуктивная скорость v1в, м/с, при висении
вертолета по формуле
v1в =
где
T
2 ⋅ ρ ⋅ κ ⋅ π ⋅ R2
,
(12.15)
T – сила тяги несущего винта, примерно равная полетному весу m0g, Н;
ρ – плотность воздуха на расчетной высоте, кг/м3;
κ – коэффициент концевых и втулочных потерь тяги несущего винта;
R – радиус несущего винта, м.
Индуктивная скорость в первом приближении v11 в режиме горизонтального
полета принимается примерно равной индуктивной скорости на висении:
v11 ≈ v1в .
(12.16)
Индуктивная скорость во втором приближении v12, м/с, рассчитывается по
формуле
v12 =
где
v11
(Vx ⋅ cosα ) + (V x ⋅ sin α + v11 )
2
2
,
(12.17)
v11 – индуктивная скорость в первом приближении, м/с;
Vx – расчетное значение скорости горизонтального полета, м/с;
α – угол атаки несущего винта при расчетной скорости полета на заданной высоте.
Затем выполняется сравнение значений индуктивных скоростей в первом и
втором приближении. При отличии скоростей v11 и v12 более чем на 5 % необходимо
уточнить значение индуктивной скорости в первом приближении v11 путем прирав170
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
нивания к вычисленной индуктивной скорости во втором приближении v12. Затем
расчет по формуле (12.17) повторяется до получения разности скоростей v11 и v12
менее 5 %.
Вычисленное таким образом значение индуктивной скорости v1 одставляется в
формулу (12.14) для расчета угла наклона вихревого цилиндра δ.
Пример расчета углов наклона оси вихревого цилиндра δ на различных скоростях и высотах полета представлен в таблице 12.6. При повышении скорости полета
от 0 до 50 … 60 м/с угол δ уменьшается с 90° до примерно 10°. При дальнейшем повышении скорости полета угол δ увеличивается вследствие необходимости увеличения угла атаки несущего винта α (по абсолютной величине в отрицательной области
значений).
Таблица 12.6 – Углы наклона оси вихревого цилиндра δ , в градусах (пример)
Скорость
полета
Высота H, м
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
0
90
90
90
90
90
90
90
10
47,8
49,5
51,2
52,9
54,6
56,2
57,9
20
22,4
24,0
25,7
27,6
29,5
31,5
33,5
30
12,7
13,5
14,4
15,5
16,7
18,0
19,5
40
9,8
10,1
10,4
10,9
11,5
12,2
13,0
50
9,8
9,6
9,6
9,6
9,7
10,0
10,3
60
11,2
10,7
10,3
10,0
9,7
9,6
9,6
70
13,5
12,6
11,9
11,2
10,7
10,3
9,9
80
16,4
15,2
14,2
13,2
12,3
11,6
11,0
90
19,8
18,3
16,9
15,6
14,5
13,4
12,5
Vx, м/с
171
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
После расчета углов наклона оси вихревого цилиндра δ по формуле (12.11)
вычисляется средняя относительная индуктивная скорость v1ср , а по формуле (12.8)
рассчитывается коэффициент индуктивной мощности mi. Затем выполняется расчет
индуктивной мощности Ni ,Вт, на расчетных высотах и скоростях полета с использованием формулы
N i = mi ⋅
ρ ⋅ (ωR )3
2
⋅π ⋅ R2 .
(12.18)
Пример результатов расчета индуктивной мощности приведен в таблице 12.7.
Исходные данные такие же, как в примере расчета профильной мощности.
Таблица 12.7 – Индуктивные потери мощности Nр, кВт, в зависимости от высоты и
скорости полета (пример)
Скорость
полета
Высота H, м
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
0
526
552
580
610
643
678
716
10
413
442
473
507
543
583
625
20
278
302
329
358
391
427
467
30
207
226
247
271
297
326
358
40
166
181
199
218
240
264
291
50
138
151
166
183
201
222
246
60
119
130
143
158
174
192
213
70
104
114
126
139
153
170
188
80
95
104
115
126
140
155
172
90
90
99
109
120
133
148
164
Vx, м/с
172
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Анализируя результаты вычислений можно сделать вывод, что индуктивные
потери мощности уменьшаются с повышением скорости полета и возрастают при
увеличении высоты.
Потери мощности на лобовое аэродинамическое сопротивление вертолета в
горизонтальном полете Nх, Вт, рассчитываются по формуле
N x = mx ⋅
ρ ⋅ (ωR )3
2
⋅π ⋅ R2 ,
(12.19)
где mx – коэффициент вредной мощности, расходуемой на лобовое сопротивления фюзеляжа и ненесущих частей вертолета.
Лобовое сопротивление вертолета в горизонтальном полете и связанные с ним
потери мощности характеризуются коэффициентом аэродинамического сопротивления cxв, значение которого вычисляется по формуле
c xв = Σc x S ⋅
где
V
π ⋅ R2
,
(12.20)
Σc x S – площадь эквивалентной вредной пластинки, определяемой по
сводке лобовых сопротивлений, м2;
V – относительная скорость полета.
Коэффициент вредной мощности mx вычисляется по значениям коэффициента
сопротивления cxв и относительной скорости V :
m x = c xв ⋅ V .
(12.21)
В таблице 12.8 в качестве примера представлены результаты расчета потерь
мощности на лобовое сопротивление вертолета, имеющего площадь эквивалентной
вредной пластинки, равную 2,5 м2. Потери мощности на лобовое сопротивление
173
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
резко возрастают с увеличением скорости полета и уменьшаются с увеличением высоты и уменьшением плотности воздуха.
Таблица 12.8 – Потери мощности на лобовое сопротивление вертолета Nx, кВт,
в зависимости от высоты и скорости полета (пример)
Скорость
полета
Высота H, м
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
0
0
0
0
0
0
0
0
10
2
1
1
1
1
1
1
20
12
11
10
9
8
7
7
30
41
38
34
31
28
25
22
40
98
89
81
73
66
59
53
50
191
174
157
142
128
115
103
60
331
300
272
246
221
199
178
70
525
477
432
390
351
316
283
80
784
712
644
582
524
471
422
90
1116
1013
917
829
747
671
602
Vx, м/с
Для примера в таблице 12.9 представлены значения потребной мощности
Nпотр, рассчитанные суммированием по формуле (12.4) профильных, индуктивных и
вредных потерь мощности, приведенных в таблицах 12.4, 12.7 и 12.8. Соответствующая графическая зависимость потребной мощности от высоты и скорости полета представлена на рисунке 12.2. Минимальные значения потребной мощности на
разных высотах лежат в интервале скоростей полета от 30 до 40 м/с. Эти значения
скорости являются экономическими, обеспечивающими наименьший часовой расход топлива и максимальную продолжительность полета. На рисунках 12.3 – 12.6
даны графики потребных и располагаемых мощностей в зависимости от скорости
полета на различных высотах.
174
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Таблица 12.9 – Потребная мощность Nпотр, кВт, для горизонтального полета
вертолета в зависимости от высоты и скорости (пример)
Скорость
Высота H, м
полета
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
0
658
672
689
709
732
758
788
10
548
565
585
608
634
664
698
20
428
438
452
470
491
517
547
30
393
395
400
408
421
437
458
40
417
409
405
404
407
415
426
50
494
474
458
447
439
436
438
60
627
592
561
535
514
498
487
70
824
767
717
673
635
602
576
80
1092
1009
934
867
807
755
710
90
1441
1325
1219
1123
1037
960
892
Vx, м/с
N потр , кВт
1600
1400
1200
1000
800
600
400
200
0
0
3000
6000
0 10 20 30 40 50 60 70 80 90
H, м
V , м/с
Рисунок 12.2 – Зависимость потребной мощности от высоты и скорости полета
вертолета
175
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Nпотр
N, кВт
Nрасп
V, м/с
Vmin = 0 м/с, Vmax = 67 м/с, Vэк = 30 м/с, Vкрейс = 50 м/с
Рисунок 12.3 – Потребная и располагаемая мощность на высоте 0 м
N, кВт
Nпотр
Nрасп
V, м/с
Vmin = 0 м/с, Vmax = 65 м/с, Vэк = 35 м/с, Vкрейс = 54 м/с
Рисунок 12.4 – Потребная и располагаемая мощность на высоте 1500 м
(статический потолок)
N, кВт
Nпотр
Nрасп
V, м/с
Vmin = 17 м/с, Vmax = 63 м/с, Vэк = 40 м/с, Vкрейс = 59 м/с
Рисунок 12.5 – Потребная и располагаемая мощность на высоте 4000 м
176
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
N, кВт
Nпотр
Nрасп
V, м/с
Vmin = Vmax = Vэк = 43 м/с
Рисунок 12.6 – Потребная и располагаемая мощность на высоте 6000 м
(динамический потолок)
Точки пересечения графиков потребных и располагаемых мощностей позволяют определить минимальную Vmin и максимальную Vmax скорости полета на расчетной высоте. В интервале от нулевой высоты до статического потолка минимальная скорость равна нулю, что означает возможность работы вертолета в режиме висения. Максимальная скорость при увеличении высоты уменьшается, что обусловлено снижением располагаемой мощности.
По точке графика, соответствующей минимальному значению располагаемой
мощности, определяется экономическая скорость полета Vэк на расчетной высоте.
Экономическая скорость имеет тенденцию к повышению при увеличении высоты.
Проекция точки касания прямой, проведенной через начало координат к графику располагаемой мощности, позволяет определить крейсерскую скорость Vкрейс.
Вследствие снижения лобового сопротивления при увеличении высоты полета крейсерская скорость возрастает.
На высоте, соответствующей динамическому потолку, располагаемая мощность равна потребной при одном значении скорости полета, соответствующей точке касания кривых. Полет на динамическом потолке возможен только с экономической скоростью, так как уровень располагаемой мощности достаточен только для
компенсации минимального значения потребной мощности.
177
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
В таблице 12.10 представлены значения минимальных, максимальных, экономических и крейсерских скоростей на различных высотах, найденные по тем же исходным данным, которые были в примерах расчета располагаемой и потребной
мощностей, приведенных выше.
Таблица 12.10 – Характерные скорости полета вертолета (пример)
Высота H, м
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
Минимальная
скорость Vmin, м/с
Экономическая
скорость Vэк, м/с
Крейсерская
скорость Vкрейс, м/с
Максимальная
скорость Vmax, м/с
0
0
7
12
17
24
43
30
31
34
37
40
42
43
50
54
56
58
59
60
-
67
66
65
64
63
58
43
По результатам расчета летных характеристик строится аэродинамический
паспорт вертолета, представляющий собой совокупность графиков зависимости характерных скоростей полета от высоты. Пример аэродинамического паспорта, построенного по таблице 12.10, представлен на рисунке 12.7. На аэродинамическом
паспорте также строится график зависимости скорости вертикального взлета Vy от
высоты.
Избыток мощности, представляющий собой разность между располагаемой и
потребной мощностью, обеспечивает возможность полета по восходящей траектории, то есть горизонтальный полет с одновременным набором высоты. Скороподъемность вертолета Vy, м/с, при различных высотах и горизонтальных скоростях рассчитывается по формуле
Vy =
N расп − N потр
m0 ⋅ g
178
.
(12.21)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Пример результатов расчета скороподъемности вертолета Vy в горизонтальном
полете представлен в таблице 12.11.
Рисунок 12.7 – Аэродинамический паспорт вертолета (пример)
Таблица 12.11 – Скороподъемность вертолета Vy , м/с, в полете с различными
значениями горизонтальной скорости (пример)
Скорость
полета
Высота H, м
0
1000
2000
3000
4000
5000
6000
0
2,09
0,31
-
-
-
-
-
10
5,1
3,25
1,31
-
-
-
-
20
8,4
6,72
4,95
3,07
1,08
-
-
30
9,44
7,98
6,44
4,8
3,05
1,19
-
40
8,89
7,68
6,38
4,98
3,48
1,86
0,13
50
6,92
6,03
5,03
3,93
2,7
1,37
-
60
3,45
2,98
2,37
1,64
0,78
-
-
70
-
-
-
-
-
-
-
Vx, м/с
179
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Таким образом, в результате выполнения расчетов и построения графиков определяются динамический потолок, интервалы эксплуатационных скоростей полета
на различных высотах, находятся экономические и крейсерские режимы, рассчитываются скорости вертикального подъема при разных горизонтальных скоростях. Полученные данные используются для составления руководства по летной эксплуатации спроектированного вертолета.
180
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
13 Технико-экономический анализ при проектировании
вертолетов
13.1 Задачи технико-экономического анализа при проектировании
вертолетов
Основными задачами технико-экономического анализа, выполняемого при
проектировании вертолета, является определение ожидаемых затрат на основных
стадиях жизненного цикла машины, к которым можно отнести:
- затраты на разработку нового вертолета, в том числе на научноисследовательские и опытно-конструкторские работы, проектирование, создание
опытных машин, проведение испытаний, составление рабочего проекта;
- затраты на стадии производства вертолета, включающие расходы на изготовление основных фюзеляжа, несущего и рулевого винтов, агрегатов трансмиссии,
на приобретение комплектующих, на выполнение сборочно-монтажных работ;
- затраты на летную эксплуатацию вертолета с учетом амортизационных расходов, заработной платы персонала, расходов на обслуживание и горюче-смазочные
материалы.
По расчету затрат определяются цена вертолета, стоимость летного часа,
стоимость тонно-километра и другие технико-экономические показатели, по которым производится сравнение спроектированного вертолета с аналогами и выполняется оценка качества и перспективности разработанного проекта.
В связи с тем, что на стадии эскизного проектирования стоимостные параметры, характеризующие производственные и эксплуатационные расходы неизвестны,
технико-экономический анализ выполняется по приближенным моделям, основанным на среднестатистических показателях. Исходными базовыми величинами для
расчета являются стоимость одного человеко-часа работы и удельная трудоемкость
проектирования.
181
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Стоимость человеко-часа определяется по средней заработной плате с учетом
налогов и страховых взносов. При заработной плате от 15000 до 30000 рублей стоимость человеко-часа составит ориентировочно от 120 до 250 руб./чел.·ч.
Удельная трудоемкость проектирования зависит от уровня сложности создаваемой машины и определяется в человеко-часах, затраченных на проектирование,
отнесенных к массе проектируемого объекта. Удельная трудоемкость проектирования вертолетов составляет от 90 до 150 чел.·ч/кг. При этом меньшие значения принимаются при проектировании легких вертолетов, или при разработке новых вертолетов на основе модернизации существующих моделей. Более высокие значения
удельной трудоемкости характерны для проектирования средних и тяжелых вертолетов, оснащенных специальным оборудованием различного назначения.
Исходными данными для технико-экономического анализа являются параметры вертолета, рассчитанные на стадии эскизного проектирования:
- масса пустого вертолета;
- масса фюзеляжа с оборудованием;
- масса втулки несущего винта, приходящаяся на одну лопасть;
- коэффициент заполнения несущего винта;
- диаметр несущего винта;
- число лопастей несущего винта;
- коэффициент редукции главного редуктора;
- крутящий момент на выходном валу главного редуктора;
- количество выпускаемых вертолетов;
- показатели ресурса основных агрегатов вертолета в летных часах, принимаемые по среднестатистическим данным.
182
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
13.2 Расчет затрат на разработку и проектирование вертолета
Затраты на проектирование вертолета Спр, руб., рассчитываются по формуле
С пр =
где
Т уд ⋅ mп ⋅ τ ср
К зп
⋅ 100,
(13.1)
Туд – удельная трудоемкость проектирования вертолета, чел.·ч/кг;
mп – масса пустого вертолета без экипажа, груза и топлива, кг;
τср – стоимость 1 человеко-часа работы, руб./ чел.·ч;
Кзп – доля заработной платы в процентах в общих затратах на этапе про-
ектирования, составляющая от 32 % до 35 %.
Затраты на проектирование составляют до 12 % от всех затрат на разработку и
создание нового вертолета. В данном случае под проектированием понимается выполнение расчетно-проектировочных работ и разработка комплекта проектной документации. Кроме этого в процессе создания вертолета осуществляется производство опытных образцов, проводятся испытания, выполняются мероприятия по улучшению конструкции и другие работы, которые необходимо учитывать при расчете
затрат.
Затраты на опытное производство Соп, руб., составляют примерно 50 % от всего объема работ и рассчитываются по формуле
Соп =
где
50
⋅ С пр ,
12
(13.2)
Спр – затраты на проектирование, руб.
Затраты на испытания и доводку конструкции Сид, руб., составляют 38 % от
всех затрат на создание вертолета и вычисляются по формуле
183
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Сид =
38
⋅ С пр
12
(13.3)
Суммарные затраты на разработку вертолета Срв, руб., включающую проектирование, опытное производство и испытания новой машины равны
С рв = С пр + Соп + Сид ,
где
(13.4)
Спр – затраты на проектирование, руб.;
Соп – затраты на опытное производство, руб.;
Сид – затраты на испытания и доводку конструкции, руб.
В процессе подготовки серийного производства вертолетов выполняются мероприятия, направленные на повышение технологичности, улучшение конструкции,
увеличение ресурса агрегатов и другие работы, объем которых достигает 40 % от
всех затрат на создание и подготовку производства вертолета.
Расчет затрат на улучшение конструкции Сук, руб., и подготовку проекта к серийному производству выполняется по формуле
С ук =
40
⋅ С рв ,
60
(13.5)
где С рв – суммарные затраты на разработку проекта вертолета, руб.
Общие затраты Собщ, руб., на разработку проекта и подготовку серийного производства вертолетов составят сумму
Собщ = С рв + С ук ,
где
С рв – затраты на разработку вертолета, руб.;
С ук – затраты на улучшение конструкции и другие работы, руб.
184
(13.6)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Пример – Расчет затрат на разработку и проектирование вертолета по следующим исходным данным:
- масса пустого вертолета mп = 1429 кг;
- удельная трудоемкость проектирования Туд = 100 чел.·ч/кг;
- стоимость 1 человеко-часа работы τср = 100 руб./ чел.·ч;
Затраты на проектирование вертолета
С пр =
100 ⋅ 1429 ⋅ 100
⋅ 100 = 43300000 руб. = 43,3 млн руб.
33
Затраты на опытное производство
Соп =
50
⋅ 43,3 = 180,4 млн руб.
12
Затраты на испытания и доводку конструкции
Сид =
38
⋅ 43,3 = 137,1 млн руб.
12
Общие затраты на разработку и создание вертолета
С рв = 43,3 + 180,4 + 137,1 = 360,8 млн руб.
Затраты на улучшение конструкции вертолета и работы по подготовке проекта
для серийного производства
С ук =
40
⋅ 360,9 = 240,6 млн руб.
60
Общие затраты на разработку проекта и подготовку серийного производства
вертолетов с заданными характеристиками составят
Собщ = 360,8 + 240,6 = 601,4 млн руб.
Анализируя результаты расчета в данном примере можно сделать вывод, что
проектирование вертолета с доведением машины до серийного производства требует внушительных финансовых и материальных затрат. Большая часть из этих затрат
приходится на опытное производство, испытания и улучшение конструкции.
185
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
13.3 Расчет затрат на серийное производство вертолетов
Затраты предприятия, выпускающего вертолеты в условиях серийного производства, делятся на две части:
- затраты на собственное производство, включающее изготовление деталей,
сборку узлов и агрегатов, сборочно-монтажные работы, окончательную сборку, испытания вертолетов;
- затраты на приобретение двигателей, редукторов, приборного оборудования
и других комплектующих, выпускаемых специализированными предприятиями.
В соответствии с этим подходом затраты на серийное производство одного
вертолета Св, руб., вычисляются по формуле
Св = Ссоб + Ц ПГИ ,
где
(13.7)
Ссоб – затраты предприятия на собственное производство, руб.,
ЦПГИ – цена покупных готовых комплектующих изделий, руб.
Для расчета затрат на собственное производство и определения цены покупных комплектующих изделий на стадии эскизного проектирования используются
эмпирические формулы, полученные на основе анализа статистических стоимостных данных.
Себестоимость производства фюзеляжа вертолета Сф, руб., в комплекте с шасси, с системой управления, гидравлической, электрической и другими системами
рассчитывается по формуле
Сф = 8420 ⋅ τ ⋅ mф0,62 ⋅ N ф−0,31 ,
где
τ – стоимость человеко-часа работы, руб./ чел.·ч;
mф – масса фюзеляжа в комплекте с оборудованием, кг;
Nф – размер партии выпуска фюзеляжей, шт.
186
(13.8)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Себестоимость изготовления комплекта лопастей Слоп, руб., рассчитывается по
формуле
С лоп = 26192 ⋅ τ ⋅ D 0,88 ⋅ σ 0,97 ⋅ ( N лоп ⋅ k л ) −0,37 ,
где
(13.9)
D – диаметр несущего винта, м;
σ – коэффициент заполнения несущего винта;
Nлоп – количество выпускаемых комплектов лопастей;
kл – количество лопастей в комплекте, шт.
Стоимость изготовления втулки несущего винта Свт, руб., рассчитывается по
формуле
Свт = 60 ⋅ τ ⋅ mвт 0,59 ⋅ z 2, 4 ⋅ N вт −0, 24 ,
где
(13.10)
mвт – масса втулки несущего винта, приходящаяся на одну лопасть, кг;
kл – количество лопастей несущего винта, шт.;
Nвт – количество выпускаемых втулок, шт.
Стоимость главного редуктора Сред, руб., рассчитывается по формуле
С ред = 100 ⋅ τ
где
⋅ R 0р,66
 М кр 

⋅ 
 9,8 
0,33
⋅ N ред − 0,06 ,
(13.11)
Rр – коэффициент редукции главного редуктора, равный отношению ча-
стоты вращения входного вала к частоте вращения несущего винта;
Мкр – крутящий момент, передаваемый редуктором, Н·м
Nред – количество выпускаемых редукторов, шт.
Стоимость оборудования вертолета Соб, руб., составляет ориентировочно 15 %
от стоимости фюзеляжа и рассчитывается по формуле
187
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Соб = 0,15 ⋅ Сф ,
где
(13.12)
Сф – себестоимость фюзеляжа в комплекте, руб.
Стоимость приобретаемых газотурбинных двигателей Сдв, руб., составляет
ориентировочно 80 % от стоимости фюзеляжа в комплекте и рассчитывается по
формуле
Сдв = 0,8 ⋅ Сф .
(13.13)
Предварительный расчет цены вертолета Ц, руб., выполняется по формуле
[
(
)
]
р
Ц = Сф + С лоп + Свт + С ред + Соб + Сдв ⋅ К пги
⋅ К сзр ,
где
(13.14)
Сф, Слоп, Свт, Сред, Соб, Сдв – стоимости соответственно фюзеляжа в
комплекте, лопастей, втулки, редуктора, оборудования, двигателей, руб.;
р
К пги
= 1,04 – коэффициент рентабельности для покупных готовых ком-
плектующих изделий;
К сзр = 1,27 – коэффициент рентабельности для собственных затрат пред-
приятия.
Пример – Расчет цены вертолета по следующим исходным данным:
- масса фюзеляжа с оборудованием mф = 1008 кг;
- масса втулки несущего винта на одну лопасть mвт = 22 кг;
- коэффициент заполнения несущего винта σ = 0,07;
- диаметр несущего винта D = 11 м;
- количество лопастей несущего винта kл = 3;
- коэффициент редукции главного редуктора Rр = 15;
- крутящий момент, передаваемый редуктором Мкр = 16350 Н·м;
- стоимость 1 чел·часа работы τ = 100 руб/ чел.·ч;
- размер партии выпускаемых агрегатов N = 500 шт.
Себестоимость производства фюзеляжа в комплекте составит
188
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Сф = 8420 ⋅ 100 ⋅ 10080,62 ⋅ 500 −0,31 = 8928467 руб.
Себестоимость комплекта лопастей
С лоп = 26192 ⋅ 100 ⋅ 110,88 ⋅ 0,07 0,97 ⋅ (500 ⋅ 3) −0,37 = 109442 руб.
Стоимость втулки несущего винта
Свт = 60 ⋅ 100 ⋅ 22 0,59 ⋅ 32,4 ⋅ 500 −0,24 = 116820 руб.
Стоимость главного редуктора
С ред = 100 ⋅ 100 ⋅ 15
0, 66
 16350 
⋅

9
,
8


0,33
⋅ 500 − 0,06 = 476034 руб.
Стоимость оборудования вертолета
Соб = 0,15 ⋅ 8928467 = 1339270 руб.
Стоимость двигателей
Сдв = 0,8 ⋅ 8928467 = 7142774 руб.
Цена вертолета
Ц = [8928467 + 109442 + (116820 + 476034 + 1339270 + 7142774) ⋅ 1,04] ⋅ 1,27 +
+
601400000
= 23464272 руб ≈ 23,464 млн руб.
500
13.4 Расчет эксплуатационных расходов и стоимости летного часа
Затраты авиапредприятия, эксплуатирующего вертолет складываются из прямых и косвенных эксплуатационных расходов, к которым относятся:
- расходы на амортизационные отчисления;
- расходы на техническое обслуживание;
- расходы на заработную плату экипажа с начислениями;
- расходы на обучение и подготовку летного и технического состава;
- расходы на возврат вертолета из рейса по метеорологическим, техническим
и прочим причинам;
- расходы на горюче-смазочные и другие расходуемые материалы;
189
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
- косвенные расходы, связанные с функционированием авиапредприятия,
эксплуатирующего вертолет.
Основными технико-экономическими показателями вертолета в процессе эксплуатации являются стоимость летного часа и стоимость транспортировки 1 тонны
груза на расстояние 1 км (стоимость тонно-километра). По этим показателям производится сравнение эффективности различных моделей вертолетов, в том числе
вновь спроектированного вертолета с существующими прототипами. Для оценки
экономической эффективности рассчитываются приведенные затраты, отнесенные к
одному часу полета.
Часовые амортизационные отчисления Са, руб./ч, включают затраты на реновацию и капитальный ремонт агрегатов вертолета и рассчитываются по формуле
Са = ∑
(
i
где
)
Ci ⋅ 1 + К рi ⋅ N крi ⋅ mi
t ai
,
(13.15)
i – индекс, соответствующий наименованию i-того агрегата вертолета;
Сi – стоимость i-того агрегата, руб.;
Крi – коэффициент, показывающий отношение стоимости капитального ре-
монта i-того агрегата к стоимости нового агрегата;
Nкрi – число капитальных ремонтов i-того агрегата за его амортизационный
срок;
mi – количество i-тых агрегатов на вертолете;
tai – амортизационный срок службы i-того агрегата, ч.
Основными агрегатами вертолета в этом расчете являются фюзеляж в комплекте, двигательная установка, втулка несущего винта, лопасти, главный редуктор
и другие части, имеющие свои амортизационные показатели и стоимость.
Стоимость основных агрегатов вертолета рассчитывается по формулам (13.8 –
13.13). Значение коэффициента Крi отношения стоимости капитального ремонта аг-
регата к стоимости нового агрегата в первом приближении принимается равным 0,1.
190
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Среднестатистические амортизационные показатели агрегатов вертолета приведены в таблице 13.1.
Назначенные ресурсы агрегатов, межремонтные ресурсы, сроки службы, периодичность и вид ремонтов устанавливаются предприятиями-разработчиками, указываются в формулярах изделий и доводятся до сведения авиационных компаний
выпуском специальных бюллетеней.
Таблица 13.1 – Амортизационные показатели агрегатов вертолетов
Наименование аг-
Амортизационный
Межремонтный
Число капитальных
регата
срок службы
ресурс, ч
ремонтов за ресурс
от 12000 до 15000
1500 – 2000
4–6
от 2000 до 3000
нет
нет
от 1500 до 3000
1500
1
от 3000 до 13500
2000 – 3000
1–4
от 4000 до 12000
1000 – 1500
3–5
Автомат перекоса
1500
3000
1
Хвостовой и про-
от 6000 до 12000
2000 – 3000
2–3
Рулевой винт
от 1000 до 3000
нет
нет
Гидроусилители
от 1500 до 7500
нет
нет
(ресурс), ч
Фюзеляж
в комплекте
Лопасти несущего
винта
Втулка
несущего
винта
Главный редуктор
Двигатели
газотурбинные
межуточный
ре-
дукторы
191
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Затраты на техническое обслуживание вертолета Сто, руб./ч, отнесенные на
1 летный час, рассчитываются по формуле
Сто
где
 m 
= 5,2 ⋅ τ ⋅  п 
 1000 
0,845
,
(13.16)
τ – стоимость 1 человеко-часа работы, руб./ чел.·ч;
mп – масса пустого вертолета, кг.
Затраты на заработную плату экипажа Сзп, руб./ч, за 1 летный час со всеми начислениями рассчитываются по формуле
Сто
 m 
= 7,45 ⋅ τ ⋅  п 
 1000 
0, 69
.
(13.17)
Затраты на горюче-смазочные материалы Сгсм, руб./ч, на 1 летный час, вычисляются по формуле
С гсм =
где
mтр
tл
⋅ Цт ⋅ Км .
(13.18)
mтр – расход топлива ТС-1 в полете на полную дальность, кг;
tл – время работы двигателей при выполнении полета на полную даль-
ность с учетом запуска, прогрева и руления, ч;
Цт – цена авиационного топлива, руб./кг;
Км = 1,04 – коэффициент затрат на смазочные материалы.
Прочие прямые затраты авиапредприятия, составляющие 10 % от суммы прямых затрат, направляются на оплату обучения и подготовки летного и технического
состава, на возврат вертолета из рейса по техническим, метеорологическим и другим причинам, на внеплановые ремонтные работы и т. п.
192
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
С учетом этого суммарные часовые прямые эксплуатационные затраты авиапредприятия при эксплуатации вертолета Спэр, руб./ч, рассчитываются по формуле
Спэр = 1,1 ⋅ (С а + Сто + С зп + С гсм ) ,
где
(13.19)
Са, Сто, Сзп, Сгсм - соответственно расходы на амортизационные от-
числения, техническое обслуживание, заработную плату летного состава, горючесмазочные материалы, руб./ч.
Косвенные эксплуатационные затраты авиапредприятия Скэр, руб./ч, отнесенные к 1-му летному часу, вычисляются по формуле
Скэр
где
 m 
= 5,85 ⋅ τ ⋅  п 
 1000 
0,834
.
(13.20)
τ – стоимость 1 человеко-часа работы, руб./ чел.·ч;
mп – масса пустого вертолета, кг.
Стоимость летного часа Слч, руб./ч, при эксплуатации проектируемого вертолета равна сумме прямых Спэр и косвенных Скэр затрат:
С лч = Спэр + Скэр .
(13.21)
Стоимость тонно-километра Сткм, руб./т·км, при транспортировке грузов на
проектируемом вертолете вычисляется по формуле
Сткм =
где
С лч
,
Vкрейс ⋅ mгр
Слч – стоимость летного часа, руб./ч;
Vкрейс – крейсерская скорость полета, км/ч;
193
(13.22)
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
mгр – максимальная масса транспортируемого груза, кг.
Цена перелета Цп, руб., определяющая стоимость полета на максимальную
дальность, приходящуюся на одного пассажира, рассчитывается по формуле
Цп =
где
С лч. ⋅ L
,
k усл ⋅ Vкрейс
(13.23)
Слч – стоимость летного часа, руб./ч;
L – дальность полета, км;
kусл – условное число пассажиров;
Vкрейс – крейсерская скорость полета, км/ч.
Условное число пассажиров kусл равно сумме количества пассажирских мест kм
и частного от деления массы багажа mбаг на среднюю массу человека, которая примерно составляет 75 кг:
k усл = k м +
mбаг
.
75
(13.24)
Пример – Расчет эксплуатационных затрат для вертолета по следующим исходным данным:
- масса пустого вертолета mп = 1429 кг;
- ресурс фюзеляжа с оборудованием 12000 ч, 5 ремонтов;
- ресурс комплекта лопастей 2000 ч, без ремонтов;
- ресурс втулки несущего винта 3000 ч, 2 ремонта;
- ресурс главного редуктора 6000 ч, 2 ремонта;
- ресурс двигателей 4000 ч, 3 ремонта;
- стоимость 1 человеко-часа работы, τ = 100 руб./ чел.·ч;
- цена топлива ТС-1 Цт = 31 руб./кг;
- расход топлива ТС-1 в полете на полную дальность mтр = 835 кг;
- дальность полета L = 600 км;
- крейсерская скорость Vкрейс = 252 км/ч;
194
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
- масса перевозимого груза mгр = 0,6 т;
- время работы двигателей tл = 3 ч;
- условное число пассажиров kусл = 8.
Стоимости агрегатов вертолета рассчитаны в примере, приведенном выше в
подразделе 13.3, амортизационные показатели приняты по таблице 13.1.
Часовые амортизационные отчисления
Са =
+
8928467 ⋅ (1 + 0,1 ⋅ 5) ⋅ 1 109442 ⋅ (1 + 0,1 ⋅ 0 ) ⋅ 1 116820 ⋅ (1 + 0,1 ⋅ 2 ) ⋅ 1
+
+
+
12000
2000
3000
476034 ⋅ (1 + 0,1 ⋅ 2 ) ⋅ 1 7142774 ⋅ (1 + 0,1 ⋅ 3) ⋅ 1
+
= 3634 руб./ч.
6000
4000
Затраты на техническое обслуживание вертолета
Сто
 1429 
= 5,2 ⋅ 100 ⋅ 

 1000 
0,845
= 703 руб./ч.
Затраты на заработную плату экипажа
С зп
 1429 
= 7,45 ⋅ 45 ⋅ 

 1000 
0,69
= 953 руб./ч.
Затраты на горюче-смазочные материалы
С гсм =
835
⋅ 31 ⋅ 1,04 = 8973 руб./ч.
3
Суммарные часовые прямые эксплуатационные затраты авиапредприятия
Спэр = 1,1 ⋅ (3634 + 703 + 953 + 8973) = 15690 руб./ч.
Косвенные эксплуатационные затраты авиапредприятия
Скэр
 1429 
= 5,85 ⋅ 100 ⋅ 

 1000 
0,834
= 788 руб./ч.
Стоимость летного часа
С лч = 15690 + 788 = 16478 руб./ч.
Стоимость тонно-километра
С ткм =
16478
= 109 руб./т·км.
252 ⋅ 0,6
Цена перелета
195
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Цп =
15690 ⋅ 600
= 4904 руб.
8 ⋅ 252
По результатам расчета технико-экономических показателей проектируемого
вертолета и сравнения их с аналогичными показателями вертолетов-прототипов делаются выводы об экономической эффективности и конкурентоспособности разрабатываемого проекта, а также намечаются мероприятия по их повышению.
Затраты на проектирование вертолета, опытное производство и испытания
существенно уменьшаются в случае использования ранее разработанных унифицированных узлов и агрегатов, подходящих по техническим характеристикам к проектируемому вертолету.
196
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
Список использованных источников
1 Авиационные правила. Часть 27 (АП-27). Нормы летной годности винтокрылых аппаратов нормальной категории [Текст]. – М. : Межгосударственный авиационный комитет, 2000. – 102 с.
2 Авиационные правила. Часть 29 (АП-29). Нормы летной годности винтокрылых аппаратов транспортной категории [Текст]. – М. : Межгосударственный
авиационный комитет, 2003. – 130 с.
3 Проектирование самолетов [Текст] : учеб. для вузов: репр. воспр. изд. 1983
г. / под ред. С. М. Егера.- 4-е изд. - М. : Логос, 2005. - 648 с. : ил. - Библиогр.: с. 613614. - ISBN 5-98704-022-1.
4 ГОСТ 4401-81 Атмосфера стандартная. Параметры. - Введ. 1982-07-01 с
Изменением № 1 (ИУС 5-87). – М. : ИПК Изд-во стандартов, 2004. – 180 с.
5 Тищенко, М. Н. Вертолеты. Выбор параметров при проектировании [Текст]
/ М. Н. Тищенко, А. В. Некрасов, А. С. Радин. – М. : Машиностроение, 1976. – 368 с.
6 Торенбик, Э. Проектирование дозвуковых самолетов [Текст] : пер. с англ. /
Э. Торенбик. – М. : Машиностроение, 1983. – 648 с.
7 ГОСТ 19340-91 Доски приборные кабин вертолетов. Требования к компоновке и установке приборных досок летчиков. - Введ. 1992-07-01. – М. : Изд-во
стандартов, 1991. – 16 с.
8 Юрьев, Б. Н. Аэродинамический расчет вертолетов [Текст] : учеб. для вузов / Б. Н. Юрьев. – М. : Гос. изд-во оборон. пром., 1956. – 560 с.
9
Вильдгрубе, Л. С. Вертолеты. Расчет интегральных аэродинамических
характеристик и летно-технических данных [Текст] / Л. С. Вильдгрубе. – М. : Машиностроение, 1977. – 152 с.
10 Игнаткин, Ю. М. Сборник задач по курсу «Аэродинамический расчет вертолета» : учеб. пособие / Ю. М. Игнаткин. – М. : Изд-во МАИ, 1990. – 40 с.
11 Завалов, О. А. Проектирование вертолета [Текст] : методические указания
к курсовой работе / О. А. Завалов, Д. Д. Скулков. – М. : Изд-во МАИ, 1990. – 28 с.
197
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
12 Миль, М. Л. Вертолеты. Расчет и проектирование [Текст] / М. Л. Миль, А.
В. Некрасов, А. С. Браверман, Л. Н. Гродко, М. А. Лейканд. : В 2 кн. – Кн. 1 : Аэродинамика. – М. : Машиностроение, 1966.– 455 с. - Кн. 2 : Колебания и динамическая
прочность. – М. : Машиностроение, 1967.– 424 с.
13 Шайдаков, В. И. Аэродинамические характеристики несущих винтов
двухвинтовых вертолетов [Текст] : учеб. пособие / В. И. Шайдаков, Ю. М. Игнаткин,
А. Д. Маслов. – М. : Изд-во МАИ, 1983. – 40 с.
14 Машиностроение. Энциклопедия [Текст] / Ред. совет: К. В. Фролов (пред.)
и др. Самолеты и вертолеты. Т.IV-21. Проектирование, конструкции и системы самолетов и вертолетов. Кн. 2 / А. М. Матвеенко, А. И. Акимов, М. Г. Акопов и др.;
Под общ. ред. А.М. Матвеенко. – М. : Машиностроение, -2004. – 752 с.; ил. ISBN 5217-03121-2.
15 Шайдаков, В. И. Аэродинамический расчет вертолета [Текст] : учеб. пособие / В. И. Шайдаков. – М. : Изд-во МАИ, 1988. – 48 с.
16 Далин, В. Н. Конструкция вертолетов [Текст] : учебник / В. Н. Далин, С.
В. Михеев. – М. : Изд-во МАИ. – 2001. – 352 с. – ISBN 5-7032-2330-3.
17 Двигатели для вертолетов: [Электронный ресурс] // Открытое акционерное
общество «Климов». Режим доступа: http://klimov.ru/production /helicopter/.
18 : Вертолеты [Электронный ресурс] // Объединенная двигателестроительная
корпорация. Режим доступа: http://www.uk-odk.ru/rus/products /helicopter/
19 Лосев, Л. И. Приближенное определение основных параметров вертолета
[Текст] : учеб. пособие / Л. И. Лосев. – Харьков : Харьк. авиац. ин-т, 1988. – 54 с.
20 Курочкин, Ф. П. Конструирование винтов, силовых установок и приводов
вертолета [Текст] : учеб. пособие / Ф. П. Курочкин. – М. : МАИ. – 1980. - 139 с.
21 Дудник, В. В. Конструкция вертолетов [Текст] : учеб. пособие / В. В. Дудник. – Ростов н/Д : Издательский дом Института управления и инноваций авиационной промышленности, 2005. – 158 с. ISBN 5-94596-015-2
22 Кривцов, В. С. Проектирование вертолетов [Текст] : учебник / В. С. Кривцов, Я. С. Карпов, Л. И. Лосев. – Харьков : Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. инт.», 2003. – 344 с. ISBN 966-662-046-4
198
Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»
23 Авиация [Текст] : Энциклопедия / Гл. ред. Г. П. Свищёв. - М. : Большая
Российская энциклопедия, 1994 – 736 с.: ил. ISBN 5-85270-086-X
24 Братухин, И. П. Проектирование и конструкции вертолетов [Текст]: учебное пособие / И. П. Братухин. – М. : Гос. изд-во оборон. пром., 1955. – 360 с.
25 Атлас аэродинамических характеристик профилей крыльев [Текст] / Б. А.
Ушаков, П. П. Красильщиков, А. К. Волков, А. Н. Гржегоржевский. – М. : Издание
БНТ НКАП при ЦАГИ, 1940. 340 с.
26 Александров, В. Г. Справочник по авиационным материалам и технологии
их применения [Текст] / В. Г. Александров, Б. И. Базанов. – М. : Транспорт, 1979. –
263 с.
27 ГОСТ 22499-77 Аппараты винтокрылые. Механика полета в атмосфере.
Термины, определения и буквенные обозначения. - Введ. 1978-07-01. – М. : Изд-во
стандартов, 1977. – 12 с.
28 Алгоритмы и программы расчетов в задачах динамики вертолетов [Текст]:
учебное пособие / В. И. Шайдаков, И. С. Трошин, Ю. М. Игнаткин, Б. Л. Артамонов.
– М. : МАИ, 1984. – 53 с.
29 Нечаев, П. А. Маркетинговые исследования российского рынка граждан-
ских вертолетов [Текст]: учебное пособие / П. А. Нечаев , М. А. Бородин, И. В. Лесничий, И. А. Самойлов. – М. : МАИ, 2005.– 268 с. ISBN / ISSN: 5-7035-1605-6. – Режим доступа: http://www.iqlib.ru/book/preview/DFB5C7E5A26042F1B5B35AE7DF16969C.
30 Проскурин, В. Д. Эскизное проектирование вертолета: учебное пособие / В.
Д. Проскурин; Оренбургский гос. ун-т. – Оренбург: ОГУ, 2010. – 2010. – 111 с.
199
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа