Введение

Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость.

Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов.

На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс.

Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематические расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем.

На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами

В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине "Проектирование вертолетов".

1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения

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

2. Расчет параметров несущего винта вертолета

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

, - взлетная масса вертолета, кг;

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

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,

p =3,14.

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

м.

Принимаем радиус несущего винта равным R = 7.9

Угловая скорость w , с -1 , вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости w R концов лопастей, которая зависит от взлетной массы

вертолета и составили w R = 232 м/с. с -1 . об/мин.

2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках

2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке

Определяется относительная площадь

эквивалентной вредной пластинки: , где S э = 2.5

Рассчитывается значение экономической скорости у землиV з , км/час:

,

где I

км/час.

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

,

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

км/час.

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

, ,

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

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

2.5Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:

припри

2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:

, , , .

2.7 Расчет заполнения несущего винта:

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

; .

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

0

Курсовая работа по проектированию

Легкий вертолет

1 Разработка тактико-технических требований. 2

2 Расчет параметров вертолета. 6

2.1 Расчет массы полезного груза. 6

2.2 Расчет параметров несущего винта вертолета. 6

2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках 8

2.4 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке. 8

2.5 Расчет относительных значении максимальной и экономической скоростей горизонтального полета на динамическом потолке. 10

2.6 Расчет допускаемых отношений коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке. 10

2.7 Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке 11

2.8 Расчет заполнения несущего винта. 12

2.9 Определение относительного увеличения тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения. 13

3 Расчет мощности двигательной установки вертолета. 13

3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке. 13

3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости. 14

3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью.. 15

3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете. 15

3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета 16

3.5.1 Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке 16

3.5.2 Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости. 16

3.5.3 Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью.. 17

3.5.4 Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя. 18

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки. 19

3.6 Выбор двигателей. 19

4 Расчет массы топлива. 20

4.1 Расчет крейсерской скорости второго приближения. 20

4.2 Расчет удельного расхода топлива. 22

4.3 Расчет массы топлива. 23

5 Определение массы узлов и агрегатов вертолета. 24

5.1 Расчет массы лопастей несущего винта. 24

5.2 Расчет массы втулки несущего винта. 24

5.3 Расчет массы системы бустерного управления. 25

5.4 Расчет массы системы ручного управления. 25

5.5 Расчет массы главного редуктора. 26

5.6 Расчет массы узлов привода рулевого винта. 27

5.7 Расчет массы и основных размеров рулевого винта. 30

5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета. 32

5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета. 32

5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения. 35

6 Описание компоновки вертолета. 36

Список литературы.. 39

1 Разработка тактико-технических требований

Проектируемый объект - легкий вертолет одновинтовой схемы с максимальной взлетной массой 3500 кг. Подбираем 3 прототипа таким образом, чтобы их максимальная взлетная масса находилась в пределах 2800-4375 кг. Прототипами являются легкие вертолеты: Ми-2, Eurocopter EC 145, Ансат.

В таблице 1.1 приведены их тактико-технические характеристики, необходимые для расчета.

Таблица 1.1- Тактико-технические характеристики прототипов

Вертолет
Диаметр несущего винта, м
Длина фюзеляжа, м
Масса пустого, кг
Дальность полета, км
Статический потолок, м
Динамический потолок, м
Максимальная скорость, км/ч
Крейсерская скорость, км/ч
Масса топлива, кг
Силовая установка	2 ГТД Климов ГТД-350	2 ТВД Turbomeca	Whitney РW-207K
Мощность двигателей, кВт

На рисунках 1.1, 1.2 и 1.3 изображены схемы прототипов.

Рисунок 1.1 - Схема вертолета Ми-2

Рисунок 1.2 - Схема вертолета Eurocopter EC 145

Рисунок 1.3 - Схема вертолета Ансат

Из тактико-технических характеристик и схем прототипов определяем средние значения величин и получаем исходные данные для проектирования вертолета.

Таблица 1.2 - Исходные данные для проектирования вертолета

Максимальная взлетная масса, кг
Масса пустого, кг
Максимальная скорость, км/ч
Дальность полета, км
Статический потолок, м
Динамический потолок, м
Крейсерская скорость, км/ч
Количество лопастей несущего винта
Количество лопастей рулевого винта
Длина фюзеляжа, м
Нагрузка на площадь ометаемой несущим винтом, H/м 2

2 Расчет параметров вертолета

2.1 Расчет массы полезного груза

Формула (2.1.1) для определения массы полезного груза:

где m мг - масса полезного груза, кг; m эк - масса экипажа, кг; L - дальность полета, км; m 01 - максимальная взлетная масса вертолета, кг.

Масса полезного груза:

2.2 Расчет параметров несущего винта вертолета

Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле (2.2.1):

, (2.2.1)

где m 01 - взлетная масса вертолета, кг; g - ускорение свободного падения, равное 9,81 м/с 2 ; p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, p = 3,14.

Принимаем радиус несущего винта равным R = 7,2 м.

Определяем величину окружной скорости w R концов лопастей из диаграммы изображенной на рисунке 3:

Рисунок 3 - Диаграмма зависимости концевой скорости лопасти от скорости полета для постоянных значений М 90 и μ

При V max = 258 км/ч w R = 220 м/с.

Определяем угловую скорость w , с -1 , и частоту вращения несущего винта по формулам (2.2.2) и (2.2.3):

2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках

Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках определяются по формулам (2.3.1) и (2.3.2) соответственно:

2.4 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке

Определяется относительная площадь S э эквивалентной вредной пластинки по формуле (2.4.1):

где S Э определяем по рисунку 4.

Рисунок 4 - Изменение площади эквивалентной вредной пластинки различных транспортных вертолетов

Принимаем S Э = 1,5

Рассчитывается значение экономической скорости у земли V з, км/час:

где I - коэффициент индукции:

I =1,02+0,0004V max = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

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

2.5 Расчет относительных значении максимальной и экономической скоростей горизонтального полета на динамическом потолке

Расчет относительных значений максимальной и экономической скоростей горизонтального полета на динамическом потолке производится по формулам (2.5.1) и (2.5.2) соответственно:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Расчет допускаемых отношений коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке

Так как формула (2.6.1) для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли имеет вид:

Формула (2.6.2) для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для экономической скорости на динамическом потолке:

2.7 Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке

Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке производится по формулам (2.7.1) и (2.7.2) соответственно:

2.8 Расчет заполнения несущего винта

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

В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается значение из условия (2.8.3):

принимаем.

Длина хорды b и относительное удлинение l лопастей несущего винта будет равны:

2.9 Определение относительного увеличения тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения

Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения принимаем .

3 Расчет мощности двигательной установки вертолета

3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле (3.1.1)

где N H ст - потребная мощность, Вт;

Дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка и рассчитывается по формуле (3.1.2)

m 0 - взлетная масса, кг;

g - ускорение свободного падения, м/с 2 ;

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

D ст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;

h 0 - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (h 0 =0.75);

Относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа:

3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле (3.2.1)

где - окружная скорость концов лопастей;

Относительная эквивалентная вредная пластинка;

Коэффициент индукции, определяемый по формуле (3.2.2)

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

Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:

где - относительная плотность воздуха на динамическом потолке;

Экономическая скорость вертолета на динамическом потолке;

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

Удельная мощность, необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле (3.4.1)

где - экономическая скорость у земли;

3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета

3.5.1 Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке

Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке производится по формуле (3.5.1.1)

где - удельная дроссельная характеристика:

x 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения. Так как масса проектируемого вертолета составляем 3,5 тонн, ;

3.5.2 Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости производится по формуле (3.5.2.1)

где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,

Дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета:

3.5.3 Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью проводится по формуле (3.5.3.1)

где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,

и - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета V дин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:

3.5.4 Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя

Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя проводится по формуле (3.5.4.1)

где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета;

Степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы;

Количество двигателей вертолета;

Степень дросселирования двигателя при полете у земли с экономической скоростью:

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки

Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается значение удельной приведенной мощности из условия (3.5.5.1)

Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:

где - взлетная масса вертолета;

g = 9.81 м 2 /с - ускорение свободного падения;

3.6 Выбор двигателей

Принимаем два газотурбинных двигателя ГТД-1000Т общей мощностью 2×735,51 кВт. Условие выполняется.

4 Расчет массы топлива

4.1 Расчет крейсерской скорости второго приближения

Принимаем значение крейсерской скорости первого приближения.

Так как рассчитываем коэффициент индукции по формуле (4.1.1):

Определяем удельную мощность, потребную для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме по формуле (4.1.2):

где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,

Коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета, рассчитываемый по формуле:

Рассчитываем крейсерскую скорость второго приближения:

Определяем относительное отклонение крейсерских скоростей первого и второго приближения:

Так как производим уточнение крейсерской скорости первого приближения, она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения. Затем повторяем расчет по формулам (4.1.1) - (4.1.5):

Принимаем.

4.2 Расчет удельного расхода топлива

Удельный расход топлива рассчитываем по формуле (4.2.1):

где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета, который определяется по формуле (4.2.2):

Удельный расход топлива на взлетном режиме, ;

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от температуры,

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от высоты полета, ;

4.3 Расчет массы топлива

Масса топлива затрачиваемого на полет будет равна:

, (4.3.1)

где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости;

Крейсерская скорость;

Удельный расход топлива;

L - дальность полета;

5 Определение массы узлов и агрегатов вертолета

5.1 Расчет массы лопастей несущего винта

Масса лопастей несущего винта определяется по формуле (5.1.1):

где R - радиус несущего винта;

s - заполнение несущего винта;

5.2 Расчет массы втулки несущего винта

Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле (5.2.1):

где - весовой коэффициент втулок современных конструкций, ;

Коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки, который рассчитывается по формуле (5.2.2):

Центробежная сила, действующая на лопасти, которая рассчитывается ко формуле (5.2.3):

5.3 Расчет массы системы бустерного управления

В систему бустерного управления входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом. Расчет массы системы бустерного управления проводится по формуле (5.3.1):

где b - хорда лопасти;

Весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м 3 ;

5.4 Расчет массы системы ручного управления

Расчет массы системы ручного управления проводится по формуле (5.4.1):

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

5.5 Расчет массы главного редуктора

Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле (5.5.1):

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

Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта w:

где - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета. Так как, то;

5.6 Расчет массы узлов привода рулевого винта

Рассчитывается тяга рулевого винта:

где - крутящий момент на валу несущего винта;

Расстояние между осями несущего и рулевого винтов.

Расстояние L между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора d между концами их лопастей:

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

Радиус рулевого винта. Так как, то

Мощность, расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле (5.6.3):

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

Крутящий момент, передаваемый рулевым валом, равен:

где - частота вращения рулевого вала, которая находится по формуле (5.6.5):

Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, при частоте вращения об/мин равен:

Масса m в трансмиссионного вала:

где - весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм) 0,67 ;

Масса промежуточного редуктора определяется по формуле (5.6.9):

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

Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:

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

5.7 Расчет массы и основных размеров рулевого винта

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

Коэффициент тяги рулевого винта равен:

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

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

Длина хорды и относительное удлинение лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам (5.7.3) и (5.7.4):

где -число лопастей несущего винта,

Масса лопастей рулевого винта рассчитывается по эмпирической формуле (5.7.5):

Значение центробежной силы, действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки, рассчитывается по формуле (5.7.6):

Масса втулки рулевого винта рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:

где - центробежная сила, действующая на лопасть рулевого винта;

Весовой коэффициент для втулки, который равен 0,0527 кг/кН 1,35 ;

Весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле (5.7.8):

5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета

Удельная масса двигательной установки вертолета рассчитывается по эмпирической формуле (5.8.1):

, (5.8.1)

где N - мощность двигательной установки;

Масса двигательной установки будет равна:

5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета

Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле (5.9.1):

где - площадь омываемой поверхности фюзеляжа:

Таблица 5.8.1

Взлетная масса первого приближения;

Коэффициент, равный 1,1;

Масса топливной системы:

где - масса затрачиваемого на полет топлива;

Весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09;

Масса шасси вертолета равна:

где - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси. Так как в проектируемом вертолете предусмотрено убираемое шасси, то

Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле (5.9.5):

где - расстояние между осями несущего и рулевого винтов;

Число лопастей несущего винта;

R - радиус несущего винта;

Относительное удлинение лопастей несущего винта;

и - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования,

Масса прочего оборудования вертолета:

где - весовой коэффициент, значение которого равно 1.

5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

Взлетная масса вертолета второго приближения:

Определяем относительное отклонение масс первого и второго приближения:

Относительное отклонение масс первого и второго приближения удовлетворяет условию. Это значит, что расчет параметров вертолета выполнен верно.

6 Описание компоновки вертолета

Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и полозковым шасси.

Фюзеляж типа полумонокок. Несущие силовые элементы фюзеляжа выполнены из алюминиевых сплавов и имеют антикоррозионное покрытие. Носовая часть фюзеляжа с фонарем кабины пилотов и капоты мотогондолы выполнены из композиционного материала на основе стеклоткани. Кабина пилота имеет две двери, стекла оборудованы противооблединительной системой и стеклоочистителями. Левая и правая двери грузопассажирской кабины и дополнительный люк в задней части фюзеляжа обеспечивают удобство погрузки больных и потерпевших на носилках, а также крупногабаритных грузов. Полозковое шасси выполнено из цельногнутых металлических труб. Рессоры закрыты обтекателями. Хвостовая опора предотвращает касание рулевым винтом посадочной площадки. Лопасти несущего и рулевого винтов выполнены из композиционных материалов на основе стеклоткани и могут быть оснащены противообледенительной системой. Четырехлопастная втулка несущего винта бесшарнирная, выполнена из двух перекрещивающихся стеклопластиковых балок, к каждой из которых крепятся по две лопасти. Двухлопастная втулка рулевого винта с общим горизонтальным шарниром. Топливные баки общей емкостью 850 л расположены в полу фюзеляжа. Система управления вертолетом электродистанционная без механической проводки, имеющая четырехкратное цифровое резервирование и двукратно резервированное независимое электрическое питание. Современное пилотажно-навигационное оборудование обеспечивает полеты в простых и сложных метеоусловиях, а также полеты по правилам ПВП и ППП. Контроль параметров вертолетных систем производится с помощью бортовой информационной системы контроля БИСК-А. Вертолет оборудован системой предупредительной и аварийной сигнализации.

Вертолет может быть укомплектован системой посадки на воду, а также системами пожаротушения и распыления химикатов.

Силовая установка два газотурбинных двигателя ГТД-1000Т общей мощностью 2×735,51 кВт. Двигатели установлены на фюзеляже в отдельных гондолах. Воздухозаборники боковые, снабжены пылезащитными устройствами. Боковые панели гондол откидываются на шарнирах, образуя платформы для обслуживания. Валы двигателей выходят под углом к центральному редуктору и отсеку вспомогательных агрегатов. Выхлопные сопла двигателей отклонены наружу под углом 24". Для защиты от песка установлены фильтры, предотвращающие на 90% проникновение в двигатель частиц, имеющих диаметр более 20 микрон.

Трансмиссия состоит из редукторов двигателей, промежуточных редукторов, угловых редукторов, главного редуктора, вала и редуктора вспомогательной силовой установки, вала и углового редуктора рулевого колеса. В системе трансмиссии используются титановые сплавы.

Электросистема состоит из двух изолированных цепей, одна из которых питается от генератора переменного тока, создающего напряжение 115-120В, а вторая цепь питается от генератора постоянного тока с напряжением 28В. Генераторы приводятся от главного редуктора несущего винта.

Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем. Четырехканальный автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте. Основная гидравлическая система обеспечивает питание всех гидроагрегатов, а дублирующая, - только гидроусилителей.

Система отопления и вентиляции обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров, противообледенительная система защищает от обледенения лопасти несущего и рулевого винтов, передние стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.

Связное оборудование включает командные КВ-диапазона - "Юрок", переговорное устройство СПУ-34.

Список литературы

1. Проектирование вертолетов/ В.С. Кривцов, Л.И. Лосев, Я.С. Карпов. - Учебник. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2003. - 344с.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. narod.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

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

0

Курсовая работа

Расчет основных параметров и разработка компановки вертолета

Аннотация

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

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

В данной работе произведены расчеты необходимые при изготовлении данного вертолета.

Введение

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

5.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной

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

5.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с

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

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

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

5.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета. .

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

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

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

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

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

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

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

1 Расчет размеров фюзеляжа и проектирование общего вида

1.1 Размеры грузового отсека

Площадь пола грузового отсека S гр

где m гр - масса груза, кг;

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

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

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

1.2 Размеры кабины экипажа

Длина кабины экипажа, в метрах, определяется по формуле

где - длина пола кабины экипажа, принимается м;

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

1.3 Общие параметры фюзеляжа вертолета

Длина фюзеляжа, в метрах, определяется следующим образом

где - длина хвостовой части фюзеляжа, принимается м;

Рисунок 1 - Чертеж общего вида

2 Расчет лобового сопротивления планера вертолета

Расчет значения коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа производится по формуле:

где - коэффициент сопротивления по углу атаки α. При;

Коэффициент сопротивления плоской пластинки при числе Рейнольдса;

Число Рейнольдса

где V-максимальная скорость полета, ;

Длина фюзеляжа, м;

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

По графику зависимости находим;

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

где L ф - длина фюзеляжа, м,

S м - площадь миделевого сечения фюзеляжа, м 2 .

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

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

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

Коэффициент, учитывающий сопротивление носовой части фюзеляжа, ;

Коэффициент, учитывающий сопротивление хвостовой части фюзеляжа, ;

Коэффициент, учитывающий сопротивление надстроек фюзеляжа, ;

Коэффициент, учитывающий сопротивление центральной части фюзеляжа, ;

Составление сводки лобовых сопротивлений вертолета:

Таблица 1 - Сводка лобовых сопротивлений вертолета

Наименование элементов вертолета	Расчетная элементов S i , м 2	Коэффициент аэродинамического сопротивления с х i	с х i S i , м 2
Капот редуктора
Капот двигателя
Воздухозаборник
Несущий винт с втулкой
Рулевой винт с втулкой
Хвостовое оперение
Отверстия в капоте
Площадь эквивалентной плоской пластинки S э = Σ с х i S i , м 2

3 Расчет взлетной массы вертолета первого приближения

Взлетная масса вертолета:

где - масса пустого вертолета, кг;

Масса топлива, кг;

Масса полезного груза, кг;

Масса экипажа, кг.

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

где - относительная масса пустого вертолета;

Относительная масса топлива;

где − относительный километровый расход топлива;

− относительный часовой расход топлива.

4 Расчет параметров несущего винта вертолета

Радиус несущего винта вертолета:

где - взлетная масса вертолета, кг;

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

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

p = 3,14.

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

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

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

Относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:

Экономическая скорость на динамическом потолке:

где I э = 1,09 - коэффициент индукции;

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

Экономическая скорость на земле:

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

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

w R - окружная скорость лопастей, м/с.

Допускаемые значения отношений C T / s :

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

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

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

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

Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта l :

5 Расчет мощности двигательной установки вертолета

5.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке

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

где - относительный КПД несущего винта на режиме висения;

- относительная плотность на статическом потолке;

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

5.2 Расчет мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

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

где I э − коэффициент индукции:

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

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

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

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

5.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета

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

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

Коэффициент использования мощности двигательной установки.

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

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

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

где - степень дросселирования двигателей на номинальном режиме полета,

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

Степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы;

n - количество двигателей вертолета.

5.5.5 Мощность двигательной установки:

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

Принимаем два ГТД, тогда мощность одного двигателя будет равна:

5.6 Выбор двигателя

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

Рисунок 1 - Авиационный турбовальный двигатель РТ6Т

6 Расчет массы топлива

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

Коэффициент индукции:

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

Крейсерская скорость второго приближения:

Масса топлива, затрачиваемая на полет:

где - удельный расход топлива.

Удельный расход топлива:

где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета,

Удельный расход топлива на взлетном режиме.

7 Определение массы узлов и агрегатов вертолета

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

Масса лопастей несущего винта:

где R - радиус несущего винта,

s - заполнение несущего винта,

l л - относительное удлинение лопасти,

Среднестатистическое относительное удлинение лопастей вертолетов,

k л - относительная погонная масса лопастей.

При выполнении расчета для современных конструкций лопастей можно принять:

Масса втулки несущего винта:

где k вт - весовой коэффициент втулок современных конструкций;

k л - коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки;

Центробежная сила лопасти.

В расчете можно принять:

кг/кН 1,35 ,

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

где b - хорда лопасти;

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

Масса системы ручного управления:

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

Масса главного редуктора:

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

Крутящий момент на валу несущих винтов:

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

Определение массы узлов привода рулевого винта

Тяга рулевого винта:

где L - расстояние между осями несущего и рулевого винтов.

Расстояние между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора d между концами их лопастей:

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

Радиус рулевого винта.

Мощность, расходуемая на вращение рулевого винта:

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

Крутящий момент M в , передаваемый трансмиссионным валом:

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

Масса m в трансмиссионного вала:

где k в - весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм) 0,67 .

Масса m пр промежуточного редуктора:

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

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

Крутящий момент на валу рулевого винта:

Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:

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

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

Коэффициент тяги C рв рулевого винта:

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

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

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

Масса лопастей рулевого винта:

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

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

Масса втулки рулевого винта:

где N цб - центробежная сила, действующая на лопасть;

k вт - весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН 1,35 ;

k z - весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей:

Масса двигательной установки:

Удельная масса двигательной установки вертолета:

Масса фюзеляжа вертолета:

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

m 0 - взлетная масса первого приближения;

k ф - коэффициент, равный 1,7.

Масса топливной системы:

где m т - масса затрачиваемого на полет топлива;

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

Масса шасси вертолета:

где k ш - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси

Для убираемого шасси.

Масса электрооборудования вертолета:

где L рв - расстояние между осями несущего и рулевого винтов;

z л - число лопастей несущего винта;

R - радиус несущего винта;

l л - относительное удлинение лопастей несущего винта;

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

Масса прочего оборудования вертолета:

где k пр = 2 - весовой коэффициент.

Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

Взлетная масса вертолета второго приближения m 02:

где m т - масса топлива;

m гр - масса полезного груза;

m эк - масса экипажа.

8 Описание компоновки вертолета

Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и трехопорным шасси. Фюзеляж вертолета каркасной конструкции, состоит из носовой и центральной частей, хвостовой и концевой балок. В носовой части размещена двухместная кабина экипажа, состоящего их двух летчиков. Грузовая кабина снабжена сиденьями для 12 пассажиров.

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

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

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

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

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

9 Расчет центровки вертолета

Таблица 1 - Центровочная ведомость для пустого вертолета

Наименование агрегата	Масса агрегата, m i , кг	Координата x i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М хi	Координата y i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М yi
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 Промежуточный редуктор
3.3 Хвостовой редуктор
3.4 Трансмиссионный вал
4 Рулевой винт:
4.1 Лопасти
4.2 Втулка
5 Двигательная установка
6 Топливная система
7 Фюзеляж:
7.1 Носовая часть (15 %)
7.2 Средняя часть (50 %)
7.3 Хвостовая часть (20 %)
7.4 Крепление редуктора (4 %)
7.5 Капоты (11 %)
8.1 Главное (82 %)
8.2 Переднее (16%)
8.3 Хвостовая опора (2%)
9. Электро-оборудование
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 %)

Координаты центра масс вертолета:

Центровочный угол φ :

Таблица 2 - Центровочная ведомость для полностью загруженного вертолета

Наименование агрегата	Масса агрегата, m i , кг	Координата x i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М хi	Координата y i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М yi
Пустой вертолет
Пассажиры
Топливный бак 1
Топливный бак 2
Топливный бак 3

Координаты центра масс:

Центровочный угол φ:

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

Наименование агрегата	Масса агрегата, m i , кг	Координата x i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М хi	Координата y i центра масс агрегата, м	Статический момент агрегата М yi
Пустой вертолет
Пассажиры
Топливо 5%

Координаты центра масс:

Заключение

В данной курсовой работе проведены расчеты взлетной массы вертолета, массы его узлов и агрегатов, а также компоновка. В процессе компоновки уточнили центровку вертолета, расчету которой предшествует составление весовой сводки на основе весовых расчетов агрегатов и силовой установки, ведомостей оборудования, снаряжения, грузов и т.д. Целью проектирования является определение оптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований.

Список использованных источников

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

ЧЕРТЕЖ

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

К расчету летных характеристик вертолета на этапе проектирования

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

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

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

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

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

1. Постановка задачи. Основные соотношения

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

Уравнение движения вертолета в установившемся горизонтальном полете запишем в виде:

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

где x - коэффициент потерь мощности .

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

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

Коэффициент вредного сопротивления вертолета, отнесенный к ометаемой площади НВ;

Коэффициент

заполнения НВ;

Окружная скорость конца лопасти НВ.

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

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

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

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

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

Коэффициент протекания

(8)

Угол атаки НВ

Коэффициент крутящего момента НВ

Коэффициент продольной силы

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

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

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

Из этого условия находилось потребное значение коэффициента тяги РВ:

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

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

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

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

t - коэффициент тяги НВ на заданном режиме полета;

Коэффициент пропульсивной силы НВ на режиме самовращения.

Угол снижения вертолета на режиме самовращения НВ равен обратному качеству вертолета

Горизонтальную и вертикальную составляющие скорости снижения вертолета находим из соотношений

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

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

2. Обоснование достоверности получаемых результатов

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

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

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

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

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

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

3. Примеры расчетов

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Московский Авиационный институт

(технический университет)

Курсовая работа по предмету:

Аэродинамический расчет вертолета

“Расчет аэродинамических характеристик вертолета Хьюз-500Е”

Выполнил студент гр. У1-301:

Шевляков П. А.

Проверил преподаватель:

Шайдаков

Москва 2007

Схема вертолета Хьюз-500Е

Технические данные вертолета Хьюз-500Е

Аэродинамические характеристики элементов вертолета

1. Аэродинамические характеристики фюзеляжа

2. Аэродинамические характеристики крыльев и хвостового оперения

3. Сопротивление втулок несущих и рулевых винтов

4. Сопротивление шасси и других выступающих элементов

Определение границ срыва на различных высотах

Определение коэффициента подъемной силы су

Расчет мощности, необходимой для вращения несущего винта

1. Определение профильной мощности

2. Определение индуктивной мощности

3. Мощность на преодоление сопротивления вертолета (вредная мощность)

4. Определение мощности, потребной для горизонтального полета

Расчет располагаемой мощности

Расчет расхода топлива

Библиография

Схема вертолета Хьюз-500Е

Технические данные вертолета Хьюз-500Е

ХЬЮЗ - 500Е, США, пассажирский

ВЕРТОЛЕТ

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

МАССА, кг. ОТНОСИТЕЛЬНАЯ МАССА, %

взлетн. макс.

КР Ы ЛО

p = G / F , кг/м 2

взлетн. норм.

скорость макс. на высоте

N = N УM / G , кВт/кг

снаряженного

удлинение

скорость макс. на высоте

V кр G Н, км/ч

угол. заклинения

скорость макс. кр. на высоте

V кр G Н, т·км/ч

служ. нагр.

ФЮЗ Е ЛЯЖ

скорость макс. кр. на высоте

год н.р., 1 п., с.в.

груза и топл. макс.

ширина макс.

скорость эконом. на высоте

пасс., дес., ран.

груза и топл. норм.

высота макс.

скорость эконом. на высоте

l г, b г, h г

нагрузки макс.

диаметр экв.

скороподъемн. вертикальн.

l сл, b сл, h сл

нагрузки норм.

площ. миделя

скороподъемность макс.

l н-р, l кор

платн. нагр. макс.

площ. поверхнос.

скороподъемн. с 1 отказ. дв.

платн. нагр. норм.

потолок статический

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

Аллисон 250-С20В, США

КАБИНА

потолок статический у земли

кол. и тип

1 ТВД, 420 л.с.

лопастей

ширина макс.

потолок динамический

высота макс.

потолок дин. с 1 отказ. дв.

N , кВт

нес. винтов

площ. пола

дальность

C е , кг/кВт·ч

трансмиссии

объем кабины

с резервом топлива

N огр, кВт

силов. установки

объем багажн.

с запасом топлива

n дв, 60/с

подъемн. установки

ОПЕР Е НИЕ

размах г.о.

n нв, 60/с

фюзеляжа

площадь г.о.

километр. расход топлива

n рв, 60/с

оперен. и Р. В.

удлинение г.о.

относит. 100 км расход

масса; уд. масса

сужение г.о.

дальность на высоте

высотность, ресурс

конструкции

плечо г.о.

относит. 100 км расход

год выпуска, цена

оборуд. и управл.

высота в.о.

перегоночн. дальность

колич. пропел., диаметр

площадь в.о.

с запасом топлива

колич. лопастей, n вр, 60/с

НЕСУЩИЙ И РУЛЕВОЙ ВИНТЫ

плечо в.о.

продолжительность

ёмкость баков, л

ШАССИ

тип и кол. опор

Примечания 1) i = 12,594; i p = 1,956 ДG п = -0,37% ист. инф.

Производство до 1985 г. Выпуск 140

омет. площадь

коэф. заполнения

сужение лопасти

крутка лопасти

давление, кПа

хорда лопасти

проф. концев.

проф. корнев.

с конц.

с корн.

щ R

с Т /д

М v

Размещено на http://www.allbest.ru/

Аэродинамические характеристики элементов вертолета

1. Аэродинамические характеристики фюзеляжа

расчет мощность вращение винт

Коэффициент сопротивления фюзеляжа в первом приближении можно определить по формуле:

k б - коэффициент, учитывающий изменение сопротивления по углу атаки фюзеляжа б ф;

с xf - коэффициент трение плоской пластины при числе Re = Re ф;

F ф - полная смачиваемая поверхность фюзеляжа;

Коэффициент, учитывающий влияние удлинения фюзеляжа на его сопротивление;

S мф - площадь миделя фюзеляжа;

Дс х н, Дс х ц, Дс х хв - коэффициенты, учитывающие увеличение сопротивления за счет формы носовой, центральной и хвостовой частей фюзеляжа или хвостовой балки;

Дс х над - коэффициент сопротивления надстроек, установленных на фюзеляже (подвесные топливные баки и т. п.)

V = 13,88 м/с - скорость набегающего потока;

l ф = 7,0 м - длина фюзеляжа;

х = 1,71·10 5 - коэффициент кинематической вязкости, зависящий от атмосферных условий (р а = 760 мм. рт. ст., t = 15 ?С).

По графику с xf = f (Re), представленному на рисунке 3.2 , определим коэффициент трения, зависящий от состояния пограничного слоя с xf .

с xf H = 0 = 0,0021;

с xf H = 2000 = 0,0022.

По графику = f (л ф), представленному на рисунке 3.3 определим = 1,35

где: d эф = 1,74 - эквивалентный диаметр фюзеляжа.

Выражение определяет коэффициент сопротивления фюзеляжа, как тела вращения, при б ф = 0.

Подставив в это выражение F ф = 22,0 м 2 и S мф = 2,38 м 2 получим:

Коэффициент сопротивления носовой части фюзеляжа принимаем Дс x н = 0.

Коэффициент Дс x ц учитывает отличие формы поперечного сечения средней части фюзеляжа от круга. Для прямоугольного сечения Дс x ц = 0,015…0,018.

Выбираем Дс x ц = 0,016.

На рисунке 3.7 представлена зависимость k б = f (б ф), где для схемы вертолета №2 k б принимает следующие значения:

Форма хвостовой части фюзеляжа очень сильно влияет на его сопротивление. При отрыве потока в этой области возникает пониженное давление, что приводит к появлению так называемого донного сопротивления.

Для того, чтобы избежать отрыва потока хвостовая часть фюзеляжа должна иметь плавное сужение.

При удлинении л хв > 2 донное сопротивление Дс x хв исчезает, поскольку обтекание становится практически безотрывным.

Поперечное сужение хвостовой балки,

где: l хв = 4,56 - длина хвостовой балки.

Тогда Дс x хв = 0,035 при б ф = 0 (рисунок 3.19 ).

Коэффициент сопротивления надстроек, выходящих за мидель фюзеляжа, определяем по формуле:

Таким образом, коэффициент сопротивления фюзеляжа составит:

2. Аэродинамические характеристики крыльев и хвостового оперения

Коэффициент сопротивления горизонтального оперения определим по формуле:

с х го = с хр 0 + Дс х ,

где:

с хр0 = 0,008;

Дс х = 0,0006 - добавочный коэффициент, учитывающий наличие заклепок и технологическую неровность поверхности.

с х го = 0,008+0,0006 = 0,0086

Коэффициент сопротивления вертикального оперения определим по той же формуле, что и с х го для значений с хр = 0,004 и Дс х = 0,0006. Получим:

с х во = 0,004+0,0006 = 0,0046

3. Сопротивление втулок несущих и рулевых винтов

Коэффициент сопротивления втулок НВ и РВ с механическими шарнирами, отнесенный к максимальной площади их боковой проекции с х = 1,2…1,4. Для рулевого винта принимаем с х = 1,3. S рв = 0,02 м 2 . Величину c x ·S для несущего винта определим для значений с х = 1,3. S нв = 0,06 м 2 .

4. Сопротивление шасси и других выступающих элементов

Сопротивление неубирающегося шасси определяется как сумма сопротивлений колес, стоек и подкосов.

На вертолете Хьюз-500Е установлено полозковое шасси.

Основная доля сопротивления шасси приходится на амортизационные стойки. Для подсчитанной площади шасси S ш = 0,06 м 2 и с x = 1,0 получаем с xi · S i = 0,06 м 2 .

Коэффициенты сопротивления посадочного и проблескового огней, а так же антенны и других выступающих элементов определяем по таблице 2.2 учебного пособия .

Сводка лобовых сопротивлений

Наименование элемента вертолета	с xi	S i , м 2	с xi · S i , м 2
Втулка НВ
Втулка РВ
Горизонтальное оперение
Вертикальное оперение
Посадочный огонь
Проблесковый огонь
Антенна и некоторые выступающие элементы

		У с xi · S i · k б при Н = 0	У с xi · S i · k б при Н = 2000

c xi ·S i ·k б = f (б )

Определение границ срыва на различных высотах

Критическая скорость V кр определяется по графику

,

представленному на рисунке 5.13 . Здесь

,

где: у = 0,0674 - коэффициент заполнения;

с y max = 1,25

Аэродинамический коэффициент силы тяги несущего винта определяем по формуле:

- тяга винта;

m взл = 1610 - взлетная масса вертолета;

щR

R = 4,04 м - радиус несущего винта вертолета.

>

>

>

>

>

(км/ч)

км/ч

км/ч

км/ч

км/ч

км/ч

Здесь должен быть представлен график зависимости V кр = f (Н )

Среднее значение с у по диску несущего винта определяем по формуле:

,

Здесь ж = 0,94 - коэффициент концевых потерь;

k Т = 1,0 - коэффициент, учитывающий влияние формы лопасти на величину силы тяги.

Определение коэффициента подъемной силы с у

м = 0,1; м = 0,2; м = 0,3; Н = 0 км;

ш = 0; ; ; ; ; ; ; ; .

c y (ш) = c y 0 · f (ш)

Для м = 0,1

c y (ш)

Для м = 0,2

c y (ш)

Для м = 0,3

c y (ш)

Здесь должен быть представлен график зависимости с у = f (ш)

Расчет мощности, необходимой для вращения несущего винта

1. Определение профильной мощности

Результаты расчетов профильной мощности для удобства пользования обычно представляются в безразмерном виде. Безразмерный коэффициент профильной мощности находится по формуле:

откуда:

Для приближенного определения m p используется формула:

,

где: с xp 0 - осредненный по диску винта коэффициент профильного сопротивления.

Величина с xp 0 находится в зависимости от среднего по диску винта значения с у , которое определяется по формуле Л. С. Вильдгрубе:

,

где: k p и k Т - коэффициенты Л. С. Вильдгрубе, учитывающие влияние формы лопасти в плане на величину профильной мощности и силу тяги. Принимаем

k p = 1,0; k Т = 1,0.

Здесь:

с Т = 0,01268 - аэродинамический коэффициент силы тяги несущего винта на высоте Н = 0, рассчитанный в предыдущем разделе;

щR = 202 м/с - окружная скорость концов лопастей;

R = 4,04 м - радиус несущего винта вертолета;

у = 0,0674 - коэффициент заполнения несущего винта вертолета;

с - плотность воздуха на высоте.

По графику, представленному на рисунке 5.6 определяем величину с xp 0 .

Для Н = 0 м

V , км/ч
с у 0
с xp 0
m p
N p , Вт

Для Н = 2000 м

V , км/ч
с у 0
с xp 0
m p
N p , Вт

2. Определение индуктивной мощности

Безразмерный коэффициент индуктивной мощности m i найдем из формулы подобия:

>

Величину m i можно определить по формуле:

,

где:

c Т - аэродинамический коэффициент силы тяги несущего винта;

- средняя по диску нормальная составляющая индуктивной скорости;

- коэффициент индукции одиночного несущего винта, учитывающий неравномерность распределения аэродинамической нагрузки по диску;

ж - коэффициент концевых потерь;

- коэффициент взаимовлияния, учитывающий взаимное индуктивное влияние несущего винта двухвинтовых вертолетов;

,

где:

д - угол наклона оси вихревого цилиндра (определяется из графика, представленного на рисунке 3.2 );

б - угол атаки, отсчитываемый от плоскости концов абсолютно жестких лопастей. Принимаем б = - 10?.

Полученные данные сведем в таблицу.

Для Н = 0 м

V , км/ч
m i
N i , Вт

Для Н = 2000 м

V , км/ч
m i
N i , Вт

3. Мощность на преодоление сопротивления вертолета (вредная мощность)

Мощность, необходимая на преодоление сопротивления рассчитывается по формуле:

V , км/ч
N х Н =0 , Вт
N х Н =2000 , Вт

4. Определение мощности, потребной для горизонтального полета

Потребную для горизонтального полета мощность N р находим по следующей формуле:

N p - профильная мощность;

N i - индуктивная мощность;

N x -- вредная мощность;

Для Н = 0 м

V , км/ч	N p , Вт	N i , Вт	N x , Вт	N п, Вт

Для Н = 2000 м

V , км/ч	N p , Вт	N i , Вт	N x , Вт	N п, Вт

Расчет располагаемой мощности

Располагаемая мощность, подводимая к несущему винту вертолета, рассчитывается по формуле:

N д - суммарная мощность двигателей при определенной степени их дросселирования, заданных атмосферных условиях, высоте и скорости полета;

о = 0,93 - коэффициент, учитывающий потери мощности в трансмиссии, на привод различных агрегатов и др.;

о РВ - коэффициент, учитывающий потери мощности на привод рулевого винта одновинтового вертолета.

Коэффициент о РВ рассчитывается по формуле:

N PB - мощность, идущая на привод рулевого винта.

Затраты мощности на привод рулевого винта на режиме висения приближенно можно определить по графику, представленному на рисунке 6.1 , зависящие от относительного радиуса рулевого винта.

Если на вертолете установлен газотурбинный двигатель, его мощность определяется по формуле:

N д взл = 280 кВт - максимальная (взлетная) мощность двигателя при стандартных атмосферных условиях и нулевой скорости полета;

1,0 - степень дросселирования двигателя, определяющая режим его работы;

Относительное изменение мощности от высоты.

Принимаем и - из рисунка 6.3 ;

Относительное изменение мощности от скорости полета, которое определим по графику, представленному на рисунке 6.4 ;

V , км/ч

Относительное изменение мощности от температуры окружающего воздуха. Принимаем, что

и (из рисунка 6.5 )

Полученные значения суммарной мощности двигателей при определенной степени их дросселирования, заданных атмосферных условиях, высоте и скорости полета для удобства сведем в таблицу.

V , км/ч
N д Н =0 , Вт
N д Н =2000 , Вт

Для полученных значений суммарной мощности определим значения располагаемой мощности двигателя:

N расп Н =0 , Вт
N расп Н =2000 , Вт

Здесь должен быть представлен график зависимости

N p , N i , N x = f (V ) на высоте Н = 0

Здесь должен быть представлен график зависимости

N p , N i , N x = f (V ) на высоте Н = 2000

Расчет расхода топлива

Для определения максимальной продолжительности и дальности полета необходимо иметь зависимость удельного расход топлива двигателя (, кг/кВт·ч) от режима их работы, скорости полета и атмосферных условий. Приближенно они могут быть определены по формуле:

Здесь:

-

удельный расход топлива при взлетной мощности;

- его изменение в зависимости от высоты и скорости полета, температуры окружающего воздуха и степени дросселирования двигателя.

(по рисунку 6.3 )

(по рисунку 6.3 )

(по рисунку 6.4 )

(по рисунку 6.4 )

(по рисунку 6.6 )

Километровый расход топлива рассчитывается по формуле:

,

где:

N п - потребная мощность на заданной высоте и скорости горизонтального полета;

- удельный расход топлива двигателя;

о У - суммарный коэффициент использования мощности.

Часовой расход топлива рассчитывается по формуле:

Полученные величины сведем в таблицу.

Для Н = 0 м

N п, кВт
q , кг/км
Q , кг/ч

Для Н = 2000 м

V , км/ч
N п, кВт
q , кг/км
Q , кг/ч

Максимальная продолжительность полета рассчитывается по формуле:

;

,

где:

m т - масса топлива, расходуемого в полете. Приближенно величину m т можно принять равной 85 % от общего запаса топлива.

Максимальная дальность полета рассчитывается по формуле:

Здесь должен быть представлен график зависимости

Q , q = f (V ) на высоте Н = 0

Здесь должен быть представлен график зависимости

Q , q = f (V ) на высоте Н = 2000

Библиография

1. Игнаткин Ю. М. Аэродинамический расчет вертолета. М.: МАИ, 1987.

2. Шайдаков В. И., Трошин И. С., Игнаткин Ю. М., Артамонов Б. Л. Алгоритмы и программы расчетов в задачах динамики вертолета. М.: МАИ, 1984.

3. Шайдаков В. И. Аэродинамический расчет вертолета. М.: МАИ, 1988.

Размещено на Allbest.ru

Подобные документы

Краткая характеристика несущего винта вертолета. Определение дальности и продолжительности полета. Подбор оптимальной конструкции лонжерона лопасти несущего винта легкого вертолета, с применением программы виртуального моделирования Solid Works.

дипломная работа , добавлен 01.07.2012


Расчет лобовых сопротивлений несущих элементов, фюзеляжа, мотогондол и подвесных баков летательного аппарата в условиях полностью турбулентного пограничного слоя. Зависимость лобового сопротивления ЛА по углу атаки. Расчет и построение поляры крыла.

курсовая работа , добавлен 03.12.2013


Расчет тяги несущего винта и крутящего момента лопасти вертолета. Построение трехмерной модели лонжерона. Применение метода конечных элементов для определения потенциальной энергии деформации и работы внешних сил. Решение задачи устойчивости вертолета.

реферат , добавлен 23.09.2013


Расчет геометрических характеристик фюзеляжа самолета, горизонтальное оперение. Расчет минимального коэффициента лобового сопротивления пилона. Взлетно-посадочные характеристики самолета. Построение зависимости аэродинамического качества от угла атаки.

курсовая работа , добавлен 29.10.2012


Вычисление аэродинамических характеристик исследуемой ракеты: подъемная сила, производная коэффициента подъемной силы летательного аппарата, лобовое сопротивление, момент тангажа. Структура системы SolidWorks 2014 Выбор углов атаки и скорости потока.

курсовая работа , добавлен 20.12.2015


История создания самолета, его массо-геометрические и летно-технические характеристики. Аэродинамические характеристики профиля RAF-34. Определение оптимальных параметров движения. Балансировка и расчет аэродинамических параметров заданного вертолета.

курсовая работа , добавлен 26.08.2015


Расчет сопротивления воды движению судна. Расчет контура лопасти гребного винта. Распределение толщин лопасти по ее длине. Профилирование лопасти винта. Построение проекций лопасти винта, параметры ступицы. Определение массы гребного винта судна.

курсовая работа , добавлен 08.03.2015


Определение элементов циркуляции судна расчетным способом. Расчет инерционных характеристик судна - пассивного и активного торможения, разгона судна при различных режимах движения. Расчет увеличения осадки судна при плавании на мелководье и в каналах.

методичка , добавлен 19.09.2014


Особенности построения теоретического профиля НЕЖ с помощью конформного отображения Н.Е. Жуковского. Геометрические параметры и сопротивление летательного аппарата. Методика определения сквозных и аэродинамических характеристик летательного аппарата.

курсовая работа , добавлен 19.04.2010


Исследование взлетно-посадочных характеристик самолета: определение размеров крыла и углов стреловидности; расчет критического числа Маха, аэродинамического коэффициента лобового сопротивления, подъемной силы. Построение взлётной и посадочной поляр.