Расчет основных параметров и разработка компановки вертолета

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.

 

Содержание

 

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 . . 

            . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .17

     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  Sгр,  м2, рассчитывается по формуле:

 

                                                                 ,                                                                             

где    mгр – масса груза, кг;

g = 9,807 м/с2 – ускорение свободного падения;

pпол = 4000 Н/м2 - 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;

м.

 

         1.3 Общие параметры фюзеляжа вертолета

         Длина фюзеляжа, в метрах, определяется следующим образом

 

,

 

где    - длина хвостовой части фюзеляжа, принимается м;

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 Sом, м2,   рассчитывается по формуле:

 

,

                                                                 

где    Lф – длина фюзеляжа, м,

Sм – площадь миделевого сечения фюзеляжа, м2.

 

м2,

 

эквивалентный диаметр фюзеляжа Dэ, м, рассчитывается по формуле:

 

;

 

м.

 

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

 

;

.

 

Коэффициент ηc влияния удлинения фюзеляжа λф на его аэродинамическое сопротивление определяется по графику и принимается равным ηc=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

площадь

элементов

Si, м2

Коэффициент

аэродинамического сопротивления   схi

схi Si,  м2

Фюзеляж

4,7

0,145

0,682

Капот редуктора

0,32

0,25

0,08

Капот двигателя

0,8

0,25

0,2

Воздухозаборник

0,6

0,26

0,156

Несущий винт с втулкой

193

0,002

0,386

Рулевой винт с втулкой

7

0,003

0,021

Шасси

0,042

0,25

0,011

Антенны

0,1

0,15

0,015

Хвостовое оперение

4,22

0,016

0,068

Отверстия в капоте

0,8

0,01

0,008

Площадь эквивалентной плоской пластинки

Sэ = Σ схi Si,  м2

1,63

 

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 m0 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.

 

кг,

 

4 Расчет параметров несущего винта вертолета

 

Радиус несущего винта вертолета:

 

 

где  – взлетная масса вертолета, кг;

g – ускорение свободного падения, равное 9,81 м/с2;

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

p = 3,14.

 

 

Заполнение несущего винта s выполняется по допускаемым значениям отношений коэффициента тяги винта CТ к заполнению s в режимах полета с максимальной скоростью Vmax у земли и с экономической скоростью Vдин на высоте динамического потолка.

Относительные плотности воздуха на высоте статистического и динамического потолка Dст и Dдин:

 

,

 

,

 

где Hст и Hдин − статистический и динамический потолок, км.

 

,

 

.

 

 

 

Относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:

 

,

 

 

Экономическая скорость на динамическом потолке:

 

 

где  Iэ = 1,09  – коэффициент индукции;

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

 

 

Экономическая скорость на земле:

 

 

 

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

 

,

 

,

 

где Vmax и Vдин – скорости полета, км/час;

wR – окружная скорость лопастей, м/с.

,

 

 

Допускаемые значения отношений CT/s :

 

     при ,

 

,

 

 

Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке CТо и CТдин:

 

,

 

,

 

где  p – удельная  нагрузка  на  площадь,  ометаемую  несущим  винтом, Н/м2.

 

,

 

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 sVmax  и sVдин:

 

,

 

.

 

Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта l:

 

,

 

м,

 

,

 

 

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 Iэ − коэффициент индукции:

 

при ,

 

,

 

.

 

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:

 

,

 

 Вт/Н.

 

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.

 

,

 

,

 

 Вт/Н.

 

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;

,

 

,

 

 Вт/Н.

 

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,

.

,

 

,

 

,

 

,

 

 Вт/Н,

 

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

 

,

 

где ;

 - степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы;

  n - количество двигателей вертолета.

 

,

 

,

 

 Вт/Н.

 

5.5.5 Мощность двигательной установки:

 

.

 

 

 

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

 

 Вт/Н,

 

Вт.

 

            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:

 

при ,

 

.

 

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

 

 

где ,

 

,

 

 

Крейсерская скорость второго приближения:

 

,

 

,

 

,

,

 

0,013<0,02

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.

 

,

 

,

 

   при   кВт,

 

,

 

кг/Вт∙ч,

 

кг.

 

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,

       lл - относительное удлинение лопасти,

        - среднестатистическое относительное удлинение лопастей вертолетов,

        kл - относительная погонная масса лопастей.

При выполнении расчета для современных конструкций лопастей можно принять:

 

 кг/м2,7,.

 

 кг.

 

Масса втулки несущего винта:

 

,

 

где  kвт - весовой коэффициент втулок современных конструкций;

        kл – коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки;

        – центробежная сила лопасти.

В расчете можно принять:

 кг/кН1,35,

 

,

 

,

,

 

кг.

 

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

 

,

 

где  b – хорда лопасти;

        kбу - весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м3.

 

 кг.

 

Масса системы ручного управления:

 

,

 

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

 

 кг.

 

Масса главного редуктора:

 

,

            

где kред – 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 m0.

 

Н∙м,

 

 кг.

 

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.

 

м,

 

Н.

 

Мощность, расходуемая на вращение рулевого винта:

 

,

 

где h0 – относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.

 

Вт.

 

 

Крутящий момент Mв, передаваемый трансмиссионным валом:

 

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

 

Н∙м.

Масса mв трансмиссионного вала:

 

,

 

где kв – весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм)0,67.

 

 кг.

 

Масса mпр промежуточного редуктора:

 

,

 

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

 

 кг.

 

Частота вращения  wрв  рулевого винта рассчитывается по принятому максимальному значению окружной скорости концов лопастей wR:

 

,

.

 

Крутящий момент на валу рулевого винта:

 

,

Н∙м.

 

Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:

 

,

 

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

 

 кг.

 

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

Коэффициент тяги  Cрв  рулевого винта:

 

,

 

.

 

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

 

 

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

 

.

 

Длина хорды bрв и относительное удлинение lрв лопастей рулевого винта:

 

,

 

м,

 

,

 

.

 

Масса лопастей рулевого винта:

 

,

 

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

         kл = 12 - весовой коэффициент для лопастей рулевого винта.

 

 кг.

 

Масса втулки рулевого винта:

 

,

 

где   Nцб  -  центробежная сила, действующая на лопасть;

         kвт  - весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН1,35;

         kz  -  весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей:

 

,

 

кН,

 

,

 

,

 

кг.

 

Масса двигательной установки:

 

 

Удельная масса двигательной установки вертолета:

 

,

 

,

 

 кг.

 

Масса фюзеляжа вертолета:

 

,

 

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

        m0 – взлетная масса первого приближения;

        kф -  коэффициент, равный 1,7.

кг.

 

 

 

Масса топливной системы:

 

,

 

где  mт  -  масса затрачиваемого на полет топлива;

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

 

 кг.

 

Масса шасси вертолета:

 

,

 

где  kш  -  весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси

 -  для убираемого шасси.

кг.

 

Масса электрооборудования вертолета:

 

,

 

где  Lрв – расстояние между осями несущего и рулевого винтов;

       zл – число лопастей несущего винта;

       R – радиус несущего винта;

       lл – относительное удлинение лопастей несущего винта;

       kпр = 25и  kэл  = 6,5 - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования.

 

кг.

 

Масса прочего оборудования вертолета:

 

,

 

где  kпр = 2 -  весовой коэффициент.

 

кг.

 

Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

 

,

 

Взлетная масса вертолета второго приближения  m02 :

 

 

где  mт  - масса топлива;

       mгр  - масса полезного груза;

       mэк  - масса экипажа.

 

кг,

 

,

 

 

.

 

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, mi, кг

Координата xi центра масс агрегата, м

Статический момент агрегата Мхi

Координата yi центра масс агрегата, м

Статический момент агрегата Мyi

1 Несущий винт:

 

 

 

 

 

1.1 Лопасти

259

0

0

0

0

1.2 Втулка

308

0

0

0

0

2 Система управления:

 

 

 

 

 

2.1 Система бустерного управления

94

-0,1

235

-1,1

-215,6

2.2 Система ручного управления

193

3,1

521,1

-2,2

-536,5

3 Трансмиссия:

 

 

 

 

 

3.1 Главный редуктор

348

0

34,8

-1,1

-389,4

3.2 Промежуточный редуктор

23

-8,1

-186,3

-1,8

-47,5

3.3 Хвостовой редуктор

23

-9,8

-227,7

-0,9

-21,6

3.4 Трансмиссионный вал

20

-2,2

-96

-1,2

-31,5

4 Рулевой винт:

 

 

 

 

 

4.1 Лопасти

11

-9,4

-104,5

-0,6

-9,1

4.2 Втулка

64

-9,4

-608

-0,6

-56,7

5 Двигательная установка

268

0,5

134

-0,95

-224,8

6 Топливная система

82

0,5

155,8

-3,3

-281,6

7 Фюзеляж:

 

 

 

 

 

7.1 Носовая часть     (15 %)

82

2,5

287

-2

-228,5

7.2 Средняя часть     (50 %)

272

-0,5

108,8

-0,9

-598,4

7.3 Хвостовая часть  (20 %)

109

-4,2

-643,1

-1,9

-228,9

7.4 Крепление редуктора (4 %)

22

0,05

11

-2,5

-28,3

7.5 Капоты (11 %)

60

0,8

84

-0,5

-65,78

8 Шасси

 

 

 

 

 

8.1 Главное (82 %)

101

-0,7

-90,9

-3,6

-414,1

8.2 Переднее (16%)

20

3,1

64

-3,7

-74,9

8.3 Хвостовая опора (2%)

3

-8,6

-26,4

-3

-7,5

9. Электро-оборудование

317

3,1

-31,7

-3,1

-632,1

10 Оборудование:

 

 

 

 

 

10.1 Приборы в кабине (25%)

94

3,2

300,8

-2,2

-206,8

10.2 Радиооборудование (27 %)

102

3,5

367,2

-2,9

-304,5

10.3 Гидрооборудование (20 %)

75

-0,8

90

-1,2

-233,12

10.4 Пневмооборудование (6 %)

23

1,5

-4,6

-2,9

-70,06

10.5 Дополнительное оборудование (22 %)

83

0,5

124,5

-2,2

-157,13

Сумма

3051

0,17

518,7

-1,61

-5064,39

 

 

Координаты центра масс вертолета:

 

                   ,                     ,

 

 м,     м.

 

Центровочный угол φ :

,

.

 

Таблица 2 – Центровочная ведомость для полностью загруженного вертолета

 

Наименование агрегата

Масса агрегата, mi, кг

Координата xi центра масс агрегата, м

Статический момент агрегата Мхi

Координата yi центра масс агрегата, м

Статический момент агрегата Мyi

 Пустой вертолет

3051

0,17

531,73

-1,61

-5064,34

 Экипаж

160

2,2

352

-2,1

-336

 Груз

2000

0,5

1000

-1,5

-3000

 Пассажиры

1080

0

0

-2,5

-2700

 Топливный бак 1

325

-1

-325

-3,2

-1040

 Топливный бак 2

325

-1

-325

-3,2

-1040

 Топливный бак 3

325

0,9

292,5

-3,3

-1072,5

Сумма

7266

1,77

1526,23

-2,2

-14252,5

 

Координаты центра масс:

 

м,    м.

 

Центровочный угол φ:

 

 

 

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

Наименование агрегата

Масса агрегата, mi, кг

Координата xi центра масс агрегата, м

Статический момент агрегата Мхi

Координата yi центра масс агрегата, м

Статический момент агрегата Мyi

Пустой вертолет

3051

0,17

531,73

-1,61

-4912,1

 

Экипаж

160

2,2

352

-2,1

-336

 

Груз

2000

0,5

1000

-1,5

-3000

 

Пассажиры

1080

0

0

-2,5

-2700

 

Топливо 5%

48,69

0,9

43,8

-3,3

-160,7

 

Сумма

6339,7

 

927,5

-2,04

-11108,8

 

 

 

Координаты центра масс:

 

м,    м

 

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. КАК ТУТ СКАЧИВАТЬ 

Категория: Курсовые / Курсовые по авиации

Уважаемый посетитель, Вы зашли на сайт как незарегистрированный пользователь.
Мы рекомендуем Вам зарегистрироваться либо войти на сайт под своим именем.