Курсовая работа по проектированию
Легкий вертолет
Содержание
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 |
Ми-2 |
EC 145 |
Ансат |
|
Экипаж |
1 |
1 |
1 |
|
Диаметр несущего винта, м |
14,50 |
11,0 |
11,5 |
|
Максимальная взлетная масса, кг |
3659 |
3585 |
3300 |
|
Длина фюзеляжа, м |
11,40 |
10,19 |
11,06 |
|
Масса пустого, кг |
2372 |
1792 |
1950 |
|
Дальность полета, км |
580 |
705 |
635 |
|
Статический потолок, м |
2000 |
5485 |
3300 |
|
Динамический потолок, м |
4000 |
5485 |
5700 |
|
Максимальная скорость, км/ч |
210 |
278 |
285 |
|
Крейсерская скорость, км/ч |
194 |
256 |
250 |
|
Масса топлива, кг |
1076 |
865,7 |
720 |
|
Силовая установка |
2 ГТД Климов ГТД-350 |
2 ТВД Turbomeca Arriel 1E2 |
2 ТВД Pratt Whitney РW-207K |
|
Мощность двигателей, кВт |
2× 294,2 |
2× 550 |
2×463 |
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 |
3500 |
|
Масса пустого, кг |
2038 |
|
Максимальная скорость, км/ч |
258 |
|
Дальность полета, км |
630 |
|
Статический потолок, м |
3595 |
|
Динамический потолок, м |
5061 |
|
Экипаж |
1 |
|
Крейсерская скорость, км/ч |
233 |
|
Количество лопастей несущего винта |
4 |
|
Количество лопастей рулевого винта |
3 |
|
Длина фюзеляжа, м |
10,9 |
|
Нагрузка на площадь ометаемой несущим винтом, H/м2 |
211 |
2 Расчет параметров вертолета
2.1 Расчет массы полезного груза
Формула (2.1.1) для определения массы полезного груза:
, (2.1.1)
где mмг – масса полезного груза, кг; mэк – масса экипажа, кг; L – дальность полета, км; m01 – 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 m01 - взлетная масса вертолета, кг; g - ускорение свободного падения, равное 9,81 м/с2; p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, p = 3,14.
Принимаем радиус несущего винта равным R=7,2 м.
Определяем величину окружной скорости wR концов лопастей из диаграммы изображенной на рисунке 3:
Рисунок 3 – Диаграмма зависимости концевой скорости лопасти от скорости полета для постоянных значений М90 и μ
При Vmax = 258 км/ч wR = 220 м/с.
Определяем угловую скорость w, с-1, и частоту вращения несущего винта по формулам (2.2.2) и (2.2.3):
(2.2.2)
(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:
(2.3.1)
(2.3.2)
2.4 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь Sэ эквивалентной вредной пластинки по формуле (2.4.1):
(2.4.1)
где SЭ определяем по рисунку 4.
Рисунок 4 – Изменение площади эквивалентной вредной пластинки различных транспортных вертолетов
Принимаем SЭ = 1,5
. (2.4.1)
Рассчитывается значение экономической скорости у земли Vз, км/час:
, (2.4.2)
где I - коэффициент индукции:
I =1,02+0,0004Vmax = 1,02+0,0004258=1,1232 ,
Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке Vдин, км/час:
, (2.4.3)
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:
; (2.6.1)
.
Формула (2.6.2) для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для экономической скорости на динамическом потолке:
; (2.6.2)
.
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:
; (2.7.1)
(2.7.2)
2.8 Расчет заполнения несущего винта
Заполнение несущего винта s рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
; (2.8.1)
. (2.8.2)
В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается значение из условия (2.8.3):
, (2.8.3)
принимаем .
Длина хорды b и относительное удлинение l лопастей несущего винта будет равны:
, (2.8.4)
где -число лопастей несущего винта,
. (2.8.5)
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 [1] .
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)
, (3.1.1)
где NHст - потребная мощность, Вт;
- дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка и рассчитывается по формуле (3.1.2)
; (3.1.2)
m0 - взлетная масса, кг;
g - ускорение свободного падения, м/с2;
p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м2;
Dст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;
h0 - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (h0=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)
, (3.2.1)
где - окружная скорость концов лопастей;
- относительная эквивалентная вредная пластинка;
- коэффициент индукции, определяемый по формуле (3.2.2)
; (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:
(3.3.1)
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)
(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)
, (3.5.1.1)
где - удельная дроссельная характеристика:
,
x0 - 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)
, (3.5.2.1)
где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,
- дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета :
; (3.5.2.2)
.
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)
, (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 Vдин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:
; (3.5.3.2)
(3.5.3.3)
.
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)
, (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:
; (3.5.4.2)
.
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)
. (3.5.5.1)
Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:
, (3.5.5.2)
где - взлетная масса вертолета;
g = 9.81 м2/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):
. (4.1.1)
Определяем удельную мощность , потребную для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме по формуле (4.1.2):
, (4.1.2)
где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,
- коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета , рассчитываемый по формуле:
, (4.1.3)
.
Рассчитываем крейсерскую скорость второго приближения:
(4.1.4)
Определяем относительное отклонение крейсерских скоростей первого и второго приближения:
. (4.1.5)
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):
(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):
(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):
(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):
, (5.2.1)
где - весовой коэффициент втулок современных конструкций, ;
– коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки, который рассчитывается по формуле (5.2.2):
(5.2.2)
- центробежная сила, действующая на лопасти, которая рассчитывается ко формуле (5.2.3):
(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):
, (5.3.1)
где b – хорда лопасти;
- весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м3;
5.4 Расчет массы системы ручного управления
Расчет массы системы ручного управления проводится по формуле (5.4.1):
, (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):
, (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:
(5.5.2)
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:
(5.6.1)
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:
(5.6.2)
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):
(5.6.3)
где – относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.
.
Крутящий момент , передаваемый рулевым валом, равен:
(5.6.4)
где - частота вращения рулевого вала, которая находится по формуле (5.6.5):
(5.6.5)
Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, при частоте вращения об/мин равен:
; (5.6.6)
(5.6.7)
Масса mв трансмиссионного вала:
(5.6.8)
где – весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм)0,67;
Масса промежуточного редуктора определяется по формуле (5.6.9):
(5.6.9)
где – весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм)0,8.
Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:
(5.6.10)
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:
(5.7.1)
Заполнение лопастей рулевого винта рассчитывается так же, как для несущего винта:
, (5.7.2)
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):
, (5.7.3)
где -число лопастей несущего винта,
(5.7.4)
Масса лопастей рулевого винта рассчитывается по эмпирической формуле (5.7.5):
(5.7.5)
Значение центробежной силы , действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки, рассчитывается по формуле (5.7.6):
(5.7.6)
Масса втулки рулевого винта рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:
, (5.7.7)
где - центробежная сила, действующая на лопасть рулевого винта;
- весовой коэффициент для втулки, который равен 0,0527 кг/кН1,35;
- весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле (5.7.8):
; (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:
(5.8.2)
5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета
Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле (5.9.1):
(5.9.1)
где - площадь омываемой поверхности фюзеляжа:
Таблица 5.8.1
– взлетная масса первого приближения;
- коэффициент, равный 1,1;
Масса топливной системы:
(5.9.3)
где - масса затрачиваемого на полет топлива;
- весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09;
Масса шасси вертолета равна:
(5.9.4)
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):
(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:
(5.9.6)
где - весовой коэффициент, значение которого равно 1.
5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения
Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:
(5.10.1)
Взлетная масса вертолета второго приближения:
(5.10.2)
Определяем относительное отклонение масс первого и второго приближения:
, (5.10.3)
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
- Проектирование вертолетов/ В.С. Кривцов, Л.И. Лосев, Я.С. Карпов. – Учебник. – Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2003. – 344с.
- www.wikipedia.ru
- www.airwar.ru
- narod.ru
- http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/
Скачать: