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 S_гр, м², рассчитывается по формуле:

,

где m_гр – масса груза, кг;

g = 9,807 м/с² – 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;

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 S_ом, м², рассчитывается по формуле:

,

где L_ф – длина фюзеляжа, м,

S_м – площадь миделевого сечения фюзеляжа, м².

м²,

эквивалентный диаметр фюзеляжа D_э, м, рассчитывается по формуле:

;

м.

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 площадь элементов S_i, м²	Коэффициент аэродинамического сопротивления с_х_i	с_х_i S_i, 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 S_э = Σ с_х_i S_i, 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 m₀первого 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 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/м²

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;

wR – окружная скорость лопастей, м/с.

,

Допускаемые значения отношений C_T/s :

при ,

,

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/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 s_Vmax и s_V_дин:

,

.

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 I_э − 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,

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:

кг/м^2,7,.

кг.

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,

,

кг.

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/м³.

кг.

Масса системы ручного управления:

,

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

кг.

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.

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 M_в, передаваемый трансмиссионным валом:

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

Н∙м.

Масса m_в трансмиссионного вала:

,

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

кг.

Масса m_пр промежуточного редуктора:

,

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

кг.

Частота вращения w_рв 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 k_хр - 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 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:

,

м,

,

.

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.

кг.

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:

,

кН,

,

кг.

Масса двигательной установки:

Удельная масса двигательной установки вертолета:

,

кг.

Масса фюзеляжа вертолета:

,

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

m₀ – взлетная масса первого приближения;

k_ф - коэффициент, равный 1,7.

кг.

Масса топливной системы:

,

где m_т - масса затрачиваемого на полет топлива;

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

кг.

Масса шасси вертолета:

,

где k_ш - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси

- для убираемого шасси.

кг.

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.

кг.

Масса прочего оборудования вертолета:

,

где k_пр = 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 m_т - масса топлива;

m_гр - масса полезного груза;

m_эк - 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, 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	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, 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	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, 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	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

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

ЧЕРТЕЖ

Скачать: kursovaya-vertolety.rar

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.

Привет студент

Наверх