МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ
"ПРОЕКТИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТОВ"
СОДЕРЖАНИЕ
Введение………………………………………………………………...4
1. Цель курсового проектирования и организация его выполнения. 5
2. Содержание и порядок выполнения курсового проекта………… 6
3. Анализ и формирование исходных данных для расчёта................ 8
4. Расчёт массы полезной нагрузки вертолёта .................................... 9
5. Расчёт параметров несущего винта вертолёта .............................. 10
6. Расчёт мощности двигательной установки вертолёта.................. 16
7. Расчёт массы топлива....................................................................... 22
8. Определение массы узлов и агрегатов вертолёта ......................... 23
9. Сводные результаты проектировочного расчёта вертолёта ........ 38
10. Описание компоновки вертолёта.................................................. 40
11. Общий вид вертолёта ..................................................................... 41
Список литературы............................................................................... 43
Приложение…………………………………………………………...44
4
ВВЕДЕНИЕ
Проектирование вертолета представляет собой процесс разра-
ботки технической документации, определяющей летно-технические
характеристики, его аэродинамическую компоновку и конструктив-
но-силовую схему, а также конструкцию основных узлов и агрегатов
и компоновку основных систем вертолета.
Задачей проектирования является разработка схемы, структуры
и конструкции будущего вертолета и составляющих его элементов,
которая должна обеспечить при определенных ограничениях наибо-
лее эффективное выполнение поставленных целей.
Ограничениями являются физические параметры, сроки проек-
тирования и производственно-технологические аспекты.
В связи с большим количеством факторов, влияющих на летно-
технические характеристики проектируемого вертолета, а также вви-
ду необходимости определения большого числа взаимозависимых
параметров, проектирование вертолета является сложной инженерной
задачей.
В процессе работы над курсовым проектом реализуются компе-
тенции:
- способность освоить и использовать передовой опыт авиа-
строения и смежных областей техники в разработки авиационных
конструкций (ПК-3);
- готовность разрабатывать конструкции изделий летательных
аппаратов и их систем в соответствии с техническим заданием на ос-
нове системного подхода к проектированию авиационных конструк-
ций (ПК-5).
5
1. ЦЕЛЬ КУРСОВОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ И
ОРГАНИЗАЦИЯ ЕГО ВЫПОЛНЕНИЯ
1.1. Цель курсового проектирования
Курсовой проект по дисциплине «Проектирование вертолётов»
является одним из основных проектов в процессе обучения студентов
направления 24.03.04 «Авиастроение».
Целью курсового проекта является проведение расчётов для оп-
ределения мощности силовой установки, массы топлива и основных
узлов и агрегатов вертолета.
1.2. Организация курсового проектирования
Курсовое проектирование организуется на кафедре в соответст-
вии с «Положением о курсовом проектировании» [3].
Продолжительность проектирования составляет 10 недель. Пер-
вая консультация является групповой, в ее ходе разъясняются задачи
проектирования, даются общие указания по выполнению задания, со-
общается порядок организации курсового проектирования и защиты,
критерии оценки проекта.
На первой консультации уточняется объем и содержание инди-
видуального задания для каждого студента. Последующие консуль-
тации проводятся как в индивидуальной, так и в групповой форме в
соответствии со специальным расписанием.
Еженедельно консультант проекта ведет учет хода выполнения
курсового проекта, отмечая в специальном журнале посещение сту-
дентом консультаций, а также объем выполненной работы на теку-
щий момент (в процентах).
Выполнение курсового проекта завершается его защитой перед
комиссией, в состав которой входят как минимум два преподавателя
кафедры.
На защиту представляются чертеж и пояснительная записка, а
также, при необходимости, дополнительные презентационные мате-
риалы. В процессе защиты студент делает доклад, отвечает на вопро-
сы членов комиссии и всех присутствующих.
Доклад по проекту должен быть чётким и кратким длительно-
стью не более 7 минут. В нём студент должен раскрыть перед комис-
6
сией поставленную задачу, сформулировать критерии выбора компо-
новки вертолета, указав на внесенные конструктивные изменения (по
сравнению с прототипом), проанализировать результаты расчетов.
Оценка курсового проекта производится комиссией в соответст-
вии с критериями, разработанными на кафедре.
2. СОДЕРЖАНИЕ И ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ КУРСОВОГО
ПРОЕКТА
2.1. Задачи курсового проекта
При выполнении проекта студент должен решить следующие
задачи:
1. Выполнить анализ задания на проект.
2. Рассчитать полезную нагрузку, мощность двигательной уста-
новки, массу топлива.
3. Выполнить анализ масс элементов, узлов и агрегатов конст-
рукции.
4. Разработать чертёж общего вида вертолёта.
2.2. Задание на курсовой проект
В задании на курсовой проект указывается класс разрабатывае-
мого вертолета, также могут быть выдвинуты дополнительные требо-
вания, например транспортный, пассажирский, пожарный и т.д.
Форма задания на проект приведена в приложении А.
2.3. Основные разделы проекта
Курсовой проект включает в себя ряд последовательно выпол-
няемых работ (этапов). Содержание этапов выполнения проекта, тру-
доемкость и график выполнения даны в табл. 2.1.
2.4. Структура пояснительной записки курсового проекта
Пояснительная записка курсового проекта должна включать в
указанной ниже последовательности:
7
- титульный лист;
- задание на выполнение курсовой работы или проекта;
- содержание;
- введение;
- основную часть;
- заключение;
- список использованных источников.
Объём и содержание этапов курсового проекта приведены в
табл. 2.1.
Т а б л и ц а 2.1
Содержание и объем этапов выполнения курсового проекта
Наименование этапа
проекта
Трудоемкость,
час
Трудоемкость,
%
Срок выполнения,
нед.
1. Анализ и формирова-
ние исходных данных
для расчета.
2,7 3,8 1
2. Расчёт массы полезной
нагрузки. Расчёт пара-
метров несущего винта.
9 13 2
3. Расчёт мощности дви-
гательной установки,
массы топлива.
14 19,9 3
4. Определение массы
узлов и агрегатов верто-
лёта.
20 28,6 5
5. Чертёж общего вида
вертолёта. 10 14,3 7
6. Описание компоновки
вертолёта. 6 8,6 9
7. Оформление поясни-
тельной записки. 8 11,4 10
8. Защита проекта. 0,3 0,4 10
Итого 70 100
Пояснительная записка должна в компактной и чёткой форме
раскрывать цели и творческий замысел работы, постановку задачи,
выбор и обоснование принципиальных решений; содержать описание
методов расчётов. Оформляется согласно [4].
8
3. АНАЛИЗ И ФОРМИРОВАНИЕ ИСХОДНЫХ ДАННЫХ
ДЛЯ РАСЧЁТА
В задании на курсовое проектирование указывается массовая
категория проектируемого вертолёта с соответствующим вариантом
взлётного веса, а также схема вертолёта: одновинтовая с рулевым
винтом, двухвинтовая соосная, двухвинтовая продольная.
В задании на курсовой проект могут даваться следующие массо-
вые категории для проектируемого вертолёта:
- сверхлёгкая (до 1500 кг): с вариантами m0 = 1000/1400 кг;
- лёгкая (1500…6000 кг): с вариантами m0 = 1500/2500/3500/
4500/5500 кг;
- средняя (6000…25000 кг): с вариантами m0 = 6000/8000/
10000/12000/15000/20000/24000 кг;
- тяжёлая (25000…100000 кг): с вариантами m0 = 25000/30000/
35000/45000/55000/60000 кг.
Одновинтовая схема вертолёта может быть реализована для всех
массовых категорий.
Двухвинтовая соосная и продольные схемы – от сверхлёгкой до
средней массовой категории.
Исходные данные для расчёта проектируемого вертолёта соот-
ветствующей массовой категории, варианта и схемы задаются исходя
из анализа параметров трёх найденных вертолётов-прототипов. При
этом взлётные массы вертолётов-прототипов должны укладываться в
интервал (0,85…1,15)m0. Параметры вертолётов-прототипов сводятся
в таблицу. Затем они осредняются, чтобы получился набор значений
параметров для проектируемого вертолёта, либо по согласованию с
консультантом выбор значений производится по другим критериям.
Необходимыми исходными данными для расчёта проектируемо-
го вертолёта являются:
- взлётная масса вертолёта (указывается в задании) – m0, кг;
- схема вертолёта (указывается в задании);
- масса пустого вертолёта – mпуст, кг;
- максимальная дальность полёта – Lmax, км;
- высота статического потолка – Нст, м;
- высота динамического потолка – Ндин, м;
- максимальная скорость полёта – Vmax, км/ч;
- диаметр несущего винта – D, м;
9
- количество лопастей несущего винта – zл;
- количество и тип двигателей в составе силовой установки
вертолёта – nдв.
4. РАСЧЁТ МАССЫ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ ВЕРТОЛЁТА
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Масса полезной нагрузки вертолёта вычисляется как [1]
mпн = m0 (Kпн - mт1 ) - mэк , (4.1)
где Kпн – коэффициент массовой отдачи по полной нагрузке, вычис-
ляется как
( ) Kпн = m0 - mпуст m0 , (4.2)
mт1 - относительная масса топлива первого приближения, вычис-
ляется как
mт1 = qтLmax + 0,33QV , (4.3)
где qт – относительный километровый расход топлива; QV – относи-
тельный часовой расход топлива. Приближённые значения qт и QV
для вертолётов с ГТД составляют:
( )
( )
( )
3
0
3
т 0
3
0
0,25...0,3 10 при 10 т;
0,22...0,24 10 при 10 т 25 т;
0,19...0,21 10 при 25 т;
m
q m
m
-
-
-
ì × <
ïï
= × < < íï
× > ïî
(4.4)
( )
( )
( )
3
0
3
0
3
0
0,059...0,063 10 при 10 т;
0,057...0,059 10 при 10 т 25 т;
0,055...0,057 10 при 25 т;
V
m
Q m
m
-
-
-
ì × <
ïï
= × < < íï
× > ïî
(4.5)
mэк – масса экипажа, кг (масса 1 члена экипажа принимается
равной 90 кг).
10
5. РАСЧЁТ ПАРАМЕТРОВ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЁТА
5.1. Радиус несущего винта вертолёта
Радиус несущего винта вертолёта одновинтовой и соосной схем
рассчитывается по формуле:
0
π
m g
R
p
= [м], (5.1)
где g – ускорение свободного падения, равное 9,81 м/с2;
р – удельная нагрузка на площадь, ометаемую винтом, вычисляет-
ся как
0 0
2
ср
4
π
m g m g
p
F D
= = [Н/м2], (5.2)
где Dср – среднее значение диаметра несущего винта, м, вычисленное
по диаметрам несущих винтов трёх вертолётов-прототипов.
Радиусы главного и хвостового винтов вертолёта продольной
схемы, учитывая их равенство, рассчитываются по формуле:
0
гв хв 2π
m g
R R R
p
= = = [м], (5.3)
где р – удельная нагрузка на площадь, ометаемую главным (хвосто-
вым) винтом, вычисляется как
0 0
2
ср
2
2 π
m g m g
p
F D
= = [Н/м2], (5.4)
где Dср – среднее значение диаметра главного (хвостового) винта, м,
вычисленное по диаметрам главных (хвостовых) винтов трёх верто-
лётов-прототипов.
11
5.2. Определение окружной скорости несущего винта
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Величина окружной скорости несущего винта ωR существенно
влияет на лётно-технические характеристики вертолёта. Максималь-
ная скорость вертолёта Vmax ограничена располагаемой мощностью
силовой установки, а также влиянием сжимаемости воздуха на насту-
пающей и срывом потока на отступающей лопастях.
Окружная скорость концов несущего винта у современных вер-
толётов всех схем выбирается из условий:
- высокое относительное КПД несущего винта η0 на режимах
висения: η0 = 0,70…0,75 (для одновинтовой схемы); η0 =
= 0,68…0,73 (для продольной схемы) и η0 = 0,73…0,82 (для
соосной схемы);
- отсутствие срыва потока на отступающей лопасти и явлений
сжимаемости на наступающей лопастях.
По статистическим данным у современных вертолётов окружная
скорость концов несущих винтов равна 180…220 м/с; у лёгких верто-
лётов – ωR = 160…180 м/с; у сверхлёгких – ωR = 140…160 м/с.
Мерой оценки влияния сжимаемости на характеристики несуще-
го винта служит число М90 на конце наступающей лопасти на азимуте
ψ = 90о. Рекомендуемое предельное значение в курсовом проектиро-
вании М90 = 0,9.
В курсовом проекте окружную скорость конца лопасти при из-
вестных Vmax и М90 определить по рис. 5.1.
После определения окружной скорости определяются:
- угловая скорость вращения несущего винта
ω
ω
R
R
= [1/с]; (5.3)
- частота вращения несущего винта
60ω
2π
n = [об/мин]. (5.4)
12
Рис. 5.1. Диаграмма зависимости концевой (окружной) скорости лопасти
от скорости полёта для постоянных значений М90 и μ
5.3. Расчёт экономической скорости у земли
и на динамическом потолке
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Определяется относительная площадь Sэ эквивалентной вред-
ной пластинки
0
э
э
S
S
m g
= , (5.5)
где Sэ – площадь эквивалентной вредной пластинки, м2, равная:
– для вертолётов с неубирающимися шасси
0,5646
Sэ = 0,018m0 ; (5.6)
– для вертолётов с убирающимися шасси
0,5364
Sэ = 0,0174m0 ; (5.7)
Scatterplot of сx against сy
Поляра.sta 12v*12c
0 50 100 150 200 250 300 350
wR, м/с
0
50
100
150
200
250
300
350
400
450
V, км/ч
0,5
0,1
0,7 0,6 0,5 0,4
0,3
0,2
0,6 0,7 0,8 0,9 1,0
М90
m
13
– для перспективных вертолётов
0,5364
Sэ = 0,0102m0 . (5.8)
Экономическая скорость у земли (Н = 0) рассчитывается как
0 6
эк 4
э
1,09
164
ω 11,6 10
p
V
R S
=
+ ×
[км/ч]. (5.9)
Экономическая скорость на динамическом потолке (Н = Ндин)
рассчитывается как
дин ( 6 )
дин дин
эк
4
э
1,09
164
ω 11,6 10
H
H H
p
V
R S
=
+ × D D
[км/ч], (5.10)
где
Hдин D – относительная плотность воздуха на динамическом по-
толке, вычисляется как
0
дин
дин
ρ
ρ
H
H D = , (5.11)
где
дин
ρH и 0 ρ , соответственно, плотности воздуха на динамическом
потолке и на уровне земли, берутся согласно ГОСТ 4401-81.
Далее рассчитываются относительные значения максимальной
скорости у земли и экономической скорости на динамическом потол-
ке по формулам
max
max 3,6ω
V
V
R
= ; (5.12)
дин
дин
эк
эк
3,6ω
H
H
V
V
R
= . (5.13)
14
5.5. Вычисление коэффициента заполнения несущего винта
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Коэффициент заполнения несущего винта выбирается из усло-
вия недопущения срыва потока с лопастей несущего винта при полёте
на Vmax у земли и на динамическом потолке. Для выполнения этого
требования необходимо, чтобы отношение СТ σ (где СТ - коэффици-
ент тяги несущего винта, σ – коэффициент заполнения несущего вин-
та) на указанных режимах не превышало допустимых значений нача-
ла интенсивного роста в полёте переменных нагрузок в продольном
управлении вертолёта.
Таким образом,
( )
Т 0
Т
max
max
σ доп
σ V
V
C
C
= ; (5.14)
( ) Т
дин
дин
дин дин
Т
σ доп
σ
H
H
H H
C
C
=
D
. (5.15)
где СТ0 и
ТHдин C – коэффициенты тяги несущего винта у земли и на
высоте динамического потолка:
( ) Т 0 2 1,63
ω
р
C
R
= ; (5.16)
( )дин 2
дин
Т 1,63
ω H
H
р
C
R
=
D
; (5.17)
( ) Т max
доп σ V C и ( ) Т дин
доп σ H C – допускаемые отношения коэффициен-
та тяги к коэффициенту заполнения несущего винта для максималь-
ной скорости у земли и для экономической скорости на динамиче-
ском потолке:
( ) ( )Т max 2
доп max max
max max max
0,297 0,36 при 0,4;
σ
0,297 0,36 3,5 0,4 при 0,4 V
V V
C
V V V
ìï - < = í
- - - ³ ïî
; (5.18)
15
( Т ) дин дин
σ доп 0,297 0,36 эк H H C = - V . (5.19)
Для дальнейшего расчёта принимается минимально допустимый
коэффициент заполнения несущего винта, который определяется
наибольшими значениями
max
σV и
дин
σH :
( ) max дин
доп
σmin max σV , σH = . (5.20)
Следует учитывать, что у современных вертолётов коэффициент
заполнения σ несущего винта лежит в пределах 0,025-0,13. Меньшее
значение относится к сверхлёгким и лёгким вертолётам, большее – к
тяжёлым.
Увеличение σ приводит к росту профильного сопротивления (и
соответственно затрат мощности), а также массы несущего винта.
Уменьшение σ приводит к ограничению скоростей полёта (и потолка)
из-за концевого срыва потока.
В случае, если расчётный коэффициент заполнения несущего
винта σ выходит за указанные пределы, необходимо скорректировать
вместе с консультантом такие параметры, как максимальная скорость
Vmax или удельная нагрузка p (через диаметр винта Dср), и заново рас-
считать σ.
Длина хорды b и относительное удлинение λ лопасти несущего
винта будут равны:
л
πRσ
b
z
= [м]; (5.21)
λ
R
b
= . (5.22)
16
6. РАСЧЁТ МОЩНОСТИ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
ВЕРТОЛЁТА
6.1. Расчёт удельной мощности при висении на статическом
потолке
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Удельная мощность, потребная для привода несущего винта на
режиме висения на статическом потолке, рассчитывается как
1,5
0 0
ст
ст
ст
0,6385
η
H
H
H
N Т p
N
m g
= =
D
[Вт/Н], (6.1)
где
Hст N - потребная мощность для висения на статическом потолке,
Вт;
Т - относительное увеличение тяги несущего винта для уравно-
вешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизон-
тального оперения, для одновинтового и соосного вертолёта можно
принять Т =1,04; для продольной схемы - Т =1,055;
η0 – относительный КПД несущего винта на режиме висения, для
современных вертолётов находится в диапазоне η0 = 0,7…0,75 (для
одновинтовой схемы); η0 = 0,68…0,73 (для продольной схемы) и η0 =
= 0,73…0,82 (для соосной схемы);
Hст D - относительная плотность воздуха на статическом потолке
0
ст
ст
ρ
ρ
H
H D = , (6.2)
где
ст
ρH и 0 ρ , соответственно, плотности воздуха на динамическом
потолке и на уровне земли, берутся согласно ГОСТ 4401-81.
6.2. Расчёт удельной мощности в горизонтальном полёте
на максимальной скорости
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Удельная мощность, потребная для привода несущего винта в
17
горизонтальном полёте на максимальной скорости вычисляется по
формуле:
3 ( 8 3 )
0
3 3
max
max
max max
э
э max
16,4 10 ω 1 7,08 10
1,67 13,2 10 [Вт/Н],
V
V
N
N R V
m g
pI
S V
V
- -
-
= = × + × +
+ + ×
(6.3)
где Iэ – коэффициент индукции для одновинтовой схемы, определяе-
мый в зависимости от скорости полёта по следующим уравнениям:
max max
э
max max
1,02 0,0004 при 275 км/ч,
0,58 0,002 при 275 км/ч.
V V
I
V V
ì + £
= í + > î
(6.4)
Для вертолёта соосной схемы коэффициент индукции вычисля-
ется как
со
Iэ = 0,828Iэ . (6.5)
Для вертолёта продольной схемы коэффициент индукции вы-
числяется как
пр ( )
э э пр
1
1 ς
2
I = I + , (6.6)
где ςпр – коэффициент взаимоиндукции, ςпр = 1…1,28.
Соответственно, в уравнение (6.3) для соосной схемы подстав-
ляется со
Iэ из (6.5) вместо Iэ, а для продольной схемы – пр
Iэ из (6.6).
6.3. Расчёт удельной мощности в полёте на динамическом
потолке с экономической скоростью
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Удельная мощность для привода несущего винта на динамиче-
ском потолке равна:
18
( )
( )
дин
3
3 8
0
3
3
дин
дин дин
дин дин
дин
эк
эк
эк э
16,4 10 ω 1 7,08 10
1,82 13,2 10 [Вт/Н].
H
H
H H
H H
H
N
N R V
m g
p
S V
V
- -
-
= = × æ + × ö + ç ÷
è ø
+ + × D
D
(6.7)
6.4. Расчёт удельной мощности в полёте у земли
с экономической скоростью в случае отказа одного двигателя
на взлёте
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Удельная мощность, необходимая для продолжения взлёта с
экономической скоростью при отказе одного двигателя, вычисляется
как
( ( ) )
( )
3 8 3
3 3
0
0
0
эк
пр. взл
эк
эк э
16,4 10 ω 1 7,08 10
1,82 13,2 10 [Вт/Н].
N R V
p
S V
V
- -
-
= × + × +
+ + ×
(6.8)
6.5. Расчёт удельных приведённых мощностей
для различных случаев полёта
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
6.5.1. Удельная приведённая мощность при висении на статиче-
ском потолке рассчитывается как
0
ст
ст
ст
пр
ξ
H
H
H
N
N
N
= % [Вт/Н], (6.9)
где
Hст N – степень дросселирования двигателей, зависящая от высо-
ты статического потолка Нст, рассчитываемая по формуле:
ст ст N%H =1- 0,0695H (Нст в км), (6.10)
19
ξ0 – коэффициент использования мощности двигательной уста-
новки на режиме висения, значение которого зависит от взлётной
массы вертолёта m0:
0
0 0
0
0,85 при 10 т;
ξ 0,82 при 10 т 25 т;
0,79 при 25 т.
m
m
m
< ìï
= £ < íï
î >
(6.11)
6.5.2. Удельная приведённая мощность в горизонтальном полёте
на максимальной скорости равна:
max
max
max max
пр
ξ
V
V
V V
N
N
N
= % [Вт/Н], (6.12)
где
Vmax N% - степень дросселирования двигателей, зависящая от скоро-
сти полёта Vmax, рассчитываемая по формуле:
7 2
max max NV 1 5,5 10 V % = + × - (Vmax в км/ч), (6.13)
max
ξV – коэффициент использования мощности двигательной ус-
тановки на максимальной скорости полёта, равный
max
ξV = 0,875.
6.5.3. Удельная приведённая мощность в полёте на динамиче-
ском потолке с экономической скоростью
дин
эк
VH :
дин
дин
дин эк эк дин дин
пр
ном ξ
H H
H
H
Н V V
N
N
N N N
= % [Вт/Н], (6.14)
где Nном - степень дросселирования на номинальном режиме, равна
Nном = 0,9;
Ндин N% - степень дросселирования двигателей, зависящая от вы-
соты динамического потолка Ндин, рассчитываемая по формуле:
20
дин N%Н =1- 0,0695Hдин (Ндин в км), (6.15)
эк
VHдин N – степень дросселирования двигателей, зависящая от ско-
рости полёта
дин
эк
VH , рассчитываемая по формуле:
( )2
7
эк дин дин
1 5,5 10 эк
H V H N V = + × - (
дин
эк
VH в км/ч), (6.16)
эк
дин
ξ
VH – коэффициент использования мощности двигательной ус-
тановки на экономической скорости полёта, равный эк
дин
ξ
VH = 0,865.
6.5.4 Удельная приведённая мощность в полёте у земли с эконо-
мической скоростью при отказе одного двигателя на взлёте равна:
эк эк
0 0
пр пр. взл дв
пр. взл
чр ξ дв 1 V V
N n
N
N N n
= ×
% - [Вт/Н], (6.17)
где Nчр - степень дросселирования на чрезвычайном режиме, равна
Nчр ≈ 1,07…1,1;
эк
V0 N% – степень дросселирования двигателей, зависящая от скоро-
сти полёта 0
V эк , рассчитываемая по формуле:
( )7 2
эк 0
0
1 5,5 10 эк V N V % = + × - ( 0
V эк в км/ч), (6.18)
эк
0
ξV – коэффициент использования мощности двигательной уста-
новки на экономической скорости полёта, равный эк
0
ξV = 0,865.
6.5.5. Расчёт потребной мощности двигательной установки
Для расчёта потребной мощности двигательной установки вы-
бирается максимальное значение удельной приведённой мощности
(потребной энерговооружённости):
21
( ) ст max дин
пр пр пр пр пр
Nmax = max NH ,NV ,NH ,Nпр. взл [Вт/Н]. (6.19)
Потребная мощность двигательной (силовой) установки, вклю-
чающей nдв, будет равна:
0
пр
Nсу = Nmaxm g [Вт], (m0 в кг). (6.20)
6.6. Выбор двигателя
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Потребная мощность одного двигателя вычисляется, соответст-
венно:
су
дв
дв
N
N
n
= [Вт]. (6.21)
Исходя из полученной потребной мощности одного двигателя,
подбирается двигатель соответствующей мощности. Тип и марку
двигателя выбирают из каталога двигателей или других источников,
учитывая его габариты и установочные размеры, расположение на
вертолёте, удельные параметры.
Если в каталоге приведены несколько типов двигателей с одина-
ковыми или близкими мощностями и другими параметрами, то пред-
почтение следует отдать тому из них, который имеет наименьшие
удельный расход топлива, массу и габариты, а также требует мень-
ший расход воздуха.
Параметры выбранного двигателя приводят в виде таблицы, ана-
логичной табл. 6.1.
Т а б л и ц а 6.1
Параметры выбранного двигателя
Тип
двигателя
Марка
Мощность
на макси-
мальном
режиме,
кВт
Удельный
расход топлива на
максимальном
режиме, кг/кВт∙ч
Расход воз-
духа, кг/с
Степень
повы-
шения
давле-
ния
Масса, кг
Длина, м
Диаметр,
м
22
7. РАСЧЁТ МАССЫ ТОПЛИВА
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
При расчёте массы топлива mт для полёта на заданную даль-
ность Lmax предполагается, что полёт совершается на высоте Н = 500
м с крейсерской скоростью Vкр при ωR = const:
mт = mт2m0 [кг], (7.1)
где mт2 - относительная масса топлива второго приближения, вычис-
ляется как
кр max ( пр )
т кр max
кр
т2 1000
сe L
K N N g
V
m = .
(7.2)
где Кт – коэффициент, учитывающий 5%-ный навигационный запас
топлива, расход топлива на переходных режимах, а также запас топ-
лива на возможные неточности расчёта и т.д., Кт ≈ 1,19;
Vкр – крейсерская скорость полёта вертолёта, Vкр ≈ 0,86Vmax, км/ч;
Nкр – степень дросселирования на крейсерском режиме,
Nкр = 0,76...0,81;
сeкр – удельный расход топлива при работе двигателей на крей-
серском режиме:
сeкр = сeвзлсeHсeV сetсeN [кг/кВт∙ч], (7.3)
где сeH – коэффициент, характеризующий изменение удельного рас-
хода топлива в зависимости от высоты полёта, сeH = 0,995;
сeV – коэффициент, характеризующий изменение удельного рас-
хода топлива в зависимости от скорости полёта, 7 2
сeV 1 3 10 Vкр = - × - ;
сet – коэффициент, характеризующий изменение удельного рас-
хода топлива в зависимости от температуры окружающего воздуха,
15о 1 et С с = = ;
23
сeN – коэффициент, характеризующий изменение удельного рас-
хода топлива в зависимости от степени дросселирования двигателя,
сeN =1,075;
сeвзл – удельный расход топлива на взлётном режиме, для совре-
менных двигателей можно принять
( )взл 0,1
су
ce
e
K
с
N
= [кг/кВт∙ч], (7.4)
где ( )0,9 0,64...0,71 кг/ кВт Kce = (меньшие значения соответствуют
двигателям большой мощности, большие значения – двигателям
меньшей мощности); для маломощных ГТД с Nдв ≤ 500 кВт удельный
расход топлива определяется зависимостью
( ) 0,27064
сeвзл 1,94 Nсу
- » [кг/кВт∙ч]. (7.5)
8. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ УЗЛОВ И АГРЕГАТОВ
ВЕРТОЛЁТА
8.1. Масса лопастей несущего винта
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Суммарная масса лопастей несущего винта одновинтового вер-
толёта определяется из следующего соотношения:
mSл = mSлm0 [кг], (8.1)
где mSл - относительная суммарная масса лопастей, определяется как
0,7
л
л л
σ
λ
K
m a
S p = , (8.2)
где aл – коэффициент относительной массы лопастей несущего винта:
24
0,7
aл = 23,62R [м1,7/с2], (8.3)
Кл – коэффициент, характеризующий некоторые конструктивные
особенности несущего винта: для средних и тяжёлых вертолётов с со-
временными конструкциями лопастей со стальным трубчатым и дю-
ралюминиевым прессованным лонжеронами Кл = 12,6…13,8 кг/м2,7;
со стеклопластиковыми лопастями Кл = 11,5…13,6 кг/м2,7; для сверх-
лёгких и лёгких вертолётов: с цельнометаллическими лопастями Кл =
= 18…20,5 кг/м2,7; из композиционных материалов Кл = 15…17 кг/м2,7.
Для вертолётов продольной и соосной схем с учётом применяе-
мости элементов конструкции: продольная схема главный несущий
винт + хвостовой несущий винт; соосная схема – верхний несущий
винт + нижний несущий винт формула (8.1) преобразуется в вид:
( ) mSSл = 2mSл m0 [кг]. (8.4)
8.2. Масса втулки несущего винта
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Масса втулки несущего винта одновинтового вертолёта рассчи-
тывается по формуле:
mвт = mвтm0 [кг], (8.5)
где mвт – относительная масса втулки несущего винта, определяется
как
( )5 1,35 2,7 0,35
mвт aвт 10 KвтKz zлmл ωR р = × - , (8.6)
где aвт – коэффициент относительной массы втулки несущего винта:
0,65
aл = 2,34 R [c0,7/м], (8.7)
Квт – коэффициент втулки, Квт = 0,0527 кг/кН1,35; для сверхлёгких
и лёгких вертолётов Квт = 0,0435 кг/кН1,35;
Кz – коэффициент, учитывающий влияния числа лопастей zл на
массу втулки:
25
( )
л
л л
1 при 4;
1 0,05 4 при 4; z
z
K
z z
£ ìï
= í + - > ïî
(8.8)
mл – относительная масса одной лопасти несущего винта,
л
л
л
m
m
z
= S .
Так же, как и в случае несущего винта (п.8.1), для вертолётов
продольной и соосной схем формула (8.5) преобразуется в вид:
( ) mSвт = 2mвт m0 [кг]. (8.9)
8.3. Масса системы управления
Для вертолётов одновинтовой и соосной схем.
При оценке массы системы управления вертолётом её условно
разделяют на две части:
- ручную (проводка управления от командных рычагов до бус-
теров, управление двигателями, стабилизатором, вспомога-
тельные системы управления для открытия грузовых створок,
трапов, капотов, выпуска шасси);
- бустерную (автомат перекоса, бустеры с их креплением, про-
водка управления от бустеров до автомата перекоса, основная
гидросистема).
Масса системы управления определяется в этом случае по фор-
муле:
mупр = mру + mбу [кг], (8.10)
где mру и mбу – массы ручного и бустерного управлений, кг, вычис-
ляются как
mру = КруR [кг], (8.11)
где Кру – коэффициент массы ручного управления. Для транспорт-
ных вертолётов, не имеющих вспомогательной системы управления,
26
Кру = 7…10,5 кг/м; для вертолётов, имеющих вспомогательное
управление для открытия грузовых створок, трапов, капотов, выпуска
шасси, Кру = 18…25 кг/м;
2
бу бу бу 0
л
σ
m a К m
z p
= [кг], (8.12)
где абу – коэффициент относительной массы системы бустерного
управления:
aбу » 30,8R [м2/с2], (8.13)
Кбу – коэффициент массы бустерного управления, Кбу = 13,2 кг/м3.
Следует учитывать, что сверхлёгкие и часто лёгкие вертолёты не
оснащаются гидравлической системой. Поэтому вычисление массы
управления сводится к расчёту массы только ручного управления mру.
Отсюда
mупр = mру = КруR [кг], (8.14)
где коэффициент Кру в уравнении (8.14) можно принимать равным
Кру = 7,3…8,2 кг/м.
8.3.1. Масса системы управления для вертолёта продольной
схемы
Система управления вертолёта продольной схемы также делят
на бустерную и ручную (добустерную). Различие между этими час-
тями системы управления заключается в том, что бустерная система
рассчитывается на нагрузки от лопастей несущих винтов, увеличи-
вающиеся с их размерами, а ручная (добустерная) – только от усилий
пилотов и малых бустеров в двухкаскадной системе управления.
Сложность систем управления продольных вертолётов состоит
не только в удвоении состава их частей, но и в возможном примене-
нии в ручной проводке малых бустеров двухкаскадной системы
управления из-за сильно увеличивающейся длины проводки и роста
сил трения.
Масса системы управления определяется по формуле (8.10).
27
Масса бустерной системы управления вычисляется по формуле
(8.12).
Масса ручного управления вычисляется по формуле:
mру = КруLнв [кг], (8.15)
где Кру – коэффициент массы ручного управления. Для вертолётов
продольной схемы, Кру = 30 кг/м;
Lнв – расстояние между несущими винтами:
Lнв = Dср - а [м], (8.16)
где а – перекрытие несущих винтов, м. Величина а выбирается по
средней величине перекрытия аср для вертолётов-прототипов.
8.4. Масса инерционного гасителя колебаний
Для вертолёта продольной схемы.
Одной из главных особенностей вертолётов продольной схемы
является предрасположенность к вибрациям, источниками которых
являются несущие винты. Для их устранения используют инерцион-
ные гасители колебаний.
Масса инерционного гасителя колебаний определяется по фор-
муле:
mгас = Кгасm0 [кг], (8.17)
где Кгас – коэффициент массы инерционного гасителя колебаний,
Кгас = 0,015 для четырёхлопастных несущих винтов, Кгас = 0,025 для
трёхлопастных.
8.5. Масса колонки управления
Для вертолёта соосной схемы.
Помимо бустерной и ручной частей системы управления у вер-
толётов соосной схемы принято выделять и третью часть, называе-
мую колонкой.
Состав колонки:
28
- верхний и нижний автоматы перекоса;
- верхняя и нижняя ползушки;
- механизм общего и дифференциального шага;
- блоки продольного и поперечного управления автоматов пе-
рекоса.
Масса колонки, определяемая суммарной массой втулок верхне-
го и нижнего несущих винтов, вычисляется по соотношению:
mк =1,27mSвт [кг]. (8.18)
8.6. Масса главного редуктора
Расчёт для всех схем вертолётов.
Масса главного редуктора вертолёта одновинтовой схемы вы-
числяется по формуле:
0,8
0,8
0,2 0
пр
max
гл.р гл.р
гл.р
ξ
ω
N
a К
R
m m
р
æ ö
ç ÷
= è ø [кг],
(8.19)
где агл.р – коэффициент относительной массы главного редуктора:
0,4
aгл.р = 7,8R [м1,4/с2]; (8.20)
Кгл.р – коэффициент массы главного редуктора, для средних и тя-
жёлых вертолётов Кгл.р = 0,0748 кг/(Н∙м)0,8; для сверхлёгких и лёгких
вертолётов Кгл.р = 0,0721 кг/(Н∙м)0,8;
ξ – коэффициент использования мощности двигательной уста-
новки, принимается для режима крейсерского полёта, как наиболее
продолжительного, ξ = 0,872.
Для продольной схемы масса редукторов несущих винтов вы-
числяется как
пр
mгл.р = 2,18mгл.р [кг]. (8.21)
Для соосной схемы масса главного редуктора несущих винтов
29
вычисляется по формуле:
со пр гл.р
гл.р гл.р max
b
m а N
р
= + [кг], (8.22)
где гл.р
0,0795
ω
а = [Н/кВт]; гл.р 2
224,9
b
R
= [Н/м2].
8.7. Масса узлов привода рулевого винта
Для одновинтового вертолёта.
Рулевой винт устанавливается на концевой (килевой) балке од-
новинтового вертолёта вне зоны вращения и интенсивного влияния
несущего винта. При этом плечо рулевого винта (расстояние между
осями несущего и рулевого винтов) равно:
Lрв = R + Rрв + δ [м], (8.23)
где δ – зазор между концами лопастей несущего и рулевого винтов,
δ = 0,15…0,25 м;
Rрв – радиус рулевого винта, который в зависимости от взлётной
массы вертолёта составляет:
0
0
0
рв
0,16 при 10 т;
0,2 при 10 25 т;
0,25 при 25 т.
R m
R R m
R m
< ìï
= £ £ íï
î >
(8.24)
Максимальный крутящий момент на валу несущего винта равен
реактивному моменту, действующему на корпус вертолёта:
( )
су 0
кр р
ξ
ω
RN
М М
R
= = [Н∙м], (8.25)
где ξ0 - коэффициент использования мощности двигательной уста-
новки, принимается по соотношению (6.11).
30
Отсюда, из условия балансировки вертолёта, тяга рулевого вин-
та
кр
рв
рв
М
Т
L
= [Н]. (8.26)
Масса промежуточного редуктора рассчитывается как
( )
0,8
0,8
0,2 0
пр
max
п.р п.р
п.р
1-ξ
ω
N
a К
R
m m
р
æ ö
ç ÷
= è ø [кг].
(8.27)
где ап.р – коэффициент относительной массы промежуточного редук-
тора:
0,4
aп.р = 7,8 R [м0,6/с2]; (8.28)
Кп.р – коэффициент массы промежуточного редуктора,
Кп.р = 0,137 кг/(Н∙м)0,8;
ξ – коэффициент использования мощности двигательной уста-
новки, принимается для режима крейсерского полёта, как наиболее
продолжительного, ξ = 0,872.
Масса хвостового редуктора рассчитывается как
( )
0,8
0,8
0,2 0
пр
max рв
х.р х.р рв
х.р
1-ξ
ω
N R
a К L
R
m m
р
æ ö
çç ÷÷
= è ø [кг],
(8.29)
где ах.р – коэффициент относительной массы хвостового редуктора:
0,4
aх.р = 7,8 R [м0,6/с2]; (8.30)
Кх.р – коэффициент массы хвостового редуктора, для средних и
тяжёлых вертолётов Кх.р = 0,105 кг/(Н∙м)0,8; для сверхлёгких и лёгких
вертолётов Кх.р = 0,127 кг/(Н∙м)0,8;
31
ξ – коэффициент использования мощности двигательной уста-
новки, принимается для режима крейсерского полёта, как наиболее
продолжительного, ξ = 0,872.
Масса трансмиссионного вала рассчитывается как
( )
2 3
2 3
1 3 0
пр
max
т.в т.в рв
т.в
т.в
1-ξ
ω
N
a К L
m m
р
æ ö
ç ÷
= è ø [кг].
(8.31)
где ат.в – коэффициент относительной массы трансмиссионного вала:
2 3
aх.р = 6,7 R [м1,3/с2]; (8.32)
Кт.в – коэффициент массы трансмиссионного вала, для средних и
тяжёлых вертолётов Кт.в = 0,0318 кг1/3с4/м7/3; для сверхлёгких и лёг-
ких вертолётов Кт.в = 0,103 кг1/3с4/м7/3;
ξ – коэффициент использования мощности двигательной уста-
новки, принимается для режима крейсерского полёта, как наиболее
продолжительного, ξ = 0,872;
ωт.в – угловая скорость трансмиссионного вала, ωт.в = 314 1/с.
8.8. Масса и основные размеры рулевого винта
Для одновинтового вертолёта.
Масса рулевого винта складывается из массы его лопастей и
втулки:
mрв = mSл.рв + mвт.рв [кг], (8.33)
где mSл.рв - суммарная масса лопастей рулевого винта:
0,7 2,7
0
рв рв
л.рв л
рв
σ λ
σ λ
R
m m m
S R S
é æ ö æ ö ù = ê ç ÷ ç ÷ ú ê ç ÷ è ø ú ë è ø û
[кг], (8.34)
где σрв – коэффициент заполнения рулевого винта, σрв = (1,7…2,3)σ;
32
λрв – относительное удлинение лопасти рулевого винта, вычисля-
ется по формуле:
рв
рв
рв
λ
R
b
= , (8.35)
где bрв – хорда лопасти рулевого винта:
рв рв
рв
рв
πR σ
b
z
= [м], (8.36)
где zрв – число лопастей рулевого винта, определяется по соотноше-
нию:
рв л
2
3
z = z . (8.37)
mвт.рв – масса втулки рулевого винта:
2,7 0,65 1,35
0
рв рв рв рв рв л.рв
вт.рв вт
л
ω
ω
z
z
K z R R m
m m m
K z R R m
é æ ö æ ö æ ö ù = ê ç ÷ ç ÷ ç ÷ ú ê è ø è ø ç ÷ ú ë è ø û
[кг], (8.38)
где Kzрв – коэффициент, учитывающий влияния числа лопастей zрв
на массу втулки рулевого винта:
( )
рв
рв
рв рв
1 при 4;
1 0,05 4 при 4; z
z
K
z z
£ ìï
= í
+ - > ïî
(8.39)
ωрвRрв – окружная скорость рулевого винта, м/с, можно принять
ωрвRрв ≈ ωR;
mл.рв - относительная масса лопасти рулевого винта, вычисляется
как
33
0
л.рв
л.рв
рв
m
m
m z
= S . (8.40)
8.9. Расчёт массы элементов трансмиссии
Для вертолётов соосной и продольной схем.
Суммарная масса привода несущих винтов вертолёта соосной
схемы (двух валов с муфтами):
0
со со
mпр = mпрm [кг], (8.41)
где со
mпр - суммарная относительная масса привода несущих винтов,
со
mпр = 0,035…0,04.
Для вертолёта продольной схемы масса объединительного ре-
дуктора, включающего распределительный, центральный, промежу-
точный редукторы, вычисляется по формуле:
0,8
0
пр
кр max
об.р об.р об.р
α вал вал
a N
m a Z m
n Z
é æ ö ù
= ê ç ÷ ú ê ç ÷ ú ë è ø û
[кг], (8.42)
где аоб.р – коэффициент относительной массы объединительного ре-
дуктора:
1,6
aоб.р = 51,2 R ; (8.43)
Zоб.р – число объединительных редукторов;
акр – коэффициент неравномерности загрузки главных редукто-
ров, акр = 1,15;
α – коэффициент, зависящий от схемы трансмиссии: α = 1, если
редуктор передаёт мощность всех двигателей; α = 2, если редуктор
передаёт мощность половины двигателей;
Zвал – число синхронизирующих (трансмиссионных) валов;
nвал – частота вращения ведомого (трансмиссионного, синхрони-
зирующего) вала объединительного редуктора.
34
Масса трансмиссионного вала вертолёта продольной схемы оп-
ределяется по формуле:
2
3
1 3 0
пр
э max
т.в т.в
пр вал вал
т.в
α
n fN
a L
n Z
m m
p
é ù
ê æ ö ú ê ç ÷ ú = ê è ø ú
ê ú
ê ú
êë úû
[кг], (8.44)
где ат.в – коэффициент относительной массы трансмиссионного вала:
2 3
aт.в = 3,12 R [кг1/3/м2]; (8.45)
Lт.в – длина трансмиссионного вала, м, Lт.в ≈ Lн.в;
nэ – коэффициент крутящего момента, nэ = 1,8…2,2;
f – коэффициент безопасности, f = 1,5.
Величины параметров Zоб.р, Zвал, nвал необходимо определять по
данным вертолётов-прототипов.
8.10. Расчёт массы двигательной установки вертолёта
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Масса двигательной установки с системами и вспомогательной
силовой установкой рассчитывается по формуле:
( ) 0
пр
ду дв с max тс т2 всу m = éë γ + К N g + K m + m ùûm [кг], (8.46)
где γдв – удельная масса двигателя, для современных вертолётных
двигателей:
- малой мощности (~500…800 кВт) – γдв ≈ 0,2…0,24 кг/кВт;
- средней мощности (~1000…2000 кВт) – γдв ≈ 0,13…0,18 кг/кВт;
- большой мощности (свыше 2000 кВт) – γдв ≈ 0,08…0,12 кг/кВт;
Кс – коэффициент, учитывающий увеличение массы двигательной
установки за счёт систем: охлаждения, противопожарной, запуска,
узлов крепления двигателей, масляных систем двигателей и главного
35
редуктора, масла, Кс ≈ 0,04...0,05 кг/кВт; для сверхлёгких и лёгких
вертолётов Кс ≈ 0,022 кг/кВт;
Ктс – коэффициент, характеризующий увеличение массы двига-
тельной установки за счёт топливной системы; Ктс = 0,07…0,09 – для
топливной системы с протектированными топливными баками;
Ктс = 0,06…0,07 – для системы с применением топливных гермоотсеков
(кессонов); для сверхлёгких и лёгких вертолётов Ктс = 0,013…0,017;
mвсу - относительная масса вспомогательной силовой установки
(ВСУ), mвсу = 0,005…0,008 (отсюда масса ВСУ mвсу = mвсуm0 ).
Исходя из формулы (8.46) масса одного двигателя будет соот-
ветственно:
0
пр
дв max
дв
дв
γ N gm
m
n
= [кг]; (8.47)
масса топливной системы:
тс тс т2 0 m = К m m [кг]. (8.48)
8.11. Расчёт массы фюзеляжа, оперения, оборудования и
шасси вертолёта
Расчёт одинаков для всех схем вертолётов.
Масса фюзеляжа рассчитывается по формуле:
0,25 0,88
ф ф 0 ф m = К m S [кг], (8.49)
где Кф – коэффициент относительной массы фюзеляжа, Кф ≈ 1,7 кг0,75м1,76;
Sф – площадь наружной (омываемой) поверхности фюзеляжа, ко-
торая приближённо определяется по формуле:
7 2
0 0
12 3 2
0
ф 5,14864 0,0133174 2,34058 10
1,62699 10 [м ].
m m
m
S -
-
= + - × +
+ ×
(8.50)
36
В случае если известны площади Sф прототипов, для расчёта
разрешается брать осреднённую величину Sф ср.
Масса горизонтального оперения вычисляется в том случае, ес-
ли оно присутствует в компоновочной схеме проектируемого верто-
лёта.
Масса горизонтального оперения определяется по формуле:
mго = КгоSго [кг], (8.51)
где Sго – площадь горизонтального оперения (стабилизатора), в про-
ектных расчётах можно приближённо принять
2
го S » 0,004πR [м2], (8.52)
Кго – удельная масса горизонтального оперения, Кго = 2,4…5,6 кг/м2:
для лёгких вертолётов характерны меньшие значения удельной мас-
сы.
Масса электрооборудования вертолёта подсчитывается как
э.об пров рв(нв) эо л m К L К FS = + [кг], (8.53)
где Кпров – коэффициент, учитывающий массу единицы длины элек-
тропроводки, кг/м;
Lрв(нв) – расстояние между осями несущего и рулевого винтов для
одновинтового вертолёта, м, Lрв; для продольной схемы – расстояние
между осями несущих винтов Lнв; для соосной схемы – Lрв(нв) = R;
Кэо – коэффициент массы электрооборудования, определяемого
функционированием противообледенительной системы, кг/м2;
FΣл – общая площадь лопастей, пропорционально связанная с
площадью их обогреваемой поверхности:
2
л FS πσR = [м2]. (8.54)
Для вертолётов соосной и продольной схем величину FΣл, полу-
ченную по формуле (8.54), следует удвоить: FΣΣл = 2FΣл и в уравнение
(8.53) подставлять значение FΣΣл.
Массы прочего оборудования вычисляется по формуле:
37
0,6
пр.об пр.об 0 m = К m [кг], (8.55)
где Кпр.об – коэффициент массы прочего оборудования, кг0,4.
В табл. 8.1 приведены значения коэффициентов, указанных в
формулах (8.53) и (8.55).
Т а б л и ц а 8.1
Схема
вертолёта
Массовая категория
вертолётов Кпров, кг/м Кэо, кг/м2 Кпр.об, кг0,4
Одновинтовая и Сверхлёгкая и лёгкая 10 12…16 1,6…2,66
соосная Средняя и тяжёлая 22…24 5…6 1,6…2,66
Продольная Сверхлёгкая и лёгкая 10 12…16 3
Средняя и тяжёлая 35…40 5…6 3
Масса шасси вертолёта определяется по формуле:
ш ш 0 m = К m [кг], (8.56)
где Кш – весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси:
- для полозкового шасси Кш = 0,01;
- для неубирающегося шасси Кш = 0,02;
- для убирающегося шасси Кш = 0,03;
- для вертолёта-крана типа Ми-10 Кш = 0,06;
- для вертолёта-крана типа Ми-10К Кш = 0,025.
Полозковое шасси может применяться только для вертолётов
сверхлёгкой и лёгкой категорий.
8.12. Расчёт взлётной массы вертолёта второго приближения
Расчёт для всех схем вертолётов.
Масса пустого одновинтового вертолёта равна сумме масс его
основных компонентов:
пуст л вт ру бу гл.р п.р х.р т.в
рв л.рв вт.рв ду ф го э.об пр.об ш
m m m m m m m m m
m m m m m m m m m
S
S
= + + + + + + + +
+ + + + + + + + +
[кг]. (8.57)
Масса пустого соосного вертолёта равна сумме масс его основ-
ных компонентов:
38
со со
пуст л вт ру бу к гл.р пр
ду ф го э.об пр.об ш
m m m m m m m m
m m m m m m
SS S = + + + + + + +
+ + + + + +
[кг]. (8.58)
Масса пустого вертолёта продольной схемы равна сумме масс
его основных компонентов:
пр
пуст л вт ру бу гас гл.р об.р
пр
ду ф го т.в э.об пр.об ш
m m m m m m m m
m m m m m m m
SS S = + + + + + + +
+ + + + + + +
[кг]. (8.59)
Взлётная масса вертолёта второго приближения для любой схе-
мы будет равна:
02 m = mпуст + mт + mпн + mэк [кг]. (8.60)
Далее проверяется выполнение соотношения:
02 0
0
0,5
m m
m
-
£ . (8.61)
Если соотношение (8.61) не выполняется, необходимо: либо
уточнить принятые ранее коэффициенты при расчёте масс компонен-
тов вертолёта, либо – если с помощью коэффициентов не удастся до-
биться выполнения соотношения (8.61) – изменить входные данные,
согласовав эти изменения с консультантом курсового проекта.
9. СВОДНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ПРОЕКТИРОВОЧНОГО РАСЧЁТА
ВЕРТОЛЁТА
Полученные в предыдущих разделах результаты расчёта пара-
метров и характеристик вертолёта и его агрегатов должны быть све-
дены в таблицу, аналогичную табл. 9.1. В табл. 9.1 приведены пара-
метры для всех схем вертолётов. В курсовом же проектировании сле-
дует указывать только параметры вертолёта проектируемой схемы.
39
Т а б л и ц а 9.1
Рассчитанные параметры и характеристики вертолёта и его агрегатов
№ Параметры и характеристики
вертолёта и его агрегатов Обозначение Размер-
ность Значение
1 2 3 4 5
1 Взлётная масса второго приближения m02 кг
2 Масса фюзеляжа mф кг
3 Масса горизонтального оперения mго кг
4 Масса шасси mш кг
5 Масса бустерного управления mбу кг
6 Масса ручного управления mру кг
7 Масса инерционного гасителя
колебаний mгас кг
8 Масса колонки управления mк кг
9 Масса двигательной установки mду кг
10 Масса одного двигателя mдв кг
11 Масса топливной системы mтс кг
12 Масса ВСУ mвсу кг
13 Масса лопастей несущего винта mΣл, mΣΣл кг
14 Масса втулки несущего винта mвт, mΣвт кг
15 Масса главного редуктора mгл.р, пр
mгл.р , со
mгл.р кг
16 Масса промежуточного редуктора mп.р кг
17 Масса хвостового редуктора mх.р кг
18 Масса трансмиссионного вала mт.в, пр
mт.в кг
19 Масса рулевого винта mрв кг
20 Масса лопастей рулевого винта mΣл.рв кг
21 Масса втулки рулевого винта mвт.рв кг
22 Масса привода несущих винтов
соосной схемы
со
пр m кг
23 Масса объединительного редуктора mоб.р кг
24 Масса электрооборудования mэ.об кг
25 Масса прочего оборудования mпр.об кг
26 Масса топлива второго
приближения mт кг
27 Масса экипажа mэк кг
28 Диаметр несущего винта D м
29 Удельная нагрузка на площадь,
ометаемую несущим винтом р Н/м2
40
Окончание табл. 9.1
1 2 3 4 5
30 Окружная скорость несущего винта ωR м/с
31 Коэффициент заполнения несущего
винта σ
32 Число лопастей несущего винта zл
33 Экономическая скорость у земли
(Н = 0)
эк
V0 км/ч
34 Экономическая скорость на
динамическом потолке (Н = Ндин)
эк
Hдин V км/ч
35 Длина хорды лопасти несущего
винта b м
36 Удлинение лопасти несущего винта λ
37 Угловая скорость вращения
несущего винта ω 1/с
38 Частота вращения несущего винта n об/мин
39 Диаметр рулевого винта Dрв м
40 Удлинение лопасти рулевого винта λрв
41 Коэффициент заполнения рулевого
винта σрв
42 Число лопастей рулевого винта zрв
43 Длина хорды лопасти рулевого
винта bрв м
44 Окружная скорость рулевого винта ωрвRрв м/с
45 Расстояние между осями несущего и
рулевого винтов Lрв м
46 Расстояние между осями несущих вин-
тов Lнв м
47 Потребная мощность двигательной
(силовой) установки Nсу Вт
48 Тип и марка выбранного двигателя
49 Взлётная мощность выбранного
двигателя Nвзл Вт
50 Массовая отдача по полной нагрузке Kпн
10. ОПИСАНИЕ КОМПОНОВКИ ВЕРТОЛЁТА
В данном разделе курсового проектирования необходимо опи-
сать компоновочную схему вертолёта, опираясь на схемы вертолётов-
прототипов.
41
Если в качестве базовой выбрана схема какого-то одного из про-
тотипов, и в неё не вносятся никаких конструктивных видоизмене-
ний, за исключением изменения диаметров несущего и рулевого вин-
тов, то описание компоновки проектируемого вертолёта практически
целиком будет состоять из описания вертолёта-прототипа.
Если же конструкция проектируемого вертолёта будет являться
компиляцией нескольких схем вертолётов-прототипов, то, соответст-
венно, в описании компоновки необходимо это учесть.
Типичное описание компоновки должно включать:
- тип схемы вертолёта;
- типы конструктивно-силовых схем фюзеляжа, хвостовой и
концевой балок, горизонтального и вертикального оперения;
- размеры и описание вариантов кабины (пассажирская, грузо-
вая);
- тип и конструктивно-силовую схему шасси;
- конструкцию несущих и рулевых винтов;
- вид трансмиссии;
- тип управления и др.
11. ОБЩИЙ ВИД ВЕРТОЛЁТА
Общий вид вертолёта позволяет увязать основные размеры и га-
бариты вертолёта и установить его внешние формы. Общий вид вер-
толёта необходим для изготовления чертежей модели, предназначен-
ной для аэродинамических исследований (продувки в аэродинамиче-
ской трубе).
На этапе предварительного проектирования формируют общий
вид вертолёта на основе выбора его основных параметров и геомет-
рических размеров с учётом исходных данных задания и мирового
опыта проектирования вертолётов подобного назначения (статисти-
ческие данные).
Чертёж общего вида выполняют в трёх проекциях на ватмане
форматом А1, с нанесением габаритов и наиболее характерных раз-
меров.
В правом углу чертежа (выше штампа – в таблице) указывают
основные параметры, характеризующие проектируемый вертолёт:
- взлётную массу, кг;
- полезную нагрузку, кг;
42
- максимальную скорость полёта, км/ч;
- динамический потолок, м;
- статический потолок, м;
- крейсерскую скорость полёта, км/ч;
- экономическую скорость полёта у земли Н = 0 м, км/ч;
- экономическую скорость полёта на динамическом потолке
Ндин = … м, км/ч;
- максимальную дальность полёта, км;
- тип двигателя;
- взлётную мощность двигателя, кВт.
Чертёж общего вида должен быть оформлен в соответствии с
требованиями ЕСКД и ГОСТов и увязан с компоновкой и текстовой
частью проекта, в которой следует привести необходимые расчёты и
обоснования принятых решений.
43
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Проектирование вертолётов: учебник / В. С. Кривцов, Я. С.
Карпов, Л. И. Лосев. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац.
by-т», 2003. – 344 с.
2. Основы проектирования летательных аппаратов (транспорт-
ные системы): учебное пособие для технических вузов /В. П. Мишин.
В. К. Безвербый, Б. М. Панкратов, В. И. Зернов. - М.: Машинострое-
ние, 2005. – 375 с.
3. Положение о курсовом проектировании в ГОУ ВПО УГАТУ –
Уфа: УГАТУ, 2006. – 12 с.
4. СТО УГАТУ–016–2007. – Графические и текстовые конструк-
торские документы. Общие требования к построению, изложению,
оформлению. – Уфа: УГАТУ, 2007. – 92 с.
44
Приложение
(обязательное)
Форма задания на курсовой проект
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение
Высшего профессионального образования
Уфимский государственный авиационный технический университет
Кафедра «Авиационные двигатели»
ЗАДАНИЕ
На курсовой проект по дисциплине
«Проектирование вертолётов»
Студенту ____________. Группа ___________
1. Тема курсового проекта _________________________________________
2. Основное содержание:
· Анализ и формирование исходных данных для расчёта;
· Расчет массы полезной нагрузки, параметров несущего винта, мощно-
сти двигательной установки;
· Определение массы топлива, узлов и агрегатов вертолета;
· Сводные результаты проектировочного расчета вертолета, описание
компоновки.
________________________________________________________________
3. Требования к оформлению:
3.1. Пояснительная записка должна быть оформлена в редакторе Microsoft
Word в соответствии с требованиями ЕСКД, ЕСПД, ГОСТ, СТО
УГАТУ – 016 – 2007 и др.
3.2. В пояснительной записке должны содержаться следующие разделы:
· Анализ и формирование исходных данных для расчёта;
· Расчет массы полезной нагрузки, параметров несущего винта, мощно-
сти двигательной установки;
· Определение массы топлива, узлов и агрегатов вертолета;
· Сводные результаты проектировочного расчета вертолета, описание
компоновки.
3.3. Графическая часть должна содержать:
· Чертеж общего вида вертолета; (ф. А1)
Дата выдачи ____________ Дата окончания _____________
Руководитель________________
Скачать: