การคำนวณพารามิเตอร์หลักและการพัฒนาเลย์เอาต์ของเฮลิคอปเตอร์ เพื่อคำนวณลักษณะการบินของเฮลิคอปเตอร์ในขั้นตอนการออกแบบ การคำนวณค่าสัมพัทธ์ของความเร็วสูงสุดและประหยัดของการบินระดับบนเพดานแบบไดนามิก

0

วิชาในการออกแบบ

เฮลิคอปเตอร์เบา

1 การพัฒนาข้อกำหนดทางยุทธวิธีและทางเทคนิค 2

2 การคำนวณพารามิเตอร์เฮลิคอปเตอร์ 6

2.1 การคำนวณมวลน้ำหนักบรรทุก 6

2.2 การคำนวณพารามิเตอร์ของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์ 6

2.3 ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานสถิตและไดนามิก 8

2.4 การคำนวณความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดินและบนเพดานแบบไดนามิก แปด

2.5 การคำนวณค่าสัมพัทธ์ของความเร็วสูงสุดและประหยัดของการบินระดับบนเพดานแบบไดนามิก สิบ

2.6 การคำนวณอัตราส่วนที่อนุญาตของสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมโรเตอร์หลักสำหรับ ความเร็วสูงสุดใกล้พื้นดินและเพื่อความเร็วทางเศรษฐกิจบนเพดานแบบไดนามิก สิบ

2.7 การคำนวณค่าสัมประสิทธิ์แรงขับของโรเตอร์หลักใกล้กับพื้นและบนเพดานแบบไดนามิก 11

2.8 การคำนวณการเติมโรเตอร์หลัก 12

2.9 การกำหนดการเพิ่มขึ้นของแรงขับของโรเตอร์หลักแบบสัมพัทธ์เพื่อชดเชยการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวเครื่องบินและหางแนวนอน สิบสาม

3 การคำนวณกำลังของระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์ สิบสาม

3.1 การคำนวณกำลังเมื่อโฉบบนเพดานคงที่ สิบสาม

3.2 การคำนวณกำลังเฉพาะในระดับการบินที่ความเร็วสูงสุด สิบสี่

3.3 การคำนวณกำลังจำเพาะในเที่ยวบินที่เพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วที่ประหยัด.. 15

3.4 การคำนวณกำลังจำเพาะในการบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วประหยัดในกรณีที่เครื่องยนต์หนึ่งเครื่องขัดข้องในระหว่างการบินขึ้น สิบห้า

3.5 การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะสำหรับกรณีเที่ยวบินต่างๆ 16

3.5.1 การคำนวณพลังงานที่ลดลงเฉพาะเมื่อวางเมาส์ไว้บนเพดานแบบคงที่ 16

3.5.2 การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะในระดับการบินที่ความเร็วสูงสุด สิบหก

3.5.3 การคำนวณพลังงานที่ลดลงเฉพาะในเที่ยวบินบนเพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ.. 17

3.5.4 การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะในเที่ยวบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้อง สิบแปด

3.5.5 การคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน สิบเก้า

3.6 การเลือกเครื่องยนต์ สิบเก้า

4 การคำนวณมวลเชื้อเพลิง 20

4.1 การคำนวณความเร็วการล่องเรือของการประมาณครั้งที่สอง 20

4.2 การคำนวณ การบริโภคเฉพาะเชื้อเพลิง. 22

4.3 การคำนวณมวลเชื้อเพลิง 23

5 การหามวลของส่วนประกอบและส่วนประกอบต่างๆ ของเฮลิคอปเตอร์ 24

5.1 การคำนวณมวลของใบพัดหลัก 24

5.2 การคำนวณมวลของดุมโรเตอร์หลัก 24

5.3 การคำนวณมวลของระบบควบคุมบูสเตอร์ 25

5.4 การคำนวณมวลของระบบควบคุมด้วยมือ 25

5.5 การคำนวณมวลของกระปุกเกียร์หลัก 26

5.6 การคำนวณมวลของชุดขับเคลื่อนส่วนท้ายของโรเตอร์ 27

5.7 การคำนวณมวลและขนาดหลักของใบพัดหาง สามสิบ

5.8 การคำนวณมวลของระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์ 32

5.9 การคำนวณมวลของลำตัวและอุปกรณ์ของเฮลิคอปเตอร์ 32

5.10 การคำนวณน้ำหนักบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ของการประมาณครั้งที่สอง 35

6 คำอธิบายเค้าโครงเฮลิคอปเตอร์ 36

อ้างอิง..39

1 การพัฒนาข้อกำหนดทางยุทธวิธีและทางเทคนิค

วัตถุที่ออกแบบคือเฮลิคอปเตอร์แบบโรเตอร์เดี่ยวน้ำหนักเบาที่มีน้ำหนักบินขึ้นสูงสุด 3500 กก. เราเลือก 3 ต้นแบบในลักษณะที่น้ำหนักสูงสุดในการขึ้นบินของพวกเขาอยู่ในช่วง 2800-4375 กก. ต้นแบบคือเฮลิคอปเตอร์ขนาดเล็ก: Mi-2, Eurocopter EC 145, Ansat

ตารางที่ 1.1 แสดงคุณลักษณะทางยุทธวิธีและทางเทคนิคที่จำเป็นสำหรับการคำนวณ

ตารางที่ 1.1 - ลักษณะทางยุทธวิธีและทางเทคนิคของต้นแบบ

เฮลิคอปเตอร์
เส้นผ่านศูนย์กลางของโรเตอร์ m
ความยาวลำตัว m
น้ำหนักเปล่ากิโลกรัม
ช่วงการบินkm
เพดานคงที่ m
เพดานแบบไดนามิก m
ความเร็วสูงสุดกม./ชม
ความเร็วครูซ, กม./ชม
มวลเชื้อเพลิง kg
จุดไฟ	2 GTD Klimov GTD-350	2 Turbomeca TVDs	วิทนีย์ РW-207K
กำลังเครื่องยนต์ kW

รูปที่ 1.1 1.2 และ 1.3 แสดงไดอะแกรมต้นแบบ

รูปที่ 1.1 - แบบแผนของเฮลิคอปเตอร์ Mi-2

รูปที่ 1.2 - แผนผังของเฮลิคอปเตอร์ Eurocopter EC 145

รูปที่ 1.3 - แผนผังของเฮลิคอปเตอร์ Ansat

จากลักษณะการทำงานและเลย์เอาต์ของต้นแบบ เรากำหนดค่าเฉลี่ยและรับข้อมูลเบื้องต้นสำหรับการออกแบบเฮลิคอปเตอร์

ตารางที่ 1.2 - ข้อมูลเบื้องต้นสำหรับการออกแบบเฮลิคอปเตอร์

น้ำหนักบินขึ้นสูงสุด kg
น้ำหนักเปล่ากิโลกรัม
ความเร็วสูงสุดกม./ชม
ช่วงการบินkm
เพดานคงที่ m
เพดานแบบไดนามิก m
ความเร็วครูซ, กม./ชม
จำนวนใบมีดโรเตอร์
จำนวนใบพัดหาง
ความยาวลำตัว m
โหลดบนพื้นที่กวาดโดยโรเตอร์หลัก H / m 2

2 การคำนวณพารามิเตอร์เฮลิคอปเตอร์

2.1 การคำนวณมวลบรรทุก

สูตร (2.1.1) สำหรับกำหนดมวลของน้ำหนักบรรทุก:

ที่ไหน มมก. - น้ำหนักบรรทุก, กก.; ม eq - มวลของลูกเรือ kg; หลี่- ช่วงการบินกม. ม 01 - น้ำหนักบินขึ้นสูงสุดของเฮลิคอปเตอร์กก.

น้ำหนักบรรทุก:

2.2 การคำนวณพารามิเตอร์ของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์

รัศมี R, m, โรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์โรเตอร์เดี่ยวคำนวณโดยสูตร (2.2.1):

, (2.2.1)

ที่ไหน ม 01 - น้ำหนักบินขึ้นเฮลิคอปเตอร์กก. g- ความเร่งในการตกอย่างอิสระ เท่ากับ 9.81 m/s 2 ; พี- โหลดเฉพาะบนพื้นที่ที่โรเตอร์หลักกวาดไป p = 3.14

เรายอมรับรัศมีของโรเตอร์หลักเท่ากับ R= 7.2 เมตร

กำหนดความเร็วรอบข้าง wRปลายใบมีดจากแผนภาพที่แสดงในรูปที่ 3:

รูปที่ 3 - ไดอะแกรมของการพึ่งพาความเร็วปลายของใบมีดกับความเร็วในการบินสำหรับค่าคงที่ เอ็ม 90 และ μ

ที่ Vmax= 258 กม./ชม wR = 220 ม./วิ.

หาความเร็วเชิงมุม w, s -1 , และความถี่ของการหมุนของโรเตอร์หลักตามสูตร (2.2.2) และ (2.2.3):

2.3 ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานสถิตและไดนามิก

ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานสถิตและไดนามิกถูกกำหนดโดยสูตร (2.3.1) และ (2.3.2) ตามลำดับ:

2.4 การคำนวณความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดินและบนเพดานแบบไดนามิก

พื้นที่สัมพัทธ์ถูกกำหนด สเทียบเท่าจานอันตรายตามสูตร (2.4.1):

ที่ไหน ส E ถูกกำหนดจากรูปที่ 4

รูปที่ 4 - การเปลี่ยนแปลงในพื้นที่แผ่นที่เป็นอันตรายเทียบเท่าของเฮลิคอปเตอร์ขนส่งต่างๆ

ยอมรับ ส E = 1.5

คำนวณมูลค่าของความเร็วเศรษฐกิจใกล้พื้นดิน วีชม. กม./ชม.:

ที่ไหน ฉัน- ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ:

ฉัน =1,02+0,0004Vmax = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

คำนวณมูลค่าของความเร็วทางเศรษฐกิจบนเพดานแบบไดนามิก วีไดน์, กม./ชม.:

2.5 การคำนวณค่าสัมพัทธ์ของความเร็วสูงสุดและประหยัดของการบินระดับบนเพดานแบบไดนามิก

การคำนวณค่าสัมพัทธ์ของความเร็วสูงสุดและประหยัดของการบินระดับบนเพดานแบบไดนามิกนั้นดำเนินการตามสูตร (2.5.1) และ (2.5.2) ตามลำดับ:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 การคำนวณอัตราส่วนการเติมแรงขับต่อโรเตอร์ที่อนุญาตสำหรับความเร็วพื้นสูงสุดและความเร็วประหยัดที่เพดานแบบไดนามิก

เนื่องจากสูตร (2.6.1) สำหรับอัตราส่วนของค่าสัมประสิทธิ์แรงขับที่ยอมให้เติมโรเตอร์หลักสำหรับความเร็วสูงสุดใกล้พื้นดินมีรูปแบบดังนี้

สูตร (2.6.2) สำหรับอัตราส่วนของค่าสัมประสิทธิ์แรงขับที่อนุญาตต่อการเติมโรเตอร์หลักเพื่อความเร็วทางเศรษฐกิจบนเพดานไดนามิก:

2.7 การคำนวณปัจจัยแรงขับของโรเตอร์หลักใกล้พื้นและที่เพดานไดนามิก

ค่าสัมประสิทธิ์แรงขับของโรเตอร์หลักใกล้กับพื้นและบนเพดานไดนามิกคำนวณตามสูตร (2.7.1) และ (2.7.2) ตามลำดับ:

2.8 การคำนวณการเติมโรเตอร์

ไส้โรเตอร์ สคำนวณสำหรับกรณีของเที่ยวบินที่ความเร็วสูงสุดและประหยัด:

เป็นมูลค่าการเติมโดยประมาณ สโรเตอร์ ค่าที่นำมาจากเงื่อนไข (2.8.3):

ยอมรับ.

ความยาวคอร์ด ขและการยืดตัว lใบมีดโรเตอร์จะเท่ากับ:

2.9 การหาค่าสัมพัทธ์ที่เพิ่มขึ้นของแรงขับของโรเตอร์หลักเพื่อชดเชยการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวเครื่องบินและหางแนวนอน

การเพิ่มขึ้นสัมพัทธ์ของแรงขับของโรเตอร์หลักเพื่อชดเชยการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวเครื่องบินและส่วนหางในแนวนอน

3 การคำนวณกำลังของระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์

3.1 การคำนวณกำลังเมื่อวางเมาส์ไว้บนเพดานคงที่

กำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในโหมดโฮเวอร์บนเพดานสถิติคำนวณโดยสูตร (3.1.1)

ที่ไหน เอ็น โฮ st - กำลังที่ต้องการ, W;

ลักษณะคันเร่งซึ่งขึ้นอยู่กับความสูงของเพดานแบบคงที่และคำนวณตามสูตร (3.1.2)

ม 0 - น้ำหนักบินขึ้นกก.

g- ความเร่งในการตกอย่างอิสระ m/s 2 ;

พี- โหลดเฉพาะบนพื้นที่ที่โรเตอร์หลักกวาด N/m 2 ;

D st - ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์ที่ความสูงของเพดานคงที่

ชม. 0 - ประสิทธิภาพสัมพัทธ์ โรเตอร์หลักในโหมดโฮเวอร์ ( ชม. 0 =0.75);

การเพิ่มแรงขับของโรเตอร์หลักเพื่อให้สมดุลการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัว:

3.2 การคำนวณกำลังจำเพาะในระดับการบินที่ความเร็วสูงสุด

กำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในการบินระดับที่ความเร็วสูงสุดคำนวณโดยสูตร (3.2.1)

ความเร็วรอบนอกของปลายใบมีดอยู่ที่ไหน

จานที่เป็นอันตรายเทียบเท่าญาติ;

ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำกำหนดโดยสูตร (3.2.2)

3.3 การคำนวณกำลังเฉพาะขณะบินบนเพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ

พลังเฉพาะในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักบนเพดานไดนามิกคือ:

ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานไดนามิกอยู่ที่ไหน

ความเร็วทางเศรษฐกิจของเฮลิคอปเตอร์บนเพดานแบบไดนามิก

3.4 การคำนวณกำลังจำเพาะในเที่ยวบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วประหยัดในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องระหว่างเครื่องขึ้น

กำลังเฉพาะที่จำเป็นสำหรับการขึ้นเครื่องต่อไปด้วยความเร็วที่ประหยัดในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องหนึ่งครั้งคำนวณโดยใช้สูตร (3.4.1)

ความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดินอยู่ที่ไหน

3.5 การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะสำหรับกรณีเที่ยวบินต่างๆ

3.5.1 การคำนวณพลังงานที่ลดลงเฉพาะเมื่อวางเมาส์ไว้บนเพดานคงที่

การคำนวณกำลังไฟฟ้าที่ลดลงเฉพาะเมื่อวางเมาส์ไว้บนเพดานคงที่ทำตามสูตร (3.5.1.1)

ลักษณะเฉพาะของคันเร่งอยู่ที่ไหน:

x 0 - ปัจจัยการใช้พลังงานของระบบขับเคลื่อนในโหมดโฮเวอร์ เนื่องจากมวลของเฮลิคอปเตอร์ที่ออกแบบคือ 3.5 ตัน ;

3.5.2 การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะในระดับการบินที่ความเร็วสูงสุด

การคำนวณกำลังลดลงจำเพาะในการบินระดับที่ความเร็วสูงสุดทำตามสูตร (3.5.2.1)

ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วสูงสุดอยู่ที่ไหน

ลักษณะคันเร่งของเครื่องยนต์ขึ้นอยู่กับความเร็วในการบิน:

3.5.3 การคำนวณพลังงานที่ลดลงเฉพาะในเที่ยวบินที่เพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ

การคำนวณพลังงานที่ลดลงเฉพาะในเที่ยวบินบนเพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจดำเนินการตามสูตร (3.5.3.1)

ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วการบินทางเศรษฐกิจอยู่ที่ไหน

และ - ระดับการควบคุมเครื่องยนต์ขึ้นอยู่กับความสูงของเพดานไดนามิก ชมและความเร็วในการบิน วี dyn ตามลักษณะคันเร่งดังต่อไปนี้:

3.5.4 การคำนวณกำลังลดลงจำเพาะในการบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วประหยัดเมื่อเครื่องยนต์ขัดข้องหนึ่งเครื่อง

การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะในเที่ยวบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องดำเนินการตามสูตร (3.5.4.1)

ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วการบินทางเศรษฐกิจอยู่ที่ไหน

ระดับของการควบคุมปริมาณเครื่องยนต์ในการทำงานฉุกเฉิน

จำนวนเครื่องยนต์เฮลิคอปเตอร์

ระดับของการควบคุมปริมาณเครื่องยนต์เมื่อบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วที่ประหยัด:

3.5.5 การคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน

ในการคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน ค่าของกำลังที่ลดลงเฉพาะจะถูกเลือกจากเงื่อนไข (3.5.5.1)

กำลังไฟฟ้าที่ต้องการ นู๋ระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์จะเท่ากับ:

น้ำหนักขึ้นของเฮลิคอปเตอร์อยู่ที่ไหน

g= 9.81 m 2 /s - การเร่งความเร็วการตกอย่างอิสระ

3.6 การเลือกใช้เครื่องยนต์

เรายอมรับเครื่องยนต์กังหันก๊าซสองเครื่อง GTD-1000T ที่มีกำลังรวม 2 × 735.51 กิโลวัตต์ ตรงตามเงื่อนไข

4 การคำนวณมวลเชื้อเพลิง

4.1 การคำนวณความเร็วรอบที่สองโดยประมาณ

เรายอมรับค่าความเร็วของการประมาณครั้งแรก

เนื่องจากเราคำนวณค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำตามสูตร (4.1.1):

เรากำหนดกำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในเที่ยวบินในโหมดล่องเรือตามสูตร (4.1.2):

โดยที่ค่าสูงสุดของกำลังลดลงจำเพาะของระบบขับเคลื่อนอยู่ที่ไหน

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงกำลังขึ้นอยู่กับความเร็วในการบิน คำนวณโดยสูตร:

เราคำนวณความเร็วในการล่องเรือของการประมาณที่สอง:

เรากำหนดความเบี่ยงเบนสัมพัทธ์ของความเร็วในการเคลื่อนที่ของการประมาณครั้งแรกและครั้งที่สอง:

เนื่องจากเรากำลังปรับแต่งความเร็วในการแล่นของการประมาณครั้งแรก จึงนำมาเท่ากับความเร็วที่คำนวณได้ของการประมาณครั้งที่สอง จากนั้นเราคำนวณซ้ำตามสูตร (4.1.1) - (4.1.5):

พวกเรายอมรับ.

4.2 การคำนวณปริมาณการใช้เชื้อเพลิงจำเพาะ

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะคำนวณโดยสูตร (4.2.1):

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงในการสิ้นเปลืองน้ำมันเชื้อเพลิงเฉพาะอยู่ที่ใดขึ้นอยู่กับโหมดการทำงานของเครื่องยนต์

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะขึ้นอยู่กับความเร็วของเที่ยวบินซึ่งกำหนดโดยสูตร (4.2.2)

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะในโหมดบินขึ้น ;

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงปริมาณการใช้เชื้อเพลิงจำเพาะขึ้นอยู่กับอุณหภูมิ

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงปริมาณการใช้เชื้อเพลิงจำเพาะขึ้นอยู่กับระดับความสูงของเที่ยวบิน ;

4.3 การคำนวณมวลเชื้อเพลิง

มวลของเชื้อเพลิงที่ใช้สำหรับเที่ยวบินจะเท่ากับ:

, (4.3.1)

พลังงานเฉพาะที่ใช้ความเร็วการล่องเรืออยู่ที่ไหน

ความเร็วในการล่องเรือ;

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะ

หลี่- ช่วงการบิน

5 การหามวลของส่วนประกอบและส่วนประกอบของเฮลิคอปเตอร์

5.1 การคำนวณมวลของใบพัด

มวลของใบพัดหลักถูกกำหนดโดยสูตร (5.1.1):

ที่ไหน R- รัศมีโรเตอร์

ส- เติมโรเตอร์หลัก

5.2 การคำนวณมวลของดุมโรเตอร์หลัก

มวลของศูนย์กลางโรเตอร์หลักคำนวณโดยสูตร (5.2.1):

ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของบูชของการออกแบบที่ทันสมัยอยู่ที่ไหน ;

ค่าสัมประสิทธิ์อิทธิพลของจำนวนใบมีดต่อมวลบุชชิ่งซึ่งคำนวณโดยสูตร (5.2.2):

แรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบมีดซึ่งคำนวณจากสูตร (5.2.3):

5.3 การคำนวณมวลของระบบควบคุมบูสเตอร์

ระบบควบคุมบูสเตอร์ประกอบด้วยสวอชเพลท บูสเตอร์ไฮดรอลิก และระบบควบคุมไฮดรอลิกสำหรับโรเตอร์หลัก การคำนวณมวลของระบบควบคุมบูสเตอร์ดำเนินการตามสูตร (5.3.1):

ที่ไหน ข- คอร์ดใบมีด;

ค่าน้ำหนักของระบบควบคุมบูสเตอร์ซึ่งรับได้เท่ากับ 13.2 กก./ม. 3 ;

5.4 การคำนวณมวลของระบบควบคุมด้วยมือ

การคำนวณมวลของระบบควบคุมแบบแมนนวลดำเนินการตามสูตร (5.4.1):

ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของระบบควบคุมแบบแมนนวลอยู่ที่ไหนสำหรับเฮลิคอปเตอร์แบบโรเตอร์เดี่ยวเท่ากับ 25 กก. / ม.

5.5 การคำนวณมวลของกระปุกเกียร์หลัก

มวลของกระปุกเกียร์หลักขึ้นอยู่กับแรงบิดของเพลาโรเตอร์หลักและคำนวณโดยใช้สูตร (5.5.1):

โดยที่ตัวคูณน้ำหนักคือค่าเฉลี่ย 0.0748 กก. / (Nm) 0.8

แรงบิดสูงสุดบนเพลาโรเตอร์หลักถูกกำหนดโดยกำลังที่ลดลงของระบบขับเคลื่อน นู๋และความเร็วของสกรู w:

โดยที่ปัจจัยการใช้กำลังของระบบขับเคลื่อน ค่าที่ได้จะขึ้นอยู่กับน้ำหนักเครื่องขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ ตั้งแต่นั้นเป็นต้นมา

5.6 การคำนวณน้ำหนักสำหรับชุดขับเคลื่อนหางโรเตอร์

คำนวณแรงขับของใบพัดหาง:

แรงบิดของเพลาโรเตอร์อยู่ที่ไหน

ระยะห่างระหว่างแกนของใบพัดหลักและส่วนท้าย

ระยะทาง หลี่ระหว่างแกนของสกรูหลักและสกรูท้ายเท่ากับผลรวมของรัศมีและระยะห่าง dระหว่างปลายใบมีด:

ช่องว่างที่ถ่ายคือ 0.15 ... 0.2 ม.

รัศมีหางโรเตอร์ ตั้งแต่นั้นมา

กำลังที่ใช้ในการหมุนโรเตอร์หางคำนวณโดยสูตร (5.6.3):

ประสิทธิภาพสัมพัทธ์ของโรเตอร์หางอยู่ที่ไหนซึ่งสามารถถ่ายได้เท่ากับ 0.6 ... 0.65

แรงบิดที่ส่งผ่านเพลาพวงมาลัยคือ:

โดยที่ความถี่ของการหมุนของเพลาบังคับเลี้ยวซึ่งพบโดยสูตร (5.6.5):

แรงบิดที่ส่งผ่านเพลาส่งกำลังที่รอบต่อนาทีคือ:

น้ำหนัก มในเพลาส่งกำลัง:

โดยที่ตัวประกอบน้ำหนักสำหรับเพลาส่งกำลังซึ่งเท่ากับ 0.0318 กก. / (Nm) 0.67;

มวลของกระปุกเกียร์กลางถูกกำหนดโดยสูตร (5.6.9):

โดยที่ปัจจัยการถ่วงน้ำหนักสำหรับกระปุกเกียร์กลางคือ 0.137 กก. / (Nm) 0.8

น้ำหนักของเฟืองท้ายที่หมุนโรเตอร์ท้าย:

โดยที่ปัจจัยการถ่วงน้ำหนักสำหรับเฟืองท้ายซึ่งมีค่าเท่ากับ 0.105 กก. / (Nm) 0.8;

5.7 การคำนวณมวลและขนาดหลักของใบพัดหาง

มวลและขนาดหลักของใบพัดหางคำนวณตามแรงขับ

อัตราแรงขับของใบพัดหางคือ:

การเติมใบพัดหางจะคำนวณในลักษณะเดียวกับใบพัดหลัก:

โดยที่ค่าที่อนุญาตของอัตราส่วนของสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมของโรเตอร์หางอยู่ที่ไหน

ความยาวคอร์ดและการยืดตัวสัมพัทธ์ของใบพัดหางคำนวณโดยใช้สูตร (5.7.3) และ (5.7.4):

จำนวนของใบพัดอยู่ที่ไหน

มวลของใบพัดหางคำนวณโดยใช้สูตรเชิงประจักษ์ (5.7.5):

ค่าของแรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบพัดหางและรับรู้โดยบานพับดุมล้อคำนวณโดยสูตร (5.7.6):

มวลของศูนย์กลางโรเตอร์หางคำนวณโดยใช้สูตรเดียวกับโรเตอร์หลัก:

แรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบพัดหางอยู่ที่ไหน

ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักสำหรับปลอกหุ้ม ซึ่งเท่ากับ 0.0527 กก./kN 1.35

ตัวคูณน้ำหนักขึ้นอยู่กับจำนวนใบมีดและคำนวณโดยสูตร (5.7.8):

5.8 การคำนวณมวลของระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์

มวลจำเพาะของระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์คำนวณโดยใช้สูตรเชิงประจักษ์ (5.8.1):

, (5.8.1)

ที่ไหน นู๋- กำลังของระบบขับเคลื่อน

มวลของระบบขับเคลื่อนจะเท่ากับ:

5.9 การคำนวณมวลของลำตัวและอุปกรณ์ของเฮลิคอปเตอร์

มวลของลำตัวเฮลิคอปเตอร์คำนวณโดยใช้สูตร (5.9.1):

พื้นที่ผิวล้างของลำตัวอยู่ที่ไหน:

ตาราง 5.8.1

น้ำหนักบินขึ้นของการประมาณครั้งแรก

ค่าสัมประสิทธิ์เท่ากับ 1.1;

น้ำหนัก ระบบเชื้อเพลิง:

มวลเชื้อเพลิงที่ใช้สำหรับเที่ยวบินอยู่ที่ไหน

ตัวคูณน้ำหนักที่ใช้สำหรับระบบเชื้อเพลิงเท่ากับ 0.09;

มวลของเฟืองลงจอดเฮลิคอปเตอร์คือ:

โดยที่ปัจจัยด้านน้ำหนักขึ้นอยู่กับการออกแบบแชสซี เนื่องจากเฮลิคอปเตอร์ที่ออกแบบมีล้อลงจอดแบบยืดหดได้

น้ำหนักของอุปกรณ์ไฟฟ้าเฮลิคอปเตอร์คำนวณโดยใช้สูตร (5.9.5):

ระยะห่างระหว่างแกนของสกรูหลักและสกรูหางอยู่ที่ไหน

จำนวนใบพัด;

R- รัศมีโรเตอร์

การยืดตัวสัมพัทธ์ของใบมีดโรเตอร์

และ - ปัจจัยถ่วงน้ำหนักสำหรับสายไฟฟ้าและอุปกรณ์ไฟฟ้าอื่น ๆ

มวลของอุปกรณ์เฮลิคอปเตอร์อื่นๆ:

โดยที่ตัวประกอบการถ่วงน้ำหนักที่มีค่าเท่ากับ 1

5.10 การคำนวณมวลบินขึ้นเฮลิคอปเตอร์โดยประมาณครั้งที่สอง

มวลของเฮลิคอปเตอร์เปล่าเท่ากับผลรวมของมวลของหน่วยหลัก:

น้ำหนักบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ของการประมาณที่สอง:

เรากำหนดความเบี่ยงเบนสัมพัทธ์ของมวลของการประมาณที่หนึ่งและที่สอง:

ความเบี่ยงเบนสัมพัทธ์ของมวลของการประมาณที่หนึ่งและที่สองเป็นไปตามเงื่อนไข ซึ่งหมายความว่าการคำนวณพารามิเตอร์เฮลิคอปเตอร์นั้นถูกต้อง

6 คำอธิบายเค้าโครงเฮลิคอปเตอร์

เฮลิคอปเตอร์ที่ออกแบบนี้สร้างขึ้นตามรูปแบบโรเตอร์เดี่ยวที่มีโรเตอร์หาง เครื่องยนต์กังหันก๊าซ 2 ตัว และอุปกรณ์ลงจอดแบบไถล

ลำตัวกึ่งโมโนค็อก องค์ประกอบกำลังรับน้ำหนักของลำตัวเครื่องบินทำจากโลหะผสมอลูมิเนียมและมีการเคลือบป้องกันการกัดกร่อน ส่วนหน้าของลำตัวเครื่องบินที่มีหลังคาห้องนักบินและฝากระโปรงหน้าของเครื่องยนต์ทำจากวัสดุคอมโพสิตที่มีไฟเบอร์กลาส ห้องนักบินมีสองประตูหน้าต่างมีระบบป้องกันน้ำแข็งและที่ปัดน้ำฝน ประตูด้านซ้ายและขวาของห้องโดยสารบรรทุกสินค้าและช่องเสริมที่ด้านหลังของลำตัวเครื่องบินช่วยให้สามารถบรรทุกคนป่วยและผู้บาดเจ็บได้บนเปลหาม ตลอดจนสินค้าขนาดใหญ่ โครงกันลื่นทำจากท่อโลหะโค้งงอได้ สปริงหุ้มด้วยแฟริ่ง ที่ยึดส่วนท้ายช่วยป้องกันไม่ให้ใบพัดส่วนท้ายสัมผัสกับแผ่นลงจอด ใบพัดหลักและส่วนท้ายทำจากวัสดุคอมโพสิตที่มีไฟเบอร์กลาส และสามารถติดตั้งระบบกันน้ำแข็งได้ ดุมโรเตอร์หลักแบบสี่ใบมีดเป็นแบบไม่มีบานพับ ทำจากคานไฟเบอร์กลาสสองคานที่ตัดกัน ซึ่งแต่ละอันติดอยู่กับใบมีดสองใบ ดุมใบพัดหางแบบสองใบมีดพร้อมบานพับแนวนอนทั่วไป ถังน้ำมันด้วยความจุรวม 850 ลิตร ตั้งอยู่ที่พื้นลำตัวเครื่องบิน ระบบควบคุมเฮลิคอปเตอร์เป็นแบบไฟฟ้าระยะไกลโดยไม่ต้องเดินสายแบบกลไก โดยมีระบบสำรองแบบดิจิทัลสี่เท่าและแหล่งจ่ายไฟสำรองแบบอิสระ 2 เท่า อุปกรณ์การบินและการนำทางที่ทันสมัยช่วยให้เที่ยวบินในสภาพอากาศที่เรียบง่ายและยากลำบาก รวมถึงเที่ยวบินตามกฎ VFR และ IFR พารามิเตอร์ของระบบเฮลิคอปเตอร์ถูกควบคุมโดยใช้ออนบอร์ด ระบบข้อมูลการควบคุม BISK-A เฮลิคอปเตอร์ติดตั้งระบบเตือนและเตือนภัย

เฮลิคอปเตอร์สามารถติดตั้งระบบลงจอดน้ำ เช่นเดียวกับระบบดับเพลิงและพ่นสารเคมี

โรงไฟฟ้านี้เป็นเครื่องยนต์กังหันก๊าซ GTD-1000T สองเครื่องที่มีกำลังรวม 2 × 735.51 กิโลวัตต์ เครื่องยนต์ติดตั้งอยู่บนลำตัวเครื่องบินในห้องโดยสารที่แยกจากกัน ช่องระบายอากาศอยู่ด้านข้างพร้อมอุปกรณ์ป้องกันฝุ่น แผงด้านข้างเรือกอนโดลาเอนกายบนบานพับสร้างแพลตฟอร์มบริการ เพลามอเตอร์จะออกเป็นมุมไปยังกระปุกเกียร์กลางและกล่องอุปกรณ์เสริม หัวฉีดไอเสียของเครื่องยนต์เบี่ยงเบนไปด้านนอกในมุม 24" สำหรับการป้องกันทราย มีการติดตั้งตัวกรองที่ป้องกัน 90% ของการแทรกซึมของอนุภาคที่มีเส้นผ่านศูนย์กลางมากกว่า 20 ไมครอนในเครื่องยนต์

ชุดเกียร์ประกอบด้วยกระปุกเกียร์ของเครื่องยนต์ กระปุกเกียร์กลาง กระปุกเกียร์เอียง กระปุกหลัก เพลาชุดกำลังเสริมและกระปุกเกียร์ เพลาพวงมาลัย และกระปุกเกียร์แบบเอียง ระบบส่งกำลังใช้โลหะผสมไททาเนียม

ระบบไฟฟ้าประกอบด้วยวงจรแยกสองวงจร ซึ่งหนึ่งในนั้นขับเคลื่อนโดยเครื่องกำเนิดไฟฟ้ากระแสสลับที่สร้างแรงดันไฟฟ้า 115-120V และวงจรที่สองขับเคลื่อนโดยเครื่องกำเนิดไฟฟ้ากระแสตรงที่มีแรงดันไฟฟ้า 28V เครื่องกำเนิดไฟฟ้าถูกขับเคลื่อนจากกระปุกเกียร์โรเตอร์หลัก

มีการจำลองการควบคุมด้วยการเดินสายแบบแข็งและสายเคเบิลและตัวเพิ่มกำลังไฮดรอลิกที่ขับเคลื่อนจากระบบไฮดรอลิกหลักและระบบสำรอง Autopilot สี่ช่องสัญญาณ AP-34B ช่วยให้เฮลิคอปเตอร์มีเสถียรภาพในการบินในแง่ของการม้วนตัว การมุ่งหน้า ระยะพิทช์ และระดับความสูง ระบบไฮดรอลิกหลักให้พลังงานแก่หน่วยไฮดรอลิกทั้งหมด และตัวสำรองเพียงตัวเดียว - บูสเตอร์ไฮดรอลิกเท่านั้น

ระบบทำความร้อนและระบายอากาศให้ความร้อนหรืออากาศเย็นแก่ลูกเรือและห้องโดยสาร ระบบป้องกันน้ำแข็งเกาะปกป้องใบพัดหลักและส่วนท้ายของใบพัด หน้าต่างด้านหน้าของห้องโดยสารและช่องรับอากาศของเครื่องยนต์จากไอซิ่ง

อุปกรณ์สื่อสารรวมถึงคำสั่ง HF band - "Yurok", อินเตอร์คอม SPU-34

บรรณานุกรม

1. การออกแบบเฮลิคอปเตอร์ / V.S. Krivtsov, L.I. Losev, Ya.S. คาร์ปอฟ - ตำราเรียน - คาร์คิฟ: แนท อวกาศ un-t “คาร์ก การบิน in-t", 2546. - 344 น.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. people.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

ดาวน์โหลด: คุณไม่มีสิทธิ์เข้าถึงดาวน์โหลดไฟล์จากเซิร์ฟเวอร์ของเรา

บทนำ

การออกแบบเฮลิคอปเตอร์เป็นกระบวนการที่ซับซ้อนซึ่งพัฒนาขึ้นเมื่อเวลาผ่านไป โดยแบ่งออกเป็นขั้นตอนและขั้นตอนการออกแบบที่เกี่ยวข้องกัน สร้าง อากาศยานต้องสนอง ความต้องการทางด้านเทคนิคและเป็นไปตามลักษณะทางเทคนิคและเศรษฐกิจที่ระบุไว้ในข้อกำหนดอ้างอิงสำหรับการออกแบบ งานด้านเทคนิคประกอบด้วย คำอธิบายเดิมเฮลิคอปเตอร์และประสิทธิภาพการบิน ให้ประสิทธิภาพเชิงเศรษฐกิจสูงและความสามารถในการแข่งขันของเครื่องจักรที่ออกแบบ ได้แก่ ความสามารถในการบรรทุก ความเร็วในการบิน ระยะ เพดานคงที่และไดนามิก ทรัพยากร ความทนทาน และต้นทุน

เงื่อนไขการอ้างอิงระบุไว้ในขั้นตอนของการวิจัยก่อนโครงการ ซึ่งในระหว่างนั้นจะมีการค้นหาสิทธิบัตร การวิเคราะห์โซลูชันทางเทคนิคที่มีอยู่ งานวิจัยและพัฒนา งานหลักของการวิจัยก่อนการออกแบบคือการค้นหาและการทดสอบยืนยันหลักการทำงานของวัตถุที่ออกแบบและองค์ประกอบของวัตถุใหม่

ในขั้นตอนของการออกแบบเบื้องต้นจะมีการเลือกรูปแบบแอโรไดนามิกลักษณะของเฮลิคอปเตอร์และการคำนวณพารามิเตอร์หลักจะดำเนินการเพื่อให้แน่ใจว่าบรรลุผลสำเร็จของประสิทธิภาพการบินที่ระบุ พารามิเตอร์เหล่านี้รวมถึง: มวลของเฮลิคอปเตอร์, กำลังของระบบขับเคลื่อน, ขนาดของใบพัดหลักและส่วนท้าย, มวลของเชื้อเพลิง, มวลของเครื่องมือวัดและอุปกรณ์พิเศษ ผลลัพธ์ของการคำนวณจะใช้ในการพัฒนาโครงร่างของเฮลิคอปเตอร์และการเตรียมงบดุลเพื่อกำหนดตำแหน่งของจุดศูนย์กลางมวล

การออกแบบแต่ละหน่วยและส่วนประกอบของเฮลิคอปเตอร์โดยคำนึงถึงโซลูชันทางเทคนิคที่เลือกนั้นดำเนินการในขั้นตอนของการพัฒนาโครงการด้านเทคนิค ในขณะเดียวกัน พารามิเตอร์ของหน่วยที่ออกแบบจะต้องเป็นไปตามค่าที่สอดคล้องกับ การออกแบบร่าง. พารามิเตอร์บางตัวสามารถปรับแต่งได้เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพการออกแบบ ในระหว่างการออกแบบทางเทคนิค จะทำการคำนวณความแข็งแรงตามหลักอากาศพลศาสตร์และจลนศาสตร์ของหน่วย รวมถึงการเลือกใช้วัสดุโครงสร้างและโครงร่างโครงสร้าง

ในขั้นตอนการออกแบบโดยละเอียด ภาพวาดการทำงานและการประกอบของเฮลิคอปเตอร์ ข้อมูลจำเพาะ รายการบรรจุภัณฑ์ และเอกสารทางเทคนิคอื่นๆ ได้จัดทำขึ้นตามมาตรฐานที่เป็นที่ยอมรับ

เอกสารนี้นำเสนอวิธีการคำนวณพารามิเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์ในขั้นตอนของการออกแบบเบื้องต้น ซึ่งใช้ในการทำโครงงานหลักสูตรในสาขาวิชา "การออกแบบเฮลิคอปเตอร์" ให้เสร็จสมบูรณ์

1. การคำนวณน้ำหนักบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ในการประมาณครั้งแรก

น้ำหนักบรรทุกอยู่ที่ไหน kg;

น้ำหนักลูกเรือกก.

ช่วงของเที่ยวบิน

กิโลกรัม.

2. การคำนวณพารามิเตอร์ของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์

2.1 รัศมี R, m, โรเตอร์หลักเฮลิคอปเตอร์โรเตอร์เดี่ยวคำนวณโดยสูตร:

,

น้ำหนักขึ้นของเฮลิคอปเตอร์อยู่ที่ไหนกก;

g- ความเร่งในการตกอย่างอิสระเท่ากับ 9.81 m/s 2 ;

พี - โหลดเฉพาะในพื้นที่ที่โรเตอร์หลักกวาด

 =3,14.

ค่าโหลดเฉพาะพีสำหรับพื้นที่กวาดด้วยสกรูจะถูกเลือกตามคำแนะนำที่นำเสนอในงาน /1/: โดยที่พี= 280

เมตร

เรายอมรับรัศมีของโรเตอร์หลักเท่ากับR= 7.9

ความเร็วเชิงมุม , กับ -1 , การหมุนของโรเตอร์หลักถูกจำกัดด้วยความเร็วรอบข้าง Rปลายใบมีดซึ่งขึ้นกับน้ำหนักเครื่องขึ้นของเฮลิคอปเตอร์และจำนวน R= 232 ม./วิ.

กับ -1 .

rpm

2.2 ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานสถิตและไดนามิก

2.3 การคำนวณความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดินและบนเพดานแบบไดนามิก

กำหนดพื้นที่สัมพัทธ์ของเพลตอันตรายที่เทียบเท่ากัน:

ที่ไหนส เอ่อ = 2.5

คำนวณมูลค่าของความเร็วเศรษฐกิจใกล้พื้นดิน วี ชม. , กม./ชม.:

ที่ไหนฉัน = 1,09…1,10 - ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ

กม./ชม.

คำนวณมูลค่าของความเร็วทางเศรษฐกิจบนเพดานแบบไดนามิก วี ดิน , กม./ชม.:

,

ที่ไหนฉัน = 1,09…1,10 - ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ

กม./ชม.

2.4 คำนวณค่าสัมพัทธ์ของค่าสูงสุดและค่าเศรษฐกิจบนเพดานแบบไดนามิก ความเร็วในการบินในแนวนอน:

,

,

ที่ไหนวี max =250 กม./ชม. และวี ดิน \u003d 182.298 km / h - ความเร็วในการบิน;

 R=232 ม./วินาที - ความเร็วรอบข้างของใบมีด

2.5 การคำนวณอัตราส่วนที่อนุญาตของค่าสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมโรเตอร์หลักสำหรับความเร็วสูงสุดใกล้พื้นและสำหรับความเร็วประหยัดบนเพดานไดนามิก:

2.6 ค่าสัมประสิทธิ์แรงขับของโรเตอร์หลักใกล้กับพื้นและที่เพดานไดนามิก:

,

,

,

.

2.7 การคำนวณการเติมโรเตอร์หลัก:

ไส้โรเตอร์  คำนวณสำหรับกรณีของเที่ยวบินที่ความเร็วสูงสุดและประหยัด:

;

.

เป็นมูลค่าการเติมโดยประมาณ  โรเตอร์ ค่าที่มากที่สุดนำมาจาก  Vmax และ  วี ดิน :

ยอมรับ

ความยาวคอร์ด ข และการยืดตัว  ใบมีดโรเตอร์จะเท่ากับ:

, ที่ไหน z l - จำนวนใบพัดโรเตอร์ ( z l =3)

เมตร

.

2.8 การเพิ่มขึ้นสัมพัทธ์ของแรงขับของโรเตอร์หลักเพื่อชดเชยการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวเครื่องบินและหางแนวนอน:

ที่ไหนส ฉ - พื้นที่ของการฉายแนวนอนของลำตัว;

ส ไทย - พื้นที่ของขนนกแนวนอน

ส ฉ =10 นาที 2 ;

ส ไทย =1.5 m 2 .

3. การคำนวณกำลังของระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์

3.1 การคำนวณกำลังเมื่อวางเมาส์บนเพดานคงที่:

กำลังเฉพาะที่จำเป็นสำหรับการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในโหมดโฮเวอร์บนเพดานสถิติคำนวณโดยสูตร:

,

ที่ไหน นู๋ ชม เซนต์ - พลังงานที่ต้องการ W;

ม 0 - น้ำหนักบินขึ้นกก.

g - ความเร่งในการตกอย่างอิสระ m/s 2 ;

พี - โหลดเฉพาะบนพื้นที่ที่โรเตอร์หลักกวาด N/m 2 ;

 เซนต์ - ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์ที่ความสูงของเพดานคงที่

 0 - ประสิทธิภาพสัมพัทธ์ โรเตอร์หลักในโหมดโฮเวอร์ (  0 =0.75);

การเพิ่มขึ้นสัมพัทธ์ของแรงขับของโรเตอร์หลักเพื่อให้สมดุลการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวเครื่องบินและหางในแนวนอน:

.

3.2 การคำนวณกำลังจำเพาะในระดับการบินที่ความเร็วสูงสุด

กำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในการบินระดับที่ความเร็วสูงสุดคำนวณโดยสูตร:

,

ความเร็วรอบนอกของปลายใบมีดอยู่ที่ไหน

- จานที่เป็นอันตรายเทียบเท่าญาติ;

ฉัน เอ่อ - ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ กำหนดขึ้นอยู่กับความเร็วในการบินตามสูตรต่อไปนี้:

, ที่ กม./ชม.,

, ที่ กม./ชม.

3.3 การคำนวณกำลังเฉพาะขณะบินบนเพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ

พลังเฉพาะในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักบนเพดานไดนามิกคือ:

,

ที่ไหน  ดิน - ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานไดนามิก

วี ดิน - ความเร็วทางเศรษฐกิจของเฮลิคอปเตอร์บนเพดานแบบไดนามิก

3.4 การคำนวณกำลังจำเพาะในเที่ยวบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วประหยัดในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องระหว่างเครื่องขึ้น

กำลังเฉพาะที่จำเป็นสำหรับการขึ้นเครื่องต่อไปด้วยความเร็วที่ประหยัดในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องคำนวณโดยสูตร:

,

ความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดินอยู่ที่ไหน

3.5 การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะสำหรับกรณีเที่ยวบินต่างๆ

3.5.1 พลังงานที่ลดลงโดยเฉพาะเมื่อวางเมาส์ไว้บนเพดานคงที่คือ:

,

ลักษณะเฉพาะของคันเร่งอยู่ที่ไหนซึ่งขึ้นอยู่กับความสูงของเพดานคงที่ ชม เซนต์ และคำนวณโดยสูตร:

,

 0 - ปัจจัยการใช้กำลังของระบบขับเคลื่อนในโหมดโฮเวอร์ ค่าที่ขึ้นอยู่กับน้ำหนักเครื่องขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ม 0 :

ที่ ม 0 < 10 тонн

ที่ 10 25 ตัน

ที่ ม 0 > 25 ตัน

,

,

3.5.2 กำลังที่ลดลงเฉพาะในการบินระดับที่ความเร็วสูงสุดคือ:

,

ที่ไหน - ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วสูงสุด

- ลักษณะคันเร่งของเครื่องยนต์ขึ้นอยู่กับความเร็วในการบิน วี max :

;

3.5.3 กำลังลดลงเฉพาะในเที่ยวบินที่เพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ วี ดิน เท่ากับ:

,

และ - ระดับการควบคุมเครื่องยนต์ขึ้นอยู่กับความสูงของเพดานไดนามิก ชม และความเร็วในการบิน วี ดิน ตามลักษณะคันเร่งดังต่อไปนี้:

,

.

;

3.5.4 กำลังที่ลดลงเฉพาะในการบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจในกรณีที่เครื่องยนต์หนึ่งเครื่องดับขณะบินขึ้นเท่ากับ:

,

ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วการบินทางเศรษฐกิจอยู่ที่ไหน

- ระดับของการควบคุมปริมาณเครื่องยนต์ในโหมดฉุกเฉิน

น = 2 - จำนวนเครื่องยนต์เฮลิคอปเตอร์

,

,

3.5.5 การคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน

ในการคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน ค่าสูงสุดของกำลังที่ลดลงเฉพาะจะถูกเลือก:

.

กำลังไฟฟ้าที่ต้องการ นู๋ ระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์จะเท่ากับ:

,

ที่ไหน ม 01 - น้ำหนักขึ้นเฮลิคอปเตอร์

g = 9.81 m 2 /s - การเร่งความเร็วการตกอย่างอิสระ

ว

3.6 การเลือกใช้เครื่องยนต์

รับสอง เครื่องยนต์ turboshaftVK-2500(TV3-117VMA-SB3) กำลังทั้งหมดของแต่ละอัน นู๋ =1,405∙10 6 อ.

เครื่องยนต์VK-2500(TV3-117VMA-SB3) ออกแบบมาสำหรับการติดตั้งบนเฮลิคอปเตอร์รุ่นใหม่ เช่นเดียวกับการเปลี่ยนเครื่องยนต์ของเฮลิคอปเตอร์ที่มีอยู่เพื่อปรับปรุงประสิทธิภาพการบิน มันถูกสร้างขึ้นบนพื้นฐานของเครื่องยนต์ที่ผ่านการรับรองอนุกรม TV3-117VMA และผลิตที่ Federal State Unitary Enterprise "โรงงานตั้งชื่อตาม V.Ya. คลิมอฟ".

4. การคำนวณมวลเชื้อเพลิง

ในการคำนวณมวลเชื้อเพลิงที่ให้ช่วงการบินที่กำหนด จำเป็นต้องกำหนดความเร็วในการล่องเรือวี kr . การคำนวณความเร็วการล่องเรือจะดำเนินการโดยวิธีการประมาณที่ต่อเนื่องกันในลำดับต่อไปนี้:

ก) ค่าของความเร็วในการล่องเรือของการประมาณครั้งแรกจะถูกนำมา:

กม./ชม.;

b) คำนวณค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ ฉัน เอ่อ :

ที่กม./ชม

ที่กม./ชม

c) กำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในเที่ยวบินในโหมดล่องเรือถูกกำหนด:

,

โดยที่ค่าสูงสุดของกำลังลดลงจำเพาะของระบบขับเคลื่อนอยู่ที่ไหน

- ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงกำลังขึ้นอยู่กับความเร็วของเที่ยวบิน วี kr 1 คำนวณโดยสูตร:

.

d) คำนวณความเร็วการล่องเรือของการประมาณครั้งที่สอง:

.

จ) กำหนดความเบี่ยงเบนสัมพัทธ์ของความเร็วของการประมาณครั้งแรกและครั้งที่สอง:

.

เมื่อความเร็วรอบของการประมาณแรกได้รับการขัดเกลา วี kr 1 โดยจะเท่ากับความเร็วที่คำนวณได้ของการประมาณครั้งที่สอง จากนั้นการคำนวณจะทำซ้ำจากจุด b) และสิ้นสุดภายใต้เงื่อนไข

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะคำนวณโดยสูตร:

,

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงในการสิ้นเปลืองน้ำมันเชื้อเพลิงเฉพาะอยู่ที่ใดขึ้นอยู่กับโหมดการทำงานของเครื่องยนต์

- ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะขึ้นอยู่กับความเร็วของเที่ยวบิน

- ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะในโหมดบินขึ้น

ในกรณีของเที่ยวบินในโหมดล่องเรือ ยอมรับสิ่งต่อไปนี้:

;

;

ที่กิโลวัตต์;

ที่กิโลวัตต์

กก./ชม.,

มวลของเชื้อเพลิงที่ใช้ไปในเที่ยวบิน ม t จะเท่ากับ:

พลังงานเฉพาะที่ใช้ความเร็วการล่องเรืออยู่ที่ไหน

- ความเร็วในการล่องเรือ

หลี่ - ช่วงการบิน

กิโลกรัม.

5. การหามวลของส่วนประกอบและชุดประกอบของเฮลิคอปเตอร์

5.1 มวลของใบพัดหลักถูกกำหนดโดยสูตร:

,

ที่ไหน R - รัศมีโรเตอร์

 - เติมโรเตอร์หลัก

กิโลกรัม,

5.2 มวลของศูนย์กลางโรเตอร์หลักคำนวณโดยสูตร:

,

ที่ไหน k อ. - ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของบุชชิ่งดีไซน์ทันสมัย

k l - ค่าสัมประสิทธิ์อิทธิพลของจำนวนใบมีดต่อมวลบุชชิ่ง

คุณสามารถคำนึงถึง:

กก./กิโลนิวตัน

,

ดังนั้น จากการแปลงร่าง เราจึงได้:

ในการกำหนดมวลของศูนย์กลางโรเตอร์หลัก จำเป็นต้องคำนวณแรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบมีดนู๋ CB (เป็นกิโลนิวตัน):

,

กิโลนิวตัน,

กิโลกรัม.

5.3 มวลของระบบควบคุมบูสเตอร์, ซึ่งรวมถึงแผ่นสวอชเพลท บูสเตอร์ไฮดรอลิก ระบบควบคุมไฮดรอลิกโรเตอร์หลัก คำนวณโดยสูตร:

,

ที่ไหน ข - คอร์ดใบมีด

k บู - ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของระบบควบคุมบูสเตอร์ซึ่งสามารถถ่ายได้เท่ากับ 13.2 กก./ลบ.ม 3 .

กิโลกรัม.

5.4 น้ำหนักของระบบควบคุมแบบแมนนวล:

,

ที่ไหน k RU - ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของระบบควบคุมแบบแมนนวล ใช้สำหรับเฮลิคอปเตอร์แบบโรเตอร์เดี่ยว เท่ากับ 25 กก./ม.

กิโลกรัม.

5.5 มวลของกระปุกเกียร์หลักขึ้นอยู่กับแรงบิดของเพลาโรเตอร์หลักและคำนวณโดยสูตร:

,

ที่ไหน k เอ็ด - ตัวคูณน้ำหนัก ค่าเฉลี่ย 0.0748 กก. / (Nm) 0,8 .

แรงบิดสูงสุดบนเพลาโรเตอร์หลักถูกกำหนดโดยกำลังที่ลดลงของระบบขับเคลื่อนนู๋ และความเร็วของสกรู  :

,

ที่ไหน  0 - ปัจจัยการใช้พลังงานของระบบขับเคลื่อน ค่าที่ใช้ขึ้นอยู่กับน้ำหนักเครื่องขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ม 0 :

ที่ ม 0 < 10 тонн

ที่ 10 25 ตัน

ที่ ม 0 > 25 ตัน

ยังไม่มีข้อความ

มวลของกระปุกเกียร์หลัก:

กิโลกรัม.

5.6 เพื่อกำหนดมวลของชุดขับเคลื่อนหางของโรเตอร์จะมีการคำนวณแรงขับ ตู่ rv :

,

ที่ไหน เอ็ม nv - แรงบิดบนเพลาโรเตอร์

หลี่ rv - ระยะห่างระหว่างแกนของสกรูหลักและสกรูท้าย

ระยะห่างระหว่างแกนของสกรูหลักและสกรูท้ายเท่ากับผลรวมของรัศมีและระยะห่าง  ระหว่างปลายใบมีด:

,

ที่ไหน  - ช่องว่างที่ถ่ายเท่ากับ 0.15 ... 0.2 ม.

คือรัศมีของใบพัดหาง ซึ่งขึ้นอยู่กับน้ำหนักเครื่องขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ คือ:

ที่ t,

ที่ t,

ที่ t.

เมตร

เมตร

ชม,

พลัง นู๋ rv ที่ใช้ในการหมุนของโรเตอร์หางคำนวณโดยสูตร:

,

ที่ไหน  0 - ประสิทธิภาพสัมพัทธ์ของใบพัดหางซึ่งถ่ายได้เท่ากับ 0.6 ... 0.65

ว

แรงบิด เอ็ม rv ส่งโดยเพลาพวงมาลัยเท่ากับ:

ยังไม่มีข้อความ

ความถี่ของการหมุนของเพลาพวงมาลัยอยู่ที่ไหน

กับ -1 ,

แรงบิดที่ส่งผ่านเพลาส่งกำลัง N·m ที่ความเร็วรอบ น ใน = 3000 รอบต่อนาที เท่ากับ:

ยังไม่มีข้อความ

ยังไม่มีข้อความ

น้ำหนัก ม ใน เพลาส่งกำลัง:

,

ที่ไหน k ใน - ตัวคูณน้ำหนักสำหรับเพลาส่งกำลังซึ่งเท่ากับ 0.0318 กก. / (Nm) 0,67 . กิโลกรัม

ค่าแรงเหวี่ยงหนีศูนย์กลาง นู๋ cbr กระทำต่อใบพัดหางและรับรู้โดยบานพับดุมล้อ

น้ำหนักดุมล้อหลัง ม วันอังคาร คำนวณโดยใช้สูตรเดียวกับโรเตอร์หลัก:

,

ที่ไหน นู๋ CB - แรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบมีด

k อ. - ตัวคูณน้ำหนักของบุชชิ่ง ถ่ายเท่ากับ 0.0527 กก./kN 1,35

k z - ตัวคูณน้ำหนักขึ้นอยู่กับจำนวนใบมีดและคำนวณโดยสูตร: กิโลกรัม,

มวลของอุปกรณ์ไฟฟ้าของเฮลิคอปเตอร์คำนวณโดยสูตร:

,

ที่ไหน หลี่ rv - ระยะห่างระหว่างแกนของสกรูหลักและสกรูท้าย

z l - จำนวนใบพัดโรเตอร์

R - รัศมีโรเตอร์

 l - การยืดตัวสัมพัทธ์ของใบพัดหลัก

k ฯลฯ และ k อีเมล - ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักสำหรับสายไฟฟ้าและอุปกรณ์ไฟฟ้าอื่น ๆ ซึ่งมีค่าเท่ากับ:

,

การคำนวณและการสร้างขั้วลงจอด 3.4 การคำนวณและการก่อสร้าง... / S 0.15 10. ข้อมูลทั่วไป 10.1 ถอดออก น้ำหนักเครื่องบินกก. m0 880 10 ...

การคำนวณลักษณะสมรรถนะของเครื่องบิน An-124

งานทดสอบ >> ขนส่ง

หลักสูตรวิชาอากาศพลศาสตร์ " การคำนวณลักษณะอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบิน ...และประเภทของเครื่องยนต์ ถอดออกแรงขับเครื่องยนต์เดียว ถอดออกกำลังของหนึ่งเครื่องยนต์ ... TRD 23450 - Takeoff น้ำหนักอากาศยาน น้ำหนักเครื่องบินเปล่าพร้อมเครื่อง โหลดแบบเสียเงิน ...

การคำนวณกฎหมายควบคุมการเคลื่อนที่ตามยาวของเครื่องบิน

หลักสูตรการทำงาน>> ขนส่ง

เปลี่ยนตำแหน่งมือถือ มวลชนมาตรความเร่งได้รับการแก้ไขโดยระบบควบคุมโพเทนชิโอเมตริกหรือ... เป็นเครื่องมือ การคำนวณขอแนะนำให้ใช้แพ็คเกจ MATLAB ... ในเที่ยวบิน b) เมื่อจอดรถ ถอดออกแถบ; c) ในฤดูใบไม้ร่วงฟรี...

การเตรียมตัวก่อนบิน

ข้อสอบ >> การบินและอวกาศ

แท้จริง ถอดออก มวลความเร็วในการตัดสินใจ V1 ถูกกำหนด การคำนวณขีด จำกัด ของ payload ไม่เปลี่ยนแปลง น้ำหนัก = น้ำหนัก ...

ประวัติหนัง ถ้าพรุ่งนี้มีสงคราม

บทคัดย่อ >> วัฒนธรรมและศิลปะ

...) น้ำหนักว่าง: 1,348 กก. ปกติ ถอดออก น้ำหนัก: 1 765 กก. สูงสุด ถอดออก น้ำหนัก: 1,859 กก. น้ำหนักเชื้อเพลิง... ลักษณะ: Calibre, มม. 152.4 การคำนวณ, ท่าน สิบ น้ำหนักในตำแหน่งที่เก็บไว้ กก 4550 ...

บทนำ

การออกแบบเฮลิคอปเตอร์เป็นกระบวนการที่ซับซ้อนซึ่งพัฒนาขึ้นเมื่อเวลาผ่านไป โดยแบ่งออกเป็นขั้นตอนและขั้นตอนการออกแบบที่เกี่ยวข้องกัน เครื่องบินที่สร้างขึ้นต้องเป็นไปตามข้อกำหนดทางเทคนิคและสอดคล้องกับลักษณะทางเทคนิคและเศรษฐกิจที่ระบุไว้ในข้อกำหนดการออกแบบ ข้อกำหนดในการอ้างอิงประกอบด้วยคำอธิบายเริ่มต้นของเฮลิคอปเตอร์และคุณลักษณะด้านประสิทธิภาพโดยให้ค่าสูง ประสิทธิภาพทางเศรษฐกิจและความสามารถในการแข่งขันของเครื่องจักรที่ออกแบบ ได้แก่ ความสามารถในการบรรทุก ความเร็วในการบิน ระยะ เพดานสถิตและไดนามิก ทรัพยากร ความทนทาน และราคา

เงื่อนไขการอ้างอิงระบุไว้ในขั้นตอนของการวิจัยก่อนโครงการ ซึ่งในระหว่างนั้นจะมีการค้นหาสิทธิบัตร การวิเคราะห์โซลูชันทางเทคนิคที่มีอยู่ งานวิจัยและพัฒนา งานหลักของการวิจัยก่อนการออกแบบคือการค้นหาและการทดสอบยืนยันหลักการทำงานของวัตถุที่ออกแบบและองค์ประกอบของวัตถุใหม่

ในขั้นตอนของการออกแบบเบื้องต้นจะมีการเลือกรูปแบบแอโรไดนามิกลักษณะของเฮลิคอปเตอร์และการคำนวณพารามิเตอร์หลักจะดำเนินการเพื่อให้แน่ใจว่าบรรลุผลสำเร็จของประสิทธิภาพการบินที่ระบุ พารามิเตอร์เหล่านี้รวมถึง: มวลของเฮลิคอปเตอร์, กำลังของระบบขับเคลื่อน, ขนาดของใบพัดหลักและส่วนท้าย, มวลของเชื้อเพลิง, มวลของเครื่องมือวัดและอุปกรณ์พิเศษ ผลลัพธ์ของการคำนวณจะใช้ในการพัฒนาโครงร่างของเฮลิคอปเตอร์และการเตรียมงบดุลเพื่อกำหนดตำแหน่งของจุดศูนย์กลางมวล

การออกแบบแต่ละหน่วยและส่วนประกอบของเฮลิคอปเตอร์โดยคำนึงถึงโซลูชันทางเทคนิคที่เลือกนั้นดำเนินการในขั้นตอนของการพัฒนาโครงการด้านเทคนิค ในขณะเดียวกัน พารามิเตอร์ของหน่วยที่ออกแบบจะต้องเป็นไปตามค่าที่สอดคล้องกับการออกแบบร่าง พารามิเตอร์บางตัวสามารถปรับแต่งได้เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพการออกแบบ ในระหว่างการออกแบบทางเทคนิค จะทำการคำนวณความแข็งแรงตามหลักอากาศพลศาสตร์และจลนศาสตร์ของหน่วย รวมถึงการเลือกใช้วัสดุโครงสร้างและโครงร่างโครงสร้าง

ในขั้นตอนของการออกแบบโดยละเอียด การดำเนินการตามแบบการทำงานและการประกอบของเฮลิคอปเตอร์ ข้อมูลจำเพาะ รายการหยิบ และอื่นๆ เอกสารทางเทคนิคตามมาตรฐานที่เป็นที่ยอมรับ

เอกสารนี้นำเสนอวิธีการคำนวณพารามิเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์ในขั้นตอนของการออกแบบเบื้องต้น ซึ่งใช้ในการทำโครงงานหลักสูตรในสาขาวิชา "การออกแบบเฮลิคอปเตอร์" ให้เสร็จสมบูรณ์

1. การคำนวณน้ำหนักบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ในการประมาณครั้งแรก

น้ำหนักบรรทุกอยู่ที่ไหน kg;

น้ำหนักลูกเรือกก.

ช่วงของเที่ยวบิน

กิโลกรัม.

2. การคำนวณพารามิเตอร์ของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์

2.1 Radius R, m, ของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์แบบโรเตอร์เดี่ยวคำนวณโดยสูตร:

,

น้ำหนักขึ้นของเฮลิคอปเตอร์อยู่ที่ไหนกก;

g - การเร่งความเร็วการตกอย่างอิสระเท่ากับ 9.81 m / s 2;

p - โหลดเฉพาะในพื้นที่ที่โรเตอร์หลักกวาด

ค่าของโหลดเฉพาะ p บนพื้นที่กวาดโดยใบพัดจะถูกเลือกตามคำแนะนำที่แสดงในงาน /1/: โดยที่ p=280

เราใช้รัศมีโรเตอร์เท่ากับ R=7.9

ความเร็วเชิงมุม w, s -1 , ของการหมุนของโรเตอร์หลักถูกจำกัดด้วยความเร็วรอบวง wR ของปลายใบพัด ซึ่งขึ้นอยู่กับมวลของการบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์และมีค่า wR=232 m/s

ด้วย -1 .

rpm

2.2 ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานสถิตและไดนามิก

2.3 การคำนวณความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดินและบนเพดานแบบไดนามิก

กำหนดพื้นที่สัมพัทธ์ของเพลตอันตรายที่เทียบเท่ากัน:

โดยที่ S e \u003d 2.5

มูลค่าของความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดิน V s, km/h คำนวณ:

,

มูลค่าของความเร็วทางเศรษฐกิจบนเพดานไดนามิก V dyne กม./ชม. คำนวณ:

,

โดยที่ I \u003d 1.09 ... 1.10 คือสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ

2.4 คำนวณค่าสัมพัทธ์ของความเร็วสูงสุดและประหยัดของเที่ยวบินแนวนอนบนเพดานแบบไดนามิก:

,

โดยที่ V max \u003d 250 km / h และ V dyn \u003d 182.298 km / h - ความเร็วในการบิน

wR=232 m/s - ความเร็วรอบข้างของใบมีด

2.5 การคำนวณอัตราส่วนที่อนุญาตของค่าสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมโรเตอร์หลักสำหรับความเร็วสูงสุดใกล้พื้นและสำหรับความเร็วประหยัดบนเพดานแบบไดนามิก:

2.6 ค่าสัมประสิทธิ์แรงขับของโรเตอร์หลักใกล้กับพื้นและที่เพดานไดนามิก:

,

,

,

.

2.7 การคำนวณการเติมโรเตอร์หลัก:

การคำนวณการเติมโรเตอร์หลักสำหรับกรณีของการบินด้วยความเร็วสูงสุดและประหยัด:

;

.

เนื่องจากค่าการเติมที่คำนวณได้ s ของโรเตอร์หลัก ค่าที่ใหญ่ที่สุดของ s Vmax และ s V dyn จะถูกนำมา:

ยอมรับ

ความยาวคอร์ด b และการยืดตัวสัมพัทธ์ l ของใบพัดหลักจะเท่ากับ:

โดยที่ z l คือจำนวนใบพัด (z l \u003d 3)

เมตร

.

2.8 การเพิ่มขึ้นของแรงขับของโรเตอร์หลักเพื่อชดเชยการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวเครื่องบินและหางในแนวนอน:

,

โดยที่ S f คือพื้นที่ของการฉายภาพแนวนอนของลำตัวเครื่องบิน

S th - พื้นที่ของหางแนวนอน

S th \u003d 1.5 ม. 2

การแนะนำ

การออกแบบเฮลิคอปเตอร์เป็นกระบวนการที่ซับซ้อนซึ่งพัฒนาขึ้นเมื่อเวลาผ่านไป โดยแบ่งออกเป็นขั้นตอนและขั้นตอนการออกแบบที่เกี่ยวข้องกัน เครื่องบินที่สร้างขึ้นต้องเป็นไปตามข้อกำหนดทางเทคนิคและสอดคล้องกับลักษณะทางเทคนิคและเศรษฐกิจที่ระบุไว้ในข้อกำหนดการออกแบบ ข้อกำหนดในการอ้างอิงประกอบด้วยคำอธิบายเริ่มต้นของเฮลิคอปเตอร์และคุณลักษณะด้านประสิทธิภาพ ซึ่งรับประกันประสิทธิภาพทางเศรษฐกิจและความสามารถในการแข่งขันสูงของเครื่องจักรที่ออกแบบ กล่าวคือ: ความสามารถในการบรรทุก ความเร็วในการบิน พิสัย เพดานคงที่และไดนามิก ทรัพยากร ความทนทาน และราคา

เงื่อนไขการอ้างอิงระบุไว้ในขั้นตอนของการวิจัยก่อนโครงการ ซึ่งในระหว่างนั้นจะมีการค้นหาสิทธิบัตร การวิเคราะห์โซลูชันทางเทคนิคที่มีอยู่ งานวิจัยและพัฒนา งานหลักของการวิจัยก่อนการออกแบบคือการค้นหาและการทดสอบยืนยันหลักการทำงานของวัตถุที่ออกแบบและองค์ประกอบของวัตถุใหม่

ในขั้นตอนของการออกแบบเบื้องต้นจะมีการเลือกรูปแบบแอโรไดนามิกลักษณะของเฮลิคอปเตอร์และการคำนวณพารามิเตอร์หลักจะดำเนินการเพื่อให้แน่ใจว่าบรรลุผลสำเร็จของประสิทธิภาพการบินที่ระบุ พารามิเตอร์เหล่านี้รวมถึง: มวลของเฮลิคอปเตอร์, กำลังของระบบขับเคลื่อน, ขนาดของใบพัดหลักและส่วนท้าย, มวลของเชื้อเพลิง, มวลของเครื่องมือวัดและอุปกรณ์พิเศษ ผลลัพธ์ของการคำนวณจะใช้ในการพัฒนาโครงร่างของเฮลิคอปเตอร์และการเตรียมงบดุลเพื่อกำหนดตำแหน่งของจุดศูนย์กลางมวล

การออกแบบแต่ละหน่วยและส่วนประกอบของเฮลิคอปเตอร์โดยคำนึงถึงโซลูชันทางเทคนิคที่เลือกนั้นดำเนินการในขั้นตอนของการพัฒนาโครงการด้านเทคนิค ในขณะเดียวกัน พารามิเตอร์ของหน่วยที่ออกแบบจะต้องเป็นไปตามค่าที่สอดคล้องกับการออกแบบร่าง พารามิเตอร์บางตัวสามารถปรับแต่งได้เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพการออกแบบ ในระหว่างการออกแบบทางเทคนิค จะทำการคำนวณความแข็งแรงตามหลักอากาศพลศาสตร์และจลนศาสตร์ของหน่วย รวมถึงการเลือกใช้วัสดุโครงสร้างและโครงร่างโครงสร้าง

ในขั้นตอนการออกแบบโดยละเอียด ภาพวาดการทำงานและการประกอบของเฮลิคอปเตอร์ ข้อมูลจำเพาะ รายการบรรจุภัณฑ์ และเอกสารทางเทคนิคอื่นๆ ได้จัดทำขึ้นตามมาตรฐานที่เป็นที่ยอมรับ

เอกสารนี้นำเสนอวิธีการคำนวณพารามิเตอร์ของเฮลิคอปเตอร์ในขั้นตอนของการออกแบบเบื้องต้น ซึ่งใช้ในการทำโครงงานหลักสูตรในสาขาวิชา "การออกแบบเฮลิคอปเตอร์" ให้เสร็จสมบูรณ์

1. การคำนวณน้ำหนักบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ในการประมาณครั้งแรก

น้ำหนักบรรทุกอยู่ที่ไหน kg;

น้ำหนักลูกเรือกก.

ช่วงของเที่ยวบิน

2. การคำนวณพารามิเตอร์ของโรเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์

2.1 รัศมี R, m, โรเตอร์หลักเฮลิคอปเตอร์โรเตอร์เดี่ยวคำนวณโดยสูตร:

น้ำหนักขึ้นของเฮลิคอปเตอร์อยู่ที่ไหนกก;

g - ความเร่งในการตกอย่างอิสระเท่ากับ 9.81 m/s 2;

พี - โหลดเฉพาะในพื้นที่ที่โรเตอร์หลักกวาด

=3,14.

ค่าโหลดเฉพาะ พีสำหรับพื้นที่กวาดด้วยสกรูจะถูกเลือกตามคำแนะนำที่นำเสนอในงาน /1/: โดยที่ พี= 280

เรายอมรับรัศมีของโรเตอร์หลักเท่ากับ R= 7.9

ความเร็วเชิงมุม , s -1, การหมุนของโรเตอร์หลักถูกจำกัดด้วยความเร็วรอบวง Rปลายใบมีดซึ่งขึ้นกับน้ำหนักเครื่องขึ้นของเฮลิคอปเตอร์และจำนวน R= 232 ม./วิ.

ค -1.

RPM

2.2 ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานสถิตและไดนามิก

2.3 การคำนวณความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดินและบนเพดานแบบไดนามิก

กำหนดพื้นที่สัมพัทธ์ของเพลตอันตรายที่เทียบเท่ากัน:

ที่ไหน ส เอ่อ= 2.5

คำนวณมูลค่าของความเร็วเศรษฐกิจใกล้พื้นดิน วี ชม., กม./ชม.:

ที่ไหน ฉัน = 1,09…1,10 - ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ

กม./ชม.

คำนวณมูลค่าของความเร็วทางเศรษฐกิจบนเพดานแบบไดนามิก วี ดิน, กม./ชม.:

ที่ไหน ฉัน = 1,09…1,10 - ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ

กม./ชม.

2.4 คำนวณค่าสัมพัทธ์ของค่าสูงสุดและค่าเศรษฐกิจบนเพดานแบบไดนามิก ความเร็วในการบินในแนวนอน:

ที่ไหน วี max=250 กม./ชม. และ วี ดิน\u003d 182.298 km / h - ความเร็วในการบิน;

R=232 ม./วินาที - ความเร็วรอบข้างของใบมีด

2.5 การคำนวณอัตราส่วนที่อนุญาตของค่าสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมโรเตอร์หลักสำหรับความเร็วสูงสุดใกล้พื้นและสำหรับความเร็วประหยัดบนเพดานไดนามิก:

ที่

2.6 ค่าสัมประสิทธิ์แรงขับของโรเตอร์หลักใกล้กับพื้นและที่เพดานไดนามิก:

2.7 การคำนวณการเติมโรเตอร์หลัก:

ไส้โรเตอร์ คำนวณสำหรับกรณีของเที่ยวบินที่ความเร็วสูงสุดและประหยัด:

เป็นมูลค่าการเติมโดยประมาณ โรเตอร์ ค่าที่มากที่สุดนำมาจาก Vmax และ วี ดิน:

ยอมรับ

ความยาวคอร์ด ข และการยืดตัว ใบมีดโรเตอร์จะเท่ากับ:

โดยที่ zl คือจำนวนใบพัด (zl = 3)

2.8 การเพิ่มขึ้นสัมพัทธ์ของแรงขับของโรเตอร์หลัก เพื่อชดเชยการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวเครื่องบินและหางแนวนอน:

โดยที่ Sf คือพื้นที่ของการฉายแนวนอนของลำตัว

S th - พื้นที่ของหางแนวนอน

S f \u003d 10 ม. 2;

สไป \u003d 1.5 ม. 2

3. การคำนวณกำลังของระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์

3.1 การคำนวณกำลังเมื่อวางเมาส์บนเพดานคงที่:

กำลังเฉพาะที่จำเป็นสำหรับการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในโหมดโฮเวอร์บนเพดานสถิติคำนวณโดยสูตร:

ที่ไหน นู๋ ชม เซนต์- พลังงานที่ต้องการ W;

ม 0 - น้ำหนักบินขึ้นกก.

g - ความเร่งในการตกอย่างอิสระ m/s 2;

พี - โหลดเฉพาะในพื้นที่ที่โรเตอร์หลักกวาด N / m 2;

เซนต์ - ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์ที่ความสูงของเพดานคงที่

0 - ประสิทธิภาพสัมพัทธ์ โรเตอร์หลักในโหมดโฮเวอร์ ( 0 =0.75);

การเพิ่มขึ้นสัมพัทธ์ของแรงขับของโรเตอร์หลักเพื่อให้สมดุลการลากตามหลักอากาศพลศาสตร์ของลำตัวเครื่องบินและหางในแนวนอน:

3.2 การคำนวณกำลังจำเพาะในระดับการบินที่ความเร็วสูงสุด

กำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในการบินระดับที่ความเร็วสูงสุดคำนวณโดยสูตร:

ความเร็วรอบนอกของปลายใบมีดอยู่ที่ไหน

จานที่เป็นอันตรายเทียบเท่าญาติ;

ฉัน เอ่อ- ค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ กำหนดขึ้นอยู่กับความเร็วในการบินตามสูตรต่อไปนี้:

ที่กม./ชม.

ที่กม./ชม

3.3 การคำนวณกำลังเฉพาะขณะบินบนเพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ

พลังเฉพาะในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักบนเพดานไดนามิกคือ:

ที่ไหน ดิน- ความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์บนเพดานไดนามิก

วี ดิน- ความเร็วทางเศรษฐกิจของเฮลิคอปเตอร์บนเพดานแบบไดนามิก

3.4 การคำนวณกำลังจำเพาะในเที่ยวบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วประหยัดในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องระหว่างเครื่องขึ้น

กำลังเฉพาะที่จำเป็นสำหรับการขึ้นเครื่องต่อไปด้วยความเร็วที่ประหยัดในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องคำนวณโดยสูตร:

ความเร็วทางเศรษฐกิจใกล้พื้นดินอยู่ที่ไหน

3.5 การคำนวณกำลังลดลงเฉพาะสำหรับกรณีเที่ยวบินต่างๆ

3.5.1 พลังงานที่ลดลงโดยเฉพาะเมื่อวางเมาส์ไว้บนเพดานคงที่คือ:

ลักษณะเฉพาะของคันเร่งอยู่ที่ไหนซึ่งขึ้นอยู่กับความสูงของเพดานคงที่ ชม เซนต์และคำนวณโดยสูตร:

0 - ปัจจัยการใช้พลังงานของระบบขับเคลื่อนในโหมดโฮเวอร์ซึ่งค่านั้นขึ้นอยู่กับน้ำหนักของเฮลิคอปเตอร์ ม 0 :

ที่ ม 0 < 10 тонн

ที่ 10 25 ตัน

ที่ ม 0 > 25 ตัน

3.5.2 กำลังที่ลดลงเฉพาะในการบินระดับที่ความเร็วสูงสุดคือ:

ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วสูงสุดอยู่ที่ไหน

ลักษณะคันเร่งของเครื่องยนต์ ขึ้นอยู่กับความเร็วลม วี max :

3.5.3 กำลังลดลงเฉพาะในเที่ยวบินที่เพดานแบบไดนามิกด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจ วี ดิน เท่ากับ:

ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วการบินทางเศรษฐกิจอยู่ที่ไหน

และ - ระดับการควบคุมเครื่องยนต์ขึ้นอยู่กับความสูงของเพดานไดนามิก ชมและความเร็วในการบิน วี ดินตามลักษณะคันเร่งดังต่อไปนี้:

3.5.4 กำลังที่ลดลงเฉพาะในการบินใกล้พื้นดินด้วยความเร็วทางเศรษฐกิจในกรณีที่เครื่องยนต์หนึ่งเครื่องดับขณะบินขึ้นเท่ากับ:

ปัจจัยการใช้พลังงานที่ความเร็วการบินทางเศรษฐกิจอยู่ที่ไหน

ระดับของการควบคุมปริมาณเครื่องยนต์ในโหมดฉุกเฉิน

น =2 - จำนวนเครื่องยนต์เฮลิคอปเตอร์

3.5.5 การคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน

ในการคำนวณกำลังที่ต้องการของระบบขับเคลื่อน ค่าสูงสุดของกำลังที่ลดลงเฉพาะจะถูกเลือก:

กำลังไฟฟ้าที่ต้องการ นู๋ ระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์จะเท่ากับ:

ที่ไหน ม 0 1 - น้ำหนักขึ้นเฮลิคอปเตอร์

g = 9.81 m 2 / s - การเร่งความเร็วการตกอย่างอิสระ

ว

3.6 การเลือกใช้เครื่องยนต์

เรายอมรับเครื่องยนต์ turboshaft สองเครื่อง VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) ด้วยกำลังทั้งหมดของแต่ละอัน นู๋\u003d 1.405 10 6 W

เครื่องยนต์ VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) มีไว้สำหรับการติดตั้งบนเฮลิคอปเตอร์รุ่นใหม่ เช่นเดียวกับการเปลี่ยนเครื่องยนต์บนเฮลิคอปเตอร์ที่มีอยู่เพื่อปรับปรุงประสิทธิภาพการบิน มันถูกสร้างขึ้นบนพื้นฐานของเครื่องยนต์ที่ผ่านการรับรองอนุกรม TV3-117VMA และผลิตที่ Federal State Unitary Enterprise "โรงงานตั้งชื่อตาม V.Ya. คลิมอฟ".

4. การคำนวณมวลเชื้อเพลิง

ในการคำนวณมวลเชื้อเพลิงที่ให้ช่วงการบินที่กำหนด จำเป็นต้องกำหนดความเร็วในการล่องเรือ วี kr. การคำนวณความเร็วการล่องเรือจะดำเนินการโดยวิธีการประมาณที่ต่อเนื่องกันในลำดับต่อไปนี้:

ก) ค่าของความเร็วในการล่องเรือของการประมาณครั้งแรกจะถูกนำมา:

กม./ชม.;

b) คำนวณค่าสัมประสิทธิ์การเหนี่ยวนำ ฉัน เอ่อ:

ที่กม./ชม

ที่กม./ชม

c) กำลังเฉพาะที่จำเป็นในการขับเคลื่อนโรเตอร์หลักในเที่ยวบินในโหมดล่องเรือถูกกำหนด:

โดยที่ค่าสูงสุดของกำลังลดลงจำเพาะของระบบขับเคลื่อนอยู่ที่ไหน

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงกำลังขึ้นอยู่กับความเร็วของเที่ยวบิน วี kr 1 คำนวณโดยสูตร:

d) คำนวณความเร็วการล่องเรือของการประมาณครั้งที่สอง:

จ) กำหนดความเบี่ยงเบนสัมพัทธ์ของความเร็วของการประมาณครั้งแรกและครั้งที่สอง:

เมื่อความเร็วรอบของการประมาณแรกได้รับการขัดเกลา วี kr 1 จะเท่ากับความเร็วที่คำนวณได้ของการประมาณครั้งที่สอง จากนั้นการคำนวณจะทำซ้ำจากจุด b) และสิ้นสุดภายใต้เงื่อนไข

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะคำนวณโดยสูตร:

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงในการสิ้นเปลืองน้ำมันเชื้อเพลิงเฉพาะอยู่ที่ใดขึ้นอยู่กับโหมดการทำงานของเครื่องยนต์

ค่าสัมประสิทธิ์การเปลี่ยนแปลงปริมาณการใช้เชื้อเพลิงจำเพาะขึ้นอยู่กับความเร็วของเที่ยวบิน

ปริมาณการใช้เชื้อเพลิงเฉพาะในโหมดบินขึ้น

ในกรณีของเที่ยวบินในโหมดล่องเรือ ยอมรับสิ่งต่อไปนี้:

ที่กิโลวัตต์;

ที่กิโลวัตต์

กก./ชม.,

มวลของเชื้อเพลิงที่ใช้ไปในเที่ยวบิน ม tจะเท่ากับ:

พลังงานเฉพาะที่ใช้ความเร็วการล่องเรืออยู่ที่ไหน

ความเร็วในการล่องเรือ,

หลี่ - ช่วงการบิน

5. การหามวลของส่วนประกอบและชุดประกอบของเฮลิคอปเตอร์

5.1 มวลของใบพัดหลักถูกกำหนดโดยสูตร:

ที่ไหน R - รัศมีโรเตอร์

- เติมโรเตอร์หลัก

กิโลกรัม,

5.2 มวลของศูนย์กลางโรเตอร์หลักคำนวณโดยสูตร:

ที่ไหน k อ.- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของบุชชิ่งดีไซน์ทันสมัย

k l- ค่าสัมประสิทธิ์อิทธิพลของจำนวนใบมีดต่อมวลของบุชชิ่ง

คุณสามารถคำนึงถึง:

กก./กิโลนิวตัน

ดังนั้น จากการแปลงร่าง เราจึงได้:

ในการกำหนดมวลของศูนย์กลางโรเตอร์หลัก จำเป็นต้องคำนวณแรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบมีด นู๋ CB(เป็นกิโลนิวตัน):

เคเค

กิโลกรัม.

5.3 มวลของระบบควบคุมบูสเตอร์ซึ่งรวมถึง swashplate, บูสเตอร์ไฮดรอลิก, ระบบควบคุมไฮดรอลิกของโรเตอร์หลักคำนวณโดยสูตร:

ที่ไหน ข- คอร์ดใบมีด

k บู- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของระบบควบคุมบูสเตอร์ ซึ่งสามารถถ่ายได้เท่ากับ 13.2 กก./ลบ.ม.

กิโลกรัม.

5.4 น้ำหนักของระบบควบคุมแบบแมนนวล:

ที่ไหน k RU- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของระบบควบคุมแบบแมนนวล ใช้สำหรับเฮลิคอปเตอร์แบบโรเตอร์เดี่ยว เท่ากับ 25 กก./ม.

กิโลกรัม.

5.5 มวลของกระปุกเกียร์หลักขึ้นอยู่กับแรงบิดของเพลาโรเตอร์หลักและคำนวณโดยสูตร:

ที่ไหน k เอ็ด- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนัก ค่าเฉลี่ย 0.0748 กก./(นิวตันเมตร) 0.8

แรงบิดสูงสุดบนเพลาโรเตอร์หลักถูกกำหนดโดยกำลังที่ลดลงของระบบขับเคลื่อน นู๋และความเร็วของสกรู :

ที่ไหน 0 - ปัจจัยการใช้พลังงานของระบบขับเคลื่อน ค่าที่นำมาขึ้นอยู่กับน้ำหนักเครื่องขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ ม 0 :

ที่ ม 0 < 10 тонн

ที่ 10 25 ตัน

ที่ ม 0 > 25 ตัน

ยังไม่มีข้อความ

มวลของกระปุกเกียร์หลัก:

กิโลกรัม.

5.6 เพื่อกำหนดมวลของชุดขับเคลื่อนหางของโรเตอร์จะมีการคำนวณแรงขับ ตู่ rv :

ที่ไหน เอ็ม nv- แรงบิดบนเพลาโรเตอร์

หลี่ rv- ระยะห่างระหว่างแกนของสกรูหลักและสกรูท้าย

ระยะห่างระหว่างแกนของสกรูหลักและสกรูท้ายเท่ากับผลรวมของรัศมีและระยะห่าง ระหว่างปลายใบมีด:

ที่ไหน - ช่องว่างที่ถ่ายเท่ากับ 0.15 ... 0.2 ม.

รัศมีของใบพัดหาง ซึ่งขึ้นอยู่กับน้ำหนักการบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์คือ:

ที่ t,

ที่ t,

ที่ ต.

พลัง นู๋ rvที่ใช้ในการหมุนของโรเตอร์หางคำนวณโดยสูตร:

ที่ไหน 0 - ประสิทธิภาพสัมพัทธ์ของโรเตอร์ท้ายซึ่งสามารถถ่ายได้เท่ากับ 0.6 ... 0.65

ว

แรงบิด เอ็ม rvส่งโดยเพลาพวงมาลัยเท่ากับ:

ยังไม่มีข้อความ

ความถี่ของการหมุนของเพลาพวงมาลัยอยู่ที่ไหน

ด้วย -1,

แรงบิดที่ส่งผ่านเพลาส่งกำลัง N·m ที่ความเร็วรอบ น ใน= 3000 รอบต่อนาที เท่ากับ:

ยังไม่มีข้อความ

น้ำหนัก ม ในเพลาส่งกำลัง:

ที่ไหนk ใน- ตัวคูณน้ำหนักสำหรับเพลาส่งกำลังซึ่งเท่ากับ 0.0318 กก. / (Nm) 0.67

น้ำหนัก ม ฯลฯเกียร์กลางเท่ากับ:

ที่ไหน k ฯลฯ- ตัวคูณน้ำหนักสำหรับกระปุกเกียร์กลาง เท่ากับ 0.137 กก. / (นิวตันเมตร) 0.8

น้ำหนักของเฟืองท้ายที่หมุนโรเตอร์ท้าย:

ที่ไหน k xp- ตัวคูณน้ำหนักของเฟืองท้าย มีค่าเท่ากับ 0.105 กก./(Nm) 0.8

กิโลกรัม.

5.7 มวลและขนาดหลักของใบพัดหางคำนวณตามแรงขับ ตู่ rv .

ค่าสัมประสิทธิ์แรงขับ ค rvหางโรเตอร์เท่ากับ:

ไส้ใบพัดหาง rvคำนวณในลักษณะเดียวกับโรเตอร์หลัก:

โดยที่ค่าที่อนุญาตของอัตราส่วนของสัมประสิทธิ์แรงขับต่อการเติมของโรเตอร์หางคือ

ความยาวคอร์ด ข rvและการยืดตัว rvใบพัดหางคำนวณโดยสูตร:

ที่ไหน z rv- จำนวนใบพัดหาง

น้ำหนักของใบพัดหาง ม LRคำนวณโดยสูตรเชิงประจักษ์:

ค่าแรงเหวี่ยงหนีศูนย์กลาง นู๋ cbrกระทำต่อใบพัดหางและรับรู้โดยบานพับดุมล้อ

น้ำหนักดุมล้อหลัง ม วันอังคารคำนวณโดยใช้สูตรเดียวกับโรเตอร์หลัก:

ที่ไหน นู๋ CB- แรงเหวี่ยงที่กระทำต่อใบมีด

k อ.- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักของปลอกหุ้ม เท่ากับ 0.0527 kg/kN 1.35

k z- ตัวคูณน้ำหนักขึ้นอยู่กับจำนวนใบมีดและคำนวณโดยสูตร:

5.8 การคำนวณมวลของระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์

ความถ่วงจำเพาะของระบบขับเคลื่อนเฮลิคอปเตอร์ dvคำนวณโดยสูตรเชิงประจักษ์:

ที่ไหน นู๋- กำลังของระบบขับเคลื่อน

มวลของระบบขับเคลื่อนจะเท่ากับ:

กิโลกรัม.

5.9 การคำนวณมวลของลำตัวและอุปกรณ์ของเฮลิคอปเตอร์

มวลของลำตัวเฮลิคอปเตอร์คำนวณโดยสูตร:

ที่ไหน ส โอห์ม- พื้นที่ผิวล้างของลำตัวซึ่งกำหนดโดยสูตร:

เอ็ม 2,

ม 0 - น้ำหนักบินขึ้นของการประมาณครั้งแรก

k ฉ- ค่าสัมประสิทธิ์เท่ากับ 1.7

กิโลกรัม,

น้ำหนักของระบบเชื้อเพลิง:

ที่ไหน ม t- มวลของเชื้อเพลิงที่ใช้ไปในเที่ยวบิน

k ทสึ- ตัวคูณน้ำหนักที่ใช้สำหรับระบบเชื้อเพลิงเท่ากับ 0.09

กิโลกรัม,

มวลของเฟืองลงจอดเฮลิคอปเตอร์คือ:

ที่ไหน k w- ปัจจัยด้านน้ำหนักขึ้นอยู่กับการออกแบบแชสซี:

สำหรับอุปกรณ์ลงจอดที่ไม่สามารถหดได้

สำหรับอุปกรณ์ลงจอดแบบยืดหดได้

กิโลกรัม,

มวลของอุปกรณ์ไฟฟ้าของเฮลิคอปเตอร์คำนวณโดยสูตร:

ที่ไหน หลี่ rv- ระยะห่างระหว่างแกนของสกรูหลักและสกรูท้าย

z l- จำนวนใบพัดโรเตอร์

R - รัศมีโรเตอร์

l- การยืดตัวสัมพัทธ์ของใบพัดหลัก

k ฯลฯและ k อีเมล- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักสำหรับสายไฟฟ้าและอุปกรณ์ไฟฟ้าอื่น ๆ ซึ่งมีค่าเท่ากับ:

กิโลกรัม,

มวลของอุปกรณ์เฮลิคอปเตอร์อื่นๆ:

ที่ไหน k ฯลฯ- ค่าสัมประสิทธิ์น้ำหนักซึ่งมีค่าเท่ากับ 2

กิโลกรัม.

5.10 การคำนวณมวลบินขึ้นเฮลิคอปเตอร์โดยประมาณครั้งที่สอง

มวลของเฮลิคอปเตอร์เปล่าเท่ากับผลรวมของมวลของหน่วยหลัก:

น้ำหนักบินขึ้นของเฮลิคอปเตอร์ของการประมาณที่สอง ม 02 จะเท่ากับผลรวม:

ที่ไหน ม t - มวลของเชื้อเพลิง

ม gr- มวลของน้ำหนักบรรทุก

ม เท่ากัน- มวลของลูกเรือ

กิโลกรัม,

6. คำอธิบายของเลย์เอาต์ของเฮลิคอปเตอร์

เฮลิคอปเตอร์ที่ออกแบบนี้สร้างขึ้นตามรูปแบบใบพัดเดี่ยวที่มีใบพัดหาง เครื่องยนต์กังหันก๊าซสองตัว และสกีแบบสองแบริ่ง ลำตัวของเฮลิคอปเตอร์โครงสร้างเฟรมประกอบด้วยส่วนจมูกและส่วนกลาง คานท้ายและปลาย ในหัวเรือมีห้องโดยสารสองที่นั่ง ซึ่งประกอบด้วยนักบินสองคน เคลือบกระจกห้องโดยสารให้ รีวิวดีๆ, ตุ่มน้ำเลื่อนขวาและซ้ายติดตั้งกลไกการปลดฉุกเฉิน ในภาคกลางมีห้องโดยสารขนาด 6.8 x 2.05 x 1.7 ม. และประตูบานเลื่อนกลางขนาด 0.62 x 1.4 ม. พร้อมกลไกการเลื่อนฉุกเฉิน ห้องเก็บสัมภาระได้รับการออกแบบสำหรับการขนส่งสินค้าที่มีน้ำหนักไม่เกิน 2 ตันและมีที่นั่งแบบพับได้สำหรับผู้โดยสาร 12 คนรวมถึงโหนดสำหรับติดเปลหาม 5 ตัว ในรุ่นผู้โดยสารมีที่นั่ง 12 ที่นั่งในห้องโดยสารติดตั้งขั้นบันได 0.5 ม. และทางผ่าน 0.25 ม. และด้านหลังมีช่องเปิดสำหรับประตูทางเข้าด้านหลัง ซึ่งประกอบด้วยปีกสองปีก

บูมส่วนท้ายของโครงสร้างแบบมีหมุดย้ำของประเภทบีม-สตริงเนอร์พร้อมสกินสำหรับใช้งานนั้นติดตั้งโหนดสำหรับติดตัวกันโคลงแบบมีการควบคุมและส่วนรองรับส่วนท้าย

ตัวกันโคลงขนาด 2.2 ม. และพื้นที่ 1.5 ม. 2 พร้อมโปรไฟล์ NACA 0012 ของการออกแบบเสาเดี่ยวพร้อมชุดซี่โครงและดูราลูมินและปลอกผ้า

แท่นยกสกี ตัวรองรับด้านหน้าแบบปรับทิศทางได้เอง ขนาด 500 x 185 มม. ชนิดรองรับหลักพร้อมโช้คอัพแก๊สเหลวแบบสองห้อง ขนาด 865 x 280 มม. ส่วนรองรับส่วนท้ายประกอบด้วยสตรัทสองตัว โช้คอัพและส้นรองรับ ลานสกี 2 ม. ฐานสกี 3.5 ม.

โรเตอร์หลักพร้อมบานพับ แดมเปอร์ไฮดรอลิก และแดมเปอร์สั่นสะเทือนแบบลูกตุ้ม ติดตั้งด้วยความเอียงไปข้างหน้า 4° 30" อลูมิเนียมอัลลอยด์ AVT-1 ชุบแข็งด้วยบานพับเหล็กบนขาตั้งแบบสั่นสะเทือน ช่องเก็บของท้ายรถ ปลายเหล็ก และส่วนปลาย ใบมีดเป็นรูปสี่เหลี่ยมผืนผ้าในแผนผังโดยมีคอร์ด 0.67 ม. และโปรไฟล์ NACA 230 และบิดเป็นรูปทรงเรขาคณิต 5% ความเร็วปลายของใบมีดคือ 200 ม./วินาที ใบมีดติดตั้งระบบแจ้งเตือนความเสียหายจากสปาร์ที่มองเห็นได้และระบบป้องกันความร้อนด้วยไฟฟ้า - อุปกรณ์ไอซิ่ง

ใบพัดหางที่มีเส้นผ่านศูนย์กลาง 1.44 ม. เป็นใบมีดแบบ 3 ใบมีด พร้อมปลอกแบบคาร์ดานและใบมีดทรงสี่เหลี่ยมโลหะทั้งหมดในแผนผัง โดยมีคอร์ด 0.51 ม. และโปรไฟล์ NACA 230M

โรงไฟฟ้าประกอบด้วยเครื่องยนต์กังหันก๊าซแบบ turboshaft สองตัวที่มีกังหัน VK-2500 (TV3-117VMA-SB3) ฟรีของ St. V.Ya.Klimov ที่มีกำลังรวมของแต่ละ N = 1405 W ติดตั้งที่ด้านบนของลำตัวและปิดด้วยประทุนทั่วไปที่มีประตูเปิด เครื่องยนต์มีคอมเพรสเซอร์แบบแกน 9 จังหวะ ห้องเผาไหม้แบบวงแหวน และเทอร์ไบน์ 2 จังหวะ เครื่องยนต์ติดตั้งอุปกรณ์ป้องกันฝุ่น

ชุดเกียร์ประกอบด้วยกระปุกเกียร์หลัก, กลางและท้าย, เพลาเบรก, โรเตอร์หลัก กระปุกเกียร์หลัก VR-8A เป็นสามขั้นตอนโดยให้การส่งกำลังจากเครื่องยนต์ไปยังโรเตอร์หลัก, โรเตอร์หางและพัดลมสำหรับระบายความร้อน, น้ำมันเครื่องคูลเลอร์และกระปุกเกียร์หลัก ความจุรวมของระบบน้ำมันคือ 60 กก.

มีการจำลองการควบคุมด้วยการเดินสายแบบแข็งและสายเคเบิลและตัวเพิ่มกำลังไฮดรอลิกที่ขับเคลื่อนจากระบบไฮดรอลิกหลักและระบบสำรอง Autopilot สี่ช่องสัญญาณ AP-34B ช่วยให้เฮลิคอปเตอร์มีเสถียรภาพในการบินในแง่ของการม้วนตัว การมุ่งหน้า ระยะพิทช์ และระดับความสูง ระบบไฮดรอลิกหลักให้พลังงานแก่หน่วยไฮดรอลิกทั้งหมด และตัวสำรองเพียงตัวเดียว - บูสเตอร์ไฮดรอลิกเท่านั้น

ระบบทำความร้อนและระบายอากาศให้ความร้อนหรืออากาศเย็นแก่ลูกเรือและห้องโดยสาร ระบบป้องกันน้ำแข็งเกาะปกป้องใบพัดหลักและส่วนท้ายของใบพัด หน้าต่างด้านหน้าของห้องโดยสารและช่องรับอากาศของเครื่องยนต์จากไอซิ่ง

อุปกรณ์สำหรับการบินด้วยเครื่องมือในสภาพอากาศที่ยากลำบากทั้งกลางวันและกลางคืน รวมถึงขอบฟ้าเทียมสองอัน ตัวบ่งชี้ความเร็ว NV สองตัว ระบบมุ่งหน้ารวม GMK-1A เข็มทิศวิทยุอัตโนมัติ และเครื่องวัดระยะสูงด้วยคลื่นวิทยุ RV-3

อุปกรณ์สื่อสารประกอบด้วยสถานีวิทยุสั่งการ R-860 และ R-828 VHF, สถานีวิทยุสื่อสาร HF R-842 และ Karat, ระบบอินเตอร์คอมสำหรับเครื่องบิน SPU-7

7. การคำนวณยอดคงเหลือของเฮลิคอปเตอร์

ตารางที่ 1. งบดุลเฮลิคอปเตอร์เปล่า

ชื่อหน่วย	หน่วยน้ำหนัก, ม ฉัน, กิโลกรัม	ประสานงาน xผม ศูนย์กลางมวลของหน่วย m	ช่วงเวลาคงที่ของหน่วย เอ็ม xi	ประสานงาน y ฉันศูนย์กลางมวลของหน่วย m	ช่วงเวลาคงที่ของหน่วย เอ็ม ยี่
1 โรเตอร์หลัก
1.1 ใบมีด
1.2 แขนเสื้อ
2 ระบบควบคุม
2.1 ระบบควบคุมบูสเตอร์
2.2 ระบบควบคุมด้วยมือ
3 เกียร์
3.1 กระปุกเกียร์หลัก
3.2 กระปุกเกียร์กลาง
3.3 เฟืองท้าย
3.4 เพลาส่งกำลัง
4 สกรูหาง
4.1 ใบมีด
4.2 ปลอกแขน
5 ระบบขับเคลื่อน
6 ระบบเชื้อเพลิง
7 ลำตัว
7.1 ธนู (15%)
7.2 ส่วนตรงกลาง (50%)
7.3 ส่วนท้าย (20%)
7.4 การซ่อมกระปุกเกียร์ (4%)
7.5 เครื่องดูดควัน (11%)
8.1 หลัก (82%)
8.2 ด้านหน้า (16%)
8.3 รองรับหาง (2%)
9 อุปกรณ์ไฟฟ้า
10 อุปกรณ์
10.1 อุปกรณ์ในห้องนักบิน (25%)
10.2 อุปกรณ์วิทยุ (27%)
10.3 อุปกรณ์ไฮดรอลิก (20%)
10.4 อุปกรณ์นิวเมติก (6%)

ช่วงเวลาคงที่คำนวณ เอ็ม cx ฉันและ เอ็ม ซู ฉันสัมพันธ์กับแกนพิกัด:

พิกัดของจุดศูนย์กลางมวลของเฮลิคอปเตอร์ทั้งหมดคำนวณโดยสูตร :

ตารางที่ 2. รายการจัดกึ่งกลางพร้อมโหลดสูงสุด

ตารางที่ 3 รายการศูนย์กลางที่มีเชื้อเพลิงเหลือ 5% และโหลดเชิงพาณิชย์ทั้งหมด

ศูนย์พิกัดมวลเฮลิคอปเตอร์เปล่า: x0 = -0.003; y0 = -1.4524;

จุดศูนย์กลางพิกัดมวลที่มีโหลดสูงสุด: x0 =0.0293; y0 = -2.0135;

ศูนย์กลางพิกัดมวลน้ำมันเหลือ 5% และน้ำหนักบรรทุกเต็มที่แคบ: x 0 \u003d -0.0678; y 0 = -1,7709.

บทสรุป

ในโครงการหลักสูตรนี้ การคำนวณน้ำหนักขึ้น - ลงของเฮลิคอปเตอร์ มวลของส่วนประกอบและส่วนประกอบ ตลอดจนเค้าโครงของเฮลิคอปเตอร์ได้ดำเนินการไปแล้ว ในระหว่างขั้นตอนการจัดวาง สมดุลของเฮลิคอปเตอร์ได้รับการชี้แจง การคำนวณนำหน้าด้วยการจัดทำรายงานน้ำหนักตามการคำนวณน้ำหนักของหน่วยและโรงไฟฟ้า รายการอุปกรณ์ อุปกรณ์ สินค้า ฯลฯ จุดประสงค์ของการออกแบบคือการกำหนดชุดค่าผสมที่เหมาะสมที่สุดของพารามิเตอร์หลักของเฮลิคอปเตอร์และระบบเพื่อให้แน่ใจว่าเป็นไปตามข้อกำหนดที่ระบุ