Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Введение

вертолет одновинтовой оснастка

Тяжелые вертолеты одновинтовой схемы с рулевым винтом нашли практическое применение во многих отраслях народного хозяйства. Многолетний опыт применения тяжелых вертолетов при монтажных и ремонтных работах подтвердил их высокую эффективность, позволив значительно сократить сроки монтажа конструкции и досрочно ввести объект в эксплуатацию. В России, в структуре вертолетных работ на сегодняшний день, по-прежнему, преобладают работы, выполняемые в интересах нефтегазового комплекса, где востребованы в основном тяжелые вертолеты. Возможность транспортировки тяжелых и крупногабаритных грузов в стесненных условиях и труднодоступных местах тяжелыми вертолетами также остается востребованным и в военной сфере.

По прогнозам, в перспективе будет наблюдаться рост спроса на вертолётную технику. В качестве ключевых факторов роста промышленности по производству вертолётной техники называют приближающийся цикл обновления в мировом вертолётостроении, как в военном, так и в гражданском.



1. Анализ области применения тяжелых вертолетов

1.1 Основные особенности вертолета

Основные принципы полета вертолета

Самолёт способен летать благодаря специальной изогнутой форме крыла, которое движется в потоке набегающего воздуха. Подъёмная сила создаётся за счёт того, что путь, проходимый воздухом над крылом, больше пути потока воздуха под крылом, и, соответственно, скорость верхнего потока выше. Согласно закону Бернулли, на крыло начинает действовать сила, направленная в сторону потока с большей скоростью. Вертолёт использует тот же принцип, но роль крыльев у него играют лопасти несущего винта.

Вращение несущего винта создаёт подъёмную силу, но оно же создаёт вращательный (реактивный) момент, стремящийся закрутить фюзеляж вертолёта в обратном направлении. Чтобы компенсировать реактивный момент, обычно используется дополнительный вертикальный рулевой винт (схема с рулевым винтом). Поскольку ЛА такой схемы появились первыми, такая схема называется классической. Если рулевой винт выполнен в виде вентилятора, встроенного в вертикальное хвостовое оперение, то его называют фенестроном.

Другим вариантом компенсации реактивного момента является два несущих винта, вращающихся в противоположных направлениях на одной оси (соосная схема). Второй винт называется аэродинамически симметричным соосным несущим винтом. Этот вариант использован, например, в российском Ка-50. Вертолёты такой схемы обладают меньшей эффективностью, по сравнению с одновинтовыми схемами, из-за интерференции винтов. Но у вертолета с соосной схемой диаметр несущих винтов примерно в два раза меньше, чем у вертолета с классической схемой (при сравнимой механической мощности на валу). Это обусловило применение таких вертолетов в условиях стесненного пространства, например, для палубной авиации. Нельзя забывать, что у соосной схемы есть неустранимый конструктивный порок - повышенная вероятность схлестывания лопастей винтов при резком манёвре. Это связано с тем, что гироскопические моменты винтов разнонаправлены. Нетрудно заметить, что при любом маневре (например, переводе вертолета Ка-50 из горизонтального полета в кабрирование), конус лопастей верхнего винта заваливается в правую сторону, а нижнего - в левую. При достаточно резком маневре лопасти перехлестываются.

Очень интересны вертолёты, которые для компенсации реактивного момента используют эффект Коанды. Эти вертолеты обходятся вообще без дополнительных винтов (проект NOTAR). Эффект Коанды состоит в том, что струя жидкости или газа «прилипает» к обтекаемой твердой поверхности. На вертолетах такой схемы часть реактивного момента компенсируется за счет взаимодействия струи от несущего винта со струей воздуха, выпускаемой через узкую щель, проходящую по всей длине хвостовой балки, часть - за счет реактивной тяги щелевого сопла, расположенного в конце хвостовой балки. Пример такого вертолета - MD 500.

Максимальная скорость вертолёта ограничена ввиду недопустимости достижения скорости звука на крайних участках лопастей (общая максимальная скорость на краю лопасти равна радиусу диска вращения ротора, умноженному на обороты в секунду + скорость самого вертолёта), что привело бы к разрушению конструкции.

Когда вертолёт летит вперёд, лопасти, движущиеся вперёд, имеют большую скорость относительно воздуха, чем движущиеся назад. В результате одна из половин винта создаёт большую подъёмную силу, чем другая, и возникает дополнительный кренящий момент. Чтобы этого не происходило, используется механизм компенсации, встроенный в автомат перекоса, чтобы угол наклона лопастей в левой и правой половине винта различался.

Кроме того, для снижения этого эффекта применяют дополнительные крылья - аэродинамическая схема «винтокрыл» (например, на Ми-6 и частично на Ми-24 - у этого вертолета роль дополнительных крыльев выполняют пилоны подвесного оружия). За счет дополнительной подъёмной силы на крыльях удается разгрузить несущий винт, снизить общий шаг винта и несколько снизить интенсивность эффекта кренения, а максимальную скорость - увеличить.

Кроме того, винт создаёт вибрацию, угрожающую разрушением конструкции. Поэтому в большинстве случаев применяется активная система гашения возникающих колебаний.

Преимущества и недостатки вертолетов

Главным достоинством вертолётов является их манёвренность: вертолёты способны к вертикальному взлёту, вертикальной посадке, зависанию в воздухе и даже к полёту «задом наперёд». Вертолёт может приземлиться (и взлететь) в любом месте, где есть ровная площадка размером в полтора диаметра винта. Кроме того, вертолёты могут перевозить груз на внешней подвеске, что позволяет транспортировать очень громоздкие грузы, а также выполнять монтажные работы.

К недостаткам вертолётов по сравнению с самолётами можно отнести меньшую максимальную скорость, сложность в управлении, высокий удельный расход топлива и, как следствие, более высокую стоимость полёта в расчёте на пассажиро-километр или единицу массы перевозимого груза.

Классификация вертолётов

Вертолёты обычно разделяют по аэродинамической схеме, по грузоподъёмности, по назначению.

По аэродинамической схеме: одновинтовые с рулевым винтом. Для компенсации реактивного момента используется рулевой винт, создающий тягу в направлении вращения НВ. Традиционно эту схему называют «классической схемой». По этой схеме построено большинство существующих вертолётов;

Одновинтовые со струйной системой управления. Для компенсации реактивного момента используется система управления погранслоем на хвостовой балке и реактивное сопло на конце. На Западе известна как NOTAR, англ. No Tail Rotor - «без хвостового винта», что несколько некорректно ввиду наличия множества схем, попадающих под это определение. Пример: MD 520N; MD 900 Explorer.

Одновинтовые с реактивным принципом вращения лопастей. Также именуются реактивными вертолётами. Двигатели расположены на лопастях и на вал несущего винта не передается сильных моментов, как в случае расположения двигателей в фюзеляже. Такая схема исключает наличие реактивного момента от несущего винта. Существуют различные варианты этой схемы: с установкой прямоточных воздушно-реактивных двигателей на законцовках лопастей (собственно реактивный вертолёт), либо с соплами на законцовках лопастей и подачей горячего выхлопа на них от расположенного в фюзеляже газотурбинного двигателя («привод горячего цикла»), либо компрессорный привод «холодного цикла»: газотурбинный двигатель в корпусе вертолёта приводит компрессор, а сжатый воздух от него подводится через трубопроводы к соплам на законцовках лопастей. Было построено несколько экспериментальных машин с реактивным приводом. Пример: вертолёт ОКБ Миля В-7, Hiller YH-32 Hornet.

Только привод компрессорного типа использовался на серийно строившемся вертолёте. Пример: Sud-Ouest SO.1221 «Djinn».

Двухвинтовые продольной схемы. Компенсация реактивного момента происходит за счёт наличия двух одинаковых винтов, вращающихся в противоположные стороны и расположенных в передней и задней частях фюзеляжа. Данную схему называют также «летающий вагон». Пример: CH-47 Chinook, Як-24.

Двухвинтовые поперечной схемы. Аналогична предыдущей, но винты расположены на фермах либо крыльях по бокам фюзеляжа. Пример: Ми-12 (самый крупный из когда-либо летавших вертолётов).

Двухвинтовые соосной схемы. Компенсация реактивного момента происходит за счёт наличия двух одинаковых винтов вращающихся в противоположные стороны и расположенных на одной оси. Пример: большинство вертолётов КБ Камова.

Двухвинтовые с перекрещивающимися плоскостями роторов. Также именуются синхроптерами. Оси вращающихся в противоположные стороны роторов наклонены по отношению друг к другу, плоскости вращения роторов пересекаются, для исключения столкновения лопастей вращение их синхронизировано. Пример: Kaman HH-43 Huskie.

Многовинтовые (вертолётные платформы). Компенсация происходит за счёт наличия равного количества противоположно вращающихся винтов.

Винтокрылы. Эта схема отличается от вышеперечисленных тем, что для создания пропульсивной тяги используется тянущий / толкающий винт или реактивный двигатель. Тут название «винтокрыл» означает, что при горизонтальном полёте винт используется как крыло (не создаёт пропульсивную силу). Пример: Ка-22, Fairey Rotodyne.

Конвертопланы. Эта схема переходного летательного аппарата, который взлетает как вертолёт с помощью винта, а в горизонтальном полете летит как самолёт, используя винты как пропеллеры. Конвертопланы разделяются на аппараты:

ѕ с поворотной винтомоторной группой (тилтротор) - крыло неподвижно, поворачивается двигатель (если он расположен на крыле) с винтом (Пример: V-22 Osprey);

ѕ с поворотным крылом (тилтвинг) - поворачивается крыло вместе с расположенной на нём винтомоторной группой;

ѕ вертикальные - элементы конструкции не поворачиваются, но аппарат стоит «на хвосте» (Heinkel Lerche II, Wespe - не построены по причине поражения Германии во Второй мировой войне). Последний тип, однако, скорее можно отнести к самолётам вертикального взлёта и посадки с кольцевым крылом.

По грузоподъемности различают вертолеты:

ѕ лёгкие - регламентируются авиационными правилами АП-27;

ѕ средние - регламентируются авиационными правилами АП-29;

ѕ тяжёлые.

По назначению:

ѕ многоцелевые - вертолёты, сконструированные для выполнения разнообразных функций (как военных, так и гражданских) в зависимости от дополнительного оснащения и конструктивных доработок. Большинство вертолётов на данный момент попадают под эту категорию. Это делается из экономических соображений;

ѕ пассажирские / административные - предназначены для перевозки пассажиров на небольшие расстояния (например, аэротакси);

ѕ транспортные - предназначены для перевозки различных грузов в грузовой кабине и на внешней подвеске;

ѕ вертолёты-краны - предназначены для монтирования конструкций в недоступных горных районах и высотных зданиях;

ѕ разведывательные - предназначены для проведения различного рода разведывательных операций, как правило являются барражирующими;

ѕ боевые - предназначенные для проведения военных операций, имеют свою классификацию

1.2 Анализ состояния мирового рынка вертолётов

Производственный процесс в отдельных отраслях народного хозяйства просто невозможно представить без использования вертолетной техники. Вертолетная техника на сегодняшний день эксплуатируется более чем в 190 странах мира. Как известно, она используется как в гражданских, так и в военных целях. Гражданские эксплуатанты применяют вертолёты для транспортировки грузов, перевозки пассажиров, медицинских нужд, поисково-спасательных операций, обеспечения правопорядка, к примеру, посредством патрулирования, трассировки леса при прокладывании ЛЭП, в сельском хозяйстве, для пожаротушения, строительства, обслуживания тепло - энергетического комплекса и т.д. Техника, принадлежащая военным ведомствам, используется для выполнения боевых задач, таких как уничтожение единиц техники или живой силы противника, транспортировка десантных войск, для разведывательных операций.

Стоит отметить, что большое значение имеет характер перевозимых грузов и статус пассажиров. Надо понимать, что гражданский вертолёт при покупке может легко стать военным при эксплуатации. Так, например, многие вертолеты типа Ми-8/17, приобретенные на вторичном рынке странами Африки, Ближнего Востока, Юго-Восточной Азии были позднее оснащены военной техникой и используются в настоящее время Вооруженными силами этих стран.

На 2012 г. в мире насчитывалось примерно 50000 вертолетов. Рынок винтокрылых летательных аппаратов начал формироваться в 50-е годы ХХ века. Причем, первоначально, как преимущественно рынок военных машин. Однако, уже к концу 50-х началу 60-х годов, стал формироваться и рынок гражданских вертолетов различных классов. К настоящему времени доля вертолетов на мировом рынке составляет более 18% от числа всех летательных аппаратов. Просматривается тенденция постепенного увеличения этой доли в связи с ростом закупок вертолетов в развивающихся странах Азии, Африки и Латинской Америки, где потребности силовых структур и бизнеса активно стимулируют рост вертолетного парка.

Современная экономика вертолётной индустрии основана на производстве и потреблении, формирующих предложение и спрос, который, в свою очередь, обеспечивают заказчики-эксплуатанты. Мировой рынок вертолетов - это, прежде всего, два больших направления: военные и гражданские машины. В каждом из этих сегментов сформировались три основных класса машин: легкие - взлётной массой до 5 тонн, средние - 5ч15 тонн и тяжелые - свыше 15 тонн вертолеты. Однако, часто для характеристики мирового парка аналитиками используется более детальная разбивка по классам, учитывающая в том числе и переходные модели. Например, следующая классификация: легкие однодвигательные взлётной массой до 2 тонн; легкие двухдвигательные взлётной массой до 3,5 тонн; промежуточного класса взлётной массой до 5-6 тонн; средние взлётной массой до 10 тонн; тяжелые взлётной массой более 10 тонн; сверхтяжелые взлётной массой более 20 тонн.

Согласно данным большинства зарубежных источников, анализ рынка эксплуатируемой вертолётной техники и индустрии в целом проводится по следующим регионам мира: Россия, страны бывшего СССР, Центральная и Восточная Европа, Южная и Юго-Восточная Азия, Ближний Восток, Африка, Латинская Америка, Западная Европа, Северная Америка, Австралия и Океания. Россия занимает пятое место в мире по количеству эксплуатируемых вертолётов.

В период 2004-2008 г. в мире наблюдался бурный рост производства и продаж вертолётной техники. Все мировые аналитические компании прогнозировали высокий спрос на вертолёты и в последующий десятилетний период. За те же 5 лет на мировом рынке вертолетов было реализовано около 7900 вертолетов на сумму 37-38 млрд. долл. США. В среднем в год в этот период поставлялся 1571 вертолет на сумму 7,46 млрд. долл. США.

По количеству поставленных вертолетов лидером являлись вертолеты с поршневыми двигателями 44,6% всех поставок. Рынок машин этого класса в последние годы бурно развивался, и фактически половина современного мирового парка этих вертолётов была сформирована за последние 5 лет.

В период с 2004 по 2013 гг., компания Forecast International оценивала ёмкость рынка военных вертолётов в объёме 84 млрд. долларов, прогнозируя выпуск 5448 и модернизацию 1668 машин. Особых изменений гражданского сегмента вертолётного рынка специалистами не прогнозировалось. Компания Rolls-Royce предполагала, что до 2016 г. ожидается постройка в общей сложности 6095 гражданских вертолетов, а ежегодный выпуск машин увеличится с 555 до 689 единиц. Стоимость их планеров оценивалась в $24 млрд., а двигателей - в $3,6 млрд

Кризис конца 2008 г. внёс определённые коррективы в прогнозы и реальное производство вертолётной техники. Однако следует отметить, что маркетологи компаний Forecast и Rolls-Royce, оценивая влияние кризиса на рынок вертолетов, практически не поменяли его общую емкость на 10-летний период, констатируя лишь факт смещения спроса с периода 2009-2013 гг. на период 2014-2016 гг. По прогнозам, с 2009 по 2020 гг. в мире может быть поставлено 29873 вертолета на общую сумму 193,7 млрд. долл. США. При этом будет поставлено около 18953 вертолета с ГТД на сумму около 188,3 млрд. долл. США.

По прогнозам компании Frost and Sullivan, в целом, в предстоящее десятилетие за период 2011-2020 гг., будет наблюдаться рост спроса на вертолётную технику, а общий размер рынка военного и гражданского в этот период достигнет 24000 платформ. В качестве ключевых факторов роста промышленности по производству вертолётной техники эксперты компании Frost and Sullivan называют, во-первых, приближающийся цикл обновления в мировом вертолётостроении, как в военном, так и в гражданском. Далее, отмечается растущий объём свободных капиталов на «зарождающихся» рынках, а также влияние структурного роста глобальной экономики. При этом, однако, основным «локомотивом» развития вертолётостроения называют создание вертолётов военного назначения. В течение текущего десятилетия удельный вес военных вертолётов в общем объёме глобального спроса на вертолётную технику составит 60% в стоимостном выражении, генерируя доход в 200 млрд. долл. Такой спрос на военные машины объясняется не только стремлением получить новые, современные вертолёты, но, главным образом, необходимостью замены или усовершенствования большого глобального флота устаревших вертолётов различных типов и размеров, причем как на рынках западных стран, так и на «зарождающихся» рынках.

По данным западных экспертов на 2012 г., «вертолётный сегмент» один из наиболее быстрорастущих секторов глобального военного аэрокосмического рынка. Программы по совершенствованию и строительству новых вертолётов развиваются с недостижимыми ранее темпами. В целом, вертолётостроительные компании с энтузиазмом смотрят в будущее, однако кризис 2008 г. продемонстрировал зависимость военной экономики в вертолетостроении от состояния гражданского финансового сектора.

Аналитики полагают, что в ближайшем будущем ожидается динамичное развитие рынка гражданских вертолетов в КНР. В конце 2008 г. в стране было всего 108 таких вертолетов, в Канаде, имеющей такую же площадь территории, на 1 млн. жителей приходится 60 гражданских вертолетов. Поэтому в течение ближайшего десятилетия речь может идти об увеличении китайского парка до нескольких тысяч вертолетов.

Вторым многообещающим регионом считается Россия, где в настоящее время на 1 млн. жителей приходится 14 гражданских вертолетов, в США 40. В 5 субьектах федерации отсутствует железнодорожное сообщение, а в 14 единственным видом транспорта является авиация. По данным ГосНИИ ГА и ЦАГИ расстояния между действующими аэропортами в европейской части крайнего севера, Сибири и дальнего востока составляют в среднем 1200-1400 км. Много регионов с неразвитой аэродромной сетью.

Растущий спрос на гражданские вертолеты происходит благодаря общественному признанию во многих регионах действия вертолетов. В дополнение ко всему, вертолетная промышленность активно показывает общественности все преимущества использования вертолетов, таком образом, завоевывая общественную лояльность и уважение к винтокрылой авиации.

Одним из наиболее отмечаемых аспектов недавнего увеличения уровня гражданских заказов является широкое разнообразие географии спроса. Северная Америка продолжает оставаться самым обширным единым региональным рынком гражданской вертолетной техники, но на долю заказчиков за пределами Северной Америки уже приходится больше половины новых продаж.

Почти во всех регионах мира, в частности в Европе и Азии, большой спрос на гражданские вертолеты. Тем не менее, правительственные ограничения по использованию вертолетов препятствуют продажам в Европе, особенно моделей с одним двигателем. Использование однодвигательных вертолетов в Европе является предметом различных ограничений, включая распоряжения, требующие использования только вертолетов с 2 двигателями при полете над густонаселенными территориями.

С положительной стороны, сворачивающийся рынок США мог бы быть компенсирован продолжающимся увеличением продаж в регионах за пределами Северной Америки. К примеру, сильный экономический рост в Бразилии, России, Китае, Индии и Восточной Европе ведет к увеличению спроса на вертолеты в этих регионах. В любом случае, большие накопленные производителями объемы заказов должны помочь смягчить влияние рыночного спада в промышленности. В 2007 г. обозначился рост рынка вертолетов с поршневым двигателем. После роста до взрывной отметки между 2002 и 2005 гг. производство в конце концов упало в 2006 г. Тем не менее этот спад не обозначил начало долгосрочной тенденции, т.к. рост выпуска вертолетов уже возобновился в 2007 г. Robinson, лидирующий производитель на данном рынке, ушел вперед, выпуская рекордное количество вертолетов 823 единицы в год.

На развитие рынка военных вертолетов будут оказывать влияние различные факторы: эксплуатация в неблагоприятных условиях - пустыни, соленая морская вода, жара, высокогорье и др.; необходимость внедрения новых технологий, обеспечивающих малую акустическую и тепловую заметность, «цифровой» кабины экипажа, систем диагностики с элементами искусственного интеллекта; появление беспилотных летательных аппаратов БПЛА вертолетного типа и т.д. Предусматривается дальнейшее расширение использования военных вертолетов в миротворческих операциях и при выполнении гуманитарных миссий в зонах природных катастроф - ураганы, цунами, наводнения, землетрясения.

В соответствии с прогнозом, рынок средних и тяжелых вертолетов окажется самым большим в стоимостном выражении. Рост спроса на вертолетные услуги - вертолетные перевозки и специальные работы сопровождается постоянным повышением требований к летно-техническим характеристикам и потребительским свойствам вертолетной техники, что приводит к увеличению стоимости разработки и производства новых типов вертолетов и, соответственно, повышает риски производителей в условиях жесткой конкуренции на вертолетном рынке.

Компания «Forecast International» полагает, что ведущими компаниями по выпуску средних и тяжелых вертолетов и их стоимости будут Sikorsky, ОАО «Вертолёты России» и европейский консорциум «NH Industries», занимающийся выпуском вертолетов NH-90, а по стоимости группа фирм «Bell» и «Boeing», производящая многоцелевые конвертопланы V - 22 «Osprey».

1.3 Перспективы развития и применения тяжелых вертолетов

Тяжелые вертолеты нашли практическое применение во многих отраслях народного хозяйства. Многолетний опыт применения тяжелых вертолетов при монтажных и ремонтных работах подтвердил их высокую эффективность, позволив значительно сократить сроки монтажа конструкции и досрочно ввести объект в эксплуатацию. В России, в структуре вертолетных работ на сегодняшний день, по-прежнему, преобладают работы, выполняемые в интересах нефтегазового комплекса, где востребованы в основном тяжелые вертолеты [4]. Возможность транспортировки тяжелых и крупногабаритных грузов в стесненных условиях и труднодоступных местах тяжелыми вертолетами также остается востребованным и в военной сфере.

Прогноз компании Rolls-Royce, охватывающий продолжительный период с 2007 по 2016 год, подчеркивает выход на ведущие позиции однодвигательных и легких двухдвигательных газотурбинных вертолетов, которые займут соответственно 41% и 40% рынка. Также отмечаются тенденции к усилению спроса на тяжелые вертолеты с двумя силовыми установками и сдвиг интереса корпоративных заказчиков в сторону двухдвигательных машин большего размера [5]. По нижеприведённой диаграмме компании Honeywell видно, что с 2003 года наблюдается преимущественный рост объёма поставок тяжелых гражданских газотурбинных вертолетов (рисунок 1.1).

Рисунок 1.1 - Объем поставок гражданских газотурбинных вертолетов

1.4 Вертолеты одновинтовой схемы с рулевым винтом. Обоснование выбора данной схемы

В данной схеме винт небольшого диаметра располагается на хвостовой балке вертолёта на некотором расстоянии от оси несущего винта. Создавая тягу в плоскости, перпендикулярной вертикальной оси вертолёта, рулевой винт компенсирует реактивный момент. Изменяя тягу рулевого винта, можно управлять поворотом вертолёта относительно вертикальной оси. Большинство современных вертолетов выполнено по одновинтовой схеме.

Недостатками данной схемы являются:

ѕ рулевой винт отбирает часть мощности двигателя (до 10%) и вместе с тем не даёт ни подъёмной силы, ни тяги, направленной вперёд;

ѕ воздушный поток от несущего винта ухудшает характеристики

рулевого винта, вследствие этого рулевой винт стараются размещать как можно выше на хвостовой балке;

ѕ рулевой винт является весьма уязвимым при полетах вблизи земли;

ѕ рулевой винт, так же как и несущий, может попадать в опасный режим вихревого кольца, что ограничивает возможности маневрирования;

ѕ узкий диапазон возможных центровок.

Неоспоримым преимуществом данной схемы является:

ѕ простота конструкции и системы управления, что приводит к уменьшению затрат на производство, ремонт и обслуживание.

ѕ очевидное и несомненное достоинство одновинтового вертолета в отличие от многовинтовых - исключение вредного взаимного влияния несущих винтов. Применением одиночного винта исключается необходимость какой либо координации его функционирования с другим несущим винтом, что в целом значительно упрощает и удешевляет конструкцию вертолета.

Те или иные достоинства других схем вертолета носят более локальный характер, а, в ряде случаев, компенсируются этим уникальным преимуществом одиночного винта. Все эти качества позволили КБ Миля создать самый грузоподъемный в мире серийно выпускаемый транспортный вертолёт Ми - 26.

Вывод

Были рассмотрены особенности и отличия вертолетов от самолета, преимущества и недостатки, также классификация вертолетов. Было проанализировано современное состояние мирового рынка вертолетов и в частности рынок тяжелых одновинтовых вертолетов с рулевым винтом и было установлено, что, благодаря сравнительной простоте и дешевизне конструкции и, несмотря на свои недостатки, тяжелые вертолеты одновинтовой схемы являются востребованными на мировом рынке, с растущей тенденцией на военный.



2. Проектирование тяжелого вертолета

2.1 Разработка тактико-технических требований

Проектируемый объект - тяжелый вертолет одновинтовой схемы с максимальной взлетной массой 22000 кг. Подбираются 2 прототипа таким образом, чтобы их максимальная взлетная масса находилась в пределах 22000 ± 5000 кг. Прототипами являются транспортный вертолет Sikorsky CH -53D и вертолет-кран Sikorsky CH-54B. В таблице 2.1 приведены их тактико-технические характеристики, необходимые для расчета.

Таблица 2.1 - Тактико-технические характеристики прототипов

Вертолет	CH-53D	CH-54B
Экипаж	3	3
Диаметр несущего винта, м	22,02	21,95
Максимальная взлетная масса, кг	19051	21318
Длина фюзеляжа, м	20,47	21,41
Масса пустого, кг	10650	8981
Дальность полета, км	422	370
Статический потолок, м	2195	2015
Динамический потолок, м	5105	4745
Максимальная скорость, км/ч	307	240
Крейсерская скорость, км/ч	278	185
Масса топлива, кг	2385	3328
Силовая установка	2 Ч General Electric T64-GE-413	2 Ч ГТД Pratt & Whitney T73-700
Мощность двигателей, кВт	2 Ч 2926	2 Ч 3579



На рисунках 2.1, 2.2 изображен общий вид прототипов.

Рисунок 2.1 - Схема вертолета CH-53D

Рисунок 2.2 - Схема вертолета CH-54B

Из тактико-технических характеристик и схем прототипов определяются средние значения исходных данных для проектирования вертолета, которые заносятся в таблицу 2.2.

Таблица 2.2 - Исходные данные для проектирования вертолета

Максимальная взлетная масса, кг	22000
Масса пустого, кг	9816
Максимальная скорость, км/ч	274
Дальность полета, км	396
Статический потолок, м	2105
Динамический потолок, м	4925
Экипаж	3
Крейсерская скорость, км/ч	232
Количество лопастей несущего винта	6
Количество лопастей рулевого винта	4
Длина фюзеляжа, м	20,94
Диаметр несущего винта, м	22,8

2.2 Расчет параметров вертолета

Расчет массы полезного груза

Формула (2.1) для определения массы полезной нагрузки:

, (2.1)

где m_мг - масса полезной нагрузки, кг; m_эк - масса экипажа, кг; - относительный километровый расход топлива, ; - относительный часовой расход топлива, ; L - дальность полета, км; m₀ - максимальная взлетная масса вертолета, кг [3].

Масса полезной нагрузки:

Расчет параметров несущего винта вертолета

Радиус R, м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле (2.2):

(2.2)



где g - ускорение свободного падения, равное 9,81 м/с²; p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, = 3,14.

где D_ср - среднее значение диаметра несущего винта, м,

Величина окружной скорости R концов лопастей определяется из диаграммы изображенной на рисунке 2.3:

Рисунок 2.3 - Диаграмма зависимости концевой скорости лопасти от скорости полета для постоянных значений М₉₀ и м

При V_max = 274 км/ч R = 225 м/с.

Угловую скорость , и частота вращения несущего винта определяются по формулам (2.3) и (2.4):

(2.3)

(2.4)

Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке

Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки по формуле (2.5):

(2.5)

где S_э - площадь эквивалентной вредной пластинки, м², равная:

- для вертолётов с убирающимися шасси (2.6):

(2.6)

Подставляя полученные значения в (2.5), тогда :

.

Рассчитывается значение экономической скорости у земли V_з, км/час:

(2.7)

где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.

Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом

потолке V_дин, км/час:

, (2.8)



где - относительная плотность воздуха на динамическом потолке, вычисляется по формуле (2.9):

(2.9)

где и с₀, 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 потолке по формулам:

, (2.10)

. (2.11)

Вычисление коэффициента заполнения несущего винта

Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:

(2.12)

(2.13)



где и - допускаемые отношения коэффициента тяги к коэффициенту заполнения несущего винта для максимальной скорости у

земли и для экономической скорости на динамическом потолке при :

(2.14)

(2.15)

Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке производится по формулам (2.16) и (2.17) соответственно:

(2.16)

(2.17)

В качестве расчетной величины заполнения несущего винта принимается значение из условия (2.18):



(2.18)

Следовательно, принимается .

Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта будет равны (2.19) и (2.20) соответственно:

(2.19)

где - число лопастей несущего винта.

(2.20)

2.3 Расчет мощности двигательной установки вертолета

Расчет мощности при висении на статическом потолке

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта на режиме висения на статическом потолке, рассчитывается как (2.21):

(2.21)

где N_Hст - потребная мощность, необходимая для висения на статическом потолке, Вт; - относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения, для одновинтового вертолёта можно принять Т = 1,04; з₀ - относительный КПД несущего винта на режиме висения, для современных вертолётов находится в диапазоне з₀ = 0,7…0,75 (для одновинтовой схемы); Н_ст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка (2.22):

(2.22)

где и , соответственно, плотности воздуха на динамическом потолке и на уровне земли, берутся согласно ГОСТ 4401 - 81.

Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в

горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле (2.23):

(2.23)

где - коэффициент индукции, при V_max ? 275 км/ч (2.24):

; (2.24)

Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна (2.25):

(2.25)

Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете

Удельная мощность , необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле (2.26):

(2.26)

Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета

Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке

Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке производится по формуле (2.27)

(2.27)

где - удельная дроссельная характеристика:

₀ - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения. Масса проектируемого вертолета составляет 22 тонны, то ,

Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на

максимальной скорости производится по формуле (2.28)

, (2.28)

где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета; - дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета :

Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью проводится по формуле (2.29):

(2.29)

где - степень дросселирования на номинальном режиме, = 0,9; - степень дросселирования двигателей, зависящая от высоты динамического потолка Н_дин, рассчитываемая по формуле:

- степень дросселирования двигателей, зависящая от скорости полёта, рассчитываемая по формуле:

- коэффициент использования мощности двигательной установки на экономической скорости полёта, равный

Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя

Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью определяется по формуле (2.30)

(2.30)



где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета; - степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы; n = 2 - количество двигателей вертолета; - степень дросселирования двигателя при полете у земли с экономической скоростью:

Расчет потребной мощности двигательной установки

Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается значение удельной приведенной мощности из условия (2.31):

(2.31)

Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна (2.32):

, (2.32)

где - взлетная масса вертолета; g = 9,81 м²/с - ускорение свободного падения;

.

2.4 Выбор двигателей

На вертолете планируется использовать два турбовальных двигателя Д - 25В общей мощностью 2Ч4101 кВт [8]. Условие выполняется.



2.5 Определение массы узлов, агрегатов и топлива вертолета

Расчет массы лопастей несущего винта

Масса лопастей несущего винта определяется по формуле (2.33):

(2.33)

где - относительная суммарная масса лопастей, определяется (2.34):

(2.34)

где К_л - коэффициент, характеризующий некоторые конструктивные особенности несущего винта: для средних и тяжёлых вертолётов со стеклопластиковыми лопастями К_л = 11,5…13,6 кг/м^2,7; - коэффициент относительной массы лопастей несущего винта (2.35):

(2.35)

Расчет массы втулки несущего винта

Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле (2.36):

(2.36)



где - относительная масса втулки несущего винта, равная (2.37):

(2.37)

где - коэффициент относительной массы втулки несущего винта 2.38):

(2.38)

- коэффициент втулки, для тяжелых вертолетов = 0,0527 кг/кН^1,35;

- коэффициент, учитывающий влияния числа лопастей на массу втулки:

Расчет массы системы бустерного управления

В систему бустерного управления входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом. Расчет массы системы бустерного управления проводится по формуле (2.39):

(2.39)



где - коэффициент относительной массы системы бустерного управления (2.40):

(2.40)

- коэффициент массы бустерного управления, = 13,2 кг/м³.

Расчет массы системы ручного управления

Расчет массы системы ручного управления проводится по формуле (2.41):

, (2.41)

где - весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для транспортных одновинтовых вертолетов равным 18 кг/м.

Расчет массы главного редуктора

Масса главного редуктора рассчитывается по формуле (2.42):

(2.42)

где - коэффициент относительной массы главного редуктора (2.43):

(2.43)



К_гл.р - коэффициент массы главного редуктора, для средних и тяжёлых вертолётов, К_гл.р = 0,0748 кг/(Н•м); - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета. Так как , то .

Расчет массы узлов привода рулевого винта

Из условия балансировки вертолёта, тяга рулевого винта (2.44):

(2.44)

где - крутящий момент на валу несущего винта; - расстояние между осями несущего и рулевого винтов. Расстояние между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора между концами их лопастей:

(2.45)

где - зазор, принимаемый равным 0,15…0,25 м; - радиус рулевого винта. Так как , то

Максимальный крутящий момент на валу несущего винта равен реактивному моменту, действующему на корпус вертолёта (2.46):



(2.46)

Масса промежуточного редуктора рассчитывается как:

(2.47)

где - коэффициент относительной массы промежуточного редуктора (2.48):

(2.48)

- коэффициент массы промежуточного редуктора

Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт (2.49):

(2.49)

где - коэффициент относительной массы хвостового редуктора (2.50):



(2.50)

К_х.р - коэффициент массы хвостового редуктора, для средних и тяжёлых вертолётов К_х.р = 0,105 кг/(Н•м)^0,8.

Масса m_в трансмиссионного вала (2.51):

(2.51)

где a_т.в-коэффициент относительной массы трансмиссионного вала (2.52):

(2.52)

К_т.в-коэффициент массы трансмиссионного вала, для средних и тяжёлых вертолётов К_т.в = 0,0318 кг^1/3с⁴/м^7/3; - угловая скорость трансмиссионного вала, щ_тв = 314 1/с.

Расчет массы и основных размеров рулевого винта

Масса рулевого винта складывается из массы его лопастей и втулки (2.53):



(2.53)

где - суммарная масса лопастей рулевого винта (2.54):

(2.54)

где у_рв - коэффициент заполнения рулевого винта, .

Длина хорды и относительное удлинение лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам (2.55) и (2.56) соответственно:

, (2.55)

где - число лопастей несущего винта,

(2.56)

Масса втулки рулевого винта (2.57):

(2.57)



где - весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей, при ? 4 ; щ_рвR_рв - окружная скорость рулевого винта, м/с, можно принять щ_рвR_рв ? щR; - относительная масса лопасти рулевого винта, вычисляется как (2.58):

(2.58)

Расчет массы топлива

При расчёте массы топлива m_т для полёта на заданную дальность L_max предполагается, что полёт совершается на высоте Н = 500 м с крейсерской скоростью V_кр при щR = const (2.59):

(2.59)

где - относительная масса топлива второго приближения, вычисляется как (2.60):



(2.60)

где К_т - коэффициент, учитывающий 5%-ный навигационный запас топлива, расход топлива на переходных режимах, а также запас топлива на возможные неточности расчёта и т.д., К_т ? 1,19; V_кр - крейсерская скорость полёта вертолёта, V_кр ? 0,86V_max ? 0,86 • 274 = 236, км/ч; N_кр - степень дросселирования на крейсерском режиме, N_кр = 0,76…0,81; C_e - удельный расход топлива при работе двигателей на крейсерском режиме (2.61):

(2.61)

где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей, - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета, который определяется по формуле (2.62):

(2.62)

- удельный расход топлива на взлетном режиме, ; - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от температуры, - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от высоты полета, ;



Расчет массы двигательной установки вертолета

Масса двигательной установки с системами и вспомогательной силовой установкой рассчитывается по формуле (2.63):

(2.63)

где г_дв - удельная масса двигателя, для современных вертолётных двигателей большой мощности (свыше 2000 кВт) - г_дв ? 0,08…0,12 кг/кВт; К_с - коэффициент, учитывающий увеличение массы двигательной установки за счёт систем: охлаждения, противопожарной, запуска, узлов крепления двигателей, масляных систем двигателей и главного редуктора, масла, К_с ? 0,04…0,05 кг/кВт; К_тс - коэффициент, характеризующий увеличение массы двигательной установки за счёт топливной системы, К_тс = 0,07…0,09; - относительная масса вспомогательной силовой установки (ВСУ), = 0,005…0,008 (отсюда масса ВСУ ).

Исходя из формулы (2.63) масса одного двигателя будет соответственно (2.64):

(2.64)

Масса топливной системы (2.65):

(2.65)



Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета

Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле (2.67):

(2.67)

где К_ф - коэффициент относительной массы фюзеляжа, К_ф ? 1,7 кг^0,75м^1,76;

где - площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по по формуле (2.68):

(2.68)

Масса горизонтального оперения определяется по формуле (2.69):

(2.69)

где S_го - площадь горизонтального оперения (стабилизатора), в проектных расчётах можно приближённо принять:

К_го - удельная масса горизонтального оперения, К_го = 2,4…5,6 кг/м².

Масса шасси вертолета равна (2.70):



(2.70)

где - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси. Так как в проектируемом вертолете предусмотрено убираемое шасси, то

Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле (2.71):

(2.71)

где К_пров - коэффициент, учитывающий массу единицы длины электропроводки, кг/м; К_эо - коэффициент массы электрооборудования, определяемого функционированием противообледенительной системы, кг/м²; F_Ул - общая площадь лопастей, пропорционально связанная с площадью их обогреваемой поверхности (2.72):

(2.72)

Массы прочего оборудования вычисляется по формуле (2.73):

(2.73)



2.6 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов (2.74):

(2.74)

Взлетная масса вертолета второго приближения (2.75):

(2.75)

Определяется относительное отклонение масс первого и второго приближения (2.76):

(2.76)

Относительное отклонение масс первого и второго приближения удовлетворяет условию . Это значит, что расчет параметров вертолета выполнен верно.

2.7 Описание компоновки вертолета

Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и трехопорным убирающимся шасси.

Фюзеляж вертолета цельнометаллический, типа полумонокок. Отдельные секции кабины экипажа изготовлены из композиционных материалов на основе стекло-эпоксидного пластика. Кабина экипажа трехместная, с расположенными рядом сиденьями летчиков и оператора. Остекление кабины обеспечивает хороший обзор, правый и левый сдвижные блистеры снабжены механизмами аварийного сбрасывания. Боковые обтекатели обеспечивают дополнительную плавучесть и увеличивают поперечную устойчивость вертолета в воде. В грузовой кабине размерами 9,14х1,98х2,29 м пол рассчитан на нагрузку 1480 кг/м². В кабине размещается 38 пассажиров, в санитарном варианте - 24 раненых на носилках и 4 санитара. Вделанные в пол крепежные кольца рассчитаны на усилия 2270, 4535 и 3070 кг. Погрузочная рампа с гидравлическим приводом рассчитана на нагрузку 1360 кг. В кабине имеются две электрические грузовые лебедки с дистанционным управлением грузоподъемностью по 900 кг и буксировочная - грузоподъемностью 3175 кг с системой управления скоростью подъема груза.

Шасси трехопорное, убирающееся, со сдвоенными колесами на опорах: передняя опора убирается назад в фюзеляж, задние опоры убираются вперед, в отсеки в боковых обтекателях. Предусмотрено регулирование высоты фюзеляжа над землей в пределах 0,2 м путем изменения хода стоек главных опор шасси. Колея шасси 3,96 м, база шасси 8 м.

Несущий винт шестилопастной, с шарнирным креплением лопастей, имеет совмещенные вертикальные и горизонтальные шарниры. Лонжерон лопасти овального сечения и ступица втулки выполнены из титанового сплава, сотовый заполнитель лопасти изготовлен из стекловолокна, а обшивка - из композиционных материалов на основе эпоксидного стеклопластика. Лопасти прямоугольной формы в плане. Ось несущего винта отклонена от вертикальной оси вертолета вперед и вбок на 3°. Хорда лопасти 0,752 м, окружная скорость концов лопастей 225 м/с.

Рулевой винт четырехлопастной, диаметром 4,56 м, с шарнирным креплением лопастей. В конструкции рулевого винта использованы титановые сплавы.

Силовая установка - 2 турбовальных двигателя Д-25В общей мощностью 8202 кВт. Двигатели установлены на фюзеляже в мотогондолах. Боковые панели гондол откидываются на шарнирах, образуя платформы для обслуживания. Валы двигателей выходят под углом к центральному редуктору и отсеку вспомогательных агрегатов. Выхлопные сопла двигателей отклонены наружу под углом 24°.

Трансмиссия состоит из главного редуктора, промежуточного и хвостового редукторов, хвостового вала, муфты свободного хода, тормоза несущего винта, вала и редуктора вспомогательной силовой установки. В системе трансмиссии используются титановые сплавы.

Топливная система включает два протектированных бака общей емкостью 3256Ч0,7=4651,5 л, расположенные в боковых обтекателях, и две помпы, находящиеся непосредственно у двигателей.

Электросистема состоит из двух изолированных цепей, одна из которых питается от генератора переменного тока, создающего напряжение 115-120В, а вторая цепь питается от генератора постоянного тока с напряжением 28В. Генераторы приводятся от главного редуктора несущего винта.

Система управления бустерная, дублированная, с гидроусилителями включает систему автоматической стабилизации с цифровым вычислительным устройством. Пилотажный комплекс вертолёта ПКВ-26-1 состоит из четырёхканального автопилота ВУАП-1, системы управления и гашения колебаний груза на внешней подвеске. Вертолёт оборудован метеолокатором, средствами связи, а также телевизионной аппаратурой для визуального наблюдения за состоянием груза.

Система отопления и вентиляции обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров, ПОС защищает от обледенения лопасти несущего и рулевого винтов, передние стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.

Радиоэлектронное и навигационное оборудование вертолёта позволяет выполнять разнообразные задачи в сложных метеорологических условиях в любое время суток. Входящий в его состав навигационный комплекс включает в себя комбинированную курсовую систему «Гребень-2», пилотажный командный прибор ПКП-77М, радиоэлектронную систему ближней навигации «Веер-М», радиовысотомер, автоматические радиокомпасы и доплеровский измеритель скорости и угла сноса.

Вертолёт может быть использован для задач как военного, так и гражданского характера, а также для проведения поисково-спасательных операций, в том числе для эвакуации грузов или транспортных средств массой до 10 т.

Тяжелый вертолет одновинтовой схемы на базе прототипа вертолета CH-53 с максимальной взлетной массой 22000 кг.

Расчеты выполняются по выбранным оптимальным данным прототипов. Определяется необходимая мощность, исходя из рассчитанных летно-технических характеристик вертолета и выбирается силовая установка - два турбовальных двигателя Д-25В мощностью 2Ч4101 кВт. Далее рассчитывается масса отдельных узлов, агрегатов и необходимая масса топлива вертолета. В итоге сравниваются взлетные массы вертолета первого и второго приближений, по отклонению которых определяется правильность выполненных расчетов.



3. Анализ технологической оснастки для сборки секции фюзеляжа вертолета

3.1 Способ и установка для сборки секции фюзеляжа вертолета

Изобретение относится к способу изготовления летательных аппаратов (ЛА). Во время изготовления ЛА оправку пропускают через шпангоуты. Шпангоуты установлены в кассете. Во время пропускания шпангоуты перемещают на оправке при помощи средств для перемещения, установленных в кассете. Достигается упрощение сборки секции фюзеляжа, сокращение времени циклов сборки.