Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы вертолета

Ознакомление с определением рациональной схемы конструкции вертолета и оптимального распределения материала по ее элементам. Расчет массы, летно-технических характеристик и шасси. Определение параметров амортизатора. Эскизная компоновка и центровка.

Рубрика Транспорт
Вид курсовая работа
Язык русский
Дата добавления 29.10.2014
Размер файла 1,2 M

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Содержание

1. Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы вертолета

2. Расчет массы вертолета

3. Ведомость масс вертолета

4. Расчет летно-технических характеристик вертолета

5. Расчет шасси вертолета

6. Подбор колес шасси

7. Определение конструктивных параметров жидкостно-газового амортизатора

8. Расчет топливной системы вертолета

9. Эскизная компоновка и центровка

10. Определение центра масс

11. Определение центровки вертолета

Список литературы

1. Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы вертолета

Одной из основных задач конструирования вертолета является оптимизация его конструктивно-силовой схемы путем определения рациональной схемы конструкции и оптимального распределения конструкционного материала по ее элементам с учетом заданных условий. Особое внимание должно быть при конструировании вертолета уделено вопросам надежности и определения ресурса основных силовых элементов конструкции.

Конструирование оптимальных авиационных конструкций является сложной комплексной задачей, так как в процессе конструирования затрагивается широкий круг вопросов, связанных с прочностью, технологией производства, условиями эксплуатации и т.д. На каждом этапе конструирования формируются некоторые характерные промежуточные критерии оптимальности для упрощения ряда задач.

Наиболее сложной задачей конструирования является задача отыскания оптимальной конструктивно-силовой схемы вертолета, удовлетворяющей требованиям минимума массы, прочности, жесткости и ресурса. Сложность этой задачи заключается в математическом описании технологии конструкции. Часто силовая схема определяется на основании компоновочных или технологических требований.

Примером оптимизации конструкции в пределах силовой схемы может служить задача отыскания оптимального распределения материала в конструкции силового кессона, находящегося под действием нагрузки, где варьируемым параметром может быть толщина обшивки.

Основной задачей инженера является создание конструкции агрегатов вертолета минимальной массы при выполнении всех предъявляемых к ним требованиям. Минимальная масса конструируемого агрегата, узла, детали обуславливается рациональной конфигурацией, прогрессивной технологией и минимально допускаемыми запасами прочности.

Наиболее универсальным критерием оценки эффективности применения вертолета является соотношение между полезной работой, им выполняемой, и суммарными затратами на создание и эксплуатацию такого вертолета. Однако такую оценку вновь проектируемого вертолета не всегда возможно осуществить.

При курсовом проектировании необходимо задаться критериями, определяющими функциональную, производственную и эксплуатационную эффективность. Критерий функциональной эффективности характеризует полноту и уровень технического (и в том числе весового) совершенства: для транспортных и пассажирских машин - это транспортная эффективность, для вертолетов-кранов - крановая эффективность.

Критерий производственной эффективности позволяет оценить вертолет с точки зрения технологичности конструкции и условий, связанных с производством, критерий эксплуатационной эффективности - различные аппараты с точки зрения их эксплуатационных качеств.

Показателями функциональной эффективности вертолета являются три основных фактора: производительность, т.е. величина, характеризующая объем полезной работы, выполняемой в единицу времени; весовое совершенство вертолета, характеризуемое обычно соотношениями между полетной массой, полезной нагрузкой и массой конструкции; экономичность вертолета с точки зрения расходования топлива.

Экономичность вертолета зависит, с одной стороны, от аэродинамического совершенства или качества, определяющего потребную для полета модность, и, с другой стороны, от экономичности силовой установки, которая характеризует расход топлива, соответствующий потребной для полета мощности.

При проектировании вертолета студент должен опираться на такой критерий, который позволит одновременно учесть основные факторы, определяющие его транспортную эффективность.

Весовую отдачу следует определять как частное от деления разности между взлетной массой и массой пустого вертолета на взлетную массу вертолета, или как отношение массы полной нагрузки к взлетной массе:

=

где - взлетная масса; - масса пустого вертолета; - масса полной нагрузки.

Критерий весовой отдачи часто применяется как для оценки совершенства конкретного вертолета, так и для сравнения между собой нескольких машин. При проектировании нового вертолета необходимо стремиться получить наибольшую весовую отдачу.

Во многом весовая отдача будущей машины определяется параметрами ее основных агрегатов, силовой установки, комплекса оборудования. Поэтому при выборе параметров будущей машины надо обязательно учитывать факторы, определяющие характеристики этих систем.

Однако при оценке транспортных возможностей вертолетов могут быть допущены ошибки в использовании весовой отдачи как основного критерия оптимизации. Например, два равных по весу вертолета, имеющих равные весовые отдачи, но не одинаковые километровые расходы топлива (из-за различия удельных расходов двигателей), будут не равноценны с точки зрения их транспортных возможностей. Вследствие этого, весовая отдача не может использоваться как обобщающий критерий транспортной эффективности разрабатываемой машины.

Производительность является важным критерием транспортного совершенства вертолета. Максимальная производительность определяется произведением максимальной массы коммерческой нагрузки, перевозимой на заданую дальность, на скорость по расписанию:

где тком - масса коммерческой нагрузки; уР - скорость по расписа-нию, учитывающая потери времени, затраченные на маневрирование до взлета и после посадки, затраты времени, необходимые на набор высоты и снижение.

Обычно скорость по расписанию связана с крейсерской скоростью через коэффициент ку, () поэтому производительность можно определить по формуле:

П==0.95Ч2160Ч220=451440

где - крейсерская скорость.

При решении проблем конкретного проектирования, когда студенту заданы определенные значения крейсерской скорости и величины перевозимого груза на заданную дальность, производительность не может быть критерием оптимизации, так как все сравниваемые варианты, удовлетворяющие заданным условиям, будут иметь практически одинаковую производительность. Поэтому удельную производительность следует определить по формуле:

=

Таким образом, можно получить критерий и произвести оценку проектируемого вертолета с точки зрения его весового совершенства с учетом производительности.

Если разделить удельную производительность на удельный расход топлива, то можно получить критерий для оценки транспортной эффективности вертолетов с учетом трех факторов: наибольшей производительности, лучшим весовым совершенством и наименьшим расходом топлива. Критерий приведенной производительности необходимо вычислить по формуле:

=

где - удельный расход топлива;

q - километровый расход топлива, определяемый по уравнению:

где к - качество воздушного судна; - коэффициент, учитывающий использование мощности и КПД двигателя; Секр - удельный расход топлива на крейсерском режиме полета.

Километровый расход топлива можно рассчитать по формуле:

q=

где тт - запас топлива; L- соответствующая этому запасу топлива дальность полета.

Значение приведенной производительности можно представить в следующей форме:

=0.95Ч

Первое выражение удобно использовать для подсчета значений приведенной производительности уже спроектированных вертолетов, а второе выражение - для оценки влияния на приведенную производительность отдельных входящих в него параметров при проектировании.

Таким образом, приведенная производительность может быть использована в качестве более полного критерия с учетом трех факторов при рассмотрении различных вариантов проектируемого транспортного вертолета, при оценке выбранного варианта и при сравнении транспортных или пассажирских вертолетов разных весовых категорий.

2. Расчет массы вертолета

При курсовом и дипломном проектировании вертолетов важным разделом является расчет массы вертолета. От тщательного выполнения этого раздела будут зависеть производительность и себестоимость работ спроектированного вертолета.

Расчет масс вертолета можно проводить в два этапа: расчет массы вертолета в первом приближении и расчет массы вертолета во втором приближении с составлением ведомости масс вертолета.

В расчетах масс вертолета необходимо использовать статистические данные однотипных вертолетов для более рационального и обоснованного выбора и оценки параметров и характеристик проектируемого вертолета.

Взлетную массу вертолета в первом приближении следует определять по формуле:

где - коэффициент коммерческой отдачи, взятый из статистических данных.

Для пассажирского вертолета

= 90 ,

где - количество пассажиров.

Для грузового вертолета

=,

где тгр - масса груза.

Взлетную массу вертолета во втором приближении надо определять, как сумму масс частей вертолета, агрегатов и его систем. При расчете массы вертолета во втором приближении рекомендуется последовательно определить массу силовой установки, топлива и топливной системы, рулевого винта, трансмиссии, фюзеляжа, системы управления, шасси, оборудования.

Статистические данные проектируемого вертолета приведены в таблице 1.

Таблица 1

Параметры проектируемого вертолета

Величина

1

2

Ми-8

Ми-17

3

1

Взлетная масса, кг

12000

13000

11100

2

Количество пассажиров, чел.

28

22

24

3

Масса коммерческой нагрузки, кг

0-4000

0-5000

2160

4

Масса полной нагрузки, кг

4500

5

Относительная масса коммерческой нагрузки, °А

0-0.33

0-0.38

0.194

6

Относительная масса полной нагрузки, %

0.405

7

Количество двигателей, шт

2

2

2

8

Тип двигателей, марка

ТВ2-117А

ТВ3-117МТ

ТВ3-117ВМ

9

Суммарная мощность, кВт

2200

2800

2868

10

Диаметр несущего винта, м

21.28

21.29

20.48

11

Количество лопастей на несущем винте, шт

5

5

5

12

Коэффициент заполнения несущего винта

0.0777

0.0747

0.0748

1

Диаметр рулевого винта, м

1.74

1.75

1.744

2

Количество лопастей на рулевого викте, шт

3

3

3

3

Расстояние между осями несущего и рулевого, м

-

-

12.848

4

Максимальная скорость на высоте Н = 500 м, км/ч

250

250

260

5

Крейсерская скорость на высоте Н = 500 м, км/ч

225

240

230

6

Динамический потолок, м

4500

5000

6000

7

Статический потолок, м

1500

3500

3980

8

Дальность полета, км

365

465

510

9

Удельная нагрузка на ометаемую площадь,

32

33

33

Масса несущего винта включает массу лопастей и массу втулки, При определении массы лопастей несущего винта вертолета следует учитывать, что вертолеты общего назначения должны работать на режиме висения вблизи земли и скорость отбрасываемого винтом потока воздуха должна быть строго ограничена. Скорость отбрасываемого винтом воздуха зависит от средней удельной нагрузки на ометаемую винтом поверхность Р, поэтому вводятся ограничения по Р.

Для вертолетов, не предназначенных для выполнения монтажных работ, при которых под вертолетом находятся люди, Р ?0.70...0.80 кН/м2.

Для вертолетов-кранов, используемых для монтажных работ, при которых под вертолетом на режиме висения находится специально обученный и экипированный персонал, Р ?0.50...0.60 кН/м2.

Для вертолетов, используемых для подъема людей на режиме висения, Р ?0.30…0.35 кН/м2.

По выбранной Р для проектируемого вертолета можно определить радиус лопасти несущего винта:

= = 10.24 м

По статистическим данным необходимо определить количество лопастей несущего винта и хорду лопасти несущего винта b. Для лопасти со стальным трубчатым лонжероном и стеклопластиковым каркасом b 0.45... 1.00 м и дюралю-миниевым прессованным лонжероном b0.25...0.80м.

Коэффициент заполнения можно определить по формуле:

= = = 0.0748

где - средняя хорда лопасти.

Массу одной лопасти можно рассчитать по уравнению:

= = Ч0.52Ч10.644 = 115.5 кг

где kл - весовой коэффициент, учитывающий размеры лопасти; - хорда лопас-ти на 0.7.

Массу комплекта лопастей можно найти по уравнению:

== 115.55 = 577.5 кг

Массу втулки несущего винта необходимо определять в зависимости от центробежной силы лопасти, которую можно вычислить по формуле:

= = Ч

где g - ускорение свободного падения; - угловая скорость;

- относительная координата центра масс лопасти.

Чтобы учесть действие на втулку несущего винта различных величин центробежной силы, крутящего момента, числа лопастей несущего винта, при расчете массы можно воспользоваться формулой М. А. Лейканда:

где =1.15; =1.05 при <4 и = 1.00 + ( - 4) при 4 - коэффициент, учитывающий количество лопастей.

Масса силовой установки в значительной степени зависит от мощности на валу несущего винта. Одним из наиболее нагруженных (по потребляемой мощности) режимов полета вертолета считается висение на высоте статического потолка. Поэтому для дальнейших расчетов можно пользоваться потребной мощностью на валу несущего винта, определенной для режима висения вертолета на высоте статического потолка:

=

где тк - коэффициент мощности; - плотность воздуха; - окружная скорость конца лопасти; F - площадь ометаемой поверхности.

Для режима висения на высоте статического потолка коэффициент мощности равен:

где - коэффициент учета крутки лопасти; - коэффициент взаимного влияния (для одновинтового вертолета =1.00), приведены в таблице 2; коэффициент потерь тяги:

- эффективный относительный радиус НВ:

- коэффициент тяги:

- нагрузка на ометаемую площадь:

- относительная масс топлива:

- относительная плотность воздуха на высоте:

где - плотность воздуха на высоте; - плотность воздуха на земле; - коэффициент, зачитывающий потери тяги из-за обдувки частей вертолета, находящихся в струе винта (для бескрылых вертолетов =1.02);

- относительный радиус втулки:

где - радиус втулки; =0.02 - среднее по диску несущего винта значение коэффициента профильного сопротивления, определяемое для среднего коэффи-циента подъемной силы:

по поляре профиля в сечении r =0.7; кт,кр - коэффициенты учета фермы лопасти в плане; тсж=2.75Ч10-4 - приращение коэффициента профильной мощности из-за сжимаемости воздуха.

Таблица 2

Тип лопасти

2

Прямоугольная незакрученная лопасть

Диаметр рулевого винта, мм

1.095

1.000

1.000

Прямоугольная лопасть с круткой 5...9°

Количество лопастей на рулевого викте, шт

1.050

1.000

1.000

Прямоугольная лопасть с круткой 12...15°

Расстояние между осями несущего и рулевого, м

1.020

1.000

1.000

Трапециевидная незакрученная лопасть

Максимальная скорость на высоте Н = 500 м, км/ч

1.040

0.880

1.050

Трапециевидная лопасть с круткой

Крейсерская скорость на высоте Н = 500 м, км/ч

1.020

0.880

1.050

Таблица 3

Н

0

500

1000

1500

2000

2500

3000

3500

4000

5000

А

1.000

0.966

0.934

0.903

0.871

0.841

0.812

0.782

0.755

0.700

1.000

0.953

0.907

0.864

0.822

0.781

0.742

0.705

0.677

0.600

Так как относительная масса топлива еще не известна, то в первом приближе-нии ее можно задать, основываясь на статистических данных и требуемой дальности полета (приведены в таблице 4).

Таблица 4

Дальность полета, км

Относительная масса топлива

400

0.10

600

0.15

800

0.20

Потребную мощность двигателей на входе в главный редуктор на режиме висения на высоте статического потолка модно определить как:

где - коэффициент использования мощности:

= 0.96 - коэффициент использования мощности несущим винтом;

= 0.05…0.12 (малые значения относятся к легким по взлетной массе вертолетам);

= 0.94 - коэффициент использования мощности рулевым винтом;

- относительная потребная мощность для привода агрегатов:

= 0.05…0.012 у вертолетов средней грузоподъемности;

= 0.012…0.025 у легких вертолетов.

Обычно для обеспечения необходимых летных характеристик вертолета во всем требуемом диапазоне высот и температур наружного воздуха на вертолет ставят двигатель, мощность которого в стандартных условиях у земли оказывается излишне большой. Чтобы не перегружать трансмиссию, его мощность с помощью регулирующей аппаратуры ограничивают величиной, необходимой для обеспечения требуемых характеристик вертолета, определяемых по режиму висения в заданных по высоте и температуре наружного воздуха условиях. Этой величиной мощность ограничивается на всех высотах, начиная от Н = 0 м и до высоты начала ограничений.

Поскольку ограничения мощности практически не влияют на массу двигателя, то его удельную массу молено оценивать по той максимальной мощности, которая была бы при Н = 0 м, если бы никаких регулировочных ограничений не вводилось.

При расчетах масс вертолетов удобнее массу двигателя относить к максимальной мощности, приведенной к высоте Н = 500 м, а не к высоте Н = 0 м, на которой требуется выполнять полет для проверки заданной дальности вертолета. Для приведения мощности двигателя к высоте Н = 500 м, необходимо приме-нять коэффициент , характеризующий изменение мощности двигателя по высоте:

Приведенную мощность одного двигателя можно определить по формуле:

где - количество двигателей.

Двигатели для проектируемого вертолета следует подбирать из справочной литературы по потребной мощности . Данные выбранного двигателя заносятся в ведомость статистических данных проектируемого вертолета.

В предварительных расчетах массу двигателей можно определить по формуле:

где = 1,0... 1,2 - весовой коэффициент двигателей.

Массу систем силовой установки, включающих в себя крепление двигателей, системы всасывания и выхлопа, масляную и противопожарную системы, удобно отнести к приведенной мощности:

где = 0,04...0,05 - весовой коэффициент силовой установки. В целом по силовой установке вертолета без топливной системы можно принять:

где - удельная масса силовом установки:

Массу топлива следует определять по формуле:

где = 1,19 - коэффициент, учитывающий 5 % - ный навигационный запас, расход топлива на переходных режимах и запас возможных неточностей расчета; - удельный расход топлива в горизонтальном полете; - номинальная мощность двигателей; L- дальность полета; - скорость горизонта-льного полета.

Масса топливной системы зависит от полного запаса топлива:

Для топливной системы одновинтового вертолета с протестированными баками можно достигнуть значений коэффициента =0.07...0.09. Для системы без протестированных баков возможно снижение этого коэффициента до значения =0.06... 0.07.

Масса топливной системы двухвинтовых вертолетов продольной и поперечной схемы возрастает, если баки достаточно далеко отнесены от двигателей.

Применение гермоотсеков, масса которых обычно относится к конструкции планера, может привести к снижению коэффициента до ?0.035...0.040.

Для вертолетов одновинтовой и продольной схемы массу капотов удобно включать в массу фюзеляжа. Выделение массы капотов из массы фюзеляжа вертолетов поперечной схемы необходимо для более точного определения массы гондолы, требующейся при расчете консолей крепления винтов. Массу каркасных капотов следует определять по формуле:

где =4.5...5.5кг/м2 - статистический коэффициент массы калотов; - площадь поверхности капотов, м.

Значения массы двигателей, масляной и противопожарной систем в дальнейшем конкретизируются после расчетов по подбору двигателя. Паспортные данные двигателей можно занести в ведомость масс вертолета и откорректировать за счет них значения массы систем силовых установок .

Массы элементов рулевых винтов одновинтового вертолета подчиняются тем же законам, что и массы элементов несущего винта.

Однако рулевой винт работает в существенно более тяжелых условиях в широком диапазоне изменения тяг и углов атаки, в условиях разворотов с большими угловыми скоростями на висении у земли по сравнению с несущим винтом. Лопасти рулевого винта испытывают большие нагрузки при ударе незашвартованной лопасти об ограничитель махового движения при порыве шквального ветра.

Коэффициент заполнения рулевого винта:

Количество лопастей рулевого винта обычно меньше количества лопастей несущего винта и приближенно определяется по формуле:

По статистическим данным необходимо определить хорду лопасти рулевого винта. Для лопасти деревянной конструкции b = 0,10…0,25 м и для лопасти выпол-ненной из композиционных материалов и дюралюминия т.

Радиус рулевого винта можно определить по формуле:

Расстояние между осями несущего и хвостового винта:

где = 0,25 м - зазор, необходимый для изменения в небольших пределах диаметров несущего и рулевого винтов.

Массу одной лопасти рулевого винта можно определить по формуле:

Центробежная сила, действующая на каждую лопасть рулевого винта:

где - угловая скорость лопастей несущего винта (по статистическим данным частота вращения рулевых винтов - отно-сительная координата центра масс лопасти рулевого винта определяется по формуле:

Массу втулки рулевого винта можно определить по формуле:

Масса трансмиссии вертолета находится в прямой зависимости от передаваемого крутящего момента.

Для передачи крутящего момента от силовой установки к несущему и рулевому винтам используется трансмиссия, включающая главный, промежуточные и хвостовые редукторы, а также валы трансмиссии. Для определения массы трансмиссии необходимо иметь ее предварительную кинематическую схему, а также знать взлетную и номинальную мощность силовой установки. Таким образом, массу, трансмиссии следует рассчитывать по уравнению:

где - масса главного редуктора; - масса промежуточного редуктора; - масса хвостового редуктора; - масса валов трансмиссии.

Массу главного редуктора надо определять величиной крутящего момента, передаваемого на несущий винт:

- коэффициент, сопоставимый для редукторов одного размера, сходных схем и передаточных отношений.

Анализ данных масс построенных редукторов показывает, что уменьшение величин передаваемых крутящих моментов приводит к увеличению , так как нельзя уменьшать бесконечно стенки шестерен и корпусов, по статистике =0.340...0.525.

Промежуточные и хвостовые редукторы обычно имеют очень малые передаточные отношения и состоят из двух конических шестерен. Так как крутящие моменты, передаваемые этими редукторами, изменяются в широких пределах, в формулу для определения массы этих редукторов следует вводить эквивалентный крутящий момент:

где - крутящий момент хвостового винта.

Для современных промежуточных и хвостовых редукторов можно принять: =0.70...0.90; =0.65...0.80.

Расчеты показывают, что для одновинтового вертолета с достаточной степенью точности эквивалентный крутящий момент может быть принят равным моменту на ведомом валу редуктора на режиме висения при Н = .

Если для одновинтового вертолета масса трансмиссионных валов относительно невелика, то для поперечной и особенно продольной схемы их масса оказывается столь значительной, что существенно влияет на общую массу конструкции вертолета.

Выбор размеров трубы вала производится по потере устойчивости, которая может произойти при разрушающем крутящем моменте

Массу трансмиссионных валов следует определить по формуле:

где = 0,06…0,08 - массовый коэффициент валов; - число валов; - суммарная длина валов трансмиссии; - коэффициент эксплуатационной пере-грузки (, если двигатели расположены в одном месте, , если двигатели разнесены); = 1,5 - коэффициент безопасности; - крутящий момент, передаваемый валом ( для двухвинтовых вер-толетов, для одновинтовых вертолетов).

Перед выполнением расчета масс фюзеляжа должна быть сделана самая предварительная общая компоновка вертолета, учитывающая требуемые размеры грузовой кабины, для определения основных отправных данных вертолета и его фюзеляжа, схемы двигательной установки и трансмиссии.

Размеры носовой части, где расположена кабина экипажа, должны соответствовать нормам летной годности вертолетов и эксплуатационнотехническим требованиям (ЭТТ), а для грузовой кабины и хвостовой балки следует использовать данные, приведенные в таблице 5.

Таблица 5

Схема вертолета

Взлетная масса, кг

Размеры грузовой кабины, мм

Хвостовая балка, мм

Ширина

Высота

Длина

Соосная

4000...4500

1200...1350

1700...1850

2000...3000

2200…2500

Одновинтовая

25 00...4000

1200...1350

1700...1850

2500...3000

3750...4500

4500...5000

Двухвинтовая

9000... 16000

1500... 1800

1900...2050

6000...8000

Продольная

18000...24000

2000...2500

2300...2450

9000... 13000

-

Поперечная

18000...24000

2000...2500

2450...2700

9000... 11000

-

Масса фюзеляжа не сильно зависит от действующих на вертолет нагрузок и связана с площадью поверхности, которой должна быть закрыта конструкция фюзеляжа. Предварительно массу фюзеляжа надо определять по формуле:

,

где - масса одного квадратного метра соответствующих частей вертолета; - площадь поверхности различных элементов фюзеляжа.

Если конструкция выполняется из одного материала с использованием одинаковых технологических приемов, формулу можно упростить:

,

где - средняя масса одного квадратного метра поверхности фюзеляжа; - смачиваемая поверхность фюзеляжа.

Значительное влияние на массу фюзеляжа оказывает распределение массы груза по длине , и высоте h рабочей части фюзеляжа.

При определении оптимального диаметра несущих и рулевого винтов очень важно учесть влияние на массу фюзеляжа расстояния между осями винтов , при сохранении по возможности длины рабочей части фюзеляжа . В этом случае массу фюзеляжа следует определять по формуле:

где - массовый коэффициент фюзеляжа; - относительное удлинение фюзеляжа.

Значения , , можно определить в соответствии со статистическими данными современных вертолетов.

При изменении диаметра несущего винта на вертолетах одновинтовой и поперечной схемы значение можно принять неизменным.

Система управления вертолетом для оценки массы состоит из двух частей:

- бустерной системы управления несущим винтом (или винтами, включая рулевой винт);

- проводки управления от командных рычагов до основных бустеров, называемую добустерной или ручной проводкой управления.

Различие между этими частями системы управления заключается в том, что бустерная система рассчитывается на нагрузки лопастей винтов, увеличивающиеся с размерами винтов, а добустерная система управления - только от усилий пилотов при однокаскадной системе управления и от усилий пилотов и малых бустеров в двухкаскадной системе управления:

где - масса системы управления вертолетом; - масса бустерной системы управления вертолетом; - масса ручной системы управления вертолетом.

Современный уровень совершенства конструкций автомата перекоса и бустеров позволяет сделать вывод, что относительная масса бустерного управления пропорциональна хорде лопасти, ее радиусу и не зависит ни от каких других параметров вертолета:

,

где = 13...14.

В состав ручной проводки управления кроме управления до основных бустеров вводятся другие виды управления, в той числе системы управления двигателями, стабилизатором, системой управления грузовым створками, трапами и капотами. У одновинтового и соосного вертолета длины всех проводок, кроме проводки к рулевому винту, невелики. Считая общую длину проводки пропорциональной радиусу лопасти, молено принять:

,

где =7..10 кг/м для вертолетов, не имеющих вспомогательных систем;

=18...25 кг/м вертолетов, имеющих вспомогательное управление, в том числе и систему уборки и выпуска шасси.

Для двухвинтовых вертолетов продольной и поперечной схемы длина проводки возрастает. Полагая длину такой проводки пропорциональной расстоянию между винтами , ее массу можно оценить по формуле:

где = 30 кг/м для вертолетов продольной схемы; =35 кг/м для вертолетов поперечной схемы. Применение электрической системы управления может снизить значения в 1.5…2,0 раза для вертолетов поперечной схемы.

Массу шасси следует оценивать в процентах от взлетной массы. Коэффициент кш зависит от величины приведенных нагрузок на стойки шасси, а также их конструктивного исполнения. В частности, масса убирающегося шасси скоростных вертолетов возрастает за счет уборки и выпуска цилиндров и замков.

Наиболее рационально распределяются приведенные нагрузки для вертолетов одновинтовой и соосной схемы, для которых = 0,02, для продольной схемы = 0,024, для вертолета поперечной схемы = 0,028.

Тогда, используя статистические данные, массу шасси молено определить по формуле:

где - взлетная масса проектируемого вертолета.

Статистика показывает, что наиболее легкими оказываются полозковые шасси легких вертолетов = 0.01, а, наиболее тяжелыми - шасси вертолета-крана, рассчитанного на перевозку грузов, закрепленных между опорами шасси, как у вертолета Ми -8 = 0.06.

Масса оборудования должна включать в себя массы пилотажно- навигационного и приборного оборудования , радиооборудования , электрооборудования , оборудования кабин экипажа, салона и грузовой кабины , а также ряда систем специального оборудования :

Масса всех видов оборудования значительно зависит от назначения вертолета, его размеров и схемы, поэтому ее можно определить достаточно точно на заключительном этапе путем суммирования. Так как значительная часть массы приходится на электрооборудование, то с учетом массы генераторов, проводов и электронагревателей лопастей можно определить массу электрооборудования:

где = 22...24 кг/м; = R лопасти; = 5...6 кг/м2; - суммарная площадь лопастей.

Массу оборудования гражданских вертолетов без электрооборудования необходимо рассчитать по формуле:

где массовый коэффициент может измениться в диапазона от =1.6 ДО =2.65 в зависимости от ЭТТ.

На основании вышеизложенных формул, массу оборудования вертолета следует определить по формуле:

=904,65 кг

Полученные массы частей, агрегатов и систем вертолета следует занести в ведомость масс вертолета (таблица 6).

3. Ведомость масс вертолета

Таблица 6

Наименование объекта

Количество объектов

Масса, кг

Отн. масса

единицы

общая

1

2

3

4

5

Планер

Фюзеляж

1

1465

1465

Хвостовая балка

1

400

400

Концевая балка

-

-

-

Крыло

-

-

-

Оперение

1

100

100

Ручное управление

1

95

95

Бустерное управление

1

187

187

Переднее шасси

1

100

100

Основное шасси

2

122,5

245

Всего

2592

Несущая

система

Лопасти несущего винта

5

116

580

Втулка несущего винта

1

474

474

Рулевой винт

3

14,3

53

Втулка Рулевой винт

1

77

77

Всего

1184

Трансмиссия

Главный редуктор

1

789

789

Промежуточный редуктор

1

31

31

Хвостовой редуктор

1

49

49

Валы трансмиссии

2

26

52

Всего

921

Силовая установка

Двигатели

2

295

590

Крепления и капоты

10

5

50

Топливная система

1

218

218

Масляная система

1

50

50

Противопожарная система

1

10

10

Вспомогат. силовая установка

1

45

45

Всего

963

Оборудование

Пилотажно-навигационное

1

60

60

Радиооборудования

1

70

70

Электрооборудование

1

370

370

Автопилот

1

90

90

Отопитель

1

40

40

Кабина экипажа

1

220

220

Кабина вертолета

1

198

198

Десантно-транспортное

1

40

40

Специальное

1

60

60

Всего

1148

Снаряжение

Документы

-

20

20

Запчасти и принадлежности

-

40

40

Масло

-

70

70

Жидкости

-

30

30

Экипаж

3

75

225

Топливо

-

2423

2423

Пассажиры

24

75

1800

Багаж

-

15

15

Грузы

-

-

-

Всего

4623

Итого

11100

/

По относительным массам имеется возможность проверять правильность расчетов масс, в сравнении с вертолетами-прототипами, подобранными для таблицы статистических данных.

4. Расчет летно-технических характеристик вертолета

Летно-технические характеристики вертолета зависят от большого числа его конструктивных параметров. Соответствие ЛТХ проектируемого вертолета заданным ЭТТ является необходимым, но недостаточным условием оптимального проекта. Кроме того, должны быть выполнены требования устойчивости, управляемости, экономичности и т.п.

К летно-техническим характеристикам вертолета относятся область возможных режимов полета в координатах высоты-скорости, включающая минимальные и максимальные скорости горизонтального полета, статический и динамический потолки; максимальная скороподъемность и скороподъемность на вертикальном режиме полета, крейсерская и экономическая скорости полета; минимальная скорость снижения на режиме самовращения несущего винта; время набора высоты и т.д.

Указанные характеристики соответствуют так называемым квазиустановившимся режимам полета, на которых силы и моменты, действующие на вертолет, сбалансированы (уравновешены):

где - вектор равнодействующей всех сил, приложенных к вертолету; - вектор момента.

Расчет ЛТХ вертолета следует производить для режимов вертикального полета и полета с горизонтальной составляющей скорости.

Расчет ЛТХ вертолета необходимо выполнять методом мощностей, т.е. сопоставлением мощности, потребной для горизонтального полета и располагаемой мощности двигателя при установившихся режимах полета.

Равенство указанных мощностей соответствует горизонтальному полету, а избыток располагаемой мощности над потребной - набору высоты по прямолинейной траектории.

Располагаемую мощность, подводимую к несущим винтам вертолета, следует определять по формуле:

где - суммарная мощность двигателей при определенной степени их дроссели-рования, заданных атмосферных условиях, высоте и скорости полета.

Приближенно можно считать:

где - коэффициент, учитывающий потери мощности в трансмиссии на привод различных агрегатов и др.

В приближенных расчетах, для различных вертолетов, выполненных по соосной схеме, можно принять =0.95.

Коэффициент следует вычислять по формуле:

где - мощность, идущая на привод рулевого винта.

Мощность рекомендуется вычислять после расчета балансировки вертолета, в результате, которой можно найти силу тяги рулевого винта, необходимую для уравновешивания реактивного момента несущего винта.

Затраты мощности рулевого винта на режиме висения приближенно можно определить используя зависимость от относительного радиуса рулевого винта для различных значении нагрузок Р на ометаемую площадь и окружных скоростей (1- Р = 0.6 кПа, щR = 220 м/с; 2- Р = 0.5 кПа, щR = 220 м/с; 3- Р = 0.4 кПа, щR = 220 м/с; 4- Р = 0.3 кПа, щR = 210 м/с; 5- Р = 0.2 кПа, щR = 200 м/с.)

Если на вертолете установлен газотурбинный двигатель, то его мощность 1Чд можно определить по приближенной формуле:

где - максимальная (взлетная) мощность двигателя при стандартных атмосферных условиях и нулевой скорости полета;

- степень дросселирования двигателя, определяющая режим его работы; ,, - относительное изменение мощности от высоты, скорости полета и температуры окружающего воздуха.

В приближенных расчетах эти величины следует определять на основании осредненных для большого количества двигателей зависимостей.

Степень дросселирования двигателя зависит от количества топлива, подаваемого в камеру сгорания, времени непрерывной работы двигателя на заданном режиме - от температуры газов на лопатках турбины. Для вертолетных газотурбинных двигателей необходимо устанавливать следующие режимы работы: взлетный, номинальный, крейсерский, чрезвычайный.

Взлетный режим используется при вертикальном взлете вертолета и висении на больших высотах или при повышенной температуре окружающего воздуха. Работа двигателя на этом режиме обычно не превышает 5-10 мин. На номинальном режиме (=0.85...0.90) время непрерывной работы двигателя достигает 30 мин и более. На этом режиме осуществляется взлет и висение при стандартных условиях у земли, а также горизонтальный полет с максимальной скоростью. На крейсерском режиме (=0.76...0.81) время непрерывной работы двигателя не ограничивается и равно установленному для него ресурсу.

На этом режиме совершенствуются длительные по времени полеты вертолета.

На чрезвычайном режиме (=1.07...1.10) время работы двигателя резко ограничено и не превышает 2.5 мин.

Такой режим используется на двухдвигательных вертолетах для продолжения взлета или безопасной посадки в случае отказа одного из двигателей.

Для определения максимальной продолжительности и дальности полета необходимо использовать зависимости удельного расхода топлива двигателя от режима их работы, скорости полета и атмосферных условий:

где - удельный расход топлива при взлетной мощности;

, , , - изменение удельного расхода топлива в зависимости от высоты и скорости полета, температуры окружающего воздуха, степени дроссели-рования двигателя.

Мощность, потребную для вращения НВ на режиме висения и вертикального взлета, необходимо рассчитывать с учетом потерь на обдувку корпуса вертолета.

Потребную силу тяги в этом случае надо вычислять по формуле:

где - относительные потери тяги несущего винта, определяемые силой сопротивления планера вертолета, находящегося в струе от несущего винта.

На режимах вертикального взлета используется взлетная мощность двигателя, расчет которой рекомендуется проводить для ряда высот, начиная с Н = 0 м. Скороподъемность следует определять по избытку располагаемой мощности над потребной для висения на заданной высоте Н:

По результатам расчета надо построить зависимость vy = f(H) и определить практически статический потолок как максимальную высоту, на которой скорость подъема имеет конечное значение vy =0.5 м/с.

На основании этого графика следует построить барограмму взлета H = f(t), по которой рассчитать время I набора высоты .

Для заданной взлетной массы вертолета т0 и высоты R необходимо определить максимальную vmax и минимальную vmin скорости горизонтального полета по точкам пересечения кривых потребных и располагаемых мощностей.

Начиная с определенных высот, максимальную скорость можно ограничить условиями срыва потока на отступающей лопасти (vmax = vпр).

Для каждой скорости полета по избытку мощности ЛЫ следует определить скорость набора высоты:

Расчет необходимо выполнить для ряда высот и построить график зависимости , по которому необходимо определить динамический потолок вертолета.

Практический динамический потолок вертолета рекомендуется вычислить по высоте, на которой = 0.5 м/с.

Минимальную вертикальную составляющую скорости при снижении вертолета по наклонной траектории на режиме установившегося самовращения несущего винта приближенно можно определить по формуле:

где - минимальная потребная мощность горизонтального полета, кВт.

Кроме перечисленных скоростей для ряда высот необходимо найти экономическую скорость полета vэ, при которой достигается наибольшая Продолжительность полета tmax, и крейсерскую скорость vкр, при которой обеспечивается наибольшая дальность полета Lmax. Скорость vэ соответствует минимальному часовому расходу топлива :

а скорость vкр - минимальному километровому расходу qmin:

Для их определения необходимо построить зависимости часового и километрового расходов от скорости vy:

где -удельный расход топлива, вычисляемый для мощности двигателя ; -потребная мощность на заданной высоте и скорости горизонтального полета; - коэффициент использования мощность.

По графикам и следует определить минимальный часовой и километровый расходы топлива, а затем максимальные продолжительность и дальность полета:

Сопоставление продольной и одновинтовой схем вертолетов показывает, что создать вертолет продольной схемы с требуемыми летными характеристиками можно только с существенно большей, по сравнению с вертолетом одновинтовой схемы, взлетной массой и, соответственно, с двигателями большей мощности. При худшей весовой отдаче у этого вертолета будет более низкая экономичность. При той же взлетной массе вертолет продольной схемы будет иметь худшие летные данные, и не будет выполнять требований по величине перевозимого груза.

5. Расчет шасси вертолета

Конструктивно - силовую схему шасси необходимо выбирать исходя из назначения вертолета, условий эксплуатации и конкретных конструктивнокомпоновочных решений. Эксплуатационные требования определяют тип посадочного устройства шасси: колес, лодок, поплавков, полозьев.

На вертолетах ГА применяется, как правило, колесное шасси трехопорной или четырехопорной схемы с носовыми колесами, при этом основные опоры размещаются вблизи центра масс вертолета. Это объясняется тем, что данная схема имеет ряд существенных преимуществ по сравнению со схемой с хвостовым колесом: безопасная и более простая посадка вертолета в условиях плохой видимости, хорошая путевая устойчивость при взлете и посадке по- самолетному.

Данные методические указания ориентированы на проектирование шасси с передними опорами, но их также можно применять и для других конструктивных схем шасси.

Шасси с задним колесом следует применять в особых случаях, когда это оправдано компоновкой и требованиями, предъявляемыми к вертолету (низкое расположение хвостовой балки, установка специального оборудования на нижней поверхности носовой части фюзеляжа и т.д.). На стадии предэскизного и эскизного проектирования вертолета необходимо определить основные параметры шасси. Параметры шасси в большой степени влияют на облик и конструкцию вертолета, от них зависит клиренс (расстояние от нижней точки фюзеляжа до земли), силовая и геометрическая компоновка всего аппарата в целом.

Угол опрокидывания следует определить из условий безопасной посадки вертолета на режиме авторотации (на однодвигательном вертолете) и с одним отказавшим двигателем (на многодвигательном вертолете). По статистическим данным и =8...15° и и > лm, где лm -угол опрокидывания вертолета назад при предельно задней центровке.

Стояночный угол в - угол между строительной горизонталью фюзеляжа и поверхностью посадочной площадки необходимо выбрать из условий одновременного касания передними и основными колесами земли и равномерного обжатия амортизаторов при посадке вертолета с передней центровкой (при учете угла заклинения несущего винта вперед на 3-5°). Обычно угол в = 0...50.

При работах по специальному применению взлетно-посадочные площадки вертолета обычно находится вне оборудованных аэродромов. По этой причине параметры шасси необходимо выбрать такими, чтобы при полном обжатии колес и амортизаторов, передних и основных опор вертолет не касался земли нижней частью фюзеляжа. С этой целью клиренс должен быть не менее h=0.2 м (высота стандартной кочки). Значение клиренса можно определить по статистическим данным в зависимости от взлетной массы вертолета т0. Необходимо учесть, что определенное таким образом значение клиренса является первым приближением и впоследствии должно быть уточнено в зависимости от выбранной схемы стойки, амортизатора и колеса.

База шасси с = а + b. Расстояние b от колес основных опор шасси до центра масс вертолета следует выбирать из условий неопрокидывания вертолета на хвост на стоянке с уклоном лm <15°. Величина и также должна быть такой, чтобы вертолет при загрузке через задний люк не опрокидывался на хвостовую опору.

Расстояние от колес передних опор до центра масс следует определять с учетом того, что передняя опора шасси должна крепиться к силовому шпангоуту (силовой шпангоут стыка носовой и центральной частей фюзеляжа) и воспринимать 10-15% массы вертолета на стоянке. В случае не соблюдения указанных соотношений между a и b при данной силовой схеме фюзеляжа необходимо передвинуть переднюю или хвостовую опору фюзеляжа, применив дополнительные силовые шпангоуты, с учетом ограничения по углу опрокидывания.

6. Подбор колес шасси

Подбор колес для шасси вертолетов молено производить по значению стояночной нагрузки таким образом, чтобы 70 % истинной стояночной нагрузки, приходящейся на данное колесо при т0 не превышало Рст по каталогу. "Перегружение" колес по стояночной нагрузке обусловлено более легким режимом их работы по сравнению с самолетными колесами.

Расчетные стояночные нагрузки молено определить по следующим формулам:

- на передние колеса

- на основные колеса

где - вынос основного колеса; g - ускорение земного падения (g = 9.81 м/с2); с

- база колес; , - количество передних и основных стоек; , - количество колес на одной передней и основной стойках; а - вынос переднего колеса.

Следует помнить, что на вертолетах обычно устанавливаются колеса с пневматиками баллонного, полубалонного и арочного типов, которые позволяют эксплуатировать вертолеты на неподготовленных посадочных площадках с малой прочностью грунта.

Колеса с пневматиками высокого давления предназначены для палубных вертолетов. Эти пневматики имеют большую жесткость, что препятствует возникновению колебаний типа "земной резонанс".

Следует выбрать колеса, удовлетворяющие ограничениям:

,

Если выбранное колесо имеет "запас" по стояночной нагрузке свыше 20% по сравнению с расчетной нагрузкой на колесо , а меньшее ближайшее колесо имеет "недостаток" по стояночной нагрузке менее 10%, то следует выбрать меньшее колесо, а "избыток" стояночной нагрузки, действующей на колесо, можно компенсировать увеличением давления зарядки пневматике воздухом .

Однако следует помнить, что увеличение свыше 0,6 МПа ухудшает проходимость колеса по грунту.

После определения истинной стояночной нагрузки на колесо:

следует найти и пересчитать другие параметры:

где Pмд - максимально допустимая нагрузка; Амд - работа колеса при максимально допустимой нагрузке. Значения обжатия пневматика дмд , предельной нагрузки Рпред и боковой разрушающей нагрузки Fраз надо выбрать из приложения:

- принимаем для передних стоек:

дпер.мд = 98 мм, Рпер.пред = 68 кН, mпер.к = 10,5 кг;

- принимаем для основных стоек:

дос.мд = 180 мм, Рос.пред = 171 кН, mпер.к = 44,1 кг;

Необходимо проверить проходимость вертолета по грунту для передних и задних (основных) колес.

Глубину колеи, которая образуется не поверхности грунта при движении вертолета с малой скоростью, надо определить по формуле:

вертолет амортизатор шасси центровка

где - прочность грунта; - коэффициент, учитывающий деформацию пневматика в зоне контакта с грунтом, причем изменяется по линейному закону: = 1,0 при = 4105 Па и = 1,6 при = 10105 Па. Желательно, чтобы глубина колеи не превышала 8 см при прочности грунта = 4105 Па (0.4 МП). Если глубина колеи получается больше 8 см, то необходимо либо уменьшить стояночную нагрузку на одно колесо (перейти к спаренным колесам), либо увеличить ширину пневматика d (перейти от арочного пневматика к полубалонному или даже балонному), либо выбрать большее по размерам колесо.

Колея шасси В влияет на величину противокапотажного угла ??к на характеристики "земного" резонанса.

На современных вертолетах для борьбы с "земным" резонансом ставят специальные амортизаторы шасси, (двухкамерного типа либо со специальным клапаном), а также демпферы вертикальных шарниров несущего винта. Все это позволяет отстроиться от земного резонанса при любых встречающихся значениях колеи.

Следовательно, на величину В влияет, в первую очередь величина противокапотажного угла ??к.

Для исключения капотирования (переворачивания) вертолета относительно оси, необходимо учитывать ограничения НЛГВ по боковой перегрузке nz=0,5ny и коэффициентам трения µтр=0,6…0,8, которые дают возможность вычислить tg ??к = = 0,6…0,8 или угол ??к = 30°...40°. Из геометрических построений для трехопорной схемы шасси значение колеи надо определить по условию:

где Н - высота центра масс вертолета над землей, м (определяется при центровке вертолета).

Если при компоновке трехопорного шасси противокапотажный угол ??к получается меньше требуемого, то его можно увеличить за счет перехода к четырехопорному шасси, заменив одну переднюю стойку двумя, которые разносят на такое расстояние 0.5В от оси симметрии, чтобы угол ?.к соответствовал потребному.

Обычно величина колеи связана с расстоянием от земли до втулки несущего винта Ннв одновинтового вертолета соотношением В=(0.75...0.95)Ннв. На современных вертолетах прослеживается тенденция к уменьшению величины колеи, на некоторых машинах она достигает В = 0.5 Ннв.

Для расчета амортизатора необходимо предварительно определить энергию, которую он должен поглотить. Нормами прочности задается энергия посадочного удара, которая называется нормированной работой:

где - редуцированная масса вертолета, приходящаяся на одну опору:

- для передней опоры:

- для основной опоры:

где - приведенная вертикальная скорость вертолета при посадке. Для упрощения определения редуцированных масс можно рекомендовать значение таблицы 8.

Таблица 7

Схема

Посадка на одну основную опору

Посадка на одну переднюю опору

вертолета

пер.ред

ос.ред

пер.ред

ос.ред

Одновинтовая

0.05

1.00

0.49

1.70

0.00

0.27

Продольная

0.20

1.00

0.45

0.50

0.91

0.30

Поперечная

0.12

0.21

0.75

0.23

0.00

0.22

Наибольшую точность при определении значения Aн можно достичь при рассмотрении четырех посадочных случаев: I - П, II - П, III - П, IV - П. В этих случаях принимается значение предельных перегрузок nпр=2,5, коэффициент запаса прочности f=1,2. Вертикальная скорость = 3.6м/с задается НЛГВ -71.

Случай I - П: вертикальная посадка на переднюю и основную опору с одновременным ударом. При этом на опору действуют вертикальные нагрузки, равны:

Энергия, поглощаемая амортизатором и колесами:

Случай II - П: посадка с нераскрученными колесами. Рассмотрим два варианта нагружения вертолета при посадке с поступательной скоростью.

I вариант - посадка на основные колеса при максимально допустимом тангаже. При этом на задние опоры действует вертикальная нагрузка, равная:

Одна основная опора шасси поглощает энергию, равную:

II вариант - вертолет находится в стояночном положении при ударе колесами передней опоры о поверхность посадочной площадки.

Колеса основных опор шасси касаются площадки, но не нагружены. При этом на передние опоры действует вертикальная нагрузка, равная:

Одна опора переднего шасси поглощает энергию, равную:

Случай III - П: посадка со сносом.

Если правые (левые) опоры переднего и основного шасси нагружены вертикальными силами:

то левые (правые) нагружаются силами:

Если шасси выполнено по трехопорной схеме, тогда энергия, поглощаемая амортизатором и колесами правых (левых) опор переднего и основного шасси:

Коэффициент 0.7 учитывает боковой снос.

Энергия, поглощаемая амортизатором и колесами левых (правых) опор переднего и основного шасси:

Коэффициенты 1.4 и 0.6 учитывают боковой снос.

Случай IV - П: односторонняя посадка. Рассмотрим нагружение вертолета при вертикальной посадке на наклонную площадку или посадку с креном. Поперечный наклон площадки или крен вертолета составляет ??к =10°.

Силы, действующие на нагруженную опору шасси, надо принять равными:

Нормированная энергия на одну опору:

Максимальная энергия, поглощаемая амортизатором, равна:

где - расчетная нормированная работа опоры; - надо выбирать по приложениям.

Для определения основных параметров амортизатора необходимо задаться схемой опоры, нарисовав эскиз, и выбрать тип амортизатора.

Передние опоры выполняются по телескопическому или рычажному типу. Рычажные опоры подразделяются на рычажные опоры с выносным амортизатором, рычажные опоры кривошипно-шатунной схемы, опоры полурычажного типа.

Основные опоры шасси бывают различной схемы: пирамидальные, телескопические, рычажные, а также рычажные с пространственным расположением выносного амортизатора.

Важно знать, что основные опоры пирамидального типа советских вертолетов фактически являются рычажными опорами с выносным амортизатором, но повернутым на 90° относительно оси вертолета.

Передаточное число опоры в первом приближении надо определить как отношение усилия, действующего на амортизатор, Рам к усилию, действующему на колесо (колеса) Ру:


Подобные документы

  • Общая характеристика и анализ требований к проектируемому самолету, описание и сравнение прототипов. Выбор и обоснование схемы самолета, его частей и типа силовой установки. Определение взлетной массы, веса и основных параметров, компоновка и центровка.

    курсовая работа [1,6 M], добавлен 09.04.2013

  • Разработка общего вида самолета. Выбор конструктивно-силовой схемы крыла, фюзеляжа, оперения и шасси. Проектирование силовой установки и элементов конструкции основной стойки шасси, ее тяги. Подбор монолитной панели и лонжерона минимальной массы.

    дипломная работа [3,1 M], добавлен 07.03.2012

  • История создания и конструкция вертолета Ми-28 - российского ударного вертолета, предназначенного для поражения бронированных целей и огневой поддержки сухопутных войск. Конструкция вертолета CSH-2 Rooivalk. Сравнительный анализ Ми-28 и CSH-2 (AH-2).

    курсовая работа [71,4 K], добавлен 05.04.2014

  • Истрия создания легкого многоцелевого вертолета W-3 SOKOL в результате переговоров советских и польских специалистов. Выполнение первых испытательных полетов и сертификация. Краткое описание конструкции и летно-технические характеристики вертолета.

    реферат [3,9 M], добавлен 28.05.2014

  • Расчеты взлетной массы вертолета, массы его узлов и агрегатов, а также его компоновки (центровки). Проектирование с целью определения оптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований.

    курсовая работа [177,7 K], добавлен 07.07.2009

  • Описание общих герметических параметров проектируемого крыла. Построение эпюр погонных нагрузок, перерезывающих сил и изгибающих моментов при выборе конструктивно силовой схемы крыла. Определение толщины стенок лонжеронов и силовой расчет системы шасси.

    курсовая работа [1,5 M], добавлен 05.09.2015

  • Определение взлетной массы самолета в нулевом приближении. Выбор конструктивно-силовой схемы самолета и шасси. Определение изгибающего момента, действующего в крыле. Проектирование силовой установки самолета. Электродистанционная система управления.

    дипломная работа [9,1 M], добавлен 01.04.2012

  • Краткая характеристика несущего винта вертолета. Определение дальности и продолжительности полета. Подбор оптимальной конструкции лонжерона лопасти несущего винта легкого вертолета, с применением программы виртуального моделирования Solid Works.

    дипломная работа [3,4 M], добавлен 01.07.2012

  • Современное состояние мирового рынка вертолетов, анализ перспектив развития и применения тяжелых вертолетов одновинтовой схемы. Проектировочный расчет тяжелого одновинтового вертолета 22000 кг на основе двух прототипов. Анализ технологической оснастки.

    дипломная работа [1,5 M], добавлен 15.06.2015

  • Выбор конструктивно-силовой схемы крыла. Обоснование схемы самолета и его параметров. Определение потребной тяговооруженности самолета. Расчет аэродинамических нагрузок. Подсчет крутящих моментов по сечениям крыла. Нахождение толщины стенок лонжеронов.

    дипломная работа [4,7 M], добавлен 08.03.2021

Работы в архивах красиво оформлены согласно требованиям ВУЗов и содержат рисунки, диаграммы, формулы и т.д.
PPT, PPTX и PDF-файлы представлены только в архивах.
Рекомендуем скачать работу.