Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы вертолета

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

Таблица 3

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

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:

Таблица 6

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.