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.
Для телескопических опор величина постоянна и зависит от угла наклона опоры в1:
При рычажной подвеске передаточное отношение следует определить из геометрических соотношений элементов опоры. Оно изменяется в процессе обжатия амортизатора. Для современных конструкций шасси необходимо выбрать в пределах 1.75...2.85.
Для выбранной в масштабе схемы опоры рекомендуется построить график изменения геометрического передаточного числа задавшись ступенчатым изменением хода амортизатора через 20 (50) мм.
Из энергетических соотношений следует определить (энергетическое) для рассматриваемой опоры:
Необходимо построить график При ступенчатом изменении Бом. Величина при которой , будет равна величине максимального хода амортизатора , а значение будет соответственно передаточным числом опоры.
Величина коэффициента полноты диаграммы зависит от конструкции амортизатора и может быть принято= 0.60...0.75 для современных жидкостно-газовых амортизаторов. Принимаем .
7. Определение конструктивных параметров жидкостно-газового амортизатора
Основные размеры жидкостно-газового амортизатора, можно определить, рассчитав полный ход амортизатора и коэффициент начальной затяжки, рабочую площадь поршня амортизатора, начальный объем воздуха, количество жидкости, заливаемой в амортизатор.
Полный ход амортизатора равен:
Коэффициент начальной затяжки амортизатора равен:
где - усилие, действующее на амортизатор и соответствующее началу его сдвига, Н. Для амортизаторов передних опор рекомендуется принять ? 1. Амортизаторы основных опор при посадке, кроме погашения энергии удара, выполняют функцию демпферов "земного резонанса". Поэтому для них рекомендуется принять =0.1...0.2.
Задавшись коэффициентом , надо определить усилие :
Рабочую площадь поршня амортизатора следует определить в зависимости от начального давления зарядки , значение которого устанавливается в соответствии со статистическими данными:
где =0.15 - коэффициент, учитывающий трение; =(20...40)105 Па для телескопических амортизаторов передних опор; =(30...70)105 Па для амортизаторов с рычажной подвеской колес; =(10...ЗО)105 Па для амортизаторов основных опор.
Диаметр поршня необходимо определить по формуле:
Конечное давление газа на поршень:
должно быть не более ? 100Ч105 Па для телескопических опор; 400Ч105 Па для опор с рычажной подвеской. При невыполнении этих условий следует уменьшить и пересчитать , , .
Начальный объем воздуха надо определить из условий политропического процесса на прямом ходе:
где =1,1…1,3 - показатель политропы.
Высота воздушной камеры:
Количество жидкости, заливаемой в амортизаторы, следует определить по уровню , который надо отмерить от торца верхней буксы при необжатом амортизаторе. Этот уровень следует найти из условия заполнения жидкостью кольцевого пространства между цилиндром и штоком при обжатии амортизатора . Данное количество жидкости обеспечивает работу клапана торможения на обратном ходу:
где - внешний диаметр штока,
Расстояние между буксами амортизатора Bб целесообразно делать как можно большим, так как при этом уменьшаются силы трения и их износ. Рекомендуется принять:
при необжатом положении амортизатора.
Ширину верхней hвб и нижней hнб букс надо определить из условии:
Можно принять такие размеры:
- днища амортизатора:
- высоту гайки:
- минимальную длину узлов крепления:
Минимальную длину необжатого амортизатора необходимо определить как сумму длин отдельных его элементов:
Если , необходимо либо увеличить давление либо перейти к новой конструкции амортизатора.
Для расчета на прочность опоры шасси, прежде всего, следует определить в соответствии с НЛГВ - 71 нагрузки, действующие на ее элементы.
Под действием реакции грунта возникают нагрузки, которые можно разложить по осям ОХ, ОУ, ОZ: Рх - лобовая, параллельная земле сила, приложенная к оси колес и направленная против полета; Ру - вертикальная сила, нормальная к поверхности взлетно-посадочной полосы или рулежной дорожки; Рz - боковая сила, параллельная земле. Эти нагрузки следует прикладывать к колесам опор и с помощью методов статики определять величину усилий и опорных реакций в амортизаторах, подкосах и цапфах крепления. Размеры шасси надо брать с учетом эксплуатационного обжатия амортизатора. На основе этих расчетов необходимо составить таблицу нагрузок на элементы для различных случаев нагружения по НЛГВ. Максимальные значения нагрузок будут расчетными для элементов опоры.
По согласованию с руководителем курсового или дипломного проекта надо выбрать для расчета на прочность узел шасси. Рекомендуется рассчитать на прочность амортизатор, исходя из полученных геометрических размеров, узлы крепления опор шасси к фюзеляжу и хвостовой балке, оси колес, элементы фермы крепления шасси, элементы рычажной подвески шасси. Произвести расчеты лыжного или полозкового шасси.
Чтобы выявить наиболее нагружаемые сечения узла, следует построить эпюры Q, N, Мт, Мкр от единичных лобовых, вертикальных и боковых единичных сил. Затем эти эпюры следует умножить на соответствующие расчетные нагрузки. Дальнейшие расчеты заключаются в определении площадей поперечного сечения, толщин полых элементов по значениям расчетных разрушающих напряжений материалов, принятых для конструкций. Полученные размеры надо скорректировать по технологическим соображениям и проверить по значениям действующих напряжений. При этом коэффициент избытка прочности:
где - разрушающее напряжение для выбранного материала; - действующее напряжение в конструкции.
Коэффициент избытка прочности не должен превышать 0.5.
8. Расчет топливной системы вертолета
При разработке системы питания топливом необходимо произвести анализ существующих систем и выбор топливной системы для проектируемого вертолета.
В современных системах питания топливом используются два способа подачи топлива в двигатель: способ выдавливания топлива и способ перекачки топлива.
Способ выдавливания топлива может выполняться по последовательной схеме и по параллельной схеме.
При последовательной выработке топлива в результате повышения ?Рб давления в баке 1, создаваемого обычно с помощью нейтрального газа, топливо поступает в бак 2, затем в бак 3. Скорость протекания топлива тем больше, чем меньше гидравлические потери в коммуникациях и чем больше избыточное давление ?Рб. При этом дренаж в баках не требуется.
При параллельной выработке топлива в баках 1 и 2 избыточное давление нейтральным газом создается одновременно и топливо из этих баков поступает в расходный бак 3. При пользовании этой схемой требуется надежно работающая дренажная система, иначе вследствие неизбежной разницы в гидравлических потерях коммуникаций возможна неравномерная выработка топлива из баков 1и 2.
При подаче топлива к двигателям способом перекачки в самой нижней точке бака 1 устанавливается насос перекачки, и топливо из бака 1 подается в бак 2 под давлением, создаваемым насосом перекачки. Подкачивающий насос под давлением подает топливо. Он устанавливается в нижней точке расходного бака 2 и подает топливо к двигателям. Перелитое топливо возвращается в бак 1 по трубе перелива топлива.
Расчетными случаями для топливных систем вертолета являются те режимы, при которых имеются большие расходы топлива и наибольшие перегрузки, вызывающие отлив топлива от насоса. Расчетными случаями могут быть:
- полет на максимальной мощности двигателей на высоте практического потолка с учетом скоростного наддува двигателей;
- взлет на максимальной мощности двигателей на последней расчетной высоте (горка). При этом перегрузки:
пу = 0; пz = 0;
где N - максимальная мощность двигателя на расчетной высоте; т - полетная масса вертолета; - диаметр несущего винта; - отношение плотности воздуха на расчетной высоте к плотности его у земли;
- горизонтальный вираж без потери высоты и скорости на высоте, равной статическому потолку вертолета. При этом перегрузки:
пх = 0; пz = 0;
В этих случаях необходимо учитывать питание максимального количества двигателей и минимальный уровень топлива в баках (25 % объема бака).
Расчет топливной системы в основном сводится к определению объемов баков и последовательности выработки топлива из них; сопротивления топливной трассы от баков к насосу, установленному на двигателе; высотности системы; параметров дренажной системы; параметров аварийного слива (если таковой имеется).
Необходимое количество топлива можно определить из условия обеспечения заданной дальности и продолжительности полета вертолета на этапе расчета масс вертолета.
После подбора двигателей и уточнения удельного расхода топлива на различных режимах необходимо рассчитать массу потребного топлива. Принцип такого расчета предусматривает определение массы и объема топлива, размещение топлива на вертолете.
В общем случае для любого вертолета запас топлива:
где - масса топлива, расходуемая на взлете; - масса топлива, расходуемая на режиме висения; - масса топлива, расходуемая в горизонтальном полете; - масса топлива, расходуемая на посадке; -масса топлива, расходуемая на земле с учетом руления, запуска и опробования двигателей.
Масса топлива для различных режимов определяется по формулам:
где - удельный расход топлива на взлетном режиме; - взлетная мощность двигателей; - время взлета;
где - удельный расход топлива на режиме висения; - мощность двигателей на режиме висения; - время режима висения;
где - удельный расход топлива в горизонтальном полете; - мощность двигателей на крейсерском режиме;- время горизонтального полета;
где - удельный расход топлива на посадке; - мощность двигателей на посадке; - время посадки;
где , , - удельные расходы топлива на режимах запуска, опробования двигателей и руления; , , - мощности двигателей на режимах запуска, опробования и руления; , , - время запуска, опробования двигателей и руления.
Объем, занимаемый топливом, можно определить по формуле:
где = 780 кг/м3 - плотность топлива (принимаем топливо ТС - 1); А = 1.05…1,1 и учитывает не вырабатываемый остаток топлива и компоновку топливных баков.
Размещение топлива на вертолете связано с рядом особенностей, которые сводятся к сохранению сравнительно узкого диапазона центровок вертолета и определению пригодности отсеков вертолета для размещения топлива. На современных вертолетах ГА топливо может размещаться как в мягких, гак и в металлических баках. Наиболее часто топливо находится в фюзеляже под полом или сверху, в районе главного редуктора. На средних и тяжелых вертолетах широко используются подвесные топливные баки, закрепленные по бортам фюзеляжа.
Объем топлива V зависит от конструкции баков:
где - габаритный объем отсека, силового кессона, т.е. максимально возможный объем для размещения топлива; = 0.80...0.85 - коэффициент, учитывающий неполное использование объема за счет кривизны бака; =0.92...0.95 - коэффициент, учитывающий потери на конструкцию в топливных отсеках.
9. Эскизная компоновка и центровка
Конечной целью процесса компоновки является такое размещение нагрузки, оборудования, агрегатов и частей конструкции, при которой наилучшим образом удовлетворяются аэродинамические, эксплуатационные и конструктивно-прочностные требования, предъявленные к проектируемому вертолету. При выполнении компоновки определяется эксплуатационный диапазон центровок, который не должен выходить за пределы, обусловленных приемлемыми характеристиками устойчивости и управляемости.
Приступая к работе над компоновочным чертежом, следует продумать и оценить различные варианты взаимного расположения несущих винтов, двигателей, топливных баков, выбрать принципиальную схему фюзеляжа и шасси. Затем определяются размеры и составляются эскизы наиболее крупных частей и агрегатов кабины экипажа, грузовой кабины, двигателей, редукторов трансмиссии, топливных баков и агрегатов специального оборудования (для вертолетов специализированного назначения).
Потребная емкость и размеры топливных баков рассчитываются на максимальную (перегоночную) дальность полета. Для облегчения последующей работы желательно иметь контурные шаблоны бокового вида всех основных агрегатов с нанесенным положением центров тяжести, вырезанные из картона или плотной бумаги в масштабе компоновочного чертежа.
В процессе компоновки выявляется расположение усиленных элементов конструкции, к которым должны крепиться те или иные агрегаты. Исходя из весовых соображений, желательно, чтобы количество усиленных элементов было минимальным, т.е. чтобы, один и тот же усиленный элемент использовался для передачи сил от нескольких агрегатов.
При компоновке пассажирской кабины должны учитываться требования комфорта, определяющие ее необходимый объем и размеры.
Положение центра тяжести или центровка вертолета оценивается величиной цшт, образованного осью вала винта и линией, соединяющей центр втулки винта (ЦВ) с центром тяжести вертолета (ЦТ). Для двухвинтовых вертолетов при определении центровки используется понятие центра условной втулки (ЦУВ), посередине расстояния расположенного между втулками винтов.
Угол наклона оси вала несущего винта - угол цнв между осью вала и перпендикуляром к строительной горизонтали фюзеляжа (СГФ) - выбирается таким образом, чтобы обеспечить горизонтальное положение фюзеляжа и близкое к нейтральному положение автомата перекоса в крейсерском полете. На стадии эскизного проектирования величина этого угла принимается по данным статистики, а затем подлежит уточнению при расчетах балансировки.
Диапазон допустимых центровок зависит от схемы вертолета и конструктивных особенностей его несущего винта. Он увеличивается при наличии стабилизатора, при большом разносе горизонтальных шарниров и особенно, в случае применения винтов с упругой подвеской лопастей и жестких винтов, не имеющих горизонтальных шарниров. Для вертолетов с винтами обычного типа в первом приближении могут быть приняты предельно допустимые значения эксплуатационных центровок, указанные в таблице 9.
Таблица 9
|
Схема вертолета |
Эксплуатационная центровка |
||
|
Предельно - передняя |
Предельно - задняя |
||
|
Одновинтовая, соосная и поперечная |
6°- 8° |
-2 |
|
|
Продольная |
Нормальная центровка от 16°- 18° до - 12° |
Желательно, чтобы центровка при различных вариантах загрузки и заправки топливом менялась незначительно. Для этого топливные баки и коммерческую нагрузку следует располагать как можно ближе к центру тяжести вертолета.
Расчету центровки предшествует определение весов агрегатов и составление весовой и центровочной ведомостей, а также центровочного чертежа.
Для проведения центровки производится разбивка веса вертолета на ряд групп с тем, чтобы общее количество весовых точек было порядка 15 - 25. Разбивка веса крупного агрегата или системы на весовые группы выполняется (при отсутствии весовой сводки прототипа) по статистическим данным.
Распределение веса шасси между главными и передней (хвостовой) стойками принимается обратно пропорциональным относительному удалению стоек от центра тяжести вертолета.
После проведения предварительной (черновой) компоновки, центры тяжести весовых групп наносятся на центровочный чертеж - контур боковой проекции вертолета.
Центровочный чертеж выполняется на миллиметровой бумаге или кальке, и подшивается к тексту пояснительной записки. Разрешается выполнять центровочный чертеж и на свободном поле чертежа общего вида вертолета.
Оси координат удобно располагать таким образом, чтобы координаты всех весовых точек имели положительные значения.
Далее составляется центровочная ведомость, причем номера грузов в ней должны соответствовать номерам точек центровочного чертежа, и находятся координаты центра тяжести вертолета по следующим формулам:
Расчет центровки проводится для взлетного веса. Кроме того, проверяется положение центра тяжести пустого вертолета (пустой вертолет не должен опускаться на хвост). Необходимо также убедиться, что при любых заданных техническими требованиями вариантах загрузки и заправки топливом, при убранном и выпущенном шасси центровка вертолета не выходит из допустимого диапазона, и если потребуется, изменить компоновку (переместить грузы, агрегаты и ось несущего винта) и добиться выполнения этого условия.
Процесс компоновки завершается выполнением компоновочно-конструк-тивного чертежа, выполняемого на листах стандартных форматов (ГОСТ 3450-60) в масштабах 1:5, 1:10, 1:20, в зависимости от размеров вертолета. Допускается также применение масштабов 1:15 и 1:25.
Изображается боковой вид и вид в плане с частично снятой обшивкой и схематическим изображением каркаса (типовые стрингеры и шпангоуты показываются одиночными линиями, а усиленные - двойными).
Показываются рабочие места экипажа, пульты управления, оборудование, установка несущего винта, двигателей и редукторов, валов трансмиссии, топливных и масляных баков. Показывается установка кресел и оборудование пассажирской или грузовой кабины, багажных и бытовых отсеков. Изображается управление в кабине экипажа и его проводка к автомату перекоса. В случае убирающегося шасси оно показывается в выпущенном положении при необжатых амортизаторах (сплошными линиями) и в убранном положении (штриховыми линиями). Штриховыми линиями изображается также положение колес при полностью обжатой амортизации (после выполнения расчета амортизации).
Дополнительные разрезы и сечения должны пояснять расположение агрегатов, грузов, оборудования и конструкцию силовых элементов. Примерный перечень поперечных разрезов может быть следующим: по кабине экипажа, по грузовой кабине, по месту установки передней и главных стоек шасси, двигателей, главного редуктора, по хвостовой балке. Для экономии места следует применять ступенчатые разрезы. На чертеже должны быть также показаны сечения лопастей несущего и хвостового винтов, а также типовые узлы конструкции: сечения стрингеров и шпангоутов, соединение шпангоута с обшивкой и стрингером и т.п. Степень подробности чертежа зависит от размеров вертолета и выбранного масштаба и должна быть больше на чертежах крупного масштаба.
После определения основных размеров и выполнения эскизной компоновки и центровки разрабатывается чертеж общего вида вертолета, необходимый для детального подсчета лобового сопротивления и дающий общее представление о спроектированной машине. Чертеж выполняется в масштабе от 1:10 до 1:50. На чертеже общего вида показываются три проекции вертолета, приводится таблица основных данных и спецификация эксплуатационных лючков.
Для экономии места разрешается обрывать концевые части лопастей несущего винта на чертежах всех трех проекций, но хотя бы одна из лопастей должна быть изображена полностью на виде в плане.
На чертеже должны быть показаны следующие размеры: длина вертолета с вращающимися винтами; длина фюзеляжа; высота на стоянке; диаметр несущего и хвостового винтов; база и колея шасси; размах крыла; стояночный угол фюзеляжа; угол опрокидывания; угол наклона вала несущего винта.
Убирающееся шасси показывается штриховыми линиями в выпущенном необжатом положении. На чертежах общего вида изображаются эксплуатационные разъемы и лючки, контуры съемных обтекателей и крышек капотов.
В таблице основных данных указывается: количество членов экипажа; количество пассажирских мест. Данные двигателей: количество, тип, номинальная мощность, высотность. Весовые данные: взлетный вес, вес полной нагрузки, вес коммерческой нагрузки, вес топлива, весовая отдача, вес коммерческой нагрузки при максимальной дальности полета. Летные данные: максимальная скорость, крейсерская скорость, рабочая высота, статический потолок (без влияния земли), практический потолок. А также: время набора рабочей высоты, дальность полета (при неиспользуемом аэронавигационном запасе топлива), максимальная (перегоночная) дальность, продолжительность полета (для вертолетов спецприменения).
Летные данные вносятся в таблицу после проведения приближенного аэродинамического расчета. Основные параметры: нагрузка на ометаемую площадь, нагрузка на номинальную мощность, параметр летучести, заполнение, окружная скорость и обороты несущего винта, относительная площадь и удлинение крыла, тяговооруженность.
10. Определение центра масс
Составляем центровочную ведомость основных масс вертолета, в которой массы групп основных частей фюзеляжа взяты из ведомости масс вертолета, а координаты центров тяжести этих частей взяты из соответствующего рисунка.
Таблица 10
|
№ |
Наименование объекта |
||||||
|
1 |
Несущий винт, автомат перекоса |
1054 |
5,3 |
4,83 |
5586 |
5091 |
|
|
2 |
Передняя и средняя часть фюзеляжа с эл.об. и гидросиситем |
1465 |
4,4 |
2,26 |
6446 |
3310 |
|
|
3 |
Хвостовая и концевая балка |
400 |
12,4 |
3,4 |
4960 |
1360 |
|
|
4 |
Основная опора шасси |
245 |
6,4 |
0,5 |
1568 |
125 |
|
|
5 |
Передняя опора шасси |
100 |
1,9 |
1,3 |
190 |
130 |
|
|
6 |
Стабилизатор |
100 |
16,5 |
3,56 |
165 |
356 |
|
|
7 |
Двигатель со всеми |
965 |
5,7 |
3,52 |
5501 |
3397 |
|
|
8 |
Главный редуктор |
789 |
5,35 |
3,65 |
4221 |
2880 |
|
|
9 |
Промежуточный редуктор |
31 |
17,7 |
3,9 |
548 |
121 |
|
|
10 |
Хвостовой редуктор и ХВ |
168 |
18,4 |
5,1 |
3091 |
857 |
|
|
11 |
Валы трансмиссим |
52 |
11,4 |
3,8 |
593 |
197 |
|
|
12 |
Обор, и упр. в кабине экипажа |
740 |
1,5 |
1,8 |
1110 |
1332 |
|
|
13 |
Обор, грузовой кабины |
478 |
5,4 |
2,25 |
2581 |
1075 |
|
|
14 |
Топливо, топливная система |
218 |
5,5 |
1,4 |
1199 |
280 |
|
|
15 |
Масло и маслобаки |
120 |
11,3 |
4 |
1356 |
480 |
|
|
16 |
Экипаж |
225 |
1 |
2,1 |
225 |
472 |
|
|
17 |
Коммерческой загрузки |
2160 |
6,23 |
2,5 |
13457 |
5400 |
|
|
18 |
Топливо |
2423 |
5,7 |
1,5 |
13811 |
3634 |
|
|
Всего |
62160 |
27226 |
Центровку фюзеляжа рассчитываем для четырех вариантов:
- максимальная взлетная масса;
- перегоночный вариант (без коммерческой загрузки);
- посадочный вариант (остаток топлива составляет 5% - аэронавигационный запас);
- стояночный вариант (без коммерческой загрузки, топлива и экипажа). Координаты центра тяжести фюзеляжа для максимальной взлетной массы определяются по формулам:
где , , (м) - координаты центров тяжести групп фюзеляжа; (кг) - массы групп фюзеляжа; (кг) - масса снаряженного фюзеляжа.
Координаты центра тяжести фюзеляжа в перегоночном варианте (без ком-мерческой загрузки) определяются по формулам:
где (м) - координаты центров тяжести групп фюзеляжа; (кг)- массы групп фюзеляжа; то (кг) - масса снаряженного фюзеляжа; хком, уком (м) ~ координаты центра тяжести коммерческой загрузки; тком (кг) - масса коммерческой загрузки.
Координаты центра тяжести фюзеляжа в посадочном варианте (остаток топлива составляет 5% - ный аэронавигационный запас) определяются по формулам:
где (м) - координаты центров тяжести групп фюзеляжа; (кг) - массы групп фюзеляжа; (кг) - масса снаряженного фюзеляжа; хт, ут(м) - координаты центра тяжести топлива при полной заправке вертолета; тт (кг) - масса топлива.
Координаты центра тяжести фюзеляжа в стояночном варианте (без коммерческой загрузки, топлива и экипажа) определяются по формулам:
где (м) - координаты центров тяжести групп фюзеляжа; (кг) - массы групп фюзеляжа; (кг) - масса снаряженного фюзеляжа; хт, ут, хкот, укот, хэ, у э - соответственно координаты центров тяжести топлива, коммерческой нагрузки, экипажа; тт, тком, тэ(кг) -соответственно масса топлива, коммерческой нагрузки, экипажа. Результаты расчета сводим в таблицу 11.
Таблица 11. Результаты расчета центровки фюзеляжа
|
№ |
Конфигурации вертолета |
ті |
xi |
yi |
|
|
1 |
Максимальная взлетная масса |
11100 |
5,6 |
2,53 |
|
|
2 |
Перегоночный вариант |
8940 |
5,44 |
2,44 |
|
|
3 |
Посадочный вариант |
8722 |
5,62 |
2,78 |
|
|
4 |
Стояночный вариант |
8497 |
5,65 |
2,93 |
11. Определение центровки вертолета
Центровка вертолета для различных вариантов определяется по формуле:
где , (м) - координаты центра тяжести несущего винта вертолета;
,(м) - координаты центра тяжести вертолета для расчетных вариантов.
Координаты центра тяжести несущего винта в первом приближении можно определить по формуле:
где (м) - координаты центра тяжести для перегоночного варианта; (м) -координаты центра тяжести для посадочного варианта вертолета.
Координаты центров тяжести вертолета для различных вариантов определяются по формулам:
где , (м) - координаты центра тяжести фюзеляжа для 1-го варианта, опреде-ляемые из таблицы; хр, ур(м) - координаты центра тяжести главного редуктора; , (м) - координаты центра тяжести несущего винта; (кг) - масса фюзеляжа для 1-го варианта расчета центровки; тр(кг) - масса главного редуктора вертолета; (кг) - масса несущего винта вертолета. Результаты расчетов сводим в таблицу 12.
Та6лица 12
|
№ Конфигурация вертолета |
, м |
, м |
, град |
|
|
1 Максимальная взлетная масса |
5,58 |
2,78 |
7,58 |
|
|
2 Перегоночный вариант |
5,51 |
2,86 |
-1,98 |
|
|
3 Посадочный вариант |
5,66 |
3,01 |
5,76 |
|
|
4 Стояночный вариант |
5,6 |
3,19 |
5,23 |
В результате расчета центровок вертолета можно сделать вывод о том, что значения центровок вертолета для максимальной взлетной массы, перегоночного варианта (без коммерческой загрузки), посадочного варианта (с 5% - ным аэронавигационный запасом топлива) и стояночного варианта (без коммерческой загрузки, топлива и экипажа), - удовлетворяют допустимым значениям центровок в диапазоне от плюс 6-8° до минус 2°.
Список литературы
1. Вертолет Ми-8 устройство и техническое обслуживание. В.А. Данилов Москва 1988
2. Проектирование вертолетов. В.С. Кривцов, Я.С. Кариов, Л.И. Лосев Харьков 2003
3. Расчет масс вертолетов. А.Н. Желиба, В.И. Казанец, Ю.А. Молочинский, Г.В. Савельев Киев 1986
4. Расчет шасси вертолетов. А.Н. Желиба, В.И. Казанец, Г.В. Савельев Киев 1988
5. Топливные системы вертолетов. А.Н. Желиба, Г.В. Савельев. Киев КНИГА 1998
Размещено на Allbest.ru
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 09.04.2013Разработка 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 07.03.2012История 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 05.04.2014Истрия 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 28.05.2014Расчеты 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 07.07.2009Описание 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 05.09.2015Определение 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 01.04.2012Краткая 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 01.07.2012Современное 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 15.06.2015Выбор 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
