4. Определение основных параметров вертолета

Выбор и определение основных параметров проектируемого вертолета осуществляется с использованием статистических данных.

5. Определение взлетной массы вертолета

Взлетная масса вертолета равна сумме массы пустого вертолета, массы топлива, полезной и служебной нагрузок:

m₀=m_пуст+m_т+m_цн+m_сн

Эта формула значительно упрощается введением понятия относительной массы:

,

где

Значение возьмем как среднее арифметическое из статистических данных. Тогда Значение для проектируемого вертолета определим по графику зависимости Для построения графика воспользуемся статистическими данными.

Рисунок 5 – График зависимости

По графику определяем значение для проектируемого вертолета:

.

Определим взлетную массу проектируемого вертолета:

6. Выбор параметров несущей системы вертолета

7. Выбор окружной скорости несущего винта

Расчетная окружная скорость обычно находится в пределах

ωR=180…220 м/с. Для тяжелых вертолетов и вертолетов с максимальными скоростями ≈300 км/ч можно принимать ωR=220м /с. Следовательно, для проектируемого вертолета ωR=220 м/с≈792 км/ч.

8. Выбор удельной нагрузки на ометаемую площадь

При выборе нагрузки на ометаемую несущим винтом площадь следует помнить, что увеличения нагрузки, приводя к уменьшению взлетной массы вертолета при той же мощности двигателей, увеличивает скорость его вертикального снижения на режиме авторотации. Для транспортных вертолетов, не предназначенных для монтажных и других работ, при выполнении которых под вертолетом могут находиться люди эта нагрузка не должна превышать 70…80 даН/м². Для проектируемого вертолета выберем среднестатистическое значение P:

9. Определение коэффициента заполнения несущего винта

Коэффициент заполнения несущего винта является конструктивным параметром и характеризует реальное заполнение лопастями площади, ометаемой винтом.

где ∆ - относительная плотность воздуха по высотам Международной стандартной атмосферы (МСА). На уровне моря (Н=0) ∆=1,0 [1,стр.50].

Отношение С_т/σ служит мерой оценки влияния срыва на несущем винте и определяет средний по диску винта коэффициент подъема силы лопасти.

Значение выбирается с учетом условия недопущения срыва на конце отстающей лопасти при значении безразмерной характеристики режима работы винта , соответствующей V_max.

При определении принимают . Тогда Используя график зависимости [1,рис 1.2.], получим значение и определим σ:

.

10. Определение диаметра несущего винта

Диаметр несущего винта определяется по формуле

,

где .

Тогда

11. Выбор числа лопастей несущего винта

Число лопастей z несущего винта можно рассчитать, округлив до целого числа:

z=πσλ, где λ=R/b_ср=24,2/0,8613=28,1, тогда z=3,14×0,09×28,1=7,9≈8.

12. Проверка радиуса несущего винта на ограничение по величине статического прогиба лопасти

Проверка проводится с целью предотвращения задевания лопастью конструкции вертолета.

Максимально допустимый радиус лопасти R_y, зависящий от величины ее допустимого статического прогиба, равен 18 (К^*_Л=13) [1,рис.1.3].

Т.к. R_>R_y, то величину радиуса принимаем равной R_y=18м.

Пересчитаем нагрузку на ометаемую несущим винтом площадь:

Определим величину угловой скорости частоту вращения несущего винта величину хорды лопасти

13. Определение потребной мощности силовой установки

Потребная мощность силовой установки вертолета определяется по его взлетной массе и нагрузке на ометаемую площадь на характерных режимах полета:

• при висении на статическом потолке;

• при полете на максимальной скорости;

• при полете на динамическом потолке.

По максимальному значению потребной мощности, выбранной из трех указанных режимов, находится мощность силовой установки.

Мощность, потребную для обеспечения висения вертолета на статическом потолке можно вычислить по формуле:

где – мощность на несущем винте, потребная для висения вертолета на статическом потолке, кВт; – коэффициент изменения мощности силовой установки по высоте полета ( ; Н – высота полета, км); - коэффициент использования мощности двигателей (на режиме висения можно принять равным 0,81); в общем случае является функцией скорости: ;

Тогда имеем:

Потребная для полета вертолета на максимальной скорости мощность, приведенная к мощности при Н=0 и V=0, определяется по формуле:

где мощность на несущем винте, потребная для горизонтального полета, кВт; коэффициент изменения мощности двигателя в зависимости от скорости полета ( ; – характеристика удельного лобового сопротивления ненесущих элементов вертолета, даН/м² ( );

Тогда:

Мощность, потребная для вертолета на динамическом потолке:

где

мощность на несущем винте при полете на динамическом потолке, кВт; – коэффициент, характеризующий степень дросселирования двигателей на номинальном режиме их работы ( =0,85…0,9).

Тогда:

Наибольшее значение потребной мощности двигателей, рассчитанной для характерных режимов полета вертолета, определит мощность его силовой установки. В данной работе тогда мощность одного двигателя равна