2. Определение геометрических характеристик нв

Диаметр НВ проектируемого вертолета определяется по формуле:

D==== 14,5 м

Здесь - взлетный вес проектируемого вертолета; - нагрузка на ометаемую площадь, заданная по прототипу и определенная по формуле = /F (где F – ометаемая площадь для НВ вертолета-прототипа, а - взлетный вес вертолета-прототипа):

= == = 318 Н/

Для вычисления коэффициента заполнения НВ, необходимо вычислить коэффициент тяги , допустимая величина которого ограничивается срывными явлениями. Его находят с помощью Рис. 1, применив линейную интерполяцию. В рассматриваемом случае =0,16.

Окружную скорость () концов лопастей НВ рекомендуется принять равной 190 м/с.

Плотность воздуха в условиях стандартной атмосферы при Н=0 равняется 1, 225 кг/. Вычислим площадь, ометаемую НВ проектируемого вертолета:

F===166,37

Тогда коэффициент заполнения НВ равен:

0.05

Положим, что удлинение лопасти НВ (=R/) равно 18. Тогда число лопастей НВ можно задать по формуле:

= π= 3,142,83

Округляем до целого числа – НВ имеет 3 лопастей.

Определим хорду лопасти на характерном радиусе:

==0,4 м

Частота вращения НВ:

n==249 об/мин

угловая скорость НВ:

ω===26,062 рад/с

3. Определение потребной мощности двигателя при висении на статическом потолке

Потребная мощность двигателя определяется из условия ее достаточности для обеспечения заданного статического потолка и проверяется ее достаточность для обеспечения заданных значений максимальной и крейсерской скорости на малых высотах полета.

Для проектируемого вертолета величина статического потолка равна 1000 м. При стандартных условиях атмосферы имеем на данной высоте следующие параметры:

Плотность воздуха = 0,0927кгс/

Определим число Маха:

М==0,75

Вычислим коэффициент :

==0,01

По поляре НВ (рис. 2) определяем коэффициент: =0,00085

Для определения потребной мощности при висении на статическом потолке зададимся коэффициентом использования мощности (рис. 3): ξ= 0,855. Тогда:

= ==857,6 л.с или 631,2 кВт

Тогда потребная мощность одного двигателя:

==kвт

Графики с высотной характеристикой двигателя и расходами топлива построим путем пропорционального изменения значений мощности и расходов топлива (рис. 3). Коэффициент пропорциональности:

к=()/ ()=4729/21980=1,08

3. Определение потребной мощности на заданном режиме полета

Расчеты потребной мощности выполняются в двух приближениях. Рассматривается полет на высоте 1000 м (= 1,1113 кг/ = 0,1134 кгс/) с крейсерской скоростью, равной 190 км/ч 53(м/с)

Первое приближение

Задаем угол атаки фюзеляжа =0. По графику (рис. 4) определяем: =0,0003

=0,0079

Далее вычисляем:

V===0,28

= - =0,225

=- = - 0,01238

Второе приближение

С помощью сеток характеристик НВ определяем как функцию от и V:

=-7

Вычисляется =+∆α = -7 + 52, где ∆α учитывает угол заклинения вала НВ и скос потока от несущего винта

По графику снова определяем: =- 0,002 и = 0, 008

Вычисляем:

= - ==0,225

=- =-0,0125

С помощью сеток характеристик НВ определяем как функцию от и V:

= 0,014

Для определения потребной мощности при полете на крейсерской скорости зададимся коэффициентом использования мощности: ξ=0,855. Тогда:

= ==706л.с