3.3. Расчет летных характеристик на режиме вертикального взлета.
Определяем площадь ометаемой НВ проекции фюзеляжа в плане
|
S̄ф.ом=Sф.ом/π·R²нв=0,025/3,14·4,04²=0,000488 |
|||||
|
|
|
|
|
|
|
|
S̄г.о=Sг.о/π·R²нв=0,61/3,14·4,04²=0,0119 |
|
||||
-площадь стабилизатора в плане
|
ΔT̄г.о=1,38∙S̄г.о=1,38∙0,0119=0,016422 |
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
ΔT̄ф=0,238∙S̄ф.ом=0,238∙0,000488=0,000116 |
||||
|
|
||||
Определим потребное относительное увеличение силы тяги НВ для преодоления аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения
ΔT̄=ΔT̄ф+ΔT̄г.о=0,000116+0,016422=0,016538
T̄=1/1-ΔT̄=1/1-0,016538=1,0168
Удельная нагрузка на ометаемую винтом площадь
p=mвз∙g/π·R²нв=1360∙9,8/3,14·4,04²=260
С₁=0,12- относительная толщина на конце лопасти, при этом Кр=1,11
ū=(ω∙R)нв/220=202/220=0,92
Удельная мощность, потребная для висения вне влияния воздушной подушки,
определяется по формуле
Ñв=0,00374∙T̄∙(Кр∙ū+0,195∙√(p∙T̄/Δ)) кВт/H
Определим численные значения
|
Δ |
1 |
0,907 |
0,822 |
0,742 |
0,669 |
0,601 |
|
Ñв |
0,015941 |
0,016544 |
0,017182 |
0,017881 |
0,018625 |
0,019436 |
Рассчитаем вертикальную скорость
Vy=1560∙ΔÑв/T̄, м/с
Для этого необходимо определить
Ñд=Nд/mвз∙g; ΔÑв=Ñд∙ξ∑-Ñв
Расчетные значения приведем в виде таблицы 3.10.
|
ΔT̄г.о=0,016422 |
ΔT̄ф=0,000116 |
ΔT̄=0,016538 |
|||||
|
N̄v=1 |
ξ∑=0,83235 |
|
T̄=1,0168 |
|
|||
|
1 |
|
H,м |
0 |
1000 |
2000 |
||
|
2 |
Δ |
1 |
0,907 |
0,822 |
|||
|
3 |
Ñв, кВт/H |
0,015941 |
0,016544 |
0,017182 |
|||
|
4 |
N̄н |
1 |
0,92 |
0,86 |
|||
|
5 |
N̄t |
1,03 |
1,05 |
1,08 |
|||
|
6 |
N̄=1 |
Ñд, кВт/H |
0,0218 |
0,0204 |
0,0196 |
||
|
7 |
взлетный |
ΔÑв, кВт/H |
0,002204 |
0,000436 |
-0,00087 |
||
|
8 |
режим |
Vy, м/с |
3,3814 |
0,6689 |
-1,3348 |
||
|
9 |
N̄=0,9 |
Ñд, кВт/H |
0,01962 |
0,01836 |
0,01764 |
||
|
10 |
номин. |
ΔÑв, кВт/H |
0,00039 |
-0,00126 |
-0,0025 |
||
|
11 |
режим |
Vy, м/с |
0,5984 |
-1,9331 |
-3,8356 |
||
3.4. Расчет лтх на режимах полета с горизонтальной составляющей скорости.
Величина Vymax вычисляется по формуле
Vymax=Δnmax/mвз∙g;
где ΔNmax=max(Np-Nп);
Расчетные значения приведем в виде таблицы 3.11.
|
1 |
H,м |
0 |
1000 |
2000 |
3000 |
4000 |
5000 |
|
2 |
ΔNmax, кВт |
130 |
108 |
90 |
65 |
40 |
5 |
|
3 |
Vc, км/ч |
100 |
100 |
100 |
100 |
100 |
100 |
|
4 |
Vymax, м/с |
9,76 |
8,1 |
6,75 |
4,88 |
3 |
0,38 |
Построим график
1.7. Основные ЛТХ в установившихся режимах полета (N̄=0,9).
Расчет часового Q и километрового q расходов топлива, дальности L и продолжительности Т проводится следующим образом.
Вычисляется степень дросселирования двигателя
N̄=NД/NДвзл·Nн·Nv·Nt
где
|
NД=Nп/ξ∑ |
193 |
143 |
171 |
362 |
Определяется удельный расход топлива
Ce=Ceo∙C̄eн∙C̄ev∙C̄et∙C̄eN
Где C̄eN определяется по графику 4.12.
C̄eн, C̄ev, C̄et по графикам 4.9.- 4.11.
Вычисляется
Q=Nп∙Ce/ξ∑
q=Nп∙Ce/ξ∑∙V
Расчетные значения приведем в виде таблицы 3.12.
|
H=0 м |
N̄н=1 |
N̄t=1,03 |
C̄eн=1 |
C̄et=1 |
|
|
1 |
Vкм/ч |
50 |
100 |
150 |
200 |
|
2 |
Nп, кВт |
165,486 |
125,589 |
153,636 |
328,178 |
|
3 |
ξ∑ |
0,853833 |
0,879222 |
0,896799 |
0,904611 |
|
4 |
Nv |
1,0015 |
1,003125 |
1,00625 |
1,0135 |
|
5 |
N̄ |
0,59 |
0,44 |
0,53 |
1,1 |
|
6 |
C̄eN |
1,19 |
1,34 |
1,25 |
0 |
|
7 |
C̄ev |
1 |
0,999 |
0,995 |
0,99 |
|
8 |
Ce,кг/кВт∙ч |
0,51408 |
0,578301 |
0,5373 |
0 |
|
9 |
Q, кг/ч |
99,63663 |
82,60514 |
92,04808 |
0 |
|
10 |
q,кг/км |
1,99 |
0,83 |
0,62 |
0 |
Построим графики:
1.8. Часовой расход топлива в функции скорости полета В (Н=0 м).
1.9. Километровый расход топлива в функции скорости полета В (Н=0 м).
Из графиков определяем значения для
|
Qmin=82,6 |
|
|
qmin=0,62 |
|
|
Vэ=100 |
|
|
Vкрейс=150 |
|
Вычисляются Ттах и Lmax по формулам:
Tmax=0,85∙mт/Qmin=1,97 ч.
Lmax=0,85∙mт/qmin=263 км.
Заключение.
|
Параметр |
Размерность |
Значение параметра, приведен.в 7 |
Полученное значение |
Расхождение в процентах |
|
Скорость максимальная |
|
|
|
|
|
Скорость крейсерская |
|
|
|
|
|
Скороподъемность max. |
|
|
|
|
|
Статический потолок |
|
|
|
|
|
Динамический потолок |
|
|
|
|
|
Дальность полета |
|
|
|
|
|
Километровый расход топлива |
|
|
|
|
Список литературы.
1. СТП КАИ 001-85 ″Отчет о научно-исследовательской работе. Общие требования и правила оформления″ Казань, КАИ, 1985.
2. Трошин И.С. Динамика полета вертолета. Учебное пособие. М.: МАИ, 1990. – 192 с.
3. Есаулов С.Ю., Бахов О.П., Дмитриев И.С. Вертолет как объект управления. М., Машиностроение, 1977. 192 с.
4. Шайдаков В.И., Трошин И.С., Игнаткин Ю.М., Артамонов В.Л. Алгоритмы и программы расчетов в задачах динамики вертолетов: Учебное пособие. М.: МАИ, 1984. 53 с.
5. Теория несущего винта. Под ред. д-ра техн. наук А.К. Мартынова. М.: Машиностроение, 1973. 364 с.
6. Вильдгрубе Л. С.. Аэродинамика вертолетов. Учебное пособие. М.: МАИ, 1978. 76 с.
7. Статистические данные зарубежных вертолетов, ЦАГИ, обзор № 678, 1988. 431 с.
Содержание
1. Исходные данные для расчета.
2. Расчет продольной балансировки.