
- •Раздел 3. Выбор параметров легкого вертолета
- •3.1. Весовая категория проектируемого вертолета
- •3.2. Форма таблицы статистических данных вертолетов
- •3.3. Определение взлетной массы вертолета в первом приближении
- •3.4. Расчет параметров несущего винта вертолета
- •3.4.1. Выбор диапазона варьирования удельной нагрузки
- •3.4.2. Определение радиуса несущего винта
- •3.4.3. Выбор профиля сечения лопасти
- •3.4.4. Определение окружной скорости несущего винта
- •3.4.5. Коэффициент заполнения несущего винта
- •3.4.6. Определение количества лопастей нв
- •3.4.7. Хорда лопасти нв
- •3.4.8. Форма лопасти нв в плане
- •3.4.9. Профилировка, крутка лопасти нв
- •3.5. Потребная энерговооруженность вертолета
- •3.5.1. Мощность для висения вертолета на статическом потолке Удельная приведенная мощность, потребная для висения вертолета на статическом потолке [64, 90]:
- •3.5.2. Мощность для горизонтального полета вертолета на
- •3.5.3. Мощность для полета вертолета на динамическом потолке
- •3.5.4. Мощность для продолжения взлета вертолета при отказе одного двигателя
- •3.5.5. Анализ энерговооруженности вертолета
- •3.6. Относительная масса конструкции планера
- •3.6.1. Относительная масса фюзеляжа
- •3.6.2. Относительная масса оперения
- •3.6.3. Относительная масса шасси
- •3.6.4. Относительная масса управления
- •3.7. Относительная масса топлива
- •3.8. Относительная масса силовой установки
- •3.8.1. Относительная масса двигателей с системами и всу
- •3.8.2. Относительная масса винтов
- •3.8.3. Относительная масса трансмиссии
- •3.9. Масса оборудования
- •3.10. Анализ влияния удельной нагрузки нв на взлетную массу вертолета и его агрегатов
- •3.11. Выбор двигателя
- •3.11.1. Силовые установки с поршневыми двигателями
- •3.11.2. Силовые установки с турбовальными двигателями
- •3.11.3. Выбор двигателя
- •3.12. Определение параметров агрегатов легкого вертолета
- •3.12.1. Максимально допустимый радиус нв
- •3.12.2. Выбор параметров расположения несущего винта
- •3.12.3. Выбор параметров расположения рулевого винта и оперения
- •3.12.4. Выбор параметров фюзеляжа
- •3.12.5. Выбор параметров шасси
- •3.12.6. Выбор параметров трансмиссии легкого вертолета
- •3.12.7. Выбор схемы топливной системы вертолета
- •3.12.8. Компоновочная схема и общий вид вертолета
- •3.12.8.1. Центровка вертолета
- •3.12.8.2. Компоновка вертолета
- •3.12.8.3. Общий вид вертолета
Раздел 3. Выбор параметров легкого вертолета
К
числу основных параметров вертолета,
определяемых при его проектировании,
относятся: взлетная масса (m0),
удельная нагрузка на ометаемую площадь
(p), диаметр несущего
винта (DНВ),
мощность двигателя (N)
или энерговооруженность вертолета (Ñ),
заполнение несущего винта (σ),
окружная скорость концов лопастей (
)
или частота вращения НВ (n)
[63, 64].
Выбор
основных параметров вертолета проводится,
прежде
всего, из условия обеспечения
заданных летно-технических
характеристик
(ЛТХ): грузоподъемности (mГР =
+
),
дальности полета (L),
статического (Нст) и
динамического (Ндин)
потолков,
максимальной (Vmax)
и крейсерской (Vкрс)
скоростей полета, скороподъемности
(Vу)
вертолета.
При этом в зависимости от задания исходных данных различают прямую и обратную задачи проектирования.
В прямой задаче задают: mГР, L, Нст, Ндин, Vmax, Vкрс, условия полета, взлета и посадки.
В обратной задаче, возникающей при проектировании вертолета под заданный двигатель или при модификации уже созданного вертолета, масса m0 считается заданной, т.к. она однозначно предопределяется мощностью двигателей N при заданных Нст, Ндин и p. Искомыми характеристиками в этом случае являются при заданной дальности L или дальность L при заданной массе .
Параметры и характеристики проектируемого легкого вертолета должны удовлетворять заданным (ТЗ и ТТТ) общим, конструктивным, прочностным, технологическим, экономическим, эксплуатационным и другим (специальным) требованиям.
Согласованное, компромиссное удовлетворение этих и других требований традиционно выражается в виде уравнения баланса масс вертолета:
, (3.1)
где
.
Зависимость (3.1) является одним из важнейших критериев оценки эффективности объекта проектирования – критерием минимума взлетной массы легкого вертолета (см. табл. 2.10, 3.1 и 3.15 (типовая весовая сводка вертолета)).
Если представить составляющие уравнения баланса масс (3.1)в виде зависимостей от проектных параметров (например, от удельной нагрузки (p = G0 max / SНВ) на НВ (см. рис. 2.11) [92]), то получим "уравнение существования" (3.2) вертолета.
При
этом выражение для взлетной массы m0
легкого вертолета при варьировании
удельной нагрузки
имеет вид [27, 28, 29, 52]
, (3.2)
где
– относительные
массы планера верто-лета, его силовой
установки и топлива.
Зависимость
(3.2) характеризует тенденцию изменения
m0
при изменении удельной нагрузки
на НВ. Полученные значения взлет-ной
массы являются критериями оценки
эффективности вертолета (минимум
взлетной массы
)
при конкретных его параметрах.
Структуры
слагаемых
и
в уравнении (3.2) для вертолета одновинтовой
схемы представляют следующим образом:
; (3.3)
; (3.4)
в уравнении (3.4):
; (3.5)
, (3.6)
где
– относительные массы фюзеляжа,
горизонтального оперения, шасси и
управления;
– относительные
массы двигателя и систем силовой
установки, винтов и трансмиссии,
соответственно;
– относительные
массы лопастей и втулки несущего винта,
лопастей и втулки рулевого винта;
– относительные
величины масс главного, промежуточного
и хвостового редукторов и трансмиссионных
валов вертолета.
Выбор удельной нагрузки p в качестве основного варьируемого параметра при определении взлётной массы m0 вертолета обусловлен ее влиянием на многие параметры и характеристики вертолета: размеры несущей системы и всего вертолета, вертикальную скорость снижения вертолета при планировании на режиме самовращения НВ, энергетическое качество, энерговооруженность вертолета, индуктивную скорость потока, производительность и себестоимость работ вертолета, часовой и километровый расход топлива и т.д.
Уравнение существования и критерий минимума взлетной массы считают основным условием выбора параметров проектируемого вертолета (на этапе технического предложения – аванпроекта).
Выбор параметров вертолета в объеме эскизного проекта проводится итерационным методом с использованием исходных данных общего (предварительного) проектирования, уравнения баланса масс и статистических материалов.
Форма записи исходных данных для общего проектирования легкого вертолета:
Масса целевой нагрузки – …………...
, кг.
Масса экипажа – …………………….…
, кг.
Максимальная скорость – ………….…
, км/ч.
Крейсерская скорость – ………………
, км/ч.
Скороподъемность – ………………….
, м/с.
Максимальная дальность полета (при нормальной взлетной массе) – ……..………………..
, км.
Статический потолок – ……………......
, м.
Динамический потолок – …………..…
, м.
Ресурс вертолета – ………………….... Т, л.ч.
Номенклатура и габариты целевой нагрузки.
Условия эксплуатации вертолета.
Критерий оценки эффективности вертолета.
Ниже приведены зависимости для определения параметров, относительных масс агрегатов вертолета, силовой установки, топлива и соответствующих коэффициентов для проектируемого легкого вертолета одновинтовой схемы в последовательности их выбора.