3.9. Масса оборудования

На основе регрессионного анализа статистических материалов по методу наименьших квадратов получена зависимость

кг, (3.69)

где – масса типового набора оборудования и взлетная масса текущего приближения значений параметров проектируемого вертолета; в зависимости от назначения, класса и совершенства используемого оборудования на легком вертолете.

3.10. Анализ влияния удельной нагрузки нв на взлетную массу вертолета и его агрегатов

Вычисления по выбору параметров проектируемого легкого вертолета и определению масс его агрегатов начинаются с установления взлетной массы вертолета в нулевом (подразд. 3.1), первом (подразд. 3.2), третьем (подразд. 3.5) приближениях.

Затем строятся графики (рис. 3.12) зависимостей . По полученным графикам определяют и выбирают целесообразное значение удельной нагрузки p* на НВ.

В зависимости от заданных ТТТ и требований к ЛТХ вертолета возможны три варианта изменения функции (рис. 3.13):

1. функция имеет четко выраженный минимум;

2. функция монотонно убывающая;

3. функция монотонно возрастающая.

Для первого варианта функции решение очевидно:

определяет величину оптимальной удельной нагрузки .

Для вариантов 2 и 3 используют дополнительные условия:

ограничения по минимально допустимой и предельной удельным нагрузкам. При монотонно убывающей функции массы следует принимать , а при монотонно возрастающей ‑ .

Ограничения по минимально допустимым значениям удельной нагрузки при принятом заполнении НВ могут быть установлены по условиям: допустимого свеса h лопасти на стоянке; допустимого удлинения лопасти ; величины массовой характеристики лопасти, полученными в соответствии с данными, например, работы [85].

Рис. 3.12. Схема определения р* по величине m_0min проектируемого легкого вертолета

Рис. 3.13. Возможные варианты изменения функции

Достаточность вычислений по числу приближений устанавливают путем сравнения реализованной ( ) и заданной исходными данными ( ) погрешностей определения по выражению

. (3.70)

Расчетные значения параметров и относительных масс агрегатов вертолета заносят в таблицу (табл. 3.1) и на график (рис. 3.14).

Рис. 3.14. Характер зависимостей и

3.11. Выбор двигателя

Силовой установкой (СУ) вертолета осуществляется преобразование энергии сгорания топлива в механическую работу вращения НВ и РВ, привода различных агрегатов и аппаратуры. Основная часть мощности СУ (до 85...90%) расходуется на привод НВ.

Привод силовой установки может быть механическим или реактивным. Реактивный привод здесь не рассматривается, так как он пока не нашел широкого применения в вертолетостроении.

При механической передаче вращение от двигателя к несущему винту и другим элементам осуществляется с помощью трансмиссии.

На современных легких вертолетах с механическим приводом несущего винта силовые установки комплектуются в основном поршневыми или газотурбинными двигателями (см. подразд. 2.1, 2.2).

В состав типовой СУ легкого вертолета входят:

Двигатель(и) и системы СУ:

1. система запуска двигателя;

2. внешняя система питания двигателя топливом (баки, насосы подкачки, трубопроводы, краны-фильтры, заправочные устройства);

3. системы охлаждения (для поршневых двигателей);

4. системы всасывания воздуха (с учетом ПЗУ);

5. системы выхлопа (с учетом ЭВУ);

6. системы управления двигателями;

7. системы крепления двигателя и его капотов;

Основные требования к силовой установке легкого вертолета:

1. малый удельный вес СУ;

2. простота изготовления и ремонта;

3. легкий монтаж и демонтаж двигателя;

4. удобный подход к двигателю во время эксплуатации;

5. нормальное охлаждение двигателя на всех режимах полета в расчетное время года (возможность регулирования охлаждения; уменьшение затрат мощности на охлаждение);

6. амортизация вибраций и колебаний двигателя преимущественно его системой крепления;

7. прочность силовых узлов и элементов крепления двигателя в расчетных случаях нагружения согласно нормам прочности.

Особенности силовой установки вертолета предопределяются схемой, компоновкой, типом и конструкцией двигателя.

При выборе двигателя должны учитываться следующие показатели:

• удельная масса двигателя , кг/кВт;

• удельный расход топлива , кг_топл/кВт ч;

• надежность и долговечность;

• удобство эксплуатации;

• уравновешенность двигателя;

• равномерность крутящего момента на валу двигателя;

• приемистость двигателя, с;

• возможность запуска двигателя без нагрузки сопротивления и инерции вращающихся масс частей вертолета;

• требования к топливу;

• стоимость двигателя.

Малые масса двигателя и удельный расход топлива (а также минимальные шум и эмиссия) особенно важны для вертолета, так как потребная энерговооруженность вертолета больше, а следовательно, и его силовая установка относительно тяжелее, чем у самолета. При этом дальность, вследствие меньшего аэродинамического качества несущей системы вертолета и более ограниченного запаса топлива, также существенно меньше. Для справки: у вертолета Сикорский S-65 аэродинамическое качество  = 4,5; у вертолета Боинг-Вертол V-114 ‑  = 3,9. У современных дозвуковых самолетов аэродинамическое качество  = 15…18, у сверхзвуковых самолетов ‑  = 8...12.

Вертолеты с одним двигателем примерно на 1/3 дешевле при покупке и примерно настолько же дешевле в эксплуатации. Однако вертолеты с двумя двигателями ГТД более безопасны, рассчитаны в основном для полётов над водоёмами, горами и населенными пунктами, а также в условиях ограниченной видимости. Вертолёты с двумя ПД в данное время созданы в единичных экземплярах.

Для полётов в зимнее время года, в облаках, по приборам необходима противообледенительная система, которая только на некоторых легких вертолётах может устанавливаться как дополнительная опция.

Требование создания вертолета с большим статическим потолком приводит к необходимости применения двигателя большей высотности и, как правило, большей мощности.

Ошибка в определении (занижении) мощности двигателя может привести к сезонности применения вертолета (вертолет будет способен висеть и взлетать вертикально только зимой).