Расчёт взлётной массы и компоновки вертолёта

Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость.

Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов.

На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс.

Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематические расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем.

На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине «Проектирование вертолетов» .

1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения

где — масса полезного груза, кг;

— масса экипажа, кг.

— дальность полета

кг.

2. Расчет параметров несущего винта вертолета

2.1 Радиус R, м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:

где — взлетная масса вертолета, кг;

g — ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с²;

p — удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,

=3,14.

Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p=280

м.

Принимаем радиус несущего винта равным R=7.9

Угловая скорость, с^-1, вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости R концов лопастей, которая зависит от взлетной массы вертолета и составили R=232 м/с.

с^-1.

об/мин.

2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках

2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке

Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:

где S_э=2.5

Рассчитывается значение экономической скорости у земли V_з, км/час:

где I = 1,09…1,10 — коэффициент индукции.

км/час.

Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке V_дин, км/час:

где I = 1,09…1,10 — коэффициент индукции.

км/час.

2.4 Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета:

где V_max=250 км/час и V_дин =182.298 км/час — скорости полета;

R=232 м/с — окружная скорость лопастей.

2.5 Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:

при

при

2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:

.

2.7 Расчет заполнения несущего винта:

Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:

;

.

В качестве расчетной величины заполнения несущего винта принимается наибольшее значение из _Vmax и _Vдин:

Принимаем

Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта будет равны:

где z_л -число лопастей несущего винта (z_л=3)

м,

.

2.8 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения:

где S_ф -площадь горизонтальной проекции фюзеляжа;

S_го -площадь горизонтального оперения.

S_ф=10 м²;

S_го=1.5 м².

.

3. Расчет мощности двигательной установки вертолета.

3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке:

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле:

где N_Hст — потребная мощность, Вт;

m₀ — взлетная масса, кг;

g — ускорение свободного падения, м/с²;

p — удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м²;

_ст — относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;

₀ — относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (₀=0.75);

— относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения :

.

3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Удельная мощность, потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле:

где — окружная скорость концов лопастей;

— относительная эквивалентная вредная пластинка;

I_э — коэффициент индукции, определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:

при км/ч,

при км/ч.

3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:

где _дин — относительная плотность воздуха на динамическом потолке,

V_дин — экономическая скорость вертолета на динамическом потолке,

3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете

Удельная мощность, необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:

где — экономическая скорость у земли,

3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета

3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке равна:

где — удельная дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка H_ст и рассчитывается по формуле:

₀ — коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения, значение которого зависит от взлетной массы вертолета m₀:

при m₀ < 10 тонн

при 10 25 тонн

при m₀ > 25 тонн

3.5.2 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости равна:

где — коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,

— дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета V_max :

;

3.5.3 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью V_дин равна:

где — коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,

и — степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета V_дин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:

.

;

3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете равна:

где — коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,

— степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы,

n=2 — количество двигателей вертолета.

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается максимальной значение удельной приведенной мощности:

.

Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:

где m₀₁ — взлетная масса вертолета,

g = 9.81 м²/с — ускорение свободного падения.

Вт,

3.6 Выбор двигателей Принимаем два турбовальных двигателя ВК-2500(ТВ3−117ВМА-СБ3) общей мощность каждого N=1,405•10⁶ Вт

Двигатель ВК-2500(ТВ3−117ВМА-СБ3) предназначен для установки на вертолеты новых поколений, а также для замены двигателей на существующих вертолетах для повышения их летно-технических характеристик. Он создан на базе серийного сертифицированного двигателя ТВ3−117ВМА и производится на ФГУП «Завод имени В.Я. Климова».

4. Расчет массы топлива

Для расчета массы топлива, обеспечивающей заданную дальность полета, необходимо определить крейсерскую скорость V_кр. Расчет крейсерской скорости выполняется методом последовательных приближений в следующей последовательности:

а) принимается значение крейсерской скорости первого приближения:

км/час;

б) рассчитывается коэффициент индукции I_э:

при км/час

при км/час

в) определяется удельная мощность, потребная для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме:

где — максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,

— коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета V_кр1, рассчитываемый по формуле:

.

г) Рассчитывается крейсерская скорость второго приближения:

.

д) Определяется относительное отклонение скоростей первого и второго приближения:

.

При производится уточнение крейсерской скорости первого приближения V_кр1, она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения. Затем расчет повторяется с пункта б) и заканчивается при условии .

Удельный расход топлива рассчитывается по формуле:

где — коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,

— коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета,

— удельный расход топлива на взлетном режиме.

В случае полета на крейсерском режиме принимается:

;

;

при кВт;

при кВт.

кг/Вт•час,

Масса топлива затрачиваемого на полет m_т будет равна:

где — удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости,

— крейсерская скорость,

L — дальность полета.

кг.

5. Определение массы узлов и агрегатов вертолета.

5.1 Масса лопастей несущего винта определяется по формуле:

где R — радиус несущего винта,

— заполнение несущего винта,

кг,

5.2 Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле:

где k_вт — весовой коэффициент втулок современных конструкций,

k_л — коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.

В расчете можно принять:

кг/кН,

следовательно, в результате преобразований мы получи:

Для определения массы втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу N_цб (в кН):

кН,

кг.

5.3 Масса системы бустерного управления, в которую входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом рассчитывается по формуле:

где b — хорда лопасти,

k_бу — весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м³.

кг.

5.4 Масса системы ручного управления:

где k_ру — весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м.

кг.

5.5 Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле:

где k_ред — весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм)^0,8.

Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта :

где ₀ — коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m₀:

при m₀ < 10 тонн

при 10 25 тонн

при m₀ > 25 тонн

Н•м,

Масса главного редуктора:

кг.

5.6 Для определения массы узлов привода рулевого винта рассчитывается его тяга T_рв:

где M_нв — крутящий момент на валу несущего винта,

Lрв — расстояние между осями несущего и рулевого винтов.

Расстояние между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора между концами их лопастей:

где — зазор, принимаемый равным 0,15…0,2 м,

— радиус рулевого винта, который в зависимости от взлетной массы вертолета составляет:

при т,

при т,

при т.

м,

м,

Н,

Мощность N_рв, расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле:

где ₀ — относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.

Вт,

Крутящий момент M_рв, передаваемый рулевым валом, равен:

Н•м,

где — частота вращения рулевого вала,

с^-1,

Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, Н•м, при частоте вращения n_в=3000 об/мин равен:

Н•м,

Н•м,

Масса m_в трансмиссионного вала:

где k_в — весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм)^0,67.

кг,

Масса m_пр промежуточного редуктора равна:

где k_пр — весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм)^0,8.

кг,

Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:

где k_хр — весовой коэффициент для хвостового редуктора, значение которого равно 0,105 кг/(Нм)^0,8

кг.

5.7 Масса и основные размеры рулевого винта рассчитываются в зависимости от его тяги T_рв.

Коэффициент тяги C_рв рулевого винта равен:

Заполнение лопастей рулевого винта _рв рассчитывается так же, как для несущего винта:

где — допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта.

Длина хорды b_рв и относительное удлинение _рв лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам:

где z_рв — число лопастей рулевого винта.

Масса лопастей рулевого винта m_лр рассчитывается по эмпирической формуле:

кг

Значение центробежной силы N_цбр, действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки,

Масса втулки рулевого винта m_втр рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:

где N_цб — центробежная сила, действующая на лопасть,

k_вт — весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН^1,35

kz — весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле:

.

кг

5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета

Удельная масса двигательной установки вертолета _дв рассчитывается по эмпирической формуле:

где N — мощность двигательной установки.

Масса двигательной установки будет равна:

кг.

5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета

Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле:

где S_ом — площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по формукле:

м²,

m0 — взлетная масса первого приближения,

k_ф — коэффициент, равный 1,7.

кг,

Масса топливной системы:

где m_т — масса затрачиваемого на полет топлива,

k_тс — весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09.

кг,

Масса шасси вертолета равна:

где k_ш — весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси:

— для не убираемого шасси,

— для убираемого шасси.

кг,

Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле:

где L_рв — расстояние между осями несущего и рулевого винтов,

z_л — число лопастей несущего винта,

R — радиус несущего винта,

_л — относительное удлинение лопастей несущего винта,

k_пр и k_эл — весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования, значения которых равны:

.

кг,

Масса прочего оборудования вертолета:

где k_пр — весовой коэффициент, значение которого равно 2.

кг.

5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

Взлетная масса вертолета второго приближения m₀₂ будет равна сумме:

где m_т — масса топлива,

m_гр — масса полезного груза,

m_эк — масса экипажа.

кг,

6. Описание компоновки вертолета

Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и двухопорными лыжами. Фюзеляж вертолета каркасной конструкции, состоит из носовой и центральной частей, хвостовой и концевой балок. В носовой части размещена двухместная кабина экипажа, состоящего их двух летчиков. Остекление кабины обеспечивает хороший обзор, правый и левый сдвижные блистеры снабжены механизмами аварийного сбрасывания. В центральной части размещена кабина размерами 6.8×2.05×1.7м, и центральной сдвижной дверью размерами 0.62×1.4м с механизмом аварийного сбрасывания. Грузовая кабина рассчитана на перевозку грузов массой до 2 т и снабжена откидными сиденьями для 12 пассажиров, а также узлами для крепления 5 носилок. В пассажирском варианте в кабине размещены 12 кресел, установленных с шагом 0.5м и проходом 0.25м; а в задней части сделан проем под заднюю входную дверь, состоящую из двух створок.

Хвостовая балка клепаной конструкции балочно-стрингерного типа с работающей обшивкой, снабжена узлами для крепления управляемого стабилизатора и хвостовой опоры.

Стабилизатор размером 2.2м и площадью 1.5м² с профилем NACA 0012 однолонжеронной конструкции, с набором нервюр и дюралюминиевой и полотняной обшивкой.

Двухопорные, лыжи, передняя опора самоориентирующаяся, размерами 500×185мм, главные опоры форменного типа с жидкостно-газовыми двухкамерными амортизаторами размерами 865×280мм. Хвостовая опора состоит из двух подкосов, амортизатора и опорной пяты; колея лыж 2 м, база лыжи 3.5м.

Несущий винт с шарнирным креплением лопастей, гидравлическими демпферами и маятниковыми гасителями колебаний, установлен с наклоном вперед 4° 30'. Цельнометаллические лопасти состоят из прессованного лонжерона из алюминиевого сплава АВТ-1, упрочненного наклепом стальными шарнирами на вибростенде, хвостового отсека, стального наконечника и законцовки. Лопасти имеют прямоугольную форму в плане с хордой 0.67 м и профилями NACA 230 и геометрической круткой 5%, окружная скорость концов лопастей 200м/с, лопасти снабжены визуальной системой сигнализации о повреждении лонжерона и электротепловым противообледенительным устройством.

Рулевой винт диаметром 1,44 м трехлопастный, толкающий, с втулкой карданного типа и цельнометаллическими лопастями прямоугольной формы в плане, с хордой 0.51м и профилем NACA 230M.

Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД со свободной турбиной ВК-2500(ТВ3−117ВМА-СБ3)Санкт-Петербургского НПО им. В. Я. Климова общей мощности каждого N=1405 Вт, установленных сверху фюзеляжа и закрытых общим капотом с открывающимися створками. Двигатель имеет девятиступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания кольцевого типа и двухступенчатую турбину. Двигатели снабжены пылезащитными устройствами.

Трансмиссия состоит из главного, промежуточного и хвостового редукторов, валов тормоза, несущего винта. Главный редуктор ВР-8А трехступенчатый, обеспечивает передачу мощности от двигателей, к несущему винту, рулевому винту и вентилятору для охлаждения, маслорадиаторов двигателей и главного редуктора; общая емкость маслосистемы 60 кг.

Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой .и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем. Четырехканальный автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте. Основная гидравлическая система обеспечивает питание всех гидроагрегатов, а дублирущая, — только гидроусилителей.

Система отопления и вентиляции обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров, противообледенительная система защищает от обледенения лопасти несущего и рулевого винтов, передние стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.

Оборудование для полетов по приборам в сложных метеорологических условиях днем и ночью включает два авиагоризонта, два указателя частоты вращения НВ, комбинированную курсовую систему ГМК-1А, автоматический радиокомпас, радиовысотомер РВ-3.

Связное оборудование включает командные УКВ-радиостанции Р-860 и Р-828, связные КВ-радиостан-ции Р-842 и «Карат», самолетное переговорное устройство СПУ-7.

7. Расчет центровки вертолета

Таблица 1. Центровочная ведомость пустого вертолета

Рассчитываются статические моменты М_схi и М_суi относительно координатных осей:

.

Координаты центра масс всего вертолета рассчитываются по формулам:

Таблица 2. Центровочная ведомость с максимальной нагрузкой

Таблица 3. Центровочная ведомость с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой

Координаты центра масс пустого вертолета: x₀ =-0,003; y₀ =-1,4524;

Координаты центра масс с максимальной нагрузкой: x₀ =0,0293; y₀ =-2,0135;

Координаты центра масс с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой: x₀ =-0,0678; y₀ =-1,7709.

Заключение

В данном курсовом проекте проведены расчеты взлетной массы вертолета, массы его узлов и агрегатов, а также компоновка вертолета. В процессе компоновки уточнили центровку вертолета, расчету которой предшествует составление весовой сводки на основе весовых расчетов агрегатов и силовой установки, ведомостей оборудования, снаряжения, грузов и т. д. Целью проектирования является определение оптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований.