- 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 kвт - весовой коэффициент втулок современных конструкций,
kл - 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 Nцб (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,
kбу - весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м3.
кг.
5.4 Масса системы ручного управления:
,
где kру - 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 kред - 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 Tрв:
,
где Mнв - 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 Nрв, 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 Mрв, передаваемый рулевым валом, равен:
Н•м,
где - частота вращения рулевого вала,
с-1,
Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, Н•м, при частоте вращения nв=3000 об/мин равен:
Н•м,
Н•м,
Масса mв трансмиссионного вала:
,
где kв - весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм)0,67.
кг,
Масса mпр промежуточного редуктора равна:
где kпр - весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм)0,8.
кг,
Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:
,
где kхр - 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 Tрв.
Коэффициент тяги Cрв 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 bрв и относительное удлинение рв лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам:
,
,
где zрв - число лопастей рулевого винта.
Масса лопастей рулевого винта mлр рассчитывается по эмпирической формуле:
,
кг
Значение центробежной силы Nцбр, действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки,
Масса втулки рулевого винта mвтр рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:
,
где Nцб - центробежная сила, действующая на лопасть,
kвт - весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН1,35
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 Sом - площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по формукле:
м2,
m0 - взлетная масса первого приближения,
kф - коэффициент, равный 1,7.
кг,
Масса топливной системы:
,
где mт - масса затрачиваемого на полет топлива,
kтс - весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09.
кг,
Масса шасси вертолета равна:
,
где kш - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси:
- для не убираемого шасси,
- для убираемого шасси.
кг,
Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле:
,
где Lрв - расстояние между осями несущего и рулевого винтов,
zл - число лопастей несущего винта,
R - радиус несущего винта,
л - относительное удлинение лопастей несущего винта,
kпр и kэл - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования, значения которых равны:
,
.
кг,
Масса прочего оборудования вертолета:
,
где kпр - 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 mт - масса топлива,
mгр - масса полезного груза,
mэк - 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 х 2.05 х 1.7м, и центральной сдвижной дверью размерами 0.62 х 1.4м с механизмом аварийного сбрасывания. Грузовая кабина рассчитана на перевозку грузов массой до 2т 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 х 185мм, главные опоры форменного типа с жидкостно-газовыми двухкамерными амортизаторами размерами 865 х 280мм. Хвостовая опора состоит из двух подкосов, амортизатора и опорной пяты; колея лыж 2м, 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 1,44м 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 60кг.
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
Наименование агрегата | Масса агрегата, mi, кг | Координата xi центра масс агрегата, м | Статический момент агрегата Мхi | Координата yi центра масс агрегата, м | Статический момент агрегата Мyi | |
1 Несущий винт |
|
|
|
| ||
1.1 Лопасти | 127 | 0 | 0 | 0 | 0 | |
1.2 Втулка | 122 | 0 | 0 | 0 | 0 | |
2 Система управления | ||||||
2.1 Система бустерного управления | 43 | -0,5 | -146 | -0,9 | -262,8 | |
2.2 Система ручного управления | 195 | 2,7 | 648 | -3,6 | -864 | |
3 Трансмиссия | ||||||
3.1 Главный редуктор | 361 | 0 | 0 | -1 | -1005 | |
3.2 Промежуточный редуктор | 58 | -1,3 | -75,4 | -9,9 | -574,2 | |
3.3 Хвостовой редуктор | 21 | -11,3 | -745,8 | 0 | 0 | |
3.4 Трансмиссионный вал | 17 | -5,3 | -291,5 | -1,3 | -71,5 | |
4 Рулевой винт | ||||||
4.1 Лопасти | 10 | -11,3 | -768,4 | 0 | 0 | |
4.2 Втулка | 59 | -11,3 | -553,7 | 0 | 0 | |
5 Двигательная установка | 276 | 1,1 | 652,3 | -1,3 | -770,9 | |
6 Топливная система | 64 | 0,5 | 92,5 | -3,2 | -592 | |
7 Фюзеляж | ||||||
7.1 Носовая часть (15 %) | 30.6 | 3,8 | 604,2 | -2,6 | -413,4 | |
7.2 Средняя часть (50 %) | 102 | 0 | 0 | -2,6 | -1383 | |
7.3 Хвостовая часть (20 %) | 40.8 | -6,6 | -1406 | -1,5 | -319,5 | |
7.4 Крепление редуктора (4 %) | 14.4 | 0,2 | 8.4 | -1 | -42 | |
7.5 Капоты (11 %) | 22.4 | 0,3 | 35,1 | -1,1 | -128,7 | |
8 Лыжи | ||||||
8.1 Главное (82 %) | 90.2 | -1,1 | -212,3 | -3,8 | -733,4 | |
8.2 Переднее (16 %) | 17.6 | 2,8 | 103,6 | -3,9 | -144,3 | |
8.3 Хвостовая опора (2 %) | 22 | -9,6 | -432 | -2,4 | -108 | |
9 Электрооборудование | 286 | 3,1 | 1457 | -3 | -1410 | |
10 Оборудование | ||||||
10.1 Приборы в кабине (25%) | 71.5 | 4,2 | 579,6 | -2,6 | -358,8 | |
10.2 Радиооборудование (27 %) | 77.2 | 4,1 | 610,9 | -3 | -447 | |
10.3 Гидрооборудование (20 %) | 57.2 | -1,4 | -155,4 | -0,7 | -77,7 | |
10.4 Пневмооборудование (6 %) | 17.1 | -0,7 | -23,1 | -1,5 | -49,5 | |
| ||||||
Сумма | 2202 | -0,003 | -20,15 | -1,4524 | -9755,7 |
Рассчитываются статические моменты Мсхi и Мсуi относительно координатных осей:
, .
Координаты центра масс всего вертолета рассчитываются по формулам:
,
Таблица 2. Центровочная ведомость с максимальной нагрузкой
Наименование агрегата | Масса агрегата, mi, кг | Координата xi центра масс агрегата, м | Статический момент агрегата Мхi | Координата yi центра масс агрегата, м | Статический момент агрегата Мyi | |
Вертолет | 2202 | -0,003 | -20,15 | -1,4524 | -9755,7 | |
Топливные баки 1 и 2 | 1436 | 0,5 | 1029,5 | -3,2 | -6588,8 | |
Экипаж | 160 | 3,6 | 576 | -2,7 | -432 | |
Груз | 2000 | -0,7 | -1250 | -2,5 | -6250 | |
| ||||||
Сумма | 5798 | 0,0293 | 335,35 | -2,0135 | -23026,5 |
Таблица 3. Центровочная ведомость с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой
Наименование агрегата | Масса агрегата, mi, кг | Координата xi центра масс агрегата, м | Статический момент агрегата Мхi | Координата yi центра масс агрегата, м | Статический момент агрегата Мyi | |
Вертолет | 2202 | -0,003 | -20,15 | -1,4524 | -9755,7 | |
Топливо | 71.8 | 0,5 | 51,5 | -3,4 | -350,2 | |
Экипаж | 160 | 3,6 | 576 | -2,7 | -432 | |
Груз | 2000 | -0,7 | -1250 | -2,5 | -6250 | |
| ||||||
Сумма | 4438,8 | -0,0678 | -642,65 | -1,7709 | -16787,9 |
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.
Страницы: 1, 2
