ВВЕДЕНИЕ

Вертолетостроение традиционно было лидирующим в применении композитов. В последнее время доля их использования в конструкции вертолета существенно возросла. Использование композитов предъявляет дополнительные требования к содержанию знаний конструктора. Сложность конструирования деталей, выполняемых из композитов, обусловлена тем, что деталь и материал изготавливаются одновременно. Поэтому наряду с выбором внешней формы, оптимальной с точки зрения изготовления детали, конструктор должен определить структуру композита, которая была бы оптимальна для выбранной формы детали и наилучшим образом соответствовала действию внешних нагрузок. Для успешного решения этой задачи конструктор должен знать свойства композитов, методы их расчета и способы изготовления из них конструкций .

С первого взгляда, для получения наилучшей конструкции достаточно составить математическую модель проектируемого объекта и найти его оптимальные параметры по одному или нескольким заранее выбранным критериям эффективности. Однако есть принципиальные трудности, которые не позволяют решить эту задачу достаточно корректно. Во-первых, определение оптимальных параметров конструкции возможно лишь для заданной конструктивно-силовой схемы, при этом остается нерешенным вопрос об оптимальности самой схемы. Во-вторых, не всегда удается формализовать все ограничения и требования к конструкции при построении математической модели. Выбор и определение комплексного критерия оптимизации также является достаточно сложной и неоднозначной в своем решении задачей. Поэтому упомянутые вопросы конструирования обычно решаются последовательно, в порядке определенного соподчинения .

Значительный прогресс в совершенствовании процесса проектирования достигается при переходе на CAD/CAM/CAE технологии. Имеющийся в них широкий набор инструментов автоматизации конструкторских работ позволяет не только сократить сроки проектирования и выпуска изделия, но и повысить качество конструкции по многим показателям .

Целью данного дипломного проекта является:

– оптимизация конструкции лонжерона лопасти несущего винта вертолета. Подбор оптимальной конструкции будет осуществляться с использованием персонального компьютера и прикладной программы Solid Works;

– оценка возможности использования прикладной программы Solid Works как инструмента системы автоматизированного проектирования (САПР) конструкций из КМ.

НЕСУЩИЙ ВИНТ ВЕРТОЛЕТА

Общие требования к конструкциям элементов несущего винта

Общие требования, предъявляемые к конструкции элементов НВ, противоречивы и проектирование несущей системы вертолета является сложной задачей нахождения компромисса между ними. Требования можно подразделить на следующие группы.

Аэродинамические требования. Взаимное расположение частей НВ, его формы и параметры должны обеспечивать высокие летно-технические характеристики. Конструкция лопастей должна обеспечивать заданные характеристики аэродинамического контура и балансировку в пределах, которые позволяют эксплуатировать вертолет с учетом установленных ограничений, ресурсов и сроков службы .

Требования прочности. Все элементы конструкции вертолета должны выдерживать все виды нагрузок в соответствии с нормами летной годности вертолетов, в которых предусмотрены различные случаи нагружения частей вертолета .

По видам нагрузок элементы несущего винта должны проектироваться с учетом статической, усталостной прочностей и их совокупности. Также, ввиду того, что лопасть НВ является длинномерной конструкцией, необходим учет прочности по устойчивости конструкции.

Статическая прочность конструкции проверяется при больших редко действующих нагрузках. При этом расчет и выбор параметров конструкции проводится по разрушающей нагрузке Рразр. которая должна превосходить эксплуатационную Рэ в некоторое число раз. Это число называют коэффициентом безопасности f . Для авиационных конструкций f принято выбирать равным 1,5. Чрезмерное увеличение значения этого коэффициента ведет к возрастанию габаритов и массы, что является недопустимым для конструкции летательного аппарата. Для каждого агрегата вертолета и конкретного случая его нагружения рекомендуемые значения коэффициентов безопасности даются в "Авиационных правилах". Начальным этапом определения размеров детали является проектировочный расчет по допускаемым напряжениям. Размеры сечений детали рассчитываются таким образом, чтобы действующие в них напряжения от расчетной нагрузки ур, были равны допускаемым напряжениям [у], [ф]. В качестве допускаемых напряжений принимаются пределы прочности у в, ф в или текучести у т в зависимости от характера и условий нагружения конструкции. Определенные трудности возникают при выборе допускаемых напряжений в деталях, изготавливаемых из композиционных материалов, вследствие особенностей характера их разрушения. На рисунке 1.1 представлена диаграмма изменений напряжений в зависимости от удлинения образца однонаправленного стеклопластика при приложении нагрузки вдоль армирующих волокон .

В начале нагружения до некоторого момента материал сохраняет целостность и ведет себя как упругий, подчиняясь закону Гука: у = Е·е. После достижения напряжений, соответствующих точке 1 (рисунок 1.1), в связующем на разделе сред появляются мелкие трещины. Армирующие элементы здесь не разрушаются, и конструкция не теряет несущих свойств. Более того, для некоторых материалов наблюдается увеличение жесткости. На второй стадии (рисунок 1.1, точка 2) вдоль армирующих элементов появляются значительные трещины, но волокна не повреждаются. Конструкция еще сохраняет несущие свойства. На третьей стадии (рисунок 1.1, точка В) армирующие нити рвутся, и материал полностью разрушается. Если допускаемые напряжения при действии максимальных эксплуатационных нагрузок выбирать соответствующими последней стадии разрушения (ув), то может оказаться, что при действии номинальных нагрузок материал будет находиться в первой или второй стадиях разрушения. Это недопустимо, поскольку при повторных нагрузках трещины в конструкции будут расти, ускоряя ее разрушение. Поэтому прочность деталей из композиционных материалов следует оценивать как при максимальных, так и при номинальных нагрузках эксплуатации. Это противоречие в ряде случаев преодолевается выбором большого значения коэффициента безопасности f = 2,0-2,5 и занижением допускаемых напряжений в композите до уровня 2/3ув при расчете конструкции на предельную несущую способность.

Рисунок 1.1 - Диаграмма изменений напряжений у в зависимости от удлинения образца е однонаправленного стеклопластика, где у1 и е1 - напряжение и деформации согласно закону Гука; у2 - напряжение появления значительных трещин без повреждения волокон; ув - напряжение разрушения образца; 1 - точка предела пропорциональности; 2 - точка; характеризующая начало накопления трещин; В - разрушение композита

При расчете лонжерона по условиям статической прочности (для случая падения лопасти на ограничитель свеса) ставится условие, чтобы расчетные напряжения в слое не превышали у1. Это делается с целью недопущения микротрещин даже при статическом, кратковременном нагружении. В дальнейшем они могут привести к снижению усталостной прочности при действии циклических нагрузок. При таком подходе лопасть несущего винта приобретает большой ресурс, ограниченный не столько усталостными характеристиками исходного материала, сколько другими факторами, например временем его естественного старения .

Расчет конструкции, работающей на устойчивость, производится по разрушающим нагрузкам и сводится к определению критической силы потери устойчивости Ркр, которая должна быть не меньше расчетной Рр.

Усталостные разрушения составляют основной вид разрушения механических агрегатов вертолета и нередко приводят к тяжелым последствиям. На усталостные характеристики композиционных материалов оказывает влияние множество факторов. Среди основных: состав и структура материала, температура, влажность окружающей среды, вид нагружения. Поэтому для каждого образца материала, который предполагается использовать в конструкции, необходимо проводить полный цикл усталостных испытаний. Усталостную прочность композитов, как и у металлов, оценивается кривыми усталости. Между усталостными и статическими характеристиками композита существует прямая зависимость. Чем выше статическая прочность материала, тем лучше он сопротивляется усталости .

Практика использования композитов в конструкциях показала, что срок их службы в условиях действия переменных многоцикловых нагрузок значительно превышает срок службы аналогичных конструкций, выполненных из металлов. В частности, ресурс лопасти, выполненной из полимерных композитов, ограничен не столько возможностью усталостного разрушения, сколько изменением в течение длительной эксплуатации и хранения физико-механических свойств деталей лопасти и их клеевых соединений вследствие старения и охрупчивания .

Требования жесткости. Ввиду подверженности лопасти НВ знакопеременным нагрузкам, а также случаям значительного статического нагружения, конструкция лопасти должна обладать необходимой жесткостью для предотвращения остаточных деформаций и соблюдения заданного аэродинамического профиля поверхности лопасти. Следствием низкой изгибной и крутильной жесткости может стать потеря эффективности управления вертолетом, когда из-за изгиба и закручивания аэродинамической поверхности, находящейся под воздействием внешних сил, появляются неконтролируемые изменения углов установки и, соответственно, углов атаки по длине лопасти. Недостаточная изгибная и крутильная жесткость может стать причиной недопустимых явлений аэроупругости, таких, как флаттер и дивергенция .

Требование надежности. Основным требованием к вертолету и его конструкциям является надежность - способность выполнять свои функции с сохранением летных и эксплуатационных показателей в заданных пределах в течение заданного промежутка времени . Конструкция элементов НВ вертолета, значения их прочности, жесткости, массы, ресурса должны обеспечивать надежность эксплуатации при заданных условиях работы и случаях внештатных нагрузок.

Технологичность конструкции. Конструкция элементов НВ вертолета должна обеспечивать возможность применения прогрессивных и экономичных технологических процессов .

Совершенство по массе. Для авиационных конструкций требование минимальной массы является обязательным, разумеется, при соблюдении прочности и жесткости. Поскольку лопасть НВ и ее составные элементы (лонжерон, узлы крепления) относятся к силовым элементам, то основным путем уменьшения массы служит выбор рациональной конструктивно-силовой схемы, применение конструкционных материалов с высокими характеристиками относительной прочности и относительной жесткости . Однако масса лопасти должна обеспечивать необходимые инерционные характеристики для безопасного полета в режиме авторотации несущего винта, а также соответствовать значениям, необходимым для устранения аэроупругих явлений (флаттера, дивергенции) .

Оптимальная масса конструкции может быть достигнута грамотным конструированием.

Долговечность конструкции. Долговечность - это общее время (обычно исчисляемое в годах) работы конструкции на номинальном режиме в условиях нормальной эксплуатации без существенного снижения расчетных параметров при экономически приемлемой суммарной стоимости ремонтов. Долговечность агрегатов вертолетов, особенно имеющих силовые детали и узлы, во многом определяется величиной их ресурса.

Ресурсом называется наработка агрегата (исчисляемая в часах) от начала эксплуатации до наступления предельного состояния, после которого существует вероятность его разрушения . Для большинства основных агрегатов вертолета (лопастей и втулок несущих и рулевых винтов, систем управления винтами, трансмиссии, редукторов, подредукторной рамы и др.) устанавливается ресурс по условиям усталостной прочности .

Существует два способа проектирования авиационных конструкций по выносливости в условиях действия переменных нагрузок: проектирование по принципам "безопасного ресурса" и "безопасного повреждения".

При назначении безопасного ресурса предполагается, что в процессе отработки задаваемого срока службы ни в одной из деталей рассматриваемой серии не будут возникать усталостные трещины .

В конструкции с безопасным повреждением допускается появление трещин в отдельных силовых элементах конструкции, однако, трещины не должны приводить к разрушению или чрезмерной деформации всей конструкции. Это достигается выбором типа конструкции, при котором возможное разрушение или усталостные трещины только уменьшат до некоторой степени статическую прочность и жесткость конструкции, достаточные для завершения безаварийного полета вертолета. Увеличение допускаемых напряжений в элементах конструкции с безопасным повреждением может составлять 15-20 % по сравнению с соответствующими напряжениями, принимаемыми для конструкции безопасного срока службы. Выигрыш от применения безопасно повреждаемых конструкций заключается в уменьшении массы изделия, увеличении срока службы и уменьшения его стоимости .

Эффективным способом обеспечения безопасной повреждаемости является использование "избыточных" конструкций с несколькими каналами передачи нагрузок. Примером такого решения является лопасть несущего винта с многоконтурным лонжероном, показанная на рисунке 1.2.

Рисунок 1.2 - Отсек лопасти с многоконтурным лонжероном

При использовании в конструкции НВ композиционных материалов часто используется проектирование по принципу безопасного повреждения.

Введение

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

- масса полезного груза, кг; -масса экипажа, кг. -дальность полета кг.

2. Расчет параметров несущего винта вертолета

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

, - взлетная масса вертолета, кг;

g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с 2 ;

p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,

p =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 w , с -1 , вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости w R концов лопастей, которая зависит от взлетной массы

вертолета и составили w 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 землиV з , км/час:

,

где I

км/час.

Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолкеV дин , км/час:

,

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

км/час.

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

, ,

где V max =250 км/час и V дин =182.298 км/час - скорости полета;

w R =232 м/с - окружная скорость лопастей.

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

припри

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

, , , .

2.7 Расчет заполнения несущего винта:

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

; .

В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается наибольшее значение из s Vmax и s V дин .

Для выполнения боевого задания и обеспечения безопасности полетов конструкция вертолета должна быть достаточно прочной и жесткой. Под прочностью имеют ввиду способность конструкции воспринимать, не разрушаясь, заданные внешние нагрузки, встречающиеся в процессе эксплуатации. Под жесткостью понимают способность конструкции сопротивляться деформированию под нагрузкой.

В процессе эксплуатации вертолет подвергается различным па характеру и величине нагрузкам: статическим (постоянным или медленно меняющимся по времени), динамическим (ударным и вибрационным). В зависимости от вида нагружения конструкция или отдельная ее часть должна обладать соответствующим видом прочности.

Сочетание необходимых значений различных видов прочности, обеспечивающее нормальную работу конструкции в пределах установленных ограничений и сроков, называют эксплуатационной прочностью.

В процессе эксплуатации прочность конструкции не остается неизменной. Большие нагрузки, близкие к предельным, могут вызывать остаточные деформации в ее элементах. Небольшие, но многократно повторяющиеся нагрузки вызывают развитие усталостных трещин, ослабляющих конструкцию. Происходят износ

трущихся деталей, абразивный износ лопастей НВ, лопаток газотурбинных двигателей под действием пыли, песка. Кроме того, при техническом обслуживании вносятся повреждения в виде вмятин, царапин, рисок, забоин и т. д. Все это приводит к постепенному снижению прочности конструкции и вынуждает ограничивать ресурс (налет в часах) вертолета.

В процессе эксплуатации на конструкцию постоянно действуют перепады температур, атмосферные осадки, пыль, солнечная радиация и т. д. Воздействие этих факторов вызывает коррозию элементов конструкции, растрескивание остекления и других неметаллических деталей, повреждение защитных покрытий. В результате приходится ограничивать календарное время эксплуатации техники (срок службы).

Таким образом, все указанные выше внешние факторы, снижающие прочность и ухудшающие эксплуатационные качества конструкции, ограничивают ее долговечность. Долговечностью летательного аппарата называют свойство сохранять работоспособность с учетом обслуживания и ремонта до некоторого предельного состояния, при котором нарушаются требования безопасности полетов, снижается эффективность эксплуатации. Показателями долговечности служат ресурс и срок службы.

Одной из основных задач технической эксплуатации авиационной техники является поддержание необходимой прочности в течение всего срока службы в условиях реальной эксплуатации.

Общие принципы расчета вертолета на прочность

В Нормах прочности предусматривается также: действие отрицательной перегрузки = -0,5 при вводе в планирование, энергичные развороты вертолета на висении, воздействие вертикальных и боковых порывов воздуха и др. Каждый из расчетных случаев является определяющим для прочности той или иной части или агрегата вертолета.

Посадочные расчетные случаи рассматривают различные варианты посадки: на все опоры, только на основные, посадка с боковым ударом и т. д.

Наземные расчетные случаи рассматривают воздействие ветра, буксировку вертолета по неподготовленной площадке и др.

Особая сложность расчета вертолета на прочность состоит в том, что основные его нагрузки, например, силы от лопастей НВ, имеют переменный по величине и направлению характер, что вызывает колебания самих лопастей и конструкции вертолета в целом. Такое нагружение называется динамическим. При длительном действии многократно повторяющихся нагрузок разрушение конструкции происходит при напряжениях, значительно меньших, чем при постоянной, статической нагрузке. Это объясняется явлением усталости материала.

В Нормах прочности приводятся также все необходимые данные для расчета жесткости конструкции, ее динамической прочности и ресурса (срока службы).

Понятие о расчете статической прочности

Если нагрузка конструкции постоянна или изменяется медленно, то деформации и напряжения в ней будут также постоянны или изменяться постепенно, пропорционально нагрузке, без колебательных процессов. Такое нагружение называется статическим.

Для вертолета статическими нагрузками можно считать: тягу несущего и рулевого винтов; центробежные силы лопастей; аэродинамические силы крыла и оперения.

Расчет на статическую прочность включает:

• - определение в соответствии с Нормами прочности величины и характера распределения расчетных нагрузок;
• - построение эпюр поперечной Q и продольной N сил, изгибающего и крутящего моментов для рассматриваемой части конструкции вертолета;
• - выявление наиболее нагруженных участков конструкции, в которых возможны наибольшие напряжения;
• - определение напряжений в элементах конструкции и сравнение их с разрушающими.

Статическая прочность конструкции обеспечивается, если напряжения в ее элементах не превышают разрушающих значений.

Однако обеспечение статической прочности еще не гарантирует безопасной эксплуатации вертолета, поскольку под действием переменных нагрузок в его конструкции возникают соответствующие переменные напряжения. Эти напряжения, накладываясь на постоянные, увеличивают суммарные напряжения, а также могут привести к усталостному разрушению конструкции.

Источники переменных нагрузок вертолета

Основные нагрузки вертолета носят переменный характер, они постоянно изменяются по величине и направлению с определенными частотами.

Основными источниками переменных нагрузок являются несущий и рулевой винты. Причиной периодического изменения сил, действующих на лопасти НВ, является непрерывное изменение скорости и направления набегающего на них потока в различных азимутах и в различных сечениях при поступательном полете вертолета. Когда лопасть при своем вращении движется навстречу набегающему на вертолет потоку, суммарная скорость ее обтекания увеличивается, а при движении назад, напротив, уменьшается. Поскольку аэродинамические силы пропорциональны квадрату скорости обтекания, подъемная сила Ул и лобовое сопротивление Хл лопасти также постоянно изменяются. Это вызывает маховое движение лопастей в вертикальной плоскости и колебания в плоскости вращения.

При маховом движении центры масс лопастей периодически приближаются и удаляются от оси винта, что вызывает появление переменных кориолисовых сил, действующих в плоскости вращения. Эти силы также вызывают колебания лопастей в плоскости вращения.

Все эти переменные силы передаются на втулку НВ и далее через вал винта и редуктор на фюзеляж вертолета, вызывая его колебания в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Амплитуды переменных сил, передаваемых с лопастей, могут составлять тысячи ньютон, а для тяжелых вертолетов - десятки тысяч. Частоты этих сил кратны произведению частоты вращения винта на число лопастей.

Дополнительными источниками переменных сил могут явиться плохая балансировка и несоконусность лопастей. Плохая балансировка заключается в неодинаковых статических моментах лопастей, что вызывает неуравновешенность их центробежных сил. Несоконусность проявляется в различных амплитудах махового движения лопастей вследствие отличий их внешних форм, жесткости на кручение или неточной регулировки установочных углов. По тем же причинам возникают переменные силы рулевого винта.

0

Курсовая работа по проектированию

Легкий вертолет

1 Разработка тактико-технических требований. 2

2 Расчет параметров вертолета. 6

2.1 Расчет массы полезного груза. 6

2.2 Расчет параметров несущего винта вертолета. 6

2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках 8

2.4 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке. 8

2.5 Расчет относительных значении максимальной и экономической скоростей горизонтального полета на динамическом потолке. 10

2.6 Расчет допускаемых отношений коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке. 10

2.7 Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке 11

2.8 Расчет заполнения несущего винта. 12

2.9 Определение относительного увеличения тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения. 13

3 Расчет мощности двигательной установки вертолета. 13

3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке. 13

3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости. 14

3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью.. 15

3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете. 15

3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета 16

3.5.1 Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке 16

3.5.2 Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости. 16

3.5.3 Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью.. 17

3.5.4 Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя. 18

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки. 19

3.6 Выбор двигателей. 19

4 Расчет массы топлива. 20

4.1 Расчет крейсерской скорости второго приближения. 20

4.2 Расчет удельного расхода топлива. 22

4.3 Расчет массы топлива. 23

5 Определение массы узлов и агрегатов вертолета. 24

5.1 Расчет массы лопастей несущего винта. 24

5.2 Расчет массы втулки несущего винта. 24

5.3 Расчет массы системы бустерного управления. 25

5.4 Расчет массы системы ручного управления. 25

5.5 Расчет массы главного редуктора. 26

5.6 Расчет массы узлов привода рулевого винта. 27

5.7 Расчет массы и основных размеров рулевого винта. 30

5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета. 32

5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета. 32

5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения. 35

6 Описание компоновки вертолета. 36

Список литературы.. 39

1 Разработка тактико-технических требований

Проектируемый объект - легкий вертолет одновинтовой схемы с максимальной взлетной массой 3500 кг. Подбираем 3 прототипа таким образом, чтобы их максимальная взлетная масса находилась в пределах 2800-4375 кг. Прототипами являются легкие вертолеты: Ми-2, Eurocopter EC 145, Ансат.

В таблице 1.1 приведены их тактико-технические характеристики, необходимые для расчета.

Таблица 1.1- Тактико-технические характеристики прототипов

Вертолет
Диаметр несущего винта, м
Длина фюзеляжа, м
Масса пустого, кг
Дальность полета, км
Статический потолок, м
Динамический потолок, м
Максимальная скорость, км/ч
Крейсерская скорость, км/ч
Масса топлива, кг
Силовая установка	2 ГТД Климов ГТД-350	2 ТВД Turbomeca	Whitney РW-207K
Мощность двигателей, кВт

На рисунках 1.1, 1.2 и 1.3 изображены схемы прототипов.

Рисунок 1.1 - Схема вертолета Ми-2

Рисунок 1.2 - Схема вертолета Eurocopter EC 145

Рисунок 1.3 - Схема вертолета Ансат

Из тактико-технических характеристик и схем прототипов определяем средние значения величин и получаем исходные данные для проектирования вертолета.

Таблица 1.2 - Исходные данные для проектирования вертолета

Максимальная взлетная масса, кг
Масса пустого, кг
Максимальная скорость, км/ч
Дальность полета, км
Статический потолок, м
Динамический потолок, м
Крейсерская скорость, км/ч
Количество лопастей несущего винта
Количество лопастей рулевого винта
Длина фюзеляжа, м
Нагрузка на площадь ометаемой несущим винтом, H/м 2

2 Расчет параметров вертолета

2.1 Расчет массы полезного груза

Формула (2.1.1) для определения массы полезного груза:

где m мг - масса полезного груза, кг; m эк - масса экипажа, кг; L - дальность полета, км; m 01 - максимальная взлетная масса вертолета, кг.

Масса полезного груза:

2.2 Расчет параметров несущего винта вертолета

Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле (2.2.1):

, (2.2.1)

где m 01 - взлетная масса вертолета, кг; g - ускорение свободного падения, равное 9,81 м/с 2 ; p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, p = 3,14.

Принимаем радиус несущего винта равным R = 7,2 м.

Определяем величину окружной скорости w R концов лопастей из диаграммы изображенной на рисунке 3:

Рисунок 3 - Диаграмма зависимости концевой скорости лопасти от скорости полета для постоянных значений М 90 и μ

При V max = 258 км/ч w R = 220 м/с.

Определяем угловую скорость w , с -1 , и частоту вращения несущего винта по формулам (2.2.2) и (2.2.3):

2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках

Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках определяются по формулам (2.3.1) и (2.3.2) соответственно:

2.4 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке

Определяется относительная площадь S э эквивалентной вредной пластинки по формуле (2.4.1):

где S Э определяем по рисунку 4.

Рисунок 4 - Изменение площади эквивалентной вредной пластинки различных транспортных вертолетов

Принимаем S Э = 1,5

Рассчитывается значение экономической скорости у земли V з, км/час:

где I - коэффициент индукции:

I =1,02+0,0004V max = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

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

2.5 Расчет относительных значении максимальной и экономической скоростей горизонтального полета на динамическом потолке

Расчет относительных значений максимальной и экономической скоростей горизонтального полета на динамическом потолке производится по формулам (2.5.1) и (2.5.2) соответственно:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Расчет допускаемых отношений коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке

Так как формула (2.6.1) для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли имеет вид:

Формула (2.6.2) для отношения допускаемого коэффициента тяги к заполнению несущего винта для экономической скорости на динамическом потолке:

2.7 Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке

Расчет коэффициентов тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке производится по формулам (2.7.1) и (2.7.2) соответственно:

2.8 Расчет заполнения несущего винта

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

В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается значение из условия (2.8.3):

принимаем.

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

2.9 Определение относительного увеличения тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения

Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения принимаем .

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 (3.1.1)

где N H ст - потребная мощность, Вт;

Дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка и рассчитывается по формуле (3.1.2)

m 0 - взлетная масса, кг;

g - ускорение свободного падения, м/с 2 ;

p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м 2 ;

D ст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;

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

Относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа:

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 (3.2.1)

где - окружная скорость концов лопастей;

Относительная эквивалентная вредная пластинка;

Коэффициент индукции, определяемый по формуле (3.2.2)

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

Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:

где - относительная плотность воздуха на динамическом потолке;

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 (3.4.1)

где - экономическая скорость у земли;

3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета

3.5.1 Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке

Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке производится по формуле (3.5.1.1)

где - удельная дроссельная характеристика:

x 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения. Так как масса проектируемого вертолета составляем 3,5 тонн, ;

3.5.2 Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости

Расчет удельной приведенной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости производится по формуле (3.5.2.1)

где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,

Дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета:

3.5.3 Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью

Расчет удельной приведенной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью проводится по формуле (3.5.3.1)

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 Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя

Расчет удельной приведенной мощности в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя проводится по формуле (3.5.4.1)

где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета;

Степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы;

Количество двигателей вертолета;

Степень дросселирования двигателя при полете у земли с экономической скоростью:

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки

Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается значение удельной приведенной мощности из условия (3.5.5.1)

Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:

где - взлетная масса вертолета;

g = 9.81 м 2 /с - ускорение свободного падения;

3.6 Выбор двигателей

Принимаем два газотурбинных двигателя ГТД-1000Т общей мощностью 2×735,51 кВт. Условие выполняется.

4 Расчет массы топлива

4.1 Расчет крейсерской скорости второго приближения

Принимаем значение крейсерской скорости первого приближения.

Так как рассчитываем коэффициент индукции по формуле (4.1.1):

Определяем удельную мощность, потребную для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме по формуле (4.1.2):

где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,

Коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета, рассчитываемый по формуле:

Рассчитываем крейсерскую скорость второго приближения:

Определяем относительное отклонение крейсерских скоростей первого и второго приближения:

Так как производим уточнение крейсерской скорости первого приближения, она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения. Затем повторяем расчет по формулам (4.1.1) - (4.1.5):

Принимаем.

4.2 Расчет удельного расхода топлива

Удельный расход топлива рассчитываем по формуле (4.2.1):

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

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета, который определяется по формуле (4.2.2):

Удельный расход топлива на взлетном режиме, ;

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от температуры,

Коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от высоты полета, ;

4.3 Расчет массы топлива

Масса топлива затрачиваемого на полет будет равна:

, (4.3.1)

где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости;

Крейсерская скорость;

Удельный расход топлива;

L - дальность полета;

5 Определение массы узлов и агрегатов вертолета

5.1 Расчет массы лопастей несущего винта

Масса лопастей несущего винта определяется по формуле (5.1.1):

где R - радиус несущего винта;

s - заполнение несущего винта;

5.2 Расчет массы втулки несущего винта

Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле (5.2.1):

где - весовой коэффициент втулок современных конструкций, ;

Коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки, который рассчитывается по формуле (5.2.2):

Центробежная сила, действующая на лопасти, которая рассчитывается ко формуле (5.2.3):

5.3 Расчет массы системы бустерного управления

В систему бустерного управления входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом. Расчет массы системы бустерного управления проводится по формуле (5.3.1):

где b - хорда лопасти;

Весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м 3 ;

5.4 Расчет массы системы ручного управления

Расчет массы системы ручного управления проводится по формуле (5.4.1):

где - весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м;

5.5 Расчет массы главного редуктора

Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле (5.5.1):

где - 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 w:

где - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета. Так как, то;

5.6 Расчет массы узлов привода рулевого винта

Рассчитывается тяга рулевого винта:

где - крутящий момент на валу несущего винта;

Расстояние между осями несущего и рулевого винтов.

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

где - зазор, принимаемый равным 0,15…0,2 м;

Радиус рулевого винта. Так как, то

Мощность, расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле (5.6.3):

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

Крутящий момент, передаваемый рулевым валом, равен:

где - частота вращения рулевого вала, которая находится по формуле (5.6.5):

Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, при частоте вращения об/мин равен:

Масса m в трансмиссионного вала:

где - весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм) 0,67 ;

Масса промежуточного редуктора определяется по формуле (5.6.9):

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

Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:

где - весовой коэффициент для хвостового редуктора, значение которого равно 0,105 кг/(Нм) 0,8 ;

5.7 Расчет массы и основных размеров рулевого винта

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

Коэффициент тяги рулевого винта равен:

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

где - допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта,

Длина хорды и относительное удлинение лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам (5.7.3) и (5.7.4):

где -число лопастей несущего винта,

Масса лопастей рулевого винта рассчитывается по эмпирической формуле (5.7.5):

Значение центробежной силы, действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки, рассчитывается по формуле (5.7.6):

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

где - центробежная сила, действующая на лопасть рулевого винта;

Весовой коэффициент для втулки, который равен 0,0527 кг/кН 1,35 ;

Весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле (5.7.8):

5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета

Удельная масса двигательной установки вертолета рассчитывается по эмпирической формуле (5.8.1):

, (5.8.1)

где N - мощность двигательной установки;

Масса двигательной установки будет равна:

5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета

Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле (5.9.1):

где - площадь омываемой поверхности фюзеляжа:

Таблица 5.8.1

Взлетная масса первого приближения;

Коэффициент, равный 1,1;

Масса топливной системы:

где - масса затрачиваемого на полет топлива;

Весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09;

Масса шасси вертолета равна:

где - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси. Так как в проектируемом вертолете предусмотрено убираемое шасси, то

Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле (5.9.5):

где - расстояние между осями несущего и рулевого винтов;

Число лопастей несущего винта;

R - радиус несущего винта;

Относительное удлинение лопастей несущего винта;

и - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования,

Масса прочего оборудования вертолета:

где - весовой коэффициент, значение которого равно 1.

5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения

Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

Взлетная масса вертолета второго приближения:

Определяем относительное отклонение масс первого и второго приближения:

Относительное отклонение масс первого и второго приближения удовлетворяет условию. Это значит, что расчет параметров вертолета выполнен верно.

6 Описание компоновки вертолета

Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и полозковым шасси.

Фюзеляж типа полумонокок. Несущие силовые элементы фюзеляжа выполнены из алюминиевых сплавов и имеют антикоррозионное покрытие. Носовая часть фюзеляжа с фонарем кабины пилотов и капоты мотогондолы выполнены из композиционного материала на основе стеклоткани. Кабина пилота имеет две двери, стекла оборудованы противооблединительной системой и стеклоочистителями. Левая и правая двери грузопассажирской кабины и дополнительный люк в задней части фюзеляжа обеспечивают удобство погрузки больных и потерпевших на носилках, а также крупногабаритных грузов. Полозковое шасси выполнено из цельногнутых металлических труб. Рессоры закрыты обтекателями. Хвостовая опора предотвращает касание рулевым винтом посадочной площадки. Лопасти несущего и рулевого винтов выполнены из композиционных материалов на основе стеклоткани и могут быть оснащены противообледенительной системой. Четырехлопастная втулка несущего винта бесшарнирная, выполнена из двух перекрещивающихся стеклопластиковых балок, к каждой из которых крепятся по две лопасти. Двухлопастная втулка рулевого винта с общим горизонтальным шарниром. Топливные баки общей емкостью 850 л расположены в полу фюзеляжа. Система управления вертолетом электродистанционная без механической проводки, имеющая четырехкратное цифровое резервирование и двукратно резервированное независимое электрическое питание. Современное пилотажно-навигационное оборудование обеспечивает полеты в простых и сложных метеоусловиях, а также полеты по правилам ПВП и ППП. Контроль параметров вертолетных систем производится с помощью бортовой информационной системы контроля БИСК-А. Вертолет оборудован системой предупредительной и аварийной сигнализации.

Вертолет может быть укомплектован системой посадки на воду, а также системами пожаротушения и распыления химикатов.

Силовая установка два газотурбинных двигателя ГТД-1000Т общей мощностью 2×735,51 кВт. Двигатели установлены на фюзеляже в отдельных гондолах. Воздухозаборники боковые, снабжены пылезащитными устройствами. Боковые панели гондол откидываются на шарнирах, образуя платформы для обслуживания. Валы двигателей выходят под углом к центральному редуктору и отсеку вспомогательных агрегатов. Выхлопные сопла двигателей отклонены наружу под углом 24". Для защиты от песка установлены фильтры, предотвращающие на 90% проникновение в двигатель частиц, имеющих диаметр более 20 микрон.

Трансмиссия состоит из редукторов двигателей, промежуточных редукторов, угловых редукторов, главного редуктора, вала и редуктора вспомогательной силовой установки, вала и углового редуктора рулевого колеса. В системе трансмиссии используются титановые сплавы.

Электросистема состоит из двух изолированных цепей, одна из которых питается от генератора переменного тока, создающего напряжение 115-120В, а вторая цепь питается от генератора постоянного тока с напряжением 28В. Генераторы приводятся от главного редуктора несущего винта.

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 дублирующая, - 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.

Связное оборудование включает командные КВ-диапазона - "Юрок", переговорное устройство СПУ-34.

Список литературы

1. Проектирование вертолетов/ В.С. Кривцов, Л.И. Лосев, Я.С. Карпов. - Учебник. - Харьков: Нац. аэрокосм. ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 2003. - 344с.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. narod.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

Скачать: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.

Размер: px

Начинать показ со страницы:

Транскрипт

1 УДК: В.А. Грайворонский, А.Г. Гребеников И.Н. Шепель, Т.А. Гамануха Приближенный метод расчета нормальных аэродинамических усилий распределенных по лопасти несущего винта вертолета Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ» На основе гипотезы косых сечений рассмотрены вопросы определения усилий распределенных по лопасти несущего винта с учетом сжимаемости и нестационарности. Ключевые слова: лопасть, несущий винт, вертолет. Особенностью обтекания несущих винтов в горизонтальном полете является наличие переменных скоростей, углов скольжения и углов атаки элементов лопасти несущего винта (НВ). Применение схемы несущей линии, а также разложение обтекания на поперечное и продольное в целях использования гипотезы плоских сечений возможно для скорости горизонтального полета, не превышающей 8 м/с. На рис. изображен спектр обтекания лопасти, находящейся в задней части диска при µ =,46, из которого следует, что углы скольжения по лопасти значительно изменяются . Рис.. Спектр обтекания лопасти несущего винта Характер обтекания лопасти винта по радиусу и азимуту при малой скорости полета показан на рис., а, при большой на рис., б. Углы скольжения сечений лопасти отличаются более чем в,5 раза. а Рис.. Поля скоростей обтекания лопасти несущего винта б 78

2 В табл. представлены значения углов скольжения потока у лопасти на относительных радиусах,5 и,9 для различных скоростей полета на азимутах и 8 . Таблица. Углы скольжения потока на относительных радиусах V, км/ч r =,5 r =, С ростом скорости горизонтального полета возрастает и влияние зоны обратного обтекания, где также существенно скольжение. Если до скоростей µ =, 4 зона обратного обтекания не вносит существенного изменения в величину сил и моментов, то при больших скоростях ее влияние необходимо учитывать. Наибольшая величина радиуса зоны обратного обтекания без учета o управления лопастью соответствует азимуту ψ = 7 и равна r µ. Таким образом, сечения лопасти обтекаются постоянно меняющимся по направлению и величине потоком. Это обстоятельство приводит к необходимости рассчитывать характеристики сечений лопасти по суммарной скорости на соответствующем радиусе с учетом сжимаемости и не стационарности. Суммарная скорость в сечении определяется вращением лопасти, движением вертолета, маховым движением лопасти, индуктивным потоком на винте, а также продольным центробежным движением вдоль лопасти. Центробежный поток возникает из-за пограничного слоя. Как показали численные расчеты , этот поток не оказывает существенного влияния на обтекание лопасти. На рис. 3 показаны эпюры ламинарного и турбулентного пограничных слоев. При турбулентном пограничном слое радиальное течение практически отсутствует из-за значительных касательных усилий. Координата х определяет точку по хорде в связанной системе координат. Например, при значении х =,5 м и ω в = 5 рад/с наибольшая скорость от центробежной силы при ламинарном режиме Vr =,4 м/с, а при турбулентном, что более вероятно - в десять раз меньше, т.е. это течение можно не учитывать. Рис. 3. Распределение радиальных скоростей в пограничном слое: турбулентный ПС, ламинарный ПС 79

3 Причиной радиального течения в пограничном слое может быть и распределение давления вдоль лопасти . Это может привести к перераспределению аэродинамической нагрузки для тяжело нагруженных винтов. Базовой плоскостью для определения кинематических параметров является конструктивная плоскость вращения винта (рис. 4). Рис. 4. Кинематика обтекания лопасти в конструктивной плоскости вращения винта Кинематическая схема скоростей в поперечном сечении лопасти показана на рис. 5. Рис. 5. Треугольник скоростей сечения лопасти Относительная скорость в конструктивной плоскости вращения на радиусе rопределяется выражением W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ) =. () Вертикальная составляющая относительной скорости V y = λ r β. () Тогда суммарная относительная скорость в сечении (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ) + λ + r β λ β = r В этих выражениях приняты известные относительные параметры : µ = V cos(α); λ = V sin(α) + υ ; β = a sin(ψ) b cos(ψ). в в y. (3) В горизонтальном полете относительные индуктивные скорости (4) 8

4 υ > ; υ <. Определение этих скоростей может проводиться численными y методами, например методом дискретных вихрей, либо на основании дисковых теорий. Индуктивные скорости изменяются по диску НВ. Наиболее простой закономерностью является II гипотеза Глауэрта, согласно которой υ y = υ i ср (+ k cos ψ); где k коэффициент, учитывающий влияние относительного радиуса; 4 µ r k = 3 ; (5) µ, + λ υ i ср средняя по диску индуктивная скорость. Значения υ i ср и υ можно определить по дисковой теории В.И. Шайдакова . Для больших скоростей полета среднюю по диску индуктивную скорость можно определить по формуле CТ υi =, (6) ср 4 ξ µ где ξ коэффициент, учитывающий перетекание: ξ =,9,94. Параметры a,b,α в определяют в процессе аэродинамического расчета . Угол отклонения от оси х набегающего на сечение потока можно определить в зависимости от ψ согласно табл.. Угол атаки в текущем сечении это угол между хордой сечения лопасти и вектором скорости на бесконечности: () λ r β α e = ϕe cos δ + arctg (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ). (7) Угол установки сечения ϕ e зависит в общем случае от крутки лопасти и управления АП и РВ. Его можно определить по конструктивным и балансировочным параметрам: где ϕσ ϕe = ϕ,7 + B sin r k, D коэффициенты РВ и АП; (7, r) k a + k a cos(ψ) D δ (ψ) δ балансировочный угол отклонения АП в горизонтальном полете. B, (8) Расчет усилий на лопасти с учетом пространственного характера обтекания будем проводить по гипотезе "косых" сечений, т.е. несущим профилем лопасти считается сечение по местной скорости подходящего к лопасти потока. Определение геометрии таких сечений весьма затруднительно из-за крутки, 8

5 деформации лопасти и особенно на участках изменения профиля и в зоне обратного обтекания. Сечения лопасти определяют по местным линиям тока, которые считаются на участке лопасти прямолинейными и отклонены от нормального сечения в ту или другую сторону на угол δ (табл.). Изменение χ и δ в зависимости от азимута ψ, рад Выражение для χ, рад δ, рад r cos(ψ) arctg µ + υ + r sin(ψ), χ < Направление потока на лопасти К концу ψ χ лопасти Таблица r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), χ < ψ + χ К комлю лопасти 3 r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), ψ + χ К комлю лопасти <χ< r cos(ψ) 3 arctg + + µ υ r sin(ψ), 5 К концу ψ χ лопасти <χ< При значении δ < профиль в косом сечении обтекается с носка, а при δ > с хвостовой части. Для современных вертолетов изменения скоростей и угла атаки в сечениях по времени достигают больших величин: V & ma > ±м/ c, & α ma > ± o / c. Это приводит к нестационарному изменению всех аэродинамических параметров; возникает затягивание срыва. Движение вертолета существенно отличается от прогнозируемого по стационарным характеристикам. Аэродинамические коэффициенты в фиксируемый момент времени будут определяться не только значениями скорости и угла атаки в данный момент времени, но и процессом изменения их в предшествующее время. Естественно, более отдаленные моменты времени будут влиять слабее на этот процесс. Оказывает значительное влияние и характер зависимостей α& = f (t) и V & = f (t). Достаточно достоверных 8

6 зависимостей по этому вопросу нет, но есть некоторые экспериментальные зависимости, позволяющие учесть это явление. В частности, в работе изложен метод аппроксимации экспериментальных данных по трем параметрам, определяющим характер изменения угла атаки, что позволяет перевести полученные результаты на другие условия. Данные этой работы были использованы для определения коэффициента нормальной силы профиля в нормальных сечениях и сечениях по линии тока. Кроме того, проводили коррекцию коэффициента нормальной силы в зависимости от относительной толщины сечения и сжимаемости. В процессе предварительного расчета определяли кинематические параметры в сечениях лопасти согласно приведенным выше зависимостям. В качестве исходных геометрических, кинематических и балансировочных приняты параметры вертолета Ми-: C =,; ω =5,8 /с; а =4,7 ; а =5,7 ; в =, ; T V =,35; D =,7; k =,4; ϕ 7 =4. На рис. 6 показаны кинематические параметры по азимуту W и W П в седьмом сечении, а также углы атаки α и α и углы условно невозмущенного потока δ и χ. w w П α eп.5 α e 6 e HB eп 3 8 w α e 8 w П α eп Ψ Рис. 6. Кинематические параметры сечения лопасти в сечении «7» по гипотезе косых сечений; индексом «п» помечены параметры по гипотезе нормальных сечений Суммарные скорости в сечении W и W П практически изменяется по I гармонике. Естественно, на всех азимутах суммарная скорость W больше, чем скорость W П, а угол атаки по линии тока меньше угла атаки в нормальном сечении. Углы ориентации суммарного потока δ и χ, которые более чувствительны к маховому движению лопастей, существенно отличаются от простого гармонического изменения. На рис. 7 показано изменение углового и линейного ускорений в сечении «7». Для конкретного случая расчета α& практически изменяется в диапазоне 83

7 + - /с. Это изменение близко к I гармонике. Линейное ускорение W & в диапазоне + - м/с. Указанные обстоятельства значительного изменения как угла атаки, так и суммарной скорости являются причиной не стационарности аэродинамических характеристик. К сожалению, раздельное влияние этих двух факторов на аэродинамические характеристики не исследовано. На рис. 7 показано изменение поточной нормальной нагрузки по гипотезе косых сечений и нормальных 5 ẇ п α. П. ẇ α п Рис. 7. Изменение нормальной силы по азимуту в сечении «7»; индексом «п» помечены параметры по гипотезе W & и α& угловое и линейное ускорения Ψ Эти данные были получены с учетом не стационарности по углу атаки. Нагрузка по гипотезе косых сечений несколько выше, чем по гипотезе нормальных сечений, особенно в зоне отступающей лопасти п ψ= ψ=3 ψ= п ψ= Рис. 8. Изменение погонной нагрузки по радиусу для азимута ψ =3 и 84

8 Изменение погонной нагрузки по радиусу для азимута ψ =3 и показано на риc. 8. Для азимута ψ =3 нормальная нагрузка по обоим вариантам расчета практически не отличается. На азимуте ψ = нормальная нагрузка по гипотезе «косых» сечений выше, чем по гипотезе нормальных сечений. Это связано с одновременным влиянием на погонную нагрузку изменения скорости и угла атаки. Список литературы. Теория несущего винта. [Текст] Под ред. А.К. Мартынова, М.: Машиностроение, 973. с.. Михеев С.В., Аникин В.Х., Свириденко Ю.Н., Коломенский Д.С. Направление развития методов моделирования аэродинамических характеристик несущих винтов. [Текст] // Труды VI форума Рос ВО. М., 4. 5 с 3. Шайдаков, В.И. Дисковая вихревая теория несущего винта с постоянной нагрузкой по диску. [Текст] / В.И. Шайдаков //Проектирование вертолетов: тех. сб. науч. тр. // МАИ, Вып. 38, М., с 4. ЦАГИ основные этапы научной деятельности, / М., Физматлит, с. 5. Баскин, В.Э. Нормальная сила сечения лопасти несущего винта при динамическом срыве. [Текст] / В.Э. Баскин, В.Р. Липатов // Труды ЦАГИ, вып. 865, с 6. Грайворонский, В.А. Динамика полета вертолета. [Текст]: Учеб. Пособие / В.А. Грайворонский, В.А. Захаренко, В.В. Чмовж. Х.: Нац. аэрокосм. ун-т им. Н.Е. Жуковського ХАИ, 4. 8 с 7. Fogarty, L.E. The laminar boundary layer on a rotating blade. / J. aeronaut Sei., vol. 8, no. 3, 95. Поступила в редакцию Наближений метод розрахунку нормальних аеродинамічних зусиль розподілених, по лопаті несучого гвинта вертоліт На основі гіпотези косих перетинів розглянуті питання визначення зусиль розподілених по лопаті несучого гвинта з урахуванням стискання і не стаціонарності Ключові слова: лопать, несучий гвинт, вертоліт. An approimate method of calculation of normal aerodynemic effort distributed over the rotor blades of the helicopter On the basis of the hypothesis of oblique cross-sections are considered questions of definition effort distributed over the rotor blades with the compressibility and unsteadiness. Keywords: blade, rotor, helicopter. 85

Труды МАИ. Выпуск 92 УДК 629.735.45 www.mai.ru/science/trud/ Расчетные исследования характеристик рулевых винтов с различными значениями заполнения на режиме висения при вращении вертолета Анимица В.А.,

УДК 69.7.07 В.П. Зинченко Влияние стреловидной законцовки лопасти на аэродинамические характеристики несущего винта при больших скоростях полета вертолета Научно-производственное объединение «АВИА» На

УДК 568 ВВ Тюрев, ВА Тараненко Исследование особенностей обтекания профиля при нестационарном движении Национальный аэрокосмический университет им НЕ Жуковского «ХАИ» При современном развитии авиатранспортных

УДК 69.735.45.015.3 (075.8) В.П.Зинченко Расчет потерь тяги от обдувки планера вертолета несущим винтом на режиме висения Научно-производственное объединение «Авиа» Режимы висения и вертикального подъёма

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 45 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Численное моделирование режимов «вихревое кольцо» несущего винта вертолета. Макеев П.В., Шомов А.И. Аннотация. При помощи

Труды МАИ. Выпуск 87 УДК 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ Расчетные исследования виброперегрузок несущего винта, вызванных пульсацией силы тяги, на базе вихревой теории Анимица В.А.*, Борисов Е.А.*,

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXX 2009 1 УДК 629.735.015.3.035.62 УДК ВЛИЯНИЕ ДАЛЬНЕГО ВИХРЕВОГО СЛЕДА ОТ НЕСУЩЕГО ВИНТА НА ХАРАКТЕРИСТИКИ БЛИЖНЕГО ПОЛЯ СКОРОСТЕЙ Р. М. МИРГАЗОВ, В. М. ЩЕГЛОВА Кратко изложен

УДК 69.735.0168.519.673 (045) А.И. Жданов, Е.П. Ударцев, А.И. Швец, А.Г. Щербонос Моделирование динамики полета самолета в нестационарном движении Національний авіаційний університет Вступление Определение

Центральный аэрогидродинамический институт имени проф. Н.Е. Жуковского О ВЛИЯНИИ БАЛАНСИРОВКИ НА АКУСТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСУЩЕГО ВИНТА Б.С. Крицкий, Р.М. Миргазов Шестая Всероссийская конференция

Тема 3. Особенности аэродинамики воздушных винтов Воздушный винт представляет собой лопастный движитель, приводимый во вращение двигателем, и предназначен для получения тяги. Он применяется на самолетах

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 38 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Программный комплекс для расчета аэродинамических характеристик несущих и рулевых винтов вертолетов на базе нелинейной

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 69 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Численное моделирование интерференции между несущим и рулевым винтами вертолета на режиме горизонтального полета со скольжением

У Ч Е Н Ы Е З А П И С К И Ц А Г И Т о м X L I I УДК 53.56. ТЕЧЕНИЕ В ОКРЕСТНОСТИ ТОЧКИ ИЗЛОМА ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ ТОНКОГО КРЫЛА НА РЕЖИМЕ СИЛЬНОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ Г. Н. ДУДИН А. В. ЛЕДОВСКИЙ Исследовано течение

Труды МАИ. Выпуск 95 http://trudymai.ru/ УДК 629.735.45.015 Анализ особенностей работы несущего винта с отрицательным выносом горизонтальных шарниров Борисов Е.А.*, Леонтьев В.А.**, Новак В.Н.*** Центральный

УДК 629.7.016.7 П.И. Моцарь, В.А. Удовенко Расчет углов атаки сечений лопасти и аэродинамических характеристик винта, зная распределение интенсивности вихревого слоя, в рамках метода дискретных вихрей

15.1.2. КОНВЕКТИВНАЯ ТЕПЛООТДАЧА ПРИ ВЫНУЖДЕННОМ ДВИЖЕНИИ ТЕКУЧЕЙ СРЕДЫ В ТРУБАХ И КАНАЛАХ В этом случае безразмерный коэффициент теплоотдачи критерий (число) Нуссельта зависит от критерия Грасгофа (при

2014 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА 200 УДК 534.83:629.735.45 ИССЛЕДОВАНИЕ ШУМА ВЫТЕСНЕНИЯ ОТ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА В ДАЛЬНЕМ ПОЛЕ В.А. ГОЛОВКИН, Б.С. КРИЦКИЙ, Р.М. МИРГАЗОВ Приведены результаты исследования

8 УДК 69.7.06: 69.7.018 Е.Д. Ковалев, канд. техн. наук, П.И. Моцар, В.А. Удовенко, канд. техн. наук МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ИМИТАЦИИ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЕТА НА КОМПЛЕКСНОМ ТРЕНАЖЕРЕ НА ОСОБЫХ И КРИТИЧЕСКИХ

Электронный журнал «Труды МАИ» Выпуск 55 wwwrusenetrud УДК 69735335 Соотношения для вращательных производных от коэффициентов моментов крена и рысканья крыла МА Головкин Аннотация С использованием векторных

Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии 66, 4 УДК 69.75.45, 5.5(75.8) А. Г. Дибир, А. А. Кирпикин, Н. И. Пекельный Влияние упругости торсионного крепления на дифференциальное

У Ч Е Н Ы Е З А П И С К И Ц А Г И Т о м X L I V 2 0 1 3 5 УДК 629.735.45.015.4 ИССЛЕДОВАНИЕ ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ВЕРТОЛЕТА НА ПОЛОЗКОВОМ ШАССИ ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ЛЕТНОГО ЭКСПЕРИМЕНТА С. А. АЛИМОВ, С. А.

Гидромеханика Модуль 1 1. Свойства жидкости. 2. Внешняя и внутренняя задача гидромеханики. 3. Массовые и поверхностные силы. 4. Потенциал массовых сил. 5. Главный вектор и главный момент гидродинамических

ТРУДЫ МФТИ. 2014. Том 6, 1 А. М. Гайфуллин и др. 101 УДК 532.527 А. М. Гайфуллин 1,2, Г. Г. Судаков 1, А. В. Воеводин 1, В. Г. Судаков 1,2, Ю. Н. Свириденко 1,2, А. С. Петров 1 1 Центральный аэрогидродинамический

74 ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА 11 Т 5, N- 3 УДК 6973533153 МАТЕМАТИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ НЕСТАЦИОНАРНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА ПРИ ПРОДОЛЬНОМ ДВИЖЕНИИ НА БОЛЬШИХ

Министерство образования Иркутской области Государственное бюджетное профессиональное образовательное учреждение Иркутской области «Иркутский авиационный техникум» «УТВЕРЖДАЮ» Зам. директора по УР ГБПОУИО

УД 5394: 62972 Об усталостной прочности лопасти несущего винта вертолета при действии ветровых нагрузок АИ Братухина Статья посвящена рассмотрению вопроса о напряжениях в невращающейся лопасти и втулке

ОГЛАВЛЕНИЕ 3 Предисловие... 11 ГЛАВА I ВВЕДЕНИЕ 1. Предмет аэродинамики. Краткий обзор истории развития аэродинамики... 13 2. Применение аэродинамики в авиационной и ракетной технике... 21 3. Основные

148 ТРУДЫ МФТИ. 2012. Том 4, 2 УДК 533.6.011.35 Т. Ч. Ву 1, В. В. Вышинский 1,2, Н. Т. Данг 3 1 Московский физико-технический институт (государственный университет) 2 Центральный аэрогидродинамический

УДК 533.6.011 Математическое моделирование процессов отрывного и безотрывного обтекания вращающихся летательных аппаратов # 05, май 2012 Тихонова Ю.В. Студент, кафедра «Динамика и управление полетом ракет

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 28. Т. 49, N- 6 99 УДК 533.692 ПОСТРОЕНИЕ КРЫЛОВЫХ ПРОФИЛЕЙ, БЕЗОТРЫВНО ОБТЕКАЕМЫХ СЖИМАЕМЫМ ПОТОКОМ В ЗАДАННОМ ДИАПАЗОНЕ УГЛОВ АТАКИ О. С. Дунаева, Н. Б. Ильинский

Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии 62, 203 УДК 532.582.2 В.А. Захаренко Обтекание решетки профилей при больших и малых углах атаки Национальный аэрокосмический университет

Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии 44, 009 УДК 533.68 Т.А. Гамануха, А.Г. Гребеников, В.В. Тюрев Метод определения аэродинамических моментов, действующих на самолёт транспортной

Министерство образования и науки РФ Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Казанский (Приволжский) Федеральный Университет» ИНСТИТУТ МАТЕМАТИКИ

Известия Челябинского научного центра, вып. 3 (33), 26 ПРОБЛЕМЫ МАШИНОСТРОЕНИЯ УДК 621.9 РАСЧЕТ ТОЛЩИНЫ СРЕЗАЕМОГО СЛОЯ ПРИ ФРЕЗЕРОВАНИИ ПРОСТРАНСТВЕННО СЛОЖНЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ, ИМЕЮЩИХ СТУПЕНЧАТЫЙ ПРИПУСК

ГЕЛИОГЕОФИЗИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ 2015 РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ ГЕОФИЗИЧЕСКИХ РИСКОВ УДК 551.508.8 МОДЕЛЬ ПРОГНОЗА ИЗМЕНЕНИЯ ИНТЕНСИВНОСТИ ОБЛЕДЕНЕНИЯ НЕСУЩИХ ВИНТОВ ВЕРТОЛЕТА С УЧЕТОМ ДИНАМИКИ ЕГО ДВИЖЕНИЯ

ВЕСЦІ НАЦЫЯНАЛЬНАЙ АКАДЭМІІ НАВУК БЕЛАРУСІ 3 2014 СЕРЫЯ АГРАРНЫХ НАВУК УДК 621.929:636(476) Механізацыя і энергетыка И. М. ШВЕД 1, А. В. КИТУН 1, В. И. ПЕРЕДНЯ 2, Н. Н. ДЕДОК 1, В. М. КОЛОНЧУК 1 ОПРЕДЕЛЕНИЕ

УДК 622.7 Гравітаційна сепарація В.И. КРИВОЩЕКОВ, канд. техн. наук (Украина, Днепропетровск, Национальный горный университет) ИССЛЕДОВАНИЕ ОБТЕКАНИЯ ЦИЛИНДРОВ ПРИСТЕННЫМ ПОТОКОМ ВЯЗКОЙ ЖИДКОСТИ Проблема

04 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА 00 УДК 553.65..3:68.3:69.7.05 РАСЧЕТ ВОЗДУШНОГО ВИНТА БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С УЧЕТОМ ЧИСЛА РЕЙНОЛЬДСА И СТЕПЕНИ РЕДУКЦИИ О.В. ГЕРАСИМОВ Б.С. КРИЦКИЙ Представлены

УДК533.6.011.32 ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ НЕСТАЦИОНАРНОГО ПОПЕРЕЧНОГО ОБТЕКАНИЯ ЦИЛИНДРА НА ВОЗНИКНОВЕНИЕ БОКОВЫХ СИЛ А.А. Сергеева, Р.В. Сидельников Настоящая работа рассматривает решение нестационарного поперечного

УДК 69.7.36/534.. А.В. ИВАНОВ, кандидат технических наук, М.К. ЛЕОНТЬЕВ, доктор технических наук МАИ, Москва МОДАЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ДИНАМИЧЕСКИХ СИСТЕМ РОТОРОВ Развиваются методы модального анализа для решения

32 УДК 629.735.33 Д.В. Тиняков ВЛИЯНИЕ КОМПОНОВОЧНЫХ ОГРАНИЧЕНИЙ НА ЧАСТНЫЕ КРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТРАПЕЦИЕВИДНЫХ КРЫЛЬЕВ САМОЛЕТОВ ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ Введение В теории и практике формирования геометрических

Самарский государственный аэрокосмический университет ИССЛЕДОВАНИЕ ПОЛЯРЫ САМОЛЕТА ПРИ ВЕСОВЫХ ИСПЫТАНИЯХ В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ Т -3 СГАУ 2003 Самарский государственный аэрокосмический университет В.

ПРАКТИЧЕСКОЕ ЗАНЯТИЕ по дисциплине «Нагнетатели ТЭС» Задача Расчет рабочего колеса насоса Рассчитать рабочее колесо насоса для подачи воды плотностью при избыточных давлениях на выходе p н и на входе p

С.В.Валландер ЛЕКЦИИ ПО ГИДРОАЭРОМЕХАНИКЕ Л.: Изд. ЛГУ, 1978, 296 стр. В учебном пособии рассматриваются следующие вопросы: вывод общей системы уравнений гидромеханики, запись этой системы для различных

ОБ УСТОЙЧИВОСТИ ТОНКОСТЕННОЙ ЦИЛИНДРИЧЕСКОЙ ОБОЛОЧКИ С КРУГОВЫМИ ВЫРЕЗАМИ БЕЗ РЕБЕР ЖЕСТКОСТИ ПРИ ЕЕ ОСЕВОМ СЖАТИИ Меньшенин Александр Аркадьевич Ульяновский государственный университет Задача данного

12 июня 2017 г. Совместный процесс конвекции и теплопроводности называется конвективным теплообменом. Естественная конвекция вызывается разностью удельных весов неравномерно нагретой среды, осуществляется

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 200. Т. 42, N- 79 УДК 628.23 РАСЧЕТ ПРОЧНОСТИ ЛОПАТКИ КАК ОРТОТРОПНОЙ ПЛАСТИНКИ ЛИНЕЙНО-ПЕРЕМЕННОЙ ТОЛЩИНЫ В. И. Соловьев Новосибирский военный институт, 6307

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 2002. Т. 43, N- 1 45 УДК 532.5:533.6 ПАРАДОКС УГЛОВОЙ КРОМКИ ПРОФИЛЯ В НЕСТАЦИОНАРНОМ ПОТОКЕ Д. Н. Горелов Омский филиал Института математики СО РАН, 644099 Омск

УДК 621.452.3 Ю. М. Т е м и с, Д. А. Я к у ш е в, Е. А. Т а р а с о в а ОПТИМИЗАЦИЯ ЗАМКОВОГО СОЕДИНЕНИЯ ЛОПАТКИ С ДИСКОМ КОМПРЕССОРА Рассмотрены особенности контактного взаимодействия в замковом соединении

Теория и рабочие процессы 54 УДК 621.515:438 В.П. ГЕРАСИМЕНКО 1, Е.В. ОСИПОВ 2, М.Ю. ШЕЛКОВСКИЙ 2 1 Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского ХАИ, Украина 2 Заря Машпроект ГПНПК газотурбостроения,

УДК 629.127.4 В. В. В е л ь т и щ е в УПРОЩЕННОЕ ПРЕДСТАВЛЕНИЕ ГИБКОГО КАБЕЛЯ ПЕРЕМЕННОЙ ДЛИНЫ ДЛЯ МОДЕЛИРОВАНИЯ ДИНАМИКИ ТЕЛЕУПРАВЛЯЕМОГО ПОДВОДНОГО КОМПЛЕКСА Рассмотрены особенности проектирования кабельных

ЗАВИСИМОСТЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛЬЕВ ПРОСТОЙ ФОРМЫ В ПЛАНЕ ОТ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ Спиридонов А.Н., Мельников А.А., Тимаков Е.В., Миназова А.А., Ковалева Я.И. Оренбургский государственный

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXVI I 6 3 УДК 69.735.45.5.3.35.6 СПЕЦИАЛЬНЫЕ ФУНКЦИИ В ТЕОРИИ ВИНТА В. В. ВОЖДАЕВ, В. С. ВОЖДАЕВ, Е. С. ВОЖДАЕВ Рассмотрена задача применения аналитических решений для построения

ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЙ ЭКСПЕРИМЕНТ ПО ОЦЕНКЕ ВЛИЯНИЯ ФОРМЫ ЛОПАСТИ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА НА УРОВЕНЬ ШУМА В ДАЛЬНЕМ ПОЛЕ В.А. Ивчин (МВЗ им. М.Л. Миля) Рыжов А.А., В.Г. Судаков, (ЦАГИ) Вычислительный эксперимент

Теплофизика и аэромеханика 013 том 0 1 УДК 69.735.33.015.3 Аэродинамические характеристики модели пассажирского самолета при гармонических колебаниях по углу крена и рыскания на больших углах атаки В.И.

Лекция 1 Движение вязкой жидкости. Формула Пуазейля. Ламинарное и турбулентное течения, число Рейнольдса. Движение тел в жидкостях и газах. Подъемная сила крыла самолета, формула Жуковского. Л-1: 8.6-8.7;

90 УДК 69.735.33 В.И. Рябков, д-р техн. наук, Н.Н. Мельник, В.В. Утенкова, канд. техн. наук ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПЛОЩАДИ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ НА ЭТАПЕ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ С УЧЕТОМ ФОРМЫ КРЫЛА САМОЛЕТА

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXVI 2005 1 2 УДК 629.782.015.3 БАЛАНСИРОВОЧНОЕ КАЧЕСТВО СИСТЕМЫ КРЫЛО КОРПУС ПРИ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ С. Д. ЖИВОТОВ, В. С. НИКОЛАЕВ Рассмотрена вариационная задача

РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ЛА СХЕМЫ «ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО» С ПОМОЩЬЮ ПРОГРАММНОГО КОМПЛЕКСА FLOWVISION С.В. Калашников 1, А.А. Кривощапов 1, А.Л. Митин 1, Н.В.

Лекция 3 Тема 1.2: АЭРОДИНАМИКА КРЫЛА План лекции: 1. Полная аэродинамическая сила. 2. Центр давления профиля крыла. 3. Момент тангажа профиля крыла. 4. Фокус профиля крыла. 5. Формула Жуковского. 6. Обтекание

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ----------- Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования М о с к о в с к и й а в и а ц и

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 2011. Т. 52, N- 3 153 УДК 534.1 ПРОДОЛЬНЫЕ КОЛЕБАНИЯ ПЛАСТИНЫ, ОБТЕКАЕМОЙ ВЯЗКОЙ ЖИДКОСТЬЮ В КАНАЛЕ, ОБУСЛОВЛЕННЫЕ ВЫНУЖДЕННЫМИ ПОПЕРЕЧНЫМИ КОЛЕБАНИЯМИ ПЛАСТИНЫ

Теплофизика и аэромеханика, 2010, том 17, 2 УДК 621.311 Определение аэрогидродинамических характеристик лопастей турбин с вертикальной осью вращения Б.П. Хозяинов, И.Г. Костин Кузбасский государственный

Компьютерная имитационная модель динамики несущего винта вертолета Цель создания имитационной модели отработка алгоритмов управления и методов идентификации динамического состояния винта на различных режимах

МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАТЕРИАЛОВЕДЕНИЕ ВЕСТНИК ТОГУ 014 1 (3) УДК 6036: 60331 А Д Ловцов, Н А Иванов, 014 ПРОЕКТИРОВАНИЕ И РАСЧЕТ РАМЫ ЛЕГКОГО КОЛЕСНОГО ВЕЗДЕХОДА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ МЕТОДА КОНЕЧНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ПО ВЫСШЕМУ ОБРАЗОВАНИЮ НИЖЕГОРОДСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ им.р.е.алексеева КАФЕДРА АРТИЛЛЕРИЙСКОЕ ВООРУЖЕНИЕ МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ по дисциплине

114 Аэрогидромеханика ТРУДЫ МФТИ. 2014. Том 6, 2 УДК 532.526.048.3; 532.527; 532.529 В. В. Вышинский 1,2, А. А. Корняков 2, Ю. Н. Свириденко 2 1 Московский физико-технический институт (государственный

29 УДК 629.7.023 А.А. Царицынский ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ ТЕПЛОВОЙ ДЕФОРМАЦИИ КОМПОЗИТНОЙ ПАНЕЛИ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕИ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ НА ЕЕ ОСВЕЩЕННОСТЬ Солнечные батареи являются основными источниками энергии

Национальный технический университет Украины «Киевский политехнический институт» Кафедра приборов и систем ориентации и навигации Методические указания к лабораторным работам по дисциплине «Навигационные