Perhitungan kekuatan sudu rotor utama komposit. Persyaratan umum untuk desain elemen rotor

Ukuran: px

Mulai tayangan dari halaman:

salinan

1 UDC: V.A. Grayvoronsky, A.G. Grebenikov I.N. Shepel, T.A. Gamanukha Sebuah metode perkiraan untuk menghitung gaya aerodinamis normal didistribusikan di atas bilah rotor dari sebuah helikopter National Aerospace University. BUKAN. Zhukovsky "KhAI" Berdasarkan hipotesis bagian miring, masalah menentukan gaya yang didistribusikan di atas bilah rotor utama dipertimbangkan, dengan mempertimbangkan kompresibilitas dan non-stasioneritas. Kata kunci: sudu, rotor utama, helikopter. Fitur aliran di sekitar rotor dalam penerbangan tingkat adalah adanya kecepatan variabel, sudut slip dan sudut serang dari elemen bilah rotor utama (HB). Penggunaan skema garis pembawa, serta penguraian aliran menjadi transversal dan longitudinal untuk menggunakan hipotesis penampang datar, dimungkinkan untuk kecepatan penerbangan horizontal tidak melebihi 8 m/s. pada gambar. spektrum aliran di sekitar sudu yang terletak di bagian belakang piringan pada =,46 diperlihatkan, yang berarti bahwa sudut slip sepanjang sudu berubah secara signifikan. Gambar. Spektrum aliran di sekitar sudu rotor Sifat aliran di sekitar sudu rotor dalam radius dan azimut pada kecepatan terbang rendah ditunjukkan pada Gambar., a, pada kecepatan tinggi pada Gambar., b. Sudut slip dari bagian pisau berbeda lebih dari 5 kali. a Gambar. Medan kecepatan di sekitar sudu rotor b 78

2 Di dalam tabel. sudut slip aliran dekat sudu pada jari-jari relatif 5 dan 9 disajikan untuk berbagai kecepatan terbang pada azimuth dan 8 . Meja. Sudut slip aliran pada jari-jari relatif V, km/jam r =,5 r =, Dengan meningkatnya kecepatan terbang horizontal, pengaruh zona aliran balik, di mana slip juga signifikan, juga meningkat. Jika sampai kecepatan =, 4 zona aliran balik tidak membuat perubahan yang signifikan dalam besar gaya dan momen, maka pada kecepatan tinggi pengaruhnya harus diperhitungkan. Nilai terbesar dari radius zona aliran balik tanpa memperhitungkan kontrol blade o sesuai dengan azimuth = 7 dan sama dengan r . Dengan demikian, bagian-bagian sudu dirampingkan dengan aliran yang terus berubah arah dan besarnya. Keadaan ini menyebabkan kebutuhan untuk menghitung karakteristik bagian sudu dari kecepatan total pada radius yang sesuai, dengan mempertimbangkan kompresibilitas dan non-stasioneritas. Kecepatan total pada penampang ditentukan oleh putaran sudu, gerakan helikopter, gerakan mengepakkan sudu, aliran induktif pada baling-baling, serta gerakan sentrifugal membujur sepanjang sudu. Aliran sentrifugal terjadi karena adanya lapisan batas. Seperti yang ditunjukkan oleh perhitungan numerik, aliran ini tidak memiliki pengaruh yang signifikan terhadap aliran di sekitar sudu. pada gambar. 3 menunjukkan diagram lapisan batas laminar dan turbulen. Dengan lapisan batas turbulen, aliran radial praktis tidak ada karena gaya tangensial yang signifikan. Koordinat x mendefinisikan titik di sepanjang akord dalam sistem koordinat terkait. Misalnya, dengan nilai x \u003d.5 m dan \u003d 5 rad / s, kecepatan tertinggi dari gaya sentrifugal dalam mode laminar Vr \u003d.4 m / s, dan dalam turbulen, yang lebih mungkin - sepuluh kali lebih sedikit, yaitu aliran ini dapat diabaikan. Beras. 3. Distribusi kecepatan radial pada lapisan batas: PS turbulen, PS laminar 79

3 Alasan aliran radial di lapisan batas juga dapat menjadi distribusi tekanan di sepanjang sudu. Hal ini dapat menyebabkan redistribusi beban aerodinamis untuk baling-baling bermuatan berat. Bidang dasar untuk menentukan parameter kinematik adalah bidang konstruktif rotasi baling-baling (Gbr. 4). Beras. Gambar 4. Kinematika aliran melewati sudu pada bidang konstruktif rotasi baling-baling. 5. Gambar. 5. Segitiga kecepatan bagian sudu Kecepatan relatif dalam bidang rotasi konstruktif pada jari-jari r ditentukan oleh ekspresi W W (µ + ) + r + (µ + ) r sin(ψ) =. () Komponen vertikal kecepatan relatif V y = r . () Maka kecepatan relatif total pada bagian adalah (µ + ) + r + (µ + ) r sin(ψ) + + r β = r Dalam ekspresi ini, parameter relatif yang diketahui diambil: = V cos(α) ; = V sin(α) + ; = a sin(ψ) b cos(ψ). di dalam y. (3) Dalam penerbangan datar, kecepatan induksi relatif (4) 8

4 > ;<. 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 deformasi bilah, dan terutama di bidang perubahan profil dan di zona aliran balik. Penampang sudu ditentukan oleh garis arus lokal, yang dianggap lurus pada penampang sudu dan menyimpang dari penampang normal dalam satu arah atau lainnya dengan sudut (tabel). Variasi dan dengan azimuth , rad Ekspresi untuk , rad , rad r cos(ψ) arctg + + r sin(ψ),< 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 >dari ekor. Untuk helikopter modern, perubahan kecepatan dan sudut serang di bagian dari waktu ke waktu mencapai nilai besar: V & ma > ±m/s, & ma > ± o / s. Hal ini menyebabkan perubahan non-stasioner di semua parameter aerodinamis; terjadi pemanjangan kios. Pergerakan helikopter secara signifikan berbeda dari yang diprediksi oleh karakteristik stasioner. Koefisien aerodinamis pada titik waktu tetap akan ditentukan tidak hanya oleh nilai kecepatan dan sudut serang pada titik waktu tertentu, tetapi juga oleh proses perubahannya pada waktu sebelumnya. Secara alami, momen waktu yang lebih jauh akan memiliki efek yang lebih lemah pada proses ini. Sifat ketergantungan & = f(t) dan V & = f(t) juga memiliki pengaruh yang signifikan. Cukup andal 8

6 tidak ada ketergantungan pada masalah ini, tetapi ada beberapa ketergantungan eksperimental yang memungkinkan untuk mempertimbangkan fenomena ini. Secara khusus, makalah ini menjelaskan metode untuk mendekati data eksperimen sehubungan dengan tiga parameter yang menentukan sifat perubahan sudut serang, yang memungkinkan untuk mentransfer hasil yang diperoleh ke kondisi lain. Data pekerjaan ini digunakan untuk menentukan koefisien gaya normal profil pada penampang normal dan penampang sepanjang streamline. Selain itu, koefisien gaya normal dikoreksi tergantung pada ketebalan bagian relatif dan kompresibilitas. Selama perhitungan awal, parameter kinematik di bagian bilah ditentukan sesuai dengan dependensi yang diberikan di atas. Parameter-parameter Mi-helikopter diambil sebagai parameter geometrik, kinematik dan balancing awal: C =,; \u003d 5,8 / dtk; a \u003d 4.7; a \u003d 5.7; di =, ; TV =,35; D=,7; k =,4; 7 = 4. pada gambar. 6 menunjukkan parameter kinematik dalam azimuth W dan W P di bagian ketujuh, serta sudut serang dan dan sudut aliran tak terganggu bersyarat dan . w w ep.5 e 6 e HB ep 3 8 w e 8 w ep 6. Parameter kinematik dari bagian bilah di bagian "7" sesuai dengan hipotesis bagian miring; indeks "p" menandai parameter menurut hipotesis bagian normal.Kecepatan total di bagian W dan W P praktis berubah dalam harmonik I. Secara alami, di semua azimuth, kecepatan total W lebih besar dari kecepatan WP, dan sudut serang di sepanjang garis arus lebih kecil dari sudut serang di bagian normal. Sudut orientasi aliran total dan , yang lebih sensitif terhadap gerakan kepakan sudu, berbeda secara signifikan dari perubahan harmonik sederhana. pada gambar. 7 menunjukkan perubahan percepatan sudut dan linier pada bagian "7". Untuk kasus perhitungan tertentu, & praktis berubah dalam kisaran 83

7 + - /s. Perubahan ini mendekati harmonik ke-1. Percepatan linier W & dalam kisaran + - m/s. Keadaan perubahan yang signifikan baik dalam sudut serang dan kecepatan total adalah alasan untuk karakteristik aerodinamis non-stasioner. Sayangnya, pengaruh terpisah dari kedua faktor ini pada karakteristik aerodinamis belum dipelajari. pada gambar. 7 menunjukkan perubahan beban normal aliran sesuai dengan hipotesis penampang miring dan normal 5 p . P. p Gambar. 7. Perubahan gaya normal di sepanjang azimuth di bagian "7"; indeks "p" menandai parameter menurut hipotesis W & dan & percepatan sudut dan linier Data ini diperoleh dengan mempertimbangkan non-stasioneritas dalam sudut serang. Beban menurut hipotesis penampang miring agak lebih tinggi daripada menurut hipotesis penampang normal, terutama pada daerah sudu mundur p ψ= =3 = p = Gambar. 8. Perubahan beban linier sepanjang radius untuk azimuth =3 dan 84

8 Variasi beban linier sepanjang jari-jari untuk azimuth =3 dan ditunjukkan pada gambar. 8. Untuk azimuth =3, beban normal untuk kedua opsi perhitungan praktis sama. Pada azimuth = beban normal menurut hipotesis penampang "miring" lebih tinggi daripada menurut hipotesis penampang normal. Hal ini disebabkan adanya pengaruh simultan dari perubahan kecepatan dan sudut serang terhadap beban linier. Bibliografi. teori rotor. [Tertulis. A.K. Martynova, M.: Mashinostroenie, 973. p. Mikheev S.V., Anikin V.Kh., Sviridenko Yu.N., Kolomensky D.S. Arah pengembangan metode untuk pemodelan karakteristik aerodinamis rotor. [Teks] // Prosiding Forum VI Ros VO. M., 4. 5 hal. 3. Shaidakov, V.I. Teori pusaran disk dari rotor utama dengan beban konstan pada disk. [Teks] / V.I. Shaidakov //Desain helikopter: teknologi. Duduk. ilmiah tr. // MAI, Masalah. 38, M., hlm. 4. Tahapan utama kegiatan ilmiah TsAGI, / M., Fizmatlit, hlm. 5. Baskin, V.E. Gaya penampang normal dari sudu rotor utama selama keadaan mati dinamis. [Teks] / V.E. Baskin, V.R. Lipatov // Prosiding TsAGI, vol. 865, hal 6. Graivoronsky, V.A. Dinamika penerbangan helikopter. [Teks]: Prok. Tunjangan / V.A. Grayvoronsky, V.A. Zakharenko, V.V. Chmovzh. H.: Nat. luar angkasa un-t im. BUKAN. Zhukovsky KhAI, 4. 8 s 7. Fogarty, L.E. Lapisan batas laminar pada sudu yang berputar. / J. aeronaut Sei., vol. 8, tidak. 3, 95. Diterima oleh kantor redaksi Metode pengamatan rozrahunka ketegangan aerodinamis normal dari pemisahan sekop, menurut sekop bantalan gwent vertolit Sebuah metode perkiraan perhitungan upaya aerodinamis normal didistribusikan di atas baling-baling helikopter Berdasarkan hipotesis penampang miring dianggap pertanyaan upaya definisi didistribusikan di atas baling-baling dengan kompresibilitas dan ketidakstabilan. Kata kunci: sudu, rotor, helikopter. 85

Prosiding MAI. Edisi 92 UDC 629.735.45 www.mai.ru/science/trud/ Studi komputasi tentang karakteristik rotor ekor dengan nilai pengisian yang berbeda dalam mode hover selama rotasi helikopter Animitsa V.A.,

UDC 69.7.07 V.P. Zinchenko Pengaruh sapuan ujung sudu pada karakteristik aerodinamis rotor utama pada kecepatan terbang tinggi dari helikopter AVIA Research and Production Association Na

UDC 568 VV Tyurev, VA Taranenko Studi tentang fitur aliran airfoil selama gerakan non-stasioner Universitas Dirgantara Nasional dinamai NE Zhukovsky "KhAI" Dengan perkembangan modern transportasi udara

UDC 69.735.45.015.3 (075.8) V.P. Zinchenko Perhitungan kerugian dorong dari meniup badan pesawat helikopter dengan rotor utama dalam mode hover Avia Research and Production Association Mode hover dan angkat vertikal

Jurnal elektronik "Prosiding MAI". Edisi 45 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Simulasi numerik mode "cincin pusaran" rotor utama helikopter. Makeev P.V., Shomov A.I. Anotasi. Dengan bantuan

Prosiding MAI. Edisi 87 UDC 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ Studi komputasi tentang kelebihan getaran pada rotor utama yang disebabkan oleh pulsasi gaya dorong, berdasarkan teori pusaran Animits V.A.*, Borisov E.A.*,

UDC 629.735.015.3.035.62 UDC 629.735.015.3.035.62 UDC PENGARUH FAR WAKE VORTEX DARI ROTOR TERHADAP KARAKTERISTIK LAPANGAN KECEPATAN DEKAT R. M. M. MIRGAZOV, V. M. SCHEGLOV

UDC 69.735.0168.519.673 (045) A.I. Zhdanov, E.P. Udartsev, A.I. Shvets, A.G. Shcherbonos Simulasi dinamika penerbangan pesawat dalam gerak non-stasioner Universitas Penerbangan Nasional Pendahuluan Definisi

Central Aerohydrodynamic Institute dinamai prof. BUKAN. Zhukovsky TERHADAP PENGARUH KESEIMBANGAN TERHADAP KARAKTERISTIK AKUSTIK ROTOR PEMELIHARAAN B.S. Kritsky, R.M. Konferensi Seluruh Rusia Keenam Mirgazov

Topik 3. Fitur aerodinamika baling-baling Baling-baling adalah baling-baling yang digerakkan oleh mesin dan dirancang untuk menghasilkan gaya dorong. Ini digunakan di pesawat terbang

Jurnal elektronik "Prosiding MAI". Edisi 38 www.mai.ru/science/trudy/

Jurnal elektronik "Prosiding MAI". Edisi 69 www.mai.ru/science/trudy/

REKAM BELAJAR DAN Ts A G I T o m X L I I UDC 53.56. FLOW DEKAT BREAKPOINT TEPI TERKEMUKA DARI SAYAP TIPIS DALAM REZIM INTERAKSI KUAT GN DUDIN AV LEDOVSKII

Prosiding MAI. Edisi 95 http://trudymai.ru/ UDC 629.735.45.015 Analisis pengoperasian rotor utama dengan offset negatif engsel horizontal Borisov E.A.*, Leontiev V.A.**, Novak V.N.*** Tsentralny

UDC 629.7.016.7 P.I. Motsar, V.A. Udovenko Perhitungan sudut serang bagian bilah dan karakteristik aerodinamis baling-baling, mengetahui distribusi intensitas lapisan pusaran, dalam rangka metode vortisitas diskrit

15.1.2. TRANSFER PANAS KONVEKTIF DIBAWAH GERAK CAIRAN PAKSA PADA PIPA DAN SALURAN Dalam hal ini, koefisien perpindahan panas tak berdimensi Kriteria Nusselt (angka) tergantung pada kriteria Grashof (pada

BULETIN ILMIAH 2014 MSTU GA 200 GOLOVKIN, B.S. KRITSKY, R.M. MIRGAZOV Hasil penelitian diberikan

8 UDC 69.7.06: 69.7.018 E.D. Kovalev, Ph.D. teknologi Ilmu, P.I. Mozar, V.A. Udovenko, Ph.D. teknologi Sci.

Jurnal elektronik "Prosiding MAI" Edisi 55 wwwrusenetrud UDC 69735335 Hubungan turunan rotasi dari koefisien momen roll dan yaw sayap MA Golovkin Abstrak Menggunakan vektor

Teknologi informasi dan komputer terintegrasi terbuka 66, 4 UDC 69.75.45, 5.5(75.8) A. G. Dibir, A. A. Kirpikin, N. I.

UDC 629.735.45.015.4 INVESTIGASI KARAKTERISTIK PENdaratan Helikopter PADA SKID LANDING HASIL EKSPERIMEN PENERBANGAN S. A. ALIMOV, S. BUT.

Modul Hidromekanika 1 1. Sifat fluida. 2. Masalah eksternal dan internal hidromekanika. 3. Massa dan gaya permukaan. 4. Potensi gaya massa. 5. Vektor utama dan momen utama hidrodinamika

KARYA MIPT. 2014. Volume 6, 1 A. M. Gaifullin dkk. N. Sviridenko 1,2, A. S. Petrov 1 1 Central Aerohydrodynamic

74 MEKANIKA TERAPAN DAN FISIKA TEKNIK 11 T 5, N- 3 UDC 6973533153

Kementerian Pendidikan Lembaga Pendidikan Kejuruan Anggaran Negara Wilayah Irkutsk Wilayah Irkutsk Wakil "Irkutsk Aviation College" "DISETUJUI". Direktur SD GBPOUIO

UD 5394: 62972 Tentang kekuatan lelah bilah rotor utama helikopter di bawah aksi beban angin AI Bratukhina Artikel ini dikhususkan untuk pertimbangan masalah tegangan pada bilah dan hub yang tidak berputar

DAFTAR ISI 3 Kata Pengantar... 11 BAB I PENDAHULUAN 1. Pokok bahasan aerodinamika. Tinjauan singkat tentang sejarah perkembangan aerodinamika... 13 2. Penggunaan aerodinamika dalam teknologi penerbangan dan roket... 21 3. Utama

148 PROSES MIPT. 2012. Volume 4, 2 UDC 533.6.011.35 T. Ch. Vu 1, V. V. Vyshinsky 1, 2, N. T. Dang 3 1 Institut Fisika dan Teknologi Moskow (Universitas Negeri) 2 Aerohidrodinamika Pusat

UDC 533.6.011 Pemodelan matematika aliran terpisah dan tidak terpisah di sekitar pesawat berputar # 05, Mei 2012 Tikhonova Yu.V. Mahasiswa, departemen "Dinamika dan kontrol penerbangan roket"

MEKANIKA TERAPAN DAN FISIKA TEKNIK. 28. V. 49, N-6

Teknologi informasi dan komputer terintegrasi terbuka 62, 203 UDC 532.582,2 V.A. Zakharenko Mengalir melewati kisi-kisi airfoil pada sudut serang tinggi dan rendah National Aerospace University

Teknologi informasi dan komputer terintegrasi terbuka 44.009 UDC 533.68 .А. Gamanukha, A.G. Grebenikov, V.V. Metode Tyurev untuk menentukan momen aerodinamis yang bekerja pada pesawat angkut

Kementerian Pendidikan dan Ilmu Pengetahuan Federasi Rusia Lembaga Pendidikan Otonomi Negara Federal Pendidikan Profesional Tinggi "Universitas Federal Kazan (Wilayah Volga)" INSTITUT MATEMATIKA

Prosiding Pusat Ilmiah Chelyabinsk, no. 3 (33), 26 MASALAH TEKNIK MESIN

INVESTIGASI HELIOGEOPISIKA 2015 HASIL STUDI RISIKO GEOFISIKA

BERITA AKADEMIK NASIONAL BELARUS 3 TAHUN 2014 GREY ILMU PERTANIAN M. KOLONCHUK 1 PENGERTIAN

UDC 622.7 Pemisahan gravitasi V.I. KRIVOSHCHEKOV, Ph.D. teknologi Sciences (Ukraina, Dnepropetrovsk, Universitas Pertambangan Nasional) INVESTIGASI ALIRAN DI SEKITAR SILINDER OLEH ALIRAN DINDING DARI CAIRAN Kental Soal

04 SCIENTIFIC VESTNIK MGTU GA 00 UDC 553.65..3:68.3:69.7.05 PERHITUNGAN PROPELLER KENDARAAN UDARA TANPA awak MENURUT NOMOR REYNOLDS DAN DERAJAT PENGURANGAN O.V. GERASIMOV B.S. KRITSKY Dipersembahkan

UDC533.6.011.32 PENYELENGGARAAN PENGARUH ALIRAN TRANSVERSAL YANG TIDAK STASIONER DI SEKITAR SILINDER TERHADAP PENAMPILAN GAYA LATERAL .А. Sergeeva, R.V. Sidelnikov

UDC 69.7.36/534.. A.V. IVANOV, kandidat ilmu teknik, M.K. LEONTIEV, Doktor Ilmu Teknik MAI, Moskow ANALISIS MODAL SISTEM DINAMIS ROTOR Metode analisis modal untuk

32 UDC 629.735.33 D.V. Tinyakov PENGARUH KENDALA LAYOUT PADA KRITERIA KHUSUS EFISIENSI SAYAP TRAPEZOID PESAWAT KATEGORI TRANSPORTASI Pendahuluan Dalam teori dan praktek pembentukan geometri

Samara State Aerospace University INVESTIGASI PESAWAT POLAR PADA UJI BERAT DI WINDTUNNEL T-3 SSAU 2003 Samara State Aerospace University V.

PELAJARAN PRAKTIS pada disiplin "Blower pembangkit listrik termal" Tugas Perhitungan impeller pompa Hitung impeller pompa untuk memasok air dengan kepadatan pada tekanan berlebih di outlet p n dan di inlet p

SV Wallander KULIAH HYDROAEROMECHANICS L.: Ed. Universitas Negeri Leningrad, 1978, 296 halaman.

TENTANG STABILITAS SHELL SILINDER DINDING TIPIS DENGAN CUTOUT CIRCULAR TANPA RUS DI BAWAH KOMPRESI AKSIALNYA Menshenin Alexander Arkadievich Universitas Negeri Ulyanovsk

12 Juni 2017 Proses gabungan konveksi dan konduksi panas disebut perpindahan panas konveksi. Konveksi alami disebabkan oleh perbedaan berat jenis media yang dipanaskan secara tidak merata, dilakukan

MEKANIKA TERAPAN DAN FISIKA TEKNIK. 200. V. 42, N-79 PERHITUNGAN KEKUATAN PISAU SEBAGAI PELAT ORTHOTROPIC KETEBALAN VARIABEL LINEAR VI Solov'ev Novosibirsk Military Institute, 6307

MEKANIKA TERAPAN DAN FISIKA TEKNIK. 2002. V. 43, N- 1 45 UDC 532.5:533.6 PROFIL PARADOKS TEPI SUDUT DALAM ALIRAN GAGAL D. N. Gorelov Omsk Cabang Institut Matematika SB RAS, Omsk 644099

UDC 621.452.3 UDC 621.452.3 Sambungan Yu.M. Temis, D.A. Yakushev, E.A. Tarasova

Teori dan proses kerja 54 UDC 621.515:438 V.P. GERASIMENKO 1, E.V. OSIPOV 2, M.Yu. SHELKOVSKY 2 1 Universitas Dirgantara Nasional. BUKAN. Zhukovsky KhAI, Ukraina 2 Bangunan turbin gas Zarya Mashproekt GPNPK,

UDC 629.127.4 V.V.

KETERGANTUNGAN KARAKTERISTIK AERODINAMIKA SAYAP BENTUK SEDERHANA DALAM RENCANA PADA PARAMETER GEOMETRI Spiridonov A.N., Melnikov A.A., Timakov E.V., Minazova A.A., Kovaleva Ya.I. Negara Bagian Orenburg

CATATAN ILMIAH TsAGI Volume XXXVI I 6 3

EKSPERIMEN KOMPUTASI UNTUK MENGEVALUASI PENGARUH BENTUK BLADE ROTOR HELICOPTER TERHADAP TINGKAT KEBISINGAN DI LAPANGAN JAUH Ivchin (MVZ dinamai M.L. Mil) Ryzhov A.A., V.G. Sudakov, (TsAGI) Eksperimen komputasi

Termofisika dan Aeromekanika 013 volume 0 1 UDC 69.735.33.015.3 Karakteristik aerodinamika model pesawat penumpang dengan osilasi harmonik pada sudut roll dan yaw pada sudut serang tinggi V.I.

Kuliah 1 Pergerakan cairan kental. rumus Poiseuille. Aliran laminar dan turbulen, bilangan Reynolds. Pergerakan benda dalam zat cair dan gas. Angkat sayap pesawat, rumus Zhukovsky. L-1: 8,6-8,7;

90 UDC 69.735.33 V.I. Ryabkov, Dr.Sc. Ilmu Pengetahuan, N.N. Melnik, V.V. Utenkova, Ph.D. teknologi Sci.

UDC 629.782.015.3 PENYIMPANAN KUALITAS SISTEM LAMBUNG SAYAP PADA KECEPATAN SUPERSONIK TINGGI S. D. ZHIVOTOV, V. S. NIKOLAEV Masalah variasi dipertimbangkan

STUDI KOMPUTASI KARAKTERISTIK AERODINAMIKA MODEL TEMATIK SKEMA FLYING WING DENGAN BANTUAN KOMPLEKS PERANGKAT LUNAK FLOWVISION Kalashnikov 1, A.A. Krivoshchapov 1, A.L. Mitin 1, N.V.

Kuliah 3 Topik 1.2: AERODINAMIKA SAYAP Rencana kuliah: 1. Gaya aerodinamis total. 2. Pusat tekanan profil sayap. 3. Momen pitch dari profil sayap. 4. Fokus profil sayap. 5. Rumus Zhukovsky. 6. Bungkus

KEMENTERIAN PENDIDIKAN DAN ILMU FEDERASI RUSIA ----------- Anggaran Negara Federal Lembaga Pendidikan Pendidikan Profesi Tinggi

MEKANIKA TERAPAN DAN FISIKA TEKNIK. 2011. V.52, N-3

Termofisika dan Aeromekanika, 2010, Volume 17, 2 UDC 621.311 Penentuan karakteristik aerohidrodinamik sudu turbin dengan sumbu putar vertikal B.P. Khozyainov, I.G. Negara Bagian Kostin Kuzbass

Model simulasi komputer dinamika rotor utama helikopter Tujuan pembuatan model simulasi adalah untuk mengembangkan algoritma kontrol dan metode untuk mengidentifikasi keadaan dinamis rotor dalam berbagai mode

TEKNIK DAN MATERIAL TEKNIK DAN MATERIAL VESTNIK TOGU 014 1 (3) UDC 6036 : 60331 A D Lovtsov, N A Ivanov, 014 PERANCANGAN DAN PERHITUNGAN RANGKA ATV RODA RINGAN MENGGUNAKAN METODE ELEMEN HINGGA

KOMITE NEGARA FEDERASI RUSIA UNTUK PENDIDIKAN TINGGI NIZHNY NOVGOROD UNIVERSITAS TEKNIS NEGERI NEGARA dinamai r.e.alekseev DEPARTEMEN SENJATA ARTILER

114 PROSEDUR Aerohidromekanika MIPT. 2014. Volume 6, 2 UDC 532.526.048.3; 532.527; 532.529 V. V. Vyshinsky 1,2, A. A. Kornyakov 2 , Yu. N. Sviridenko 2 1 Institut Fisika dan Teknologi Moskow (Negara

29 UDC 629.7.023 A.A. EVALUASI Tsaritsynsky TERHADAP PENGARUH DEFORMASI TERMAL KOMPOSIT PANEL SURYA UNTUK TUJUAN RUANG TERHADAP Penerangannya Baterai surya merupakan sumber energi utama

Universitas Teknik Nasional Ukraina "Kyiv Polytechnic Institute" Departemen Instrumen dan Sistem Orientasi dan Navigasi Pedoman untuk pekerjaan laboratorium dalam disiplin "Navigasi

0

Kursus dalam desain

helikopter ringan

1 Pengembangan persyaratan taktis dan teknis. 2

2 Perhitungan parameter helikopter. 6

2.1 Perhitungan massa muatan. 6

2.2 Perhitungan parameter rotor utama helikopter. 6

2.3 Kepadatan udara relatif pada langit-langit statis dan dinamis 8

2.4 Perhitungan kecepatan ekonomi di dekat tanah dan di langit-langit dinamis. delapan

2.5 Perhitungan nilai relatif dari kecepatan maksimum dan ekonomi dari tingkat penerbangan pada langit-langit dinamis. sepuluh

2.6 Perhitungan rasio koefisien dorong yang diijinkan untuk pengisian rotor utama untuk kecepatan maksimum di tanah dan untuk kecepatan ekonomi di langit-langit dinamis. sepuluh

2.7 Perhitungan koefisien dorong rotor utama di dekat tanah dan di langit-langit dinamis 11

2.8 Perhitungan pengisian rotor utama. 12

2.9 Penentuan peningkatan relatif dalam gaya dorong rotor utama untuk mengkompensasi hambatan aerodinamis badan pesawat dan ekor horizontal. 13

3 Perhitungan kekuatan sistem propulsi helikopter. 13

3.1 Perhitungan daya saat melayang di langit-langit statis. 13

3.2 Perhitungan daya spesifik dalam penerbangan tingkat pada kecepatan maksimum. empat belas

3.3 Perhitungan daya spesifik dalam penerbangan di langit-langit dinamis dengan kecepatan ekonomi.. 15

3.4 Perhitungan daya spesifik dalam penerbangan di dekat tanah dengan kecepatan ekonomis jika terjadi kegagalan satu mesin saat lepas landas. limabelas

3.5 Perhitungan pengurangan daya spesifik untuk berbagai kasus penerbangan 16

3.5.1 Perhitungan daya tereduksi spesifik saat melayang di langit-langit statis 16

3.5.2 Perhitungan daya tereduksi spesifik dalam penerbangan rata pada kecepatan maksimum. 16

3.5.3 Perhitungan daya tereduksi spesifik dalam penerbangan pada langit-langit dinamis dengan kecepatan ekonomis.. 17

3.5.4 Perhitungan daya tereduksi spesifik dalam penerbangan di dekat tanah dengan kecepatan ekonomis jika terjadi kegagalan satu mesin. delapan belas

3.5.5 Perhitungan daya yang dibutuhkan dari sistem propulsi. 19

3.6 Pilihan mesin. 19

4 Perhitungan massa bahan bakar. dua puluh

4.1 Perhitungan kecepatan jelajah pendekatan kedua. dua puluh

4.2 Perhitungan konsumsi bahan bakar spesifik. 22

4.3 Perhitungan massa bahan bakar. 23

5 Penentuan massa komponen dan rakitan helikopter. 24

5.1 Perhitungan massa bilah rotor utama. 24

5.2 Perhitungan massa hub rotor utama. 24

5.3 Perhitungan massa sistem kontrol booster. 25

5.4 Perhitungan massa sistem kontrol manual. 25

5.5 Perhitungan massa gearbox utama. 26

5.6 Perhitungan massa unit penggerak rotor ekor. 27

5.7 Perhitungan massa dan dimensi utama dari rotor ekor. tigapuluh

5.8 Perhitungan massa sistem propulsi helikopter. 32

5.9 Perhitungan massa badan pesawat dan perlengkapan helikopter. 32

5.10 Perhitungan berat lepas landas helikopter dari perkiraan kedua. 35

6 Deskripsi tata letak helikopter. 36

Referensi.. 39

1 Pengembangan persyaratan taktis dan teknis

Objek yang sedang dirancang adalah helikopter rotor tunggal ringan dengan berat lepas landas maksimum 3500 kg. Kami memilih 3 prototipe sedemikian rupa sehingga berat lepas landas maksimumnya berada di kisaran 2800-4375 kg. Prototipenya adalah helikopter ringan: Mi-2, Eurocopter EC 145, Ansat.

Tabel 1.1 menunjukkan karakteristik taktis dan teknis yang diperlukan untuk perhitungan.

Tabel 1.1 - Karakteristik taktis dan teknis dari prototipe

Helikopter
Diameter rotor, m
Panjang badan pesawat, m
Berat kosong, kg
Jangkauan penerbangan, km
Langit-langit statis, m
Langit-langit dinamis, m
Kecepatan maksimum, km/jam
Kecepatan jelajah, km/jam
Massa bahan bakar, kg
Power Point	2 GTD Klimov GTD-350	2 TVD Turbomeca	Whitney W-207K
Tenaga mesin, kW

Gambar 1.1, 1.2 dan 1.3 menunjukkan diagram prototipe.

Gambar 1.1 - Skema helikopter Mi-2

Gambar 1.2 - Skema helikopter Eurocopter EC 145

Gambar 1.3 - Skema helikopter Ansat

Dari karakteristik kinerja dan tata letak prototipe, kami menentukan nilai rata-rata dan memperoleh data awal untuk desain helikopter.

Tabel 1.2 - Data awal untuk desain helikopter

Berat lepas landas maksimum, kg
Berat kosong, kg
Kecepatan maksimum, km/jam
Jangkauan penerbangan, km
Langit-langit statis, m
Langit-langit dinamis, m
Kecepatan jelajah, km/jam
Jumlah bilah rotor
Jumlah bilah rotor ekor
Panjang badan pesawat, m
Beban pada daerah yang disapu oleh main rotor, H/m 2

2 Perhitungan parameter helikopter

2.1 Perhitungan massa muatan

Rumus (2.1.1) untuk menentukan massa muatan:

di mana m mg - massa muatan, kg; m eq - massa kru, kg; L- jangkauan penerbangan, km; m 01 - berat lepas landas maksimum helikopter, kg.

Berat muatan:

2.2 Perhitungan parameter rotor utama helikopter

Radius R, m, rotor utama helikopter rotor tunggal dihitung dengan rumus (2.2.1):

, (2.2.1)

di mana m 01 - berat lepas landas helikopter, kg; g- percepatan jatuh bebas sebesar 9,81 m/s 2 ; p- beban spesifik pada daerah yang disapu oleh rotor utama, p = 3,14.

Kami menerima jari-jari rotor utama sama dengan R= 7,2 m

Tentukan kecepatan periferal wR ujung bilah dari diagram yang ditunjukkan pada Gambar 3:

Gambar 3 - Diagram ketergantungan kecepatan ujung sudu pada kecepatan terbang untuk nilai konstan M 90 dan μ

Pada Vmax= 258 km/jam wR = 220 m/s.

Tentukan kecepatan sudut w, s -1 , dan frekuensi putaran rotor utama menurut rumus (2.2.2) dan (2.2.3):

2.3 Kepadatan udara relatif pada langit-langit statis dan dinamis

Kepadatan udara relatif pada langit-langit statis dan dinamis ditentukan oleh rumus (2.3.1) dan (2.3.2), masing-masing:

2.4 Perhitungan kecepatan ekonomi di dekat tanah dan di langit-langit dinamis

Luas relatif ditentukan S e setara pelat berbahaya menurut rumus (2.4.1):

di mana S E ditentukan dari Gambar 4.

Gambar 4 - Perubahan area pelat berbahaya yang setara dari berbagai helikopter pengangkut

Menerima S E = 1,5

Nilai kecepatan ekonomi di dekat tanah dihitung V jam, km/jam:

di mana Saya- koefisien induksi:

Saya =1,02+0,0004Vmax = 1,02+0,0004258=1,1232 ,

Nilai kecepatan ekonomi pada plafon dinamis dihitung V dyne, km/jam:

2.5 Perhitungan nilai relatif dari kecepatan maksimum dan ekonomi penerbangan level pada langit-langit dinamis

Perhitungan nilai relatif dari kecepatan maksimum dan ekonomi penerbangan horizontal pada langit-langit dinamis dilakukan sesuai dengan rumus (2.5.1) dan (2.5.2), masing-masing:

; (2.5.1)

. (2.5.2)

2.6 Perhitungan rasio daya dorong yang diperbolehkan terhadap pengisian rotor untuk kecepatan gerak maksimum dan untuk kecepatan ekonomis pada langit-langit dinamis

Karena rumus (2.6.1) untuk rasio koefisien dorong yang diizinkan dengan pengisian rotor utama untuk kecepatan maksimum di dekat tanah memiliki bentuk:

Rumus (2.6.2) untuk rasio koefisien dorong yang diizinkan dengan pengisian rotor utama untuk kecepatan ekonomis pada langit-langit dinamis:

2.7 Perhitungan faktor dorong rotor utama di dekat tanah dan di langit-langit dinamis

Koefisien dorong rotor utama di dekat tanah dan di langit-langit dinamis dihitung masing-masing sesuai dengan rumus (2.7.1) dan (2.7.2):

2.8 Perhitungan pengisian rotor

Pengisian rotor s dihitung untuk kasus penerbangan pada kecepatan maksimum dan ekonomis:

Sebagai perkiraan nilai pengisian s rotor, nilainya diambil dari kondisi (2.8.3):

menerima.

panjang akord b dan perpanjangan aku bilah rotor akan sama dengan:

2.9 Penentuan peningkatan relatif dalam gaya dorong rotor utama untuk mengkompensasi hambatan aerodinamis badan pesawat dan ekor horizontal

Peningkatan relatif pada gaya dorong rotor utama untuk mengimbangi gaya hambat aerodinamis badan pesawat dan ekor horizontal diambil sebagai .

3 Perhitungan kekuatan sistem propulsi helikopter

3.1 Perhitungan daya saat melayang di langit-langit statis

Daya spesifik yang diperlukan untuk menggerakkan rotor utama dalam mode melayang di langit-langit statistik dihitung dengan rumus (3.1.1)

di mana N H st - daya yang dibutuhkan, W;

Karakteristik throttle, yang tergantung pada ketinggian langit-langit statis dan dihitung dengan rumus (3.1.2)

m 0 - berat lepas landas, kg;

g- percepatan jatuh bebas, m/s 2 ;

p- beban spesifik pada area yang disapu oleh rotor utama, N/m 2 ;

D st - kerapatan udara relatif pada ketinggian langit-langit statis;

h 0 - efisiensi relatif rotor utama dalam mode melayang ( h 0 =0.75);

Peningkatan relatif dalam daya dorong rotor utama untuk menyeimbangkan hambatan aerodinamis badan pesawat:

3.2 Perhitungan daya spesifik dalam penerbangan level pada kecepatan maksimum

Daya spesifik yang diperlukan untuk menggerakkan rotor utama dalam penerbangan rata pada kecepatan maksimum dihitung dengan rumus (3.2.1)

di mana adalah kecepatan periferal dari ujung bilah;

Pelat berbahaya yang relatif setara;

Koefisien induksi, ditentukan oleh rumus (3.2.2)

3.3 Perhitungan daya spesifik dalam penerbangan di langit-langit dinamis dengan kecepatan ekonomi

Daya spesifik untuk menggerakkan rotor utama pada plafon dinamis adalah:

di mana kerapatan udara relatif pada langit-langit dinamis;

Kecepatan ekonomi helikopter di langit-langit dinamis;

3.4 Perhitungan daya spesifik dalam penerbangan di dekat tanah dengan kecepatan ekonomis jika terjadi satu kegagalan mesin saat lepas landas

Daya spesifik yang diperlukan untuk melanjutkan lepas landas pada kecepatan ekonomis jika terjadi satu kegagalan mesin dihitung dengan menggunakan rumus (3.4.1)

di mana kecepatan ekonomi di dekat tanah;

3.5 Perhitungan pengurangan daya spesifik untuk berbagai kasus penerbangan

3.5.1 Perhitungan daya tereduksi spesifik saat melayang di langit-langit statis

Perhitungan daya tereduksi spesifik saat melayang di langit-langit statis dibuat sesuai dengan rumus (3.5.1.1)

di mana karakteristik throttle spesifik:

x 0 - faktor pemanfaatan daya sistem propulsi dalam mode melayang. Karena massa helikopter yang dirancang adalah 3,5 ton, ;

3.5.2 Perhitungan daya tereduksi spesifik dalam penerbangan rata pada kecepatan maksimum

Perhitungan daya berkurang spesifik dalam penerbangan level pada kecepatan maksimum dibuat sesuai dengan rumus (3.5.2.1)

di mana adalah faktor pemanfaatan daya pada kecepatan penerbangan maksimum,

Karakteristik throttle mesin, tergantung pada kecepatan penerbangan:

3.5.3 Perhitungan daya tereduksi spesifik dalam penerbangan pada langit-langit dinamis dengan kecepatan ekonomis

Perhitungan daya tereduksi spesifik dalam penerbangan pada langit-langit dinamis dengan kecepatan ekonomis dilakukan sesuai dengan rumus (3.5.3.1)

di mana faktor pemanfaatan daya pada kecepatan penerbangan ekonomi,

dan - tingkat pelambatan engine tergantung pada ketinggian plafon dinamis H dan kecepatan terbang V dyn sesuai dengan karakteristik throttle berikut:

3.5.4 Perhitungan daya tereduksi spesifik dalam penerbangan dekat tanah pada kecepatan ekonomis dengan satu kegagalan mesin

Perhitungan daya tereduksi spesifik dalam penerbangan di dekat tanah dengan kecepatan ekonomis jika terjadi kegagalan satu mesin dilakukan sesuai dengan rumus (3.5.4.1)

dimana faktor pemanfaatan daya pada kecepatan terbang ekonomis;

Tingkat pelambatan mesin dalam operasi darurat;

Jumlah mesin helikopter;

Tingkat pelambatan mesin saat terbang di dekat tanah dengan kecepatan ekonomis:

3.5.5 Perhitungan daya yang dibutuhkan dari sistem propulsi

Untuk menghitung daya yang dibutuhkan sistem propulsi, nilai daya tereduksi spesifik dipilih dari kondisi (3.5.5.1)

Daya yang dibutuhkan N sistem propulsi helikopter akan sama dengan:

di mana berat lepas landas helikopter;

g= 9,81 m 2 /s - percepatan jatuh bebas;

3.6 Pilihan mesin

Kami menerima dua mesin turbin gas GTD-1000T dengan daya total 2 × 735,51 kW. Kondisi terpenuhi.

4 Perhitungan massa bahan bakar

4.1 Perhitungan kecepatan jelajah perkiraan kedua

Kami menerima nilai kecepatan jelajah dari pendekatan pertama.

Karena kami menghitung koefisien induksi sesuai dengan rumus (4.1.1):

Kami menentukan daya spesifik yang diperlukan untuk menggerakkan rotor utama dalam penerbangan dalam mode jelajah sesuai dengan rumus (4.1.2):

di mana adalah nilai maksimum daya tereduksi spesifik dari sistem propulsi,

Koefisien perubahan daya tergantung pada kecepatan penerbangan, dihitung dengan rumus:

Kami menghitung kecepatan jelajah dari pendekatan kedua:

Kami menentukan deviasi relatif dari kecepatan jelajah dari perkiraan pertama dan kedua:

Karena kita menyempurnakan kecepatan jelajah dari pendekatan pertama, itu diambil sama dengan kecepatan yang dihitung dari pendekatan kedua. Kemudian kami ulangi perhitungan sesuai dengan rumus (4.1.1) - (4.1.5):

Kami menerima.

4.2 Perhitungan konsumsi bahan bakar spesifik

Konsumsi bahan bakar spesifik dihitung dengan rumus (4.2.1):

di mana adalah koefisien perubahan konsumsi bahan bakar spesifik tergantung pada mode operasi mesin,

Koefisien perubahan konsumsi bahan bakar spesifik tergantung pada kecepatan penerbangan, yang ditentukan oleh rumus (4.2.2):

Konsumsi bahan bakar spesifik dalam mode lepas landas, ;

Koefisien perubahan konsumsi bahan bakar spesifik tergantung pada suhu,

Koefisien perubahan konsumsi bahan bakar spesifik tergantung pada ketinggian penerbangan, ;

4.3 Perhitungan massa bahan bakar

Massa bahan bakar yang dikonsumsi untuk penerbangan akan sama dengan:

, (4.3.1)

di mana daya spesifik yang dikonsumsi pada kecepatan jelajah;

Kecepatan berlayar;

konsumsi bahan bakar spesifik;

L- jangkauan penerbangan;

5 Penentuan massa komponen dan rakitan helikopter

5.1 Perhitungan massa bilah rotor

Massa bilah rotor utama ditentukan oleh rumus (5.1.1):

di mana R- radius rotor;

s- pengisian rotor utama;

5.2 Perhitungan massa hub rotor utama

Massa hub rotor utama dihitung dengan rumus (5.2.1):

di mana adalah koefisien berat busing desain modern, ;

Koefisien pengaruh jumlah bilah pada massa busing, yang dihitung dengan rumus (5.2.2):

Gaya sentrifugal yang bekerja pada sudu, yang dihitung dari rumus (5.2.3):

5.3 Perhitungan massa sistem kontrol booster

Sistem kontrol booster mencakup swashplate, booster hidraulik, dan sistem kontrol hidraulik untuk rotor utama. Perhitungan massa sistem kontrol booster dilakukan sesuai dengan rumus (5.3.1):

di mana b- akord bilah;

Faktor bobot sistem kontrol booster, yang dapat diambil sama dengan 13,2 kg/m 3 ;

5.4 Perhitungan massa sistem kontrol manual

Perhitungan massa sistem kontrol manual dilakukan sesuai dengan rumus (5.4.1):

di mana koefisien berat sistem kontrol manual, diambil untuk helikopter rotor tunggal sama dengan 25 kg/m;

5.5 Perhitungan massa gearbox utama

Massa gearbox utama tergantung pada torsi pada poros rotor utama dan dihitung menggunakan rumus (5.5.1):

dimana adalah faktor pembobotan, nilai rata-ratanya adalah 0,0748 kg / (Nm) 0,8.

Torsi maksimum pada poros rotor utama ditentukan melalui pengurangan daya sistem propulsi N dan kecepatan sekrup w:

di mana adalah faktor pemanfaatan daya sistem propulsi, yang nilainya diambil tergantung pada berat lepas landas helikopter. Dari dulu;

5.6 Perhitungan berat untuk unit penggerak rotor ekor

Gaya dorong rotor ekor dihitung:

dimana torsi pada poros rotor;

Jarak antara sumbu baling-baling utama dan ekor.

Jarak L antara sumbu sekrup utama dan sekrup ekor sama dengan jumlah jari-jari dan jarak bebasnya d di antara ujung bilahnya:

di mana celah yang diambil sama dengan 0,15 ... 0,2 m;

radius rotor ekor. Dari dulu

Daya yang dikonsumsi untuk memutar rotor ekor dihitung dengan rumus (5.6.3):

di mana adalah efisiensi relatif dari rotor ekor, yang dapat diambil sama dengan 0,6 ... 0,65.

Torsi yang ditransmisikan oleh poros kemudi adalah:

di mana adalah frekuensi rotasi poros kemudi, yang ditemukan dengan rumus (5.6.5):

Torsi yang ditransmisikan oleh poros transmisi pada rpm adalah:

Bobot m di poros transmisi:

dimana adalah faktor bobot untuk poros transmisi, yaitu sebesar 0,0318 kg / (Nm) 0,67;

Massa gearbox perantara ditentukan oleh rumus (5.6.9):

di mana adalah faktor bobot untuk gearbox perantara, sama dengan 0,137 kg / (Nm) 0,8.

Berat gigi ekor yang memutar rotor ekor:

dimana faktor pembobotan untuk tail gear yang nilainya 0.105 kg / (Nm) 0.8;

5.7 Perhitungan massa dan dimensi utama dari rotor ekor

Massa dan dimensi utama dari rotor ekor dihitung tergantung pada daya dorongnya.

Rasio dorong rotor ekor adalah:

Pengisian bilah rotor ekor dihitung dengan cara yang sama seperti untuk rotor utama:

di mana adalah nilai yang diizinkan dari rasio koefisien dorong dengan pengisian rotor ekor,

Panjang chord dan pemanjangan relatif bilah rotor ekor dihitung menggunakan rumus (5.7.3) dan (5.7.4):

di mana jumlah bilah rotor,

Massa bilah rotor ekor dihitung menggunakan rumus empiris (5.7.5):

Nilai gaya sentrifugal yang bekerja pada bilah rotor ekor dan dirasakan oleh engsel hub dihitung dengan rumus (5.7.6):

Massa hub rotor ekor dihitung menggunakan rumus yang sama seperti untuk rotor utama:

di mana gaya sentrifugal yang bekerja pada bilah rotor ekor;

Koefisien berat untuk selongsong, yaitu sebesar 0,0527 kg/kN 1,35;

Faktor pembobotan tergantung pada jumlah bilah dan dihitung dengan rumus (5.7.8):

5.8 Perhitungan massa sistem propulsi helikopter

Massa spesifik sistem propulsi helikopter dihitung dengan menggunakan rumus empiris (5.8.1):

, (5.8.1)

di mana N- kekuatan sistem propulsi;

Massa sistem propulsi akan sama dengan:

5.9 Perhitungan massa badan pesawat dan peralatan helikopter

Massa badan pesawat helikopter dihitung dengan menggunakan rumus (5.9.1):

di mana luas permukaan badan pesawat yang dicuci:

Tabel 5.8.1

Berat lepas landas dari perkiraan pertama;

Koefisien sama dengan 1,1;

Berat sistem bahan bakar:

di mana massa bahan bakar yang digunakan untuk penerbangan;

Faktor pembobotan yang diambil untuk sistem bahan bakar adalah sebesar 0,09;

Massa roda pendaratan helikopter adalah:

di mana faktor bobot tergantung pada desain sasis. Karena helikopter yang dirancang memiliki roda pendarat yang dapat ditarik,

Berat peralatan listrik helikopter dihitung dengan menggunakan rumus (5.9.5):

di mana jarak antara sumbu sekrup utama dan ekor;

Jumlah bilah rotor;

R- radius rotor;

Perpanjangan relatif bilah rotor;

dan - faktor pembobotan untuk kabel listrik dan peralatan listrik lainnya,

Massa peralatan helikopter lainnya:

dimana adalah faktor pembobot yang nilainya 1.

5.10 Perhitungan massa lepas landas helikopter perkiraan kedua

Massa helikopter kosong sama dengan jumlah massa unit utama:

Berat lepas landas helikopter dari perkiraan kedua:

Kami menentukan deviasi relatif dari massa pendekatan pertama dan kedua:

Deviasi relatif dari massa pendekatan pertama dan kedua memenuhi kondisi. Artinya perhitungan parameter helikopter sudah benar.

6 Deskripsi tata letak helikopter

Helikopter yang dirancang dibuat sesuai dengan skema rotor tunggal dengan rotor ekor, dua mesin turbin gas, dan roda pendaratan selip.

Pesawat semi-monocoque. Elemen daya penahan beban badan pesawat terbuat dari paduan aluminium dan memiliki lapisan anti-korosi. Bagian depan badan pesawat dengan kanopi kokpit dan kap mesin dibuat dari bahan komposit berbahan dasar fiberglass. Kokpit memiliki dua pintu, jendela dilengkapi dengan sistem anti-icing dan wiper. Pintu kiri dan kanan kabin penumpang kargo dan palka tambahan di bagian belakang badan pesawat memastikan kenyamanan memuat orang sakit dan terluka dengan tandu, serta kargo besar. Sasis selip terbuat dari pipa logam bengkok padat. Mata air ditutupi dengan fairing. Penyangga ekor mencegah rotor ekor menyentuh landasan pendaratan. Bilah rotor utama dan ekor terbuat dari bahan komposit berbasis fiberglass dan dapat dilengkapi dengan sistem anti-icing. Hub rotor utama empat bilah tidak berengsel, terbuat dari dua balok fiberglass yang saling berpotongan, yang masing-masing dipasang pada dua bilah. Hub rotor ekor dua bilah dengan engsel horizontal umum. Tangki bahan bakar dengan total kapasitas 850 liter terletak di lantai badan pesawat. Sistem kontrol helikopter adalah kawat-kawat tanpa kabel mekanis, memiliki redundansi digital empat kali lipat dan catu daya independen redundan dua kali lipat. Peralatan penerbangan dan navigasi modern memastikan penerbangan dalam kondisi cuaca yang sederhana dan sulit, serta penerbangan sesuai dengan aturan VFR dan IFR. Parameter sistem helikopter dipantau menggunakan sistem kontrol informasi onboard BISK-A. Helikopter ini dilengkapi dengan sistem peringatan dan alarm.

Helikopter dapat dilengkapi dengan sistem pendaratan air, serta sistem pemadam kebakaran dan penyemprotan bahan kimia.

Pembangkit listrik adalah dua mesin turbin gas GTD-1000T dengan daya total 2 × 735,51 kW. Mesin dipasang di badan pesawat di nacelles terpisah. Saluran masuk udara terletak lateral, dilengkapi dengan perangkat pelindung debu. Panel samping gondola berengsel untuk membentuk platform servis. Poros motor keluar pada sudut ke gearbox pusat dan kotak aksesori. Nozel knalpot mesin dibelokkan ke luar pada sudut 24 ". Untuk perlindungan terhadap pasir, filter dipasang yang mencegah 90% penetrasi partikel dengan diameter lebih dari 20 mikron ke dalam mesin.

Transmisi terdiri dari gearbox engine, gearbox intermediate, gearbox bevel, gearbox utama, poros dan gearbox unit daya tambahan, poros roda kemudi dan gearbox bevel. Sistem transmisi menggunakan paduan titanium.

Sistem kelistrikan terdiri dari dua sirkuit terisolasi, salah satunya ditenagai oleh alternator 115-120V, dan sirkuit kedua ditenagai oleh generator DC 28V. Generator digerakkan dari gearbox rotor utama.

Kontrol diduplikasi, dengan kabel kaku dan kabel serta booster hidraulik yang digerakkan dari sistem hidraulik utama dan cadangan. Autopilot empat saluran AP-34B memastikan stabilisasi helikopter dalam penerbangan dalam hal roll, heading, pitch, dan ketinggian. Sistem hidraulik utama menyediakan daya ke semua unit hidraulik, dan satu-satunya booster hidraulik cadangan.

Sistem pemanas dan ventilasi menyediakan pasokan udara panas atau dingin ke kabin kru dan penumpang, sistem anti-icing melindungi bilah rotor utama dan ekor, jendela depan kabin kru, dan saluran masuk udara engine dari lapisan es.

Peralatan komunikasi termasuk pita perintah HF - "Yurok", interkom SPU-34.

Bibliografi

1. Desain helikopter / V.S. Krivtsov, L.I. Losev, Ya.S. Karpov. - Buku teks. - Kharkiv: Nat. luar angkasa un-t “Khark. penerbangan in-t", 2003. - 344 hal.
2. www.wikipedia.ru
3. www.airwar.ru
4. people.ru
5. http://www.vertolet-media.ru/helicopters/kvz/ansat/

Unduh: Anda tidak memiliki akses untuk mengunduh file dari server kami.

Untuk melakukan misi tempur dan memastikan keselamatan penerbangan, desain helikopter harus cukup kuat dan kaku. Yang dimaksud dengan kekuatan adalah kemampuan struktur untuk menerima, tanpa runtuh, beban eksternal yang dihadapi selama operasi. Kekakuan mengacu pada kemampuan struktur untuk menahan deformasi di bawah beban.

Selama operasi, helikopter mengalami beban dari berbagai sifat dan besarnya: statis (konstan atau perlahan berubah dari waktu ke waktu), dinamis (guncangan dan getaran). Tergantung pada jenis pembebanan, struktur atau bagiannya yang terpisah harus memiliki jenis kekuatan yang sesuai.

Kombinasi nilai yang diperlukan dari berbagai jenis kekuatan, yang memastikan operasi normal struktur dalam batas dan persyaratan yang ditetapkan, disebut kekuatan operasional.

Selama operasi, kekuatan struktur tidak tetap tidak berubah. Beban besar, mendekati batas, dapat menyebabkan deformasi permanen pada elemen-elemennya. Beban yang kecil tetapi berulang-ulang menyebabkan terjadinya retak lelah yang melemahkan struktur. Keausan terjadi

menggosok bagian, keausan abrasif bilah HB, bilah mesin turbin gas di bawah aksi debu, pasir. Selain itu, selama pemeliharaan, kerusakan terjadi dalam bentuk penyok, goresan, goresan, torehan, dll. Semua ini mengarah pada penurunan kekuatan struktural secara bertahap dan memaksa helikopter untuk membatasi sumber daya (jam terbang) helikopter.

Selama operasi, struktur terus-menerus dipengaruhi oleh perubahan suhu, curah hujan, debu, radiasi matahari, dll. Dampak dari faktor-faktor ini menyebabkan korosi elemen struktural, retaknya kaca dan bagian non-logam lainnya, dan kerusakan pada lapisan pelindung. Akibatnya, perlu untuk membatasi waktu kalender pengoperasian peralatan (masa pakai).

Dengan demikian, semua faktor eksternal di atas yang mengurangi kekuatan dan menurunkan kinerja struktur, membatasi daya tahannya. Daya tahan pesawat udara adalah kemampuan untuk mempertahankan pengoperasian, dengan mempertimbangkan pemeliharaan dan perbaikan, sampai batas tertentu, di mana persyaratan keselamatan penerbangan dilanggar, dan efisiensi operasional berkurang. Indikator daya tahan adalah sumber daya dan masa pakai.

Salah satu tugas utama operasi teknis peralatan penerbangan adalah mempertahankan kekuatan yang diperlukan selama seluruh masa pakai dalam kondisi operasi nyata.

Prinsip umum untuk menghitung kekuatan helikopter

Standar Kekuatan juga mengatur: efek negatif G = -0,5 saat memasuki perencanaan, putaran energik helikopter saat melayang, efek hembusan udara vertikal dan lateral, dll. Setiap kasus desain menentukan kekuatan dari satu atau bagian lain atau unit helikopter.

Kasing desain pendaratan mempertimbangkan berbagai opsi pendaratan: pada semua penyangga, hanya pada penyangga utama, pendaratan dengan benturan samping, dll.

Kasus desain tanah mempertimbangkan efek angin, penarik helikopter di lokasi yang tidak siap, dll.

Kompleksitas khusus dalam menghitung kekuatan helikopter terletak pada kenyataan bahwa beban utamanya, misalnya, gaya dari bilah HB, bervariasi dalam besar dan arah, yang menyebabkan getaran bilah itu sendiri dan struktur helikopter secara keseluruhan. Pembebanan seperti itu disebut dinamis. Dengan aksi berkepanjangan dari beban berulang yang berulang, penghancuran struktur terjadi pada tegangan yang jauh lebih rendah dibandingkan dengan beban statis yang konstan. Hal ini disebabkan oleh fenomena kelelahan material.

Standar Kekuatan juga menyediakan semua data yang diperlukan untuk menghitung kekakuan struktur, kekuatan dinamis, dan sumber dayanya (masa pakai).

Konsep menghitung kekuatan statis

Jika beban struktur konstan atau berubah perlahan, maka deformasi dan tegangan di dalamnya juga akan konstan atau berubah secara bertahap, sebanding dengan beban, tanpa proses osilasi. Pembebanan seperti itu disebut statis.

Untuk helikopter, beban statis dapat dipertimbangkan: daya dorong baling-baling utama dan ekor; kekuatan sentrifugal dari bilah; kekuatan aerodinamis sayap dan ekor.

Perhitungan kekuatan statis meliputi:

• - penentuan, sesuai dengan Standar Kekuatan, besaran dan sifat distribusi beban desain;
• - konstruksi diagram gaya Q transversal dan gaya N longitudinal, momen lentur dan torsi untuk bagian yang dipertimbangkan dari struktur helikopter;
• - identifikasi bagian struktur yang paling banyak dibebani, di mana tegangan terbesar dimungkinkan;
• - penentuan tegangan pada elemen struktural dan perbandingannya dengan yang merusak.

Kekuatan statis struktur dipastikan jika tegangan pada elemen-elemennya tidak melebihi nilai destruktif.

Namun, penyediaan kekuatan statis belum menjamin pengoperasian helikopter yang aman, karena di bawah aksi beban variabel, tegangan bolak-balik yang sesuai muncul dalam strukturnya. Tegangan ini, ditumpangkan pada tegangan konstan, meningkatkan tegangan total, dan juga dapat menyebabkan kegagalan kelelahan struktur.

Sumber Beban Variabel Helikopter

Beban utama helikopter bersifat variabel, mereka terus berubah dalam besaran dan arah dengan frekuensi tertentu.

Sumber utama beban variabel adalah sekrup utama dan sekrup ekor. Alasan perubahan periodik dalam gaya yang bekerja pada bilah HB adalah perubahan terus menerus dalam kecepatan dan arah aliran pada mereka di azimuth yang berbeda dan di bagian yang berbeda selama penerbangan translasi helikopter. Ketika baling-baling, selama rotasinya, bergerak menuju kejadian aliran pada helikopter, kecepatan total alirannya meningkat, dan ketika bergerak mundur, sebaliknya, itu berkurang. Karena gaya aerodinamis sebanding dengan kuadrat kecepatan aliran, gaya angkat Ul dan gaya hambat Xl dari sudu juga terus berubah. Hal ini menyebabkan baling-baling mengepak di bidang vertikal dan berosilasi di bidang rotasi.

Selama gerakan roda gila, pusat massa bilah secara berkala mendekati dan menjauh dari sumbu sekrup, yang menyebabkan munculnya gaya Coriolis variabel yang bekerja pada bidang rotasi. Gaya-gaya ini juga menyebabkan sudu-sudu berosilasi dalam bidang rotasi.

Semua gaya variabel ini ditransmisikan ke busing HB dan selanjutnya melalui poros baling-baling dan gearbox ke badan pesawat helikopter, menyebabkannya berosilasi di bidang vertikal dan horizontal. Amplitudo gaya variabel yang ditransmisikan dari bilah bisa ribuan newton, dan untuk helikopter berat, puluhan ribu. Frekuensi gaya-gaya ini adalah kelipatan dari produk kecepatan baling-baling dan jumlah bilah.

Sumber tambahan gaya variabel dapat berupa keseimbangan yang buruk dan ketidaksejajaran bilah. Keseimbangan yang buruk terdiri dari momen statis yang tidak sama dari bilah, yang menyebabkan ketidakseimbangan dalam gaya sentrifugalnya. Miskonisitas dimanifestasikan dalam amplitudo yang berbeda dari gerakan mengepakkan bilah karena perbedaan dalam bentuk luarnya, kekakuan torsi, atau penyesuaian sudut pemasangan yang tidak akurat. Untuk alasan yang sama, gaya rotor ekor variabel muncul.

Daftar simbol

pengantar

1. Bab 1. Ikhtisar keadaan masalah saat ini

1.1 Persamaan deformasi bilah. Asumsi dasar. Sistem koordinat

1.2 Distribusi kecepatan induktif pada rotor utama

1.3 Perhitungan bagian pantat pisau

1.4 Metode untuk menyelesaikan persamaan deformasi bilah

Kesimpulan untuk bab 1

2. Bab 2. Pengembangan metode perhitungan

2.1 Deskripsi metode perhitungan

2.2 Transformasi sistem persamaan asli

2.3 Memecahkan sistem persamaan

2.4 Menentukan kondisi batas

2.5 Transformasi syarat persamaan beban aerodinamis pada sudu

2.6 Memodelkan bagian pantat blade

2.7 Peredam pemodelan

2.8 Algoritma perhitungan

Kesimpulan untuk bab 2

3. Bab 3. Studi osilasi elastis dari baling-baling utama helikopter

3.1 Data awal

3.2 Getaran alami dari sistem yang tidak teredam

3.2.1 Getaran balok kantilever yang tidak berputar

3.2.2 Studi osilasi bebas dari sudu yang tidak berputar

3.2.3 Studi osilasi bebas dari sudu yang berputar

3.2.4 Penelitian getaran lentur-torsi bebas sambungan dari sudu yang berputar

3.3 Studi osilasi paksa

3.3.1 Studi keadaan tunak. Mode penerbangan tingkat

3.3.2 Studi rezim stasioner. mode melayang

Kesimpulan untuk bab 3

4. Bab 4. Penerapan metode perhitungan untuk memecahkan masalah praktis dalam merancang sistem pengangkut helikopter

4.1 Investigasi karakteristik yang melekat pada bilah helikopter Mi-8, yang digantung secara pivot pada engsel horizontal, ketika jatuh pada pembatas yang menggantung

4.2 Studi karakteristik yang melekat pada baling-baling helikopter Mi-8 yang beroperasi di sistem SLE8

4.3 Studi mode manuver "bukit"

4.3.1 Pernyataan masalah

4.3.2 Hasil perhitungan manuver dengan metode integrasi langsung

4.3.3 Perbandingan hasil perhitungan mode manuver dengan hasil yang diperoleh dengan metode quasi-stationary

Kesimpulan untuk bab 4

Kesimpulan

literatur

Daftar simbol

x0, y0, r0 - sistem koordinat tetap yang terkait dengan pusat hub x1, y1, r1 - sistem koordinat berputar yang terkait dengan pusat hub x, y, z - sistem koordinat yang terkait dengan lengan hub dari blade yang sesuai

x2,y2,r2 - sistem koordinat yang terkait dengan bagian bilah

x3, y3, z3 - sistem koordinat yang terkait dengan sumbu utama bagian bilah

y/ - azimuth bilah, rad

w - kecepatan sudut rotasi selongsong, rad/s

e0 adalah jarak antara sumbu y dan y<пм

, thn - koordinat pusat tegangan di sumbu x3, y3, m

xm, ym - koordinat pusat gravitasi bagian di sumbu x3, y3, m

xzh - jarak sumbu kekakuan dari ujung sudu, m

b - akord bilah, m

y(ghLo) - kecepatan aliran bebas dan komponennya, m/s

ab - sudut serang baling-baling, rad

(p - sudut pemasangan bagian blade, rad

c - sudut puntir sudu karena deformasi torsi dan jaraknya, rad

prima - turunan terhadap z atau terhadap z

titik di atas huruf adalah turunan waktu

ax, ay, ar - percepatan linier titik sudu, m/s2

px, ru, rg - komponen beban linier di bagian bilah, kg

Komponen momen linier pada penampang sudu, kg-m

p adalah kerapatan bahan dari mana bilah dibuat, kg-m

^ - luas penampang bilah, m

berat linier bilah, kg - s / m

1w, 1m - momen inersia massa linier bilah relatif terhadap sumbu x, dan

Uz > kg-s

/=/+/- momen inersia massa linier sudu relatif terhadap sumbu

kekerasan, kg-s

r - koordinat 2 pusat kekakuan bagian bilah yang tidak berbentuk, m u = r-r - perpindahan pusat kekakuan bagian bilah yang tidak berbentuk di sepanjang sumbu z, M R - jari-jari sekrup, m

1х, 12 - kekakuan lentur bilah, kg-m2

01 k - kekakuan torsional blade, kg-m2

E, C - modulus tegangan dan geser untuk spar sudu

y - rasio Poisson

N - gaya tarik di bagian bilah, kg

/ - momen inersia kutub dari bagian yang bekerja dalam ketegangan,

relatif terhadap sumbu kekakuan, m

^ - luas penampang, bekerja dalam tegangan, m

c - sudut puntir bagian bilah karena peregangannya, rad

0izg - sudut rotasi bagian bilah karena tekukan, rad

yy, gy, offset keadaan dari engsel horizontal, vertikal dan aksial, m

- koefisien kompensator langkah blade di sekitar horizontal

P - frekuensi melingkar dari osilasi alami bilah, jumlah / mnt a-rg

L ^ ^ > ^ y -komponen gaya dan momen giroskopik linier

x (r, y (r, (), v (r,?) - deformasi bilah, m

Md - momen peredam engsel vertikal, kg - m

Mpred - momen maksimum yang dikembangkan oleh peredam engsel vertikal dengan karakteristik non-linier, kg-m

% 7 - nilai rata-rata azimuth dari sudut pemasangan bilah yang tidak berbentuk pada radius relatif bilah r = 0,7, rad

TETAPI<р - закрутка сечения недеформированной лопасти относительно сечения г = 0,7, рад

ae - deviasi longitudinal pelat swash (positif - untuk pitching), rad

d] - defleksi melintang pelat swash (positif - menuju bilah masuk), rad

Vap - gerakan vertikal pelat swash, m Ay/ap - posisi azimuth batang kendali blade pada y/ = 0 relatif terhadap sumbu xap yang melewati batang kendali longitudinal pelat swash, rad

Yaa, 1, - lengan batang kendali sudu relatif terhadap sumbu poros baling-baling dan sumbu engsel aksial sudu, m

y/ap = (// + D|//pn - azimuth blade relatif terhadap sumbu xap, rad 2h - jumlah blade b - chord blade, m p - kerapatan udara, kg - m3

Wp - normal terhadap sumbu sudu komponen kecepatan aliran, m/s q - momen redaman aerodinamis linier pada sudu, kg - mxx =xx/b - jarak relatif sumbu kekakuan dari ujung sudu Msh - momen engsel sudu , kg-m

^m "Mhap" M-ap" gaya dan momen yang bekerja pada swashplate dari sisi sudu

M, M, M - komponen momen yang bekerja pada sekrup, relatif terhadap

sumbu tetap semak x0,y0,z0, kg-m

Tu, Tx - gaya angkat dan propulsi rotor utama pada sumbu kecepatan tinggi, kg MVM2 - momen lentur pada bilah relatif terhadap sumbu utama,

melewati pusat tegangan, kg - m

G \u003d l 117 - faktor pengisian sekrup l

b0 7 - akord bilah per g - 0,7, m

G, =-, Gn =^2- - tegangan lentur pada sudu, kg/m2

WY, W2 - momen resistensi sudu saat menekuk pada bidang dengan kekakuan terendah dan tertinggi, m3

X - sudut sapuan tepi depan blade, deg a - sudut serang bagian blade, deg

vy - komponen aksial dari induktansi kecepatan pada bidang sekrup (o0 > 0-up), m/s

o0 - nilai rata-rata induktansi kecepatan di atas cakram baling-baling (u0 > 0 - turun), m / s Kl - koefisien dengan mempertimbangkan variabilitas induktansi kecepatan di sepanjang cakram rotor

I = Vsmai>-. koefisien perkolasi coR

c \u003d - b - - karakteristik mode

Crr = -t - koefisien dorong

G p7iR2(a>R)2

B - koefisien kerugian akhir

,с,тп_ - koefisien aerodinamis resistensi, dorong dan longitudinal

momen profil

M \u003d --- nomor M untuk bagian bilah

a - kecepatan suara, m/s2

W - kecepatan penuh aliran pada sudu, m/s

2а, 2а, :2а - komponen gaya aerodinamis linier sepanjang sumbu x2, y2, r2, kg

Rsh, Rua, P:a - komponen gaya aerodinamis linier sepanjang sumbu x, y, z, kg tska - torsi linier dari gaya aerodinamis, kg-m hf - jarak titik referensi momen aerodinamis sudu dari sumbu kekakuan (Хf > 0, jika titik acuan momen berada di depan sumbu kekakuan), m

melengking - rotasi bagian bilah, yang disebabkan oleh tekukannya di dua bidang, rad

Pengantar tesis (bagian dari abstrak) pada topik "Studi tentang beban dan kekuatan baling-baling helikopter dalam mode manuver dan goyah"

pengantar

Sistem pengangkut helikopter merupakan unit utama yang menjamin keberadaan helikopter sebagai pesawat terbang dengan lepas landas dan mendarat secara vertikal dan tidak memerlukan landasan pacu yang disiapkan secara khusus. Ini adalah operasi bebas masalah yang menjamin keamanan penerbangan helikopter di semua kondisi operasi yang diharapkan, termasuk mode tidak stabil seperti lepas landas, akselerasi, pendaratan dan manuver. Proses desain dan penyediaan sumber daya tertentu memerlukan ketersediaan metode perhitungan dan perangkat lunak matematika terapan untuk menentukan beban pada unit sistem pengangkut dan menghitung dinamikanya, baik pada tahap desain maupun selama uji penerbangan dan sertifikasi.

Rotor utama helikopter menentukan karakteristik penerbangan, stabilitas, dan kemampuan pengendaliannya. Kehadiran rotor utama dapat menyebabkan fenomena seperti resonansi bumi dan flutter. Ini adalah sumber getaran dan beban variabel dalam elemen daya struktur helikopter. Oleh karena itu, perhitungan main rotor merupakan tugas terpenting dalam desain sebuah helikopter.

Bilah rotor bekerja di bawah aksi gabungan gaya aerodinamis dan sentrifugal, tekukan, dan torsi. Dalam kasus umum penerbangan ke depan, distribusi beban eksternal pada bilah tergantung pada posisi azimutnya, serta pada pergerakan helikopter di luar angkasa. Oleh karena itu, perhitungan bilah rotor utama adalah tugas yang kompleks, untuk solusinya perlu mempertimbangkan seluruh rentang mode penerbangan yang muncul selama pengoperasian helikopter.

Perhitungan beban pada bilah baling-baling helikopter dalam mode manuver adalah salah satu tugas terpenting dalam desain sistem bantalan helikopter,

karena tekanan tinggi dalam desain blade dalam mode ini secara signifikan memengaruhi sumber dayanya. Saat ini, untuk menghitung beban dalam mode ini, metode kuasi-statis digunakan, ketika pada setiap saat mode operasi rotor utama dianggap stabil. Pendekatan ini tidak memberikan akurasi perhitungan yang tinggi, karena tidak memperhitungkan dinamika nyata dari bilah rotor utama. Dengan demikian, pembuatan metode untuk menghitung bilah rotor untuk mode manuver dan transien akan meningkatkan keandalan penghitungan beban sistem pengangkut helikopter, dan memperjelas sumber daya unit sistem pengangkut.

Mode manuver dan operasi transien dari rotor utama tidak stasioner. Menemukan solusi untuk persamaan deformasi bilah untuk masalah seperti itu dengan metode perkiraan, seperti metode B.G. Galerkin ,, tidak mungkin, karena ketidakmungkinan pengaturan fungsi beban eksternal sebagai periodik. Hal ini paling bijaksana untuk memecahkan masalah ini menggunakan metode integrasi langsung.

Dalam hal ini, tugas mengembangkan metode umum untuk menghitung baling-baling helikopter, yang memungkinkan untuk menghitung mode penerbangan stabil dan tidak stabil (bermanuver, transisi) dan mendapatkan hasil yang lebih akurat dibandingkan dengan metode yang ada, sangat relevan. .

Dengan demikian, masalah umum osilasi baling-baling utama dengan distribusi beban yang diberikan secara sewenang-wenang sepanjang panjangnya pada setiap saat diselesaikan.

Fitur dari teknik yang dikembangkan juga adalah bahwa semua bilah rotor dianalisis secara bersamaan, yang memungkinkan untuk memperoleh nilai seketika pada rotor pada setiap saat, sementara, misalnya, dalam pekerjaan, nilai dorong diambil sebagai rata-rata per putaran baling-baling. Keadaan ini meningkatkan akurasi perhitungan.

Validitas ketentuan ilmiah dan keandalan hasil yang diperoleh dikonfirmasi oleh penggunaan lingkungan perangkat lunak bersertifikat (Excel, Visual basic) dalam pengembangan algoritma solusi, penggunaan peralatan matematika yang lebih tinggi, mekanika teoretis dan teori elastisitas. Hasil yang diperoleh dibandingkan dengan solusi yang diperoleh di lingkungan perangkat lunak bersertifikat MSC Patran/Nsactran, dengan solusi eksak yang ada dan solusi yang diperoleh oleh penulis lain.

Program RNV dirancang untuk mendapatkan nilai tegangan di bagian bilah rotor utama dalam mode penerbangan apa pun, termasuk yang bermanuver;

Program MF memungkinkan Anda memperoleh deformasi blade selama osilasinya sendiri.

Frekuensi eigen dan bentuk sudu diperoleh dari deformasi yang ditemukan dalam program MF, ditransformasikan dengan metode analisis spektral. Untuk ini, sebuah program yang dikembangkan oleh V.A. Ivchin, yang mengimplementasikan algoritma transformasi Fourier cepat.

Bab 1 dari pekerjaan ini berisi gambaran tentang metode yang ada untuk menghitung bilah yang digunakan dalam praktik perancangan helikopter, beberapa aspek teoritis dari perhitungan diberikan, persamaan deformasi bilah yang diambil sebagai asumsi awal diberikan, kondisi batas dirumuskan. Berdasarkan analisis keadaan masalah, maka maksud dan tujuan penelitian terbentuk.

Bab 2 dikhususkan untuk deskripsi metode untuk memecahkan persamaan deformasi sudu. Ini merumuskan asumsi yang diterima karena metode yang dipilih, menggambarkan transformasi sistem asli

persamaan deformasi sudu, menurut metode yang diusulkan, kondisi batas ditulis.

Bab 3 dikhususkan untuk mendukung keandalan metodologi yang dikembangkan. Ini berkaitan dengan masalah getaran sendiri dan paksa dari blade. Misalnya, bilah helikopter Mi-8 dipertimbangkan. Untuk mempelajari getaran alami bilah, sejumlah masalah dipertimbangkan, solusinya dibandingkan dengan solusi eksak yang diketahui, dengan hasil yang diperoleh oleh penulis lain, dengan hasil yang diperoleh dalam paket elemen hingga modern. Masalah osilasi paksa bilah dipertimbangkan untuk mode "penerbangan horizontal" dan "melayang". Karena kurangnya data, analisis umum dari solusi yang diperoleh dibuat untuk mode "melayang". Masalah kondisi tunak adalah kasus khusus untuk masalah yang dipelajari dalam makalah ini. Oleh karena itu, solusi yang diperoleh dalam pekerjaan untuk mode "penerbangan horizontal" keadaan tunak digunakan untuk mengkonfirmasi kebenaran metodologi yang dikembangkan. Studi telah dilakukan pada pengaruh hasil perhitungan metode untuk menghitung kecepatan induktif sepanjang piringan rotor utama. Dua metode untuk menghitung kecepatan induktif dipertimbangkan: metode Glauert-Locke berdasarkan teori impuls yang digunakan dalam pekerjaan dan metode Mangler-Squire berdasarkan teori cakram yang digunakan dalam pekerjaan.

Bab 4 dikhususkan untuk mempelajari sejumlah masalah dengan menggunakan metodologi yang dikembangkan. Menggunakan program MF yang dikembangkan, penulis karya ini, bersama dengan V.A. Ivchin, studi yang dilakukan dikembangkan di JSC "MVZ mereka. M.L. Mile" dari sistem ZIEB. Sistem ini diusulkan oleh V.M. Pchelkin dan N.S. Pavlenko untuk mengurangi beban pada sistem kontrol helikopter rotor tunggal dan melibatkan mencubit bilah di engsel horizontal, tergantung pada posisi azimuthnya. Sebagai contoh, bilah helikopter Mi-8 dipertimbangkan. Juga, dengan bantuan program SC, masalahnya

perhitungan karakteristik sendiri bilah helikopter Mi-8 berengsel pada engsel horizontal, ketika jatuh pada pembatas gantung. Dengan bantuan program RNV yang dikembangkan, masalah menghitung bilah dalam mode manuver "bukit" dipelajari. Hasil perhitungan dibandingkan dengan hasil yang diperoleh berdasarkan metode kuasi-statis.

Hasil penelitian menunjukkan bahwa teknik yang dikembangkan dapat diterapkan baik untuk analisis baling-baling helikopter yang beroperasi dalam kondisi tunak, dan untuk perhitungan baling-baling yang beroperasi dalam kondisi transien dan manuver.

Karya tersebut berisi daftar literatur yang digunakan, termasuk 53 judul. Volume teks utama adalah 137 halaman. Hasil karya disajikan dalam artikel , , .

Tesis serupa dalam spesialisasi "Kekuatan dan kondisi termal pesawat", 05.07.03 kode VAK

• Perhitungan tegangan-regangan, keadaan batas dan karakteristik redaman elemen struktur komposit dari sistem pengangkut helikopter 2014, kandidat ilmu teknis Gorelov, Alexey Vyacheslavovich

• Model dinamis gyroplane dan standarisasi kondisi pembebanan struktural 2005, kandidat ilmu teknik Kalmykov, Alexey Aleksandrovich

• Dinamika dan kekuatan rotor autorotating 2003, kandidat ilmu teknik Polyntsev, Oleg Evgenievich

• Peningkatan Karakteristik Aeroelastik Pesawat dengan Sayap Aspek Besar 2008, Kandidat Ilmu Teknik Mazutsky, Andrey Yurievich

• Metode untuk memperluas cakupan helikopter ultralight dan sangat ringan 2013, Doktor Ilmu Teknik Dudnik, Vitaly Vladimirovich

Kesimpulan disertasi pada topik "Kekuatan dan kondisi termal pesawat", Averyanov, Igor Olegovich

Sesuai dengan maksud dan tujuan yang telah ditetapkan dalam kerangka kerja disertasi, maka dilakukan hal-hal sebagai berikut:

1. Berdasarkan persamaan deformasi sudu, model matematis dari sistem pengangkut helikopter telah dikembangkan, dengan mempertimbangkan operasi simultan dari semua sudu rotor, dengan mempertimbangkan deformasi sudu pada bidang dorong, rotasi dan torsi, dan refleksi perilaku sebenarnya dari baling-baling dalam mode penerbangan stabil dan tidak stabil.

2. Algoritme telah dikembangkan untuk menghitung parameter gerakan sudu yang tepat, yang memungkinkan pemecahan masalah dengan berbagai kondisi batas, termasuk yang berubah selama rotasi rotor utama.

3. Studi tentang tugas khusus merancang rotor utama helikopter untuk menentukan parameter pergerakan bilah yang tepat dilakukan, dengan menggunakan contoh struktur sistem pembawa SLE8 dan kasing bilah yang jatuh pada pembatas gantung (dijelaskan dalam P-2 NGLV), yang menunjukkan bahwa solusi yang andal untuk masalah seperti itu hanya dapat diperoleh dengan menggunakan metode integrasi langsung dari persamaan deformasi bilah. Berdasarkan hasil penelitian dapat disimpulkan bahwa algoritma yang dikembangkan untuk menghitung parameter gerak sudu yang tepat memungkinkan untuk mendapatkan hasil yang dapat diandalkan.

4. Algoritme telah dikembangkan untuk menghitung status tegangan-regangan sudu yang beroperasi dalam kondisi mode penerbangan stabil dan tidak tunak, yang memungkinkan untuk menghitung nilai pembebanan dan tegangan pada sudu pada setiap momen waktu.

5. Studi tentang tugas pengoperasian rotor utama helikopter dalam kondisi tunak dilakukan dengan menggunakan contoh mode "level flight" dan "hover", yang menunjukkan korespondensi hasil yang diperoleh dengan metode yang dikembangkan untuk solusi yang ada dari penulis lain, serta teori yang ada dan hasil eksperimen. Berdasarkan hasil penelitian, dapat disimpulkan bahwa algoritma yang dikembangkan untuk menghitung keadaan tegangan-regangan sudu memungkinkan untuk memperoleh hasil yang andal dan meningkatkan akurasi perhitungan. 6. Sebuah studi tentang masalah pengoperasian rotor utama helikopter dalam kondisi rezim yang tidak stabil dilakukan dengan menggunakan contoh mode manuver "bukit", yang menunjukkan kesesuaian hasil yang diperoleh dengan data eksperimental. Perbandingan dengan metode kuasi-statis untuk memecahkan masalah ini menunjukkan bahwa metode kuasi-statis meremehkan hasil dengan karakteristik yang berubah dengan cepat dari rezim penerbangan. Ini memungkinkan kami untuk menyimpulkan bahwa metode yang dikembangkan untuk menghitung beban dan kekuatan bilah rotor dapat secara signifikan meningkatkan akurasi perhitungan.

Kesimpulan

Berdasarkan studi yang dilakukan, dapat disimpulkan bahwa perlu menggunakan metodologi dan algoritma perhitungan yang dikembangkan dalam perancangan sistem penahan beban helikopter, terutama dalam analisis mode penerbangan manuver.

Daftar referensi untuk penelitian disertasi Kandidat Ilmu Teknik Averyanov, Igor Olegovich, 2012

literatur

1. Liss A.Yu. Studi tentang pengoperasian rotor utama, dengan mempertimbangkan tekukan pada dua bidang dan torsi. Disertasi untuk gelar Doktor Ilmu Teknik, Kazan, 1974.

2. Liss A.Yu., Margulis G.U. Program untuk menghitung rotor utama dengan bilah elastis pada komputer tipe EU, Kazan, 1979.

3. M. L. Mil, A. V. Nekrasov, A. S. Braverman, L. N. Grodko, M. A. Leikand, Helicopters, v. 2, Moskow, Mashinostroenie, 1967.

4. M. L. Mil, A. V. Nekrasov, A. S. Braverman, L. N. Grodko, dan M. A. Leikand, Helicopters, Vol. 1, Moskow, Mashinostroenie, 1966

5. Mil M.L. Tentang putaran dinamis bilah rotor otogyro dalam penerbangan, Teknik Armada Udara No. 2, 1937

6. Godunov S.K., Ryaben'kii B.C. Skema perbedaan, Nauka, Moskow, 1977

7. Vakhitov M.B. Mengintegrasikan matriks - peralatan untuk solusi numerik dari persamaan diferensial. IVUZ, "Teknologi penerbangan", vol. Z, 1966

8. Bate N., Wilson E. Metode numerik analisis dan metode elemen hingga, Stroyizdat, Moskow, 1982.

9. Akimov A.I., Aerodinamika dan karakteristik penerbangan helikopter, Moskow, "Teknik", 1988.

10. Volmir A.S., Kuranov B.A., Turbaievskii A.T. Statika dan dinamika struktur kompleks, Mashinostroyeniye, M., 1989.

11. Gudkov A.I., Leshakov P.S., Raikov L.G. Beban dan kekuatan luar pesawat, Oborongiz, M., 1963.

12.A.C. Braverman, A.P. Vaintrub, Dinamika helikopter, Moskow, Mashinostroenie, 1988

13. Teori Rotor, Diedit oleh Dr. Tech. Ilmu A.K. Martynov, Moskow, Teknik Mesin, 1973

Rynkov S.P. Nastran untuk Windows, NT-press, 2004

Mikheev R.A. Perhitungan helikopter untuk kekuatan. Bagian 2. Kekuatan bilah rotor, Moskow, 1973

Payne PR Dinamika dan aerodinamika helikopter, Oborongiz, Moskow, 1963 Wildgrube J1.C. Perhitungan aerodinamis helikopter, Prosiding TsAGI, 1954

Baskin V.E., Wildgrube JI.C., Nokdaev B.C., Maykapar G.N. diedit oleh Martynov A.K. Teori Rotor, Mashinostroenie, 1973

Baskin V.E. Teori rotor helikopter dengan sistem spasial vortisitas, Prosiding TsAGI, 1955

Baskin V.E. Tentang pengaruh kecepatan induktif sesaat pada beban aerodinamis pada bilah baling-baling dalam aliran miring, Prosiding TsAGI, 1960

Baskin V.E., Shcheglova V.M. Tentang deformasi selubung vortisitas dalam aliran miring, Prosiding TsAGI, 1968

Baskin V.Z., Lipatov V.R., Gaya penampang normal dari bilah rotor utama selama keadaan mati dinamis, Prosiding TsAGI, vol. 1965, Moskow, 1977 Bramwell A.R. Dinamika helikopter, Moskow, Mashinostroenie, 1985 Wang Shi Cun. Teori pusaran umum dari rotor utama helikopter, koleksi "Masalah aerodinamika rotor utama", Prosiding MAI, Oborongiz, 1961

Tishchenko M.N. Program untuk menghitung rotor utama berdasarkan teori pusaran berbilah pada ETsVM M-20, Moskow, 1966

Nekrasov A.V. Perhitungan bentuk dan frekuensi getaran alami bilah baling-baling, Prosiding TsAGI No. 898, 1964

Nekrasov A.V. Perhitungan bentuk dan frekuensi osilasi torsional lentur alami dari bilah helikopter dalam ruang hampa, Prosiding TsAGI No. 898, 1964

28. Nekrasov A.B. Perhitungan tegangan lentur pada bilah helikopter pada kecepatan rendah dan sedang, Trudy MAI, 1964

29. Nekrasov A.B. Perhitungan tegangan pada bilah baling-baling helikopter pada kecepatan terbang tinggi, Prosiding TsAGI No. 898, 1964

30. Nekrasov A.V., Kostromina V.M., Program untuk menghitung karakteristik aerodinamis dari rotor utama dengan bilah elastis berengsel berdasarkan teori cakram V.E. Baskin dan penentuan tegangan lentur pada bidang dorong sudu, laporkan predpr. Kotak PO B2323, 1969

31. Riz P.M., Pozhalostin A.I. Getaran dan kekuatan dinamis rotor. Prosiding TsAGI, 1947

32. Buku Pegangan Perancang Pesawat, v.Z, Kekuatan pesawat, TsAGI, 1939

33. Timoshenko S.P. Kursus kekuatan bahan, M., Sekolah Tinggi, 1988

34. Laporan Teknis No. 16-17-86, Hasil uji statis bilah hidung dari bilah rotor utama semua plastik, ed. M.L. Mil", 1986

35. Pchelkin V.M., Pavlenko N.S. Bushing rotor helikopter, Paten No. 1658538, Rusia, 1991

36. Zhukovsky N.E. Teori pusaran baling-baling, Collected Works, Vol.IV, 1949

37. Yuriev B.N., Perhitungan aerodinamis helikopter, Moskow, Oborongiz, 1956.

38. I. A. Kekuatan Birger. Keberlanjutan. Osilasi, volume 1, M, Mashinostroenie, 1968

39. I. A. Kekuatan Birger. Keberlanjutan. Osilasi, volume 2, M, Mashinostroenie, 1968

40. I. A. Kekuatan Birger. Keberlanjutan. Osilasi, volume 3, M, Mashinostroenie, 1968

41. Pavlenko N.S. 400 km/jam bukan batasnya, Industri Helikopter, AVI, Desember, 2007

42. V.A. Program Ivchin untuk menghitung karakteristik aerodinamis dan dinamis dari sebuah helikopter

43. V.A. Ivchin, O.L. Chertok, Solovyov N.A., Studi tentang gerakan mengepakkan baling-baling utama di bangku uji terbang saat melakukan mode manuver, Prosiding Forum ke-7 Masyarakat Helikopter Rusia, Moskow, 2006.

44. Ivchin V.A., Penelitian tentang pergerakan bilah di sekitar engsel vertikal dalam mode transien rotor utama, Prosiding MVZ No. 12, Moskow, 1984.

45. Ivchin V.A. Studi beban dalam sistem kontrol helikopter dalam mode penerbangan tidak stabil, Tesis untuk tingkat kandidat ilmu teknis, Moskow, MVZ im. M.L. Mil, 1987

46. ​​Maykapar G.N. Teori pusaran rotor. Kumpulan karya tentang teori baling-baling, TsAGI, 1958

47. Agamirov L.V. Kekuatan materi. Kursus singkat untuk mahasiswa, penerbit ACT, 2003

48. Averyanov I.O., Agamirov L.V., Ivchin V.A. Studi skema perbedaan hingga untuk menghitung kekuatan rotor pesawat untuk mode tidak stabil dan manuver, Konferensi ilmiah dan teknis "Bacaan Gagarin", 2010

49. Averyanov I.O., Ivchin V.A. Pengembangan metode untuk menghitung deformasi baling-baling elastis helikopter pada bidang dorong, rotasi dan torsi, dengan integrasi langsung, Buletin Ilmiah MSTU GA No. 172,2011

50. Averyanov I.O., Ivchin V.A. Kajian Dinamika Gerak Tepat Sudu Rotor Helikopter dengan Metode Integrasi Langsung, Buletin Ilmiah MSTU GA No. 172 Tahun 2011

51. Averyanov I.O., Ivchin V.A. , Studi tentang beban pada sudu elastis rotor utama saat melakukan manuver "Bukit" dengan integrasi langsung, Buletin Ilmiah MSTU GA No. 177, 2011

52. Pavlenko N.S., Konsep Baru Rotor Utama untuk Helikopter Singlerotor Berkecepatan Tinggi, Prosiding forum rotorcraft Eropa ke-33, Kazan, Rusia, 2007

53. Glauert H., Teori umum autogiro, R&M No. 1111,1926

Harap dicatat bahwa teks ilmiah yang disajikan di atas diposting untuk ditinjau dan diperoleh melalui pengenalan teks disertasi asli (OCR). Dalam hubungan ini, mereka mungkin mengandung kesalahan yang terkait dengan ketidaksempurnaan algoritma pengenalan. Tidak ada kesalahan seperti itu dalam file PDF disertasi dan abstrak yang kami sampaikan.