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.

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

1. Исходные данные

Спроектировать лопасть НВ из полимерных композиционных материалов прямоугольной формы в плане для среднего многоцелевого вертолета взлетной массой 2,5т, таблица 1.

Таблица 1.

Взлетнаямасса вертолета	m взл	2500 кг
Окружнаяскорость НВ	w r	200 м/с
Радиус НВ	r НВ
Максимальнаяскоростьполета	V max	270 км/ч
Хордалопасти		0,318 м
Удлинение лопасти
X цт сечения		0,0765 м
Ширина лонжерона		0,143438м
Толщина профиля
Толщина c, м (12%) при r=0,5 - 1		0,03825 м
Толщина c, м (15%) при r=0,4		0,0478 м
Толщина c, м (17%) при r=0,3		0,0542 м
Толщина c, м (19%) при r=0,2		0,0606 м

Расчет лонжерона и комлевого стыка лопасти проводится для действияцентробежной силы создаваемой при вращении винта на значениях щr . Лопасть с целью выравнивания поля индуктивных скоростей по диску несущего винта и соответственно уменьшения индуктивных потерь НВ выполняют с круткой в пределах 7…10°. Аэродинамический профиль лопасти NACA 230. Расчет хвостового отсека с сотовым заполнителем проводится для значения распределенной аэродинамической нагрузки на характерном сечении лопасти r =0,7 при нормальном обтекании лопасти и максимальной скорости полета вертолета. Расчет клеевого соединения хвостового отсека с лонжероном лопасти проводится для значения аэродинамической нагрузки, действующей на месте соединения отсека с лонжероном и действующей на хвостовой отсек Кориолисовой силы для сечения лопасти r =0,7.

Принимаемые при проектировании лопасти НВ коэффициенты безопасности согласно НЛГВ-2:

Основной: f осн = 2,0 ;

Дополнительный для соединений: f доп.соед. = 1,15 ;

Дополнительный для ПКМ: f доп..ПКМ = 1,25 .

2. Техническое описание конструкции

Конструктивно лопасть включает в себя большое число элементов, к которым предъявляются различные требования по прочности, плотности, жесткости. К таким элементам можно отнести лонжерон, хвостовую часть лопасти (хвостовой отсек), противоабразивную защиту, противообледенительную систему, стыковочный узел с втулкой винта.

Лонжерон лопасти - это основной силовой элемент лопасти, воспринимающий значительную часть всех массовых и инерционных нагрузок, действующих на лопасть. Лонжерон является связующим звеном для всех элементов лопасти. Он подвержен воздействию разнообразных статических и переменных (циклических) силовых факторов: растягивающих и сжимающих усилий, изгибающего и крутящего моментов. Эти нагрузки действуют в различных плоскостях и с различными частотами и амплитудами. Лонжерон выполнен из стеклопластика СК-2561 на связующем 5-211Б. С целью обеспечение заданной центровки в передней части лонжерона установлен металлокомпозитный противовес.

Хвостовой отсек лопасти образует заднюю часть аэродинамической поверхности профиля. Выполнен в виде профилированной сотовой трехслойной панели и воспринимает часть силовой нагрузки (частично М изг и перерезывающую силу от аэродинамической нагрузки), передавая их на лонжерон.Наружные слои выполнены из стеклоткани Т-10 на связующем 5-211Б и служат для предохранения от смятия сот при изгибе хвостовой панели стабилизатора.В качестве сотового заполнителя применена полимерная каландрированная бумага ПСП-1 (3-ОСТ1 00851-77) с шестигранной формой ячейки (размер ячейки 2,5 мм).

Противоабразивная защита (ПАЗ) лопасти включает противоабразивные оковки из нержавеющей стали и абразивостойкое резиновое покрытие. Резина обладает высокой стойкостью к воздействию песчаной эрозии, однако ее стойкость к воздействию водяной эрозии недостаточна. Металлы уступают резине в стойкости к песчаной эрозии, но зато превосходят ее в стойкости к водяной эрозии.

Противообледенительная система электротепловаядля защиты лопасти от обледенения на лопасти установлена. Основным элементом такой системыявляетсянагреватель, обеспечивающий необходимую температуру на поверхности лопасти. Подача электрического тока для работы нагревателя осуществляется по проводам, расположенным в носке лопасти. С наружной и внутренней стороны нагреватель закрыт электроизоляционными слоями.

Стыковочный узел предназначен для крепления лопасти и передачи нагрузок с лопасти на втулку. Этот стык является разборным, т.е. эксплуатационным. На лопасти применен двухболтовой стыковочный узел свертикальным расположением болтов. Онобразован непосредственно из материала лонжерона с дополнительным усилением слоями кордонной ткани и титановой фольги. В комлевой части установлены стыковочные шайбы и втулки.

Вся поверхность лопасти, кроме деталей из нержавеющей стали и резины, покрыта лакокрасочным покрытием.

Противофлаттерный груз служит для отстройки от изгибно-крутильного флаттера лопасти в диапазоне эксплуатационных скоростей вертолета.

3. Требования к агрегату

Лопасть должна обеспечивать:

Высокое аэродинамическое совершенство,

Высокую статическую и усталостную прочность во всем диапазоне срока службы,

Высокий ресурс,

Высокую надежность.

Её конструкция должна обеспечивать отсутствие концентраторов напряжений, резких перепадов жесткости. Лопасти должны обладать стабильностью свойств во времени, защищены от повреждений в процессе эксплуатации, но в случае, если они всё же появились, позволять проводить их ремонт, т.е. быть ремонтопригодной. Они должны обладать "мягким" характером развития появившегося дефекта, исключающим лавинообразное развитие дефекта. Внешние атмосферные воздействия (дождь, град, солнечная радиация, морской воздух и т.д.) не должны влиять на работоспособность лопасти. Она должна обеспечивать удобство в проведении эксплуатационных мероприятий.

Агрегат должен быть спроектирован так, чтобы на всех разрешенных режимах полета имелся определенный запас до начала любого вида неустойчивой работы (флаттер, увеличенные колебания и вибрации из-за срыва потока с лопасти и т.д.). Деформации лопасти не должны увеличиваться настолько, чтобы приводить к ухудшению аэродинамики винта, балансировки и управляемости.

4. Определение внешних нагрузок на агрегат

1) Схема нагружения лонжерона лопасти НВ

В полете лонжерон лопасти испытывает растяжение, изгиб в 2-х плоскостях и кручение. Самой большой по величине нагрузкой на лопасть является центробежная сила ДR цб (рис.6.3). Центробежная сила вызывает деформации растяжения в лонжероне и как следствие этого в сечении действуют нормальные напряжения вдоль продольной оси лопасти. Поскольку скорость вращения несущего винта мало меняется во времени, центробежную силу считают величиной постоянной во времени и относят к виду статической нагрузки. Помимо центробежной силы на лонжерон НВ действуют переменные во времени циклические нагрузки с периодом колебаний кратным одному обороту НВ. В плоскости тяги действует аэродинамическая сила тяги ДT и вследствие угловых колебаний лопасти инерционная сила ДJ B . В плоскости вращения действуют сила сопротивления лопасти ДQ и инерционная кориолисовая сила ДJ k . Все эти силы переменные по длине лопасти и по времени.

Помимо сил на лонжерон относительно ее продольной оси действуют переменные моменты (рис.2). Один из этих моментов - шарнирный М ш. Второй - момент инерции Мин является следствием угловых колебаний лопасти относительно осевого шарнира втулки несущего винта. Действие этих моментов вызывает кручение лопасти НВ вертолета.

Рис.2 Возникновение шарнирного момента на лопасти.

лонжерон вертолет лопасть

2) Схема нагружения хвостового отсека лопасти.

Обшивка хвостового отсека лопасти воспринимает аэродинамическую нагрузку, действующую на профиль. Эта нагрузка вызывает появление в обшивке нормальных напряжений. Кроме того, в зависимости от конструкции крепления обшивки к лонжерону, в ней могут возникнуть дополнительные нормальные и касательные напряжения, которые также необходимо учесть при выборе толщины обшивки. Так как аэродинамическая нагрузка переменная по длине лопасти и по времени, то создаваемые ею перерезывающая сила Q и момент M стремятся изогнуть хвостовой отсек, вверх или вниз (рис.6.5).

При этом от момента в обшивке возникают нормальные напряжения, а от перерезывающей силы в обшивке и нервюре -касательные напряжения. Лонжерон лопасти, изгибаясь в плоскости вращения, стремится увести за собой отсек.

При этом в обшивке возникают дополнительные напряжения. При изгибе лонжерона внешним по радиусу концом вперед (по вращению) в средней по радиусу части отсека в площадках, перпендикулярных к хорде, и параллельных ей, возникают сжимающие нормальные напряжения, а по концам отсека - растягивающие. При изгибе лопасти в плоскости взмаха в обшивке также возникают напряжения.

5. Выбор конструктивно-силовой схемы лопасти НВ

Лонжерон и хвостовой отсек крепятся друг к другу при помощи клеевого соединения. Сосредоточенные силы воспринимают: узел крепления лопасти (реакции от центробежной и аэродинамических сил). Они затем передаются на рукав втулки НВ вертолета.

Лонжерон лопасти изготавливается в виде профилированной слоистой оболочки вращения с переменным по размаху сечением. При изгибе лонжерона слои испытывают попеременное растяжение-сжатие, поэтому возможна местная потеря устойчивости тонкой стенки лонжерона в опасном сечении, и за разрушающие принимаются критические напряжения потери устойчивости.

Хвостовой отсек лопасти проектируется в виде профилированной трехслойной панели с сотовым заполнителем. При изгибе отсека верхние и нижние слои испытывают растяжение-сжатие, поэтому возможна местная потеря устойчивости тонкой обшивки отсека в опасном сечении, и за разрушающие принимаются критические напряжения потери устойчивости.

Сечения элементов узла крепления лопасти подбирают по разрушающим напряжениям, причем запас прочности должен быть не менее единицы.

6. Выбор проектируемых параметров

В качестве проектируемых параметров следует принять:

а) Геометрические параметры сечения лопасти (Рис.3),(Таблица 2)

Таблица 2.

б) Массовые параметры элементов композитной лопасти (Таблица 3)

Таблица 3.

7. Случаи нагружения

1. Режим висения.

В этом случае производим статический расчёт лопасти и определяем напряжения,

действующие от центробежной силы.

Рассчитываем комлевую часть со стыковочными узлами на прочность.

2. Стоянка.

В этом случае определяем напряжения, действующие в лопасти на стоянке от сил собственного веса.

3. Режим горизонтального полёта с максимальной скоростью.

В этом случае рассчитываем на прочность клеевые стыки: лонжерон -сотовыйзаполнитель, лонжерон-обшивкахвостовойпанели.

Выбор параметров и расчет на прочность лопасти НВ.

Процесс проектирования лопастей НВ из ПКМ включает:

Выбор конструктивной схемы и материала лопасти;

Определение потребных сечений элементов лопасти по требованиям статической и усталостной прочности;

Корректировка массовых характеристик лопасти;

Отстройка лопасти от резонанса на рабочих частотах вращения;

Обеспечение запасов аэроупругой устойчивости лопасти;

Конструирование комлевых стыковочных узлов лопасти и расчет клеевых соединений лопасти.

1. Статический свес лопасти [у] на стоянке (конец лопасти не должен задевать за хвостовую балку) должен быть: [у] < 0,1 r, r -радиуслопастиНВ;

а) напряжения, действующие в лонжероне от центробежных сил, не должны превышать допустимые напряжения:

у R < [у R ] = 60 МПа ;

б) напряжения, действующие в лонжероне на стоянке от сил собственной массы лопасти, не должны превышать доп. напряжения:

уу< [ уу] = 70 МПа;

3. Необходимый запас по потере устойчивости типа флаттер: Хэф=0,24b;

4. Обеспечение ограничения по собственным частотам колебаний.

Для лопасти вертолета такое ограничение достаточно сложное из-за того, что скорость набегающего потока по длине лопасти переменна и таких резонансных частот будет довольно много в диапазоне эксплуатации вертолета.

Выбор материала

Исходя из условий работы несущего винта, в качестве главных при выборе

материала частей лопасти из ПКМ выдвигаются следующие требования:

Усталостная прочность, которая проявляется в трещиностойкости и слабой чувствительности к концентраторам напряжений;

Неизменность механических свойств материала деталей и их соединений от

времени и внешних условий эксплуатации;

Технологические и экономические требования.

Для лонжерона выбираемвысокопрочныйстеклопластикСК-2561 на основе кордной стеклоткани Т25-(ВМ) на связующем 5-211Б с

Прочностью при растяжении[s -- +--]=--1500МПа ,

Предельными напряжениями среза:[ф ср ] =48 МПа и

смятия:[ s см ] =100МПа,

модуль упругости материала E=55ГПа ,

коэффициент Пуассонаm 12=--0,26,

плотностьr -- =--2500кг /м 3,

может эксплуатироваться при температурах до1000С .

Дляобшивки хвостовогоотсекавыбираемстеклотканьТ-10 на связующем 5-211Б с

Прочностью при сжатии [s -- ---]=--230МПа

Имеет модуль упругости E =27ГПа ,

коэффициент Пуассонаm 12=--0,11.

Для сотового заполнителя применена полимерная каландрированная бумага ПСП-1 (3-ОСТ1 00851-77) с шестигранной формой ячейки размером 2,5 мм.

Модуль упругости E = 170МПа ,

Плотностьr -- =--42,1кг /м 3.

Для клеевого стыка сотового заполнителя хвостового отсека с лонжероном выбираем клей холодного отверждения ПУ-2 , клей обладает способностью вспениваться, увеличиваясь в объеме, при этом заполняет зазоры в пределах 0,1 - 3 мм.

При толщине клеевого шваd к =--0,35мм

Имеет прочность насдвиг[t -- ]сдвига =--18МПа ,

Модуль сдвига G =--42МПа .

Для приклейки обшивки хвостового отсека к лонжерону возьмём клей горячего отверждения ВК-9 . Используется для склеивания сталей, алюминиевых и титановых сплавов между собой и с неметаллическими материалами. Для радиотехнических изделий, клеерезьбовых соединений. Представляет собой вязко-текучую серую массу. Интервал рабочих температур от минус 196° до 125°С.

Прочность на сдвиг

Модуль сдвига

Дляболтов выбираемсталь45Г .Основнымпреимуществомданнойсталиявляетсяпрокаливаемостьнабольшиетолщины.

Прочность на срез составляет[ф ср ] =370МПа.

8. Статический расчет лопасти

Спроектированная лопасть должна удовлетворять следующим требованиям:

1. Обеспечение статического свеса на стоянке (конец ло-пасти не должен задевать за хвостовую балку): .

2. Обеспечение требований статической прочности:

а) напряжения, действующие в лонжероне от центробежных сил, не должны превышать допустимые напряжения: .

б) напряжения, действующие в лонжероне на стоянке от сил собственной массы лопасти, не должны превышать допусти-мые напряжения: .

3. Необходимый запас по потере устойчивости типа флаттер: .

Режим висения.

Определение напряжений, действующих в сечении лопасти от центробежной силы

Для расчета лопасти используем модель, предложенную А.В. Некрасовым - метод конечных элементов. Недеформированная лопасть разби-вается на 9 равных участков сечениями, перпендикулярными к ее оси. Радиус каждого сечения, длинна всех участков одинаковая и равна.Масса лопасти сосредоточивается в 8- ми точках, которые связаны между собой упругими элементами, имеющими постоян-ную жесткость в пределах каждого участка разбиения.

В каждом сечении лопасти действуют внутренние силовые факторы: изгибающий момент М i , нормальная N i и перерезывающая Q i силы.

Для заданного типа лонжерона по координатам профиля лопасти в программе строятся характерные теоретические сечения, которые упрощенно представляют состоящими из следующих конструктивных элементов: лонжерона, сотового блока, обшивки ХО, противофлаттерного груза. Для каждого теоретического сечения по чертежу определяются следующие параметры:

P лонж ,м -периметрлонжеронапосреднейлинии;

F лонж , м 2 -площадь сечения лонжерона;

д лонж. , м-толщиналонжерона;

X ц.т. лонж. , Y ц.т. лонж . , м -координатыцентратяжестилонжерона;

F обш. , м 2 - площадь обшивки ХО;

X ц.т. Обш . , м -координатацентра тяжести обшивки;

F сот , м 2 -площадьсотовогоблока;

X ц.т. сот , м - координата центра тяжести сотового блока;

X ц.т. груз , м - координата центра тяжести противофлаттерного груза.

Вычисляется масса каждого элемента для i -того теоретического сечения:

где с , кг/м 3 -плотностьматериаласоответствующегоэлемента, задаетсявсправочныхданных;

----------------D R=R i+1 -R i , м-расстояниемеждуi -м и i +1 -м сечениями.

Расчет напряжений, действующих в сечении лопасти от центробежной силы, сведем в таблицу №.4.

Вывод: Максимальное напряжение на лонжероне у N =59,7МПа, следовательноу N =59,7Мпа<[у N ]=60МПа. Требование по статической прочности выполняется.

9. Расчет на прочность узла стыковки лопасти и втулки

Узел стыковки лопасти и втулки представляет собой элемент соединения типа «ухо - вилка», а расчет узла на прочность сводится к расчету на прочность стыковочных отверстий в комлевой части лонжерона лопасти. Внешним силовым фактором при расчете считается центробежная сила лопасти.

Для данной разновидности соединения «ухо - вилка» лопасть представляется соединением «ухо» и характерным считаются виды разрушения, критическими параметрами в которых выступают:

диаметр стыковочных болтов;

площадь сечения лонжерона в плоскости осей стыковочных отверстий;

физико-механические характеристики материалов соединения.

Исходные данные для расчёта:

«коэффициент безопасности» для всех расчетных случаев f = 2;

предел прочности при растяжении: стеклопластик фольгированный: [ в ] = 2,810 8 Па;

предельные напряжения среза болта (сталь 45Г): [ в ] б = 3,7 10 8 Па;

предельные напряжения среза стеклопластика (Т-25(ВМ)-78):

[ в ] стеклопл. = 1,4 10 8 Па;

предельные напряжения смятия стеклопластика (Т-25(ВМ)-78):

[ см ] стеклопл. = 4,4 10 8 Па;

внешний силовой фактор: центробежная сила лопасти N цб 56806,31Н;

допустимое напряжение смятия пакета: пак =0,8 10 7 Па;

количество плоскостей среза болтов: n ср =4

число отверстий в панели: n отв =4

Параметры стыка комлевой части лопасти выбираем исходя из центробежной силы, действующей на лопасть.

Прочности стыковочных болтов на срез.

Определяем диаметр болта крепления лопасти ко втулке:

Условием прочности стыковочных болтов на срез (рис.4,а) определяется их достаточный диаметр и, следовательно, диаметр стыковочных отверстий. Это условие определяется как

расч f [ в ],

где расч -расчетная величина напряжений «на срез»; f -«коэффициент безопасности»; [ в ] -предельная величина напряжений «насрез» для материала болта.

Так как болт вставляется во втулку то прибавляем ещё размер втулки:

d=12,22+6=18,22 мм

d болта =20 мм

запас прочности:

n=[ в ]/ расч f 1

[ расч ]= МПа;

2. Определяем толщину пакета фольгированного стыка

первого приближения в панели лонжерона из условий на смятие

Толщина пакета панели.

3. Определяем толщину фольги.

Коэффициент 0,2 это 20% фольги в пакете, при таком проценте получаются оптимальные параметры стыка.

4. Определяем толщину корда.

Где - число слоёв фольги.

Индекс «м» указывает, что величина относится к монослою. Для фольги из титанового сплава ОТ-4 а - для ткани Т-25(ВМ)-78.

5. Определяем толщину лонжерона.

6. Определяем толщину клея.

7. Определяем толщину пакета фольгированного стыка

второго приближения в панели лонжерона.

13,809 мм

8. Определяем.Проводим анализ:

а) Если =0 - переходят к определению геометрии лопасти.

б) Если >0 - добавляют число слоёв кордной ткани.

в) Если <0 - переходят к определению геометрии лопасти, используя в качестве толщины пакета значение.

<0 - переходим к определению геометрии лопасти, используя в качестве толщины пакета значение

Переходим к определению запасов прочности, используя в качестве толщины пакета значение.

Прочность комлевой части лопасти на отрыв (рис. 4, б):

Зависит, главным образом, от площади сечения лонжерона в плоскости осей стыковочных отверстий. Условие прочности в данном случае: расч f [ в ], где расч -расчетная величина напряжений при эксплуатационном случае; f -коэффициент безопасности; [ в ] раст -предельная величина напряжений для материала. А величина действующих напряжений рассчитывается по формуле:

расч = N цб / F .

Площадь сечения лонжерона F сеч, необходимая для использования этих формул определяется по формуле:

где F вн.кнт, F плст, F отв -соответственно площади внешнего контура лонжерона, полости и суммарная площадь сечений отверстий в лонжероне.

Представляя площади в виде функций геометрических параметров сечения лонжерона, получим формулу в развернутом виде:

где b л, c л - соответственно ширина и высота лонжерона в рассматриваемом сечении; c , п -толщины «стенки» и «полки» лонжерона; n отв, d -количество и диаметр отверстий под стыковочные элементы в лонжероне соответственно.

F сеч = 0,02541 м 2

расч =34,165 МПа;

запас прочности

n = [ в ] раст / расч =4,1

Прочности на вырыв перемычки

При определении прочности на вырыв перемычки (рис. 4, в) пользуются условием выраженным формулой

где f -«коэффициент безопасности»; n пс -суммарное количество плоскостей среза; п -толщина «стенки» лонжерона в сечении; b -ширина перемычки, [ в ] -предельные напряжения среза для материала лонжерона.

запас прочности

n=[ в ]/ расч f = 1,41

Прочность узла по условию смятия поверхностей контактирующих деталей (рис. 2, г) определяется условием:

см расч = f N цб / n п см п d [ см ],

где f -«коэффициент безопасности»; n п см -суммарное количество поверхностей смятия; п -высота поверхности смятия; d -диаметр контактирующих поверхностей; [ см ] -предельные напряжения смятия для материала контактирующих деталей.

см. расч. = 155,025 МПа

запас прочности

n = [ см ]/ расч =1,42

Вывод: условия прочности узла стыковки лопасти и втулки выполняется.

Стоянка

Определение напряжений, действующих в лопасти на с тоянке от сил собственного веса

Напряжения, действующие в лопасти на стоянке от сил соб-ственного веса, вычисляются по формуле:

где M i , Н. м - изгибающий момент, действующий в i -м сечении ло-пасти от сил собственного веса. В принятой модели:

где - длина i -го участка,

W x - момент сопротивления изгибу:

,

где I x -моментинерцииi - го сечения относительно оси главной центральной оси х .

Прогиб лопасти от собственного веса на стоянке вычисляет-ся интегрированием дифференциального уравнения упругой линии балки:

EI -жесткость лопасти.

В принятой модели прогиб в i -м сечении вычисляется по формуле:

где ц i , рад - углы поворота текущего сечения, определяются из выра-жения:

Расчет напряжений, действующих в лопасти на стоянке от сил собственного веса, сведем в таблицу№.5.

Вывод: Напряжения, действующие в лонжероне на стоянке от сил собственной массы лопасти, не превышают доп. напряжения:

уу = 39,9 МПа< [ уу] = 70 МПа

Максимальный прогиб лопасти от собственного свеса составляет 0,292 м, что значительно меньше 0,1r = 0,51м. Условия статической прочности соблюдаются.

10. Режим горизонтального полёта с максимальной скоростью

Исходные данные для расчета

Определение расчетной распределенной нагрузки

Определение нагрузки ведется для характерного сечения лопасти (Рис.5).

Где f =2 -коэффициент безопасности,

S отс . =b L отс. - площадь отсека

S отс . =b L отс = 1143210 мм 2

с=1,226 кг/м 3 -плотность воздуха,

V-скорость обтекания на характерном сечении лопасти.

V пол =70м/с - Скорость полета вертолёта,

R 07 =0,7L-радиус характерного сечения лопасти

L = 5,1м -длиналопасти,

щ-скорость вращения винта.

Распределение нагрузки по хорде считается для нормального обтекания:

Из подобия треугольников находим:

При таком распределении нагрузки получаем:

17134,169Н

Момент от аэродинамической нагрузки:

Максимальный момент от сил собственного веса лопасти по таблице:

M вес = 347,852 H ·м

M вес

Расчетную распределенную нагрузку определяем по аэродинамической нагрузке и принимаем следующую:

Расчет хвостового отсека

Прочность по нормальным напряжениям в обшивках

1. В первом приближении выбирается толщина обшивки.

2. Определяются напряжения в обшивках, возникающие при действии расчетной нагрузки N:

3. Определяются критические напряжения общей потери устойчивости конструкции:

= 110,815 МПа

L-Длина хвостового отсека лопасти. D- Жесткость сотовой конструкции на изгиб. m t -коэффициент опирания конструкции.

= 0,314Н·м

5589743,59 Н/м

h-Высота заполнителя. µ - коэффициент Пуассона материала обшивки.

k- Параметр сдвига.

G xz -Модуль сдвига в направлении наибольшей жесткости.

r- Размер грани шестигранной ячейки, д c -толщинагранизаполнителя, G m -модульсдвигаматериалазаполнителя.

4459М п а

µ - здеськоэффициентПуассонадляматериалазаполнителя.

4. Сравниваются значения нормальных напряжений в конструкции возникающих от расчетной нагрузки N, и критических напряжений общей потери устойчивости . Должно выполняться условие:

Если условие не выполняется -то обшивка теряет устойчивость. Необходимо увеличить толщину обшивки, уменьшить размер грани ячейки, увеличить толщину грани ячейки.

Прочность по напряжениям сдвига в заполнителе

5. Определяются усилия сдвига в заполнителе.

0,0151Н/м

6. Определяются напряжения сдвига в заполнителе.

М п а

7. Определяются напряжения местной потери устойчивости заполнителя.

8. Сравниваются значения напряжений сдвига и критических напряжений сдвига в заполнителе. Должно выполняться условие:

Если условие не выполняется, то необходимо увеличить толщину грани ячейки и уменьшить размер грани ячейки.

По касательным напряжениям в обшивках

9. Определяются касательные напряжения в обшивках.

123,99МПа

123299Н/м

m с - коэффициент зависящий от параметра сдвига k (Рис.6.)

10. Определяются критические напряжения местной потери устойчивости обшивки от касательной нагрузки.

871.82 М п а

11. Проверяется выполнение условия:

Если условие не выполняется, то следует увеличить толщину обшивки.

Вывод: Прочность хвостового отсека соблюдается.

Расчёт клеевого соединения хвостового отсека с лонжероном

Исходныеданые для расчетов
с сот
с обш.
E сотоб л ока

Расчет клеевого соединения обшивки хвостовой панели с лонжероном

По величинам напряжений от аэродинамических нагрузок и напряжений от деформаций лонжерона в плоскости вращения можно найти касательные напряжения, возникающие в клеевом слое, служащем для приклейки отсека к лонжерону. Расчет клеевого соединения начинается с расчета нагрузок, приходящих на хвостовой отсек в расчетном сечении 1-1,см. рис.7.

При соединении лонжерона с хвостовым отсеком имеем 2 вида клеевого соединения: 1) В нахлестку-при соединении обшивки хвостового отсека с лонжероном (зона А); 2) Встык-при соединении сотоблокас лонжероном (зона В).

Расчет клеевого соединения обшивки хвостового отсека с лонжероном

Расчет клеевого соединения обшивки хвостового отсека с лонжероном производится в следующей последовательности:

1. Определяем изгибающий момент в расчетном сечении 1-1:

Кориолиса сила:

Выбор типа клея

Выбираем клей горячего отверждения ВК-9 , используется для склеивания сталей, алюминиевых и титановых сплавов между собой и с неметаллическими материалами. Для радиотехнических изделий, клеерезьбовых соединений. Представляет собой вязко-текучую серую массу. Интервал рабочих температур от минус 196° до 125°С.

Определение площади клеевого соединения

Из условия сдвига:

F -площадь склейки, м 2

Допускаемые напряжения в клеевом шве, [Мпа]

Коэффициент концентрации напряжений в клеевом шве.

Средние напряжения в клеевом шве.

Расчетная схема нахлёсточного клеевого соединения (Рис.8.):

Определение средних напряжений в клеевом шве:

(лонжерон стеклопластикСК-2561);

(обшивка хвостовой панели Т-10);

(толщина обшивки хвостовой панели);

(толщина клеевой прослойки ВК-9);

(модуль сдвига клеевой прослойки ВК-9)

Потребная площадь склейки:

Потребная длина нахлеста:

Принимаем из технологических соображений с учетом запаса на усталостное разрушение

B = 14 мм

Проверка прочности клеевого соединения:

Расчет клеевого соединения сотоблока со стенкой лонжерона

Среднее усилие в клеевом стыке:

Выбор типа клея

Выбираем клей холодного отверждения ПУ-2 . Клей обладает способностью вспениваться, увеличиваясь в объеме, при этом заполняет зазорыв пределах 0,1 - 3 мм. Выбираем клей холодного отверждения ПУ-2из за невозможности осуществления нагрева в зоне стыка, клей обладает способностью вспениваться увеличиваясь в объеме при этом заполняет зазоры в пределах 0,1 -3 мм.

[ф] сдвига = 18 МПа

Определение площади клеевого соединения:

м 2

Определение коэффициента концентрации напряжений в клеевом шве:

0,358 Мпа

(лонжерон стеклопластик СК-2561);

(бумага БФСК);

(толщина стенки лонжерона в зоне А);

(толщина бумаги);

(толщина клеевой прослойки ПУ-2);

(модуль сдвига клеевой прослойки ПУ-2)

М п а

Проверка прочности клеевого соединения

Вывод: Условие прочности клеевых соединений выполняется.

Анализ расчетов. Общие выводы

Из расчетов были получены следующие запасы прочности? для спроектированной лопасти, представленные в таблице 4.

Таблица 4

Запасы прочности для хвостового отсека
По нормальным напряжениям в обшивках
По напряжениям сдвига в заполнителе
По касательным напряжениям в обшивках
Запасы прочности для клеевого соединения
Для соединения обшивки с лонжероном
Для соединения лонжерона с заполнителем
Запас прочности для лонжерона лопасти
От действия центробежной силы
Запасы прочности для комлевого узла крепления лопасти
По срезу болта
По отрыву комлевой части лопасти
На вырыв перемычки
По условию смятия поверхностей контактирующих деталей

Общий вывод: прочность элементов лопасти из ПКМ, ее соединений и узла крепления соблюдается. Согласно таблице 4масса лопасти составляет 19,3 кг, что значительно ниже массы аналогичных металлических лопастей несущего винта.

С писок использованной литературы

Башаров Е.А., Дудченко А.А. -Расчет КонструкцийизПКМ. Учебное Пособие. М.МАИ - 2014

Башаров Е.А. -Конструирование Агрегатов Вертолетов-Методическое Пособие-М.МАИ - 2016

Размещено на Allbest.ru

...

Подобные документы

Описание конструкции самолета АН-148, его узлы. Прочностной расчет конструкции панели сопла гондолы двигателя, схема его нагружения. Технологический процесс приготовления связующего ЭДТ-69Н. Экономический эффект от внедрения композиционных материалов.

дипломная работа , добавлен 13.05.2012


Разработка варианта конструкции фюзеляжа самолета легкого типа из полимерных композиционных материалов и обоснование принятых решений расчетами. Технологический процесс изготовления конструкции. Анализ дефектов тонкостенных деталей трубопроводов.

дипломная работа , добавлен 11.02.2015


Выбор схемы установки, способа ориентации и расчётных параметров лопасти. Определение коэффициентов идеальной и расчётной мощности. Расчет размерных параметров ветроколеса. Определение нагрузок, действующих на лопасть, ее веса, центробежных сил инерции.

курсовая работа , добавлен 01.12.2014


Разработка принципов и технологий лазерной обработки полимерных композиционных материалов. Исследование образца лазерной установки на основе волоконного лазера для отработки технологий лазерной резки материалов. Состав оборудования, подбор излучателя.

курсовая работа , добавлен 12.10.2013


Производство изделий из композиционных материалов. Подготовительные технологические процессы. Расчет количества армирующего материала. Выбор, подготовка к работе технологической оснастки. Формообразование и расчет штучного времени, формование конструкции.

курсовая работа , добавлен 26.10.2016


Нормирование нагрузок на крыло. Проектирование полок и стенки лонжерона. Расчет геометрических параметров сечения лонжерона. Проектирование узла крепления подкоса к лонжерону. Технологический процесс формообразования и контроль качества конструкции.

дипломная работа , добавлен 27.04.2012


Выявление наиболее приемлемого материала и способа заделки лопасти ветротурбины карусельного типа из условия жесткости. Анализ перемещений в балках при изгибе. Расчет основных силовых факторов, возникающих в балке, в зависимости от типов закреплений.

дипломная работа , добавлен 04.12.2013


Подготовительные технологические процессы для производства изделий из композиционных материалов. Схема раскроя препрегов. Расчет количества армирующего материала и связующего, необходимого для его пропитки. Формообразования и расчет штучного времени.

курсовая работа , добавлен 15.02.2012


Расчет заклепок, соединяющих пояс и стенку лонжерона, нижней и верхней проушины, стойки и опасного сечения D-D вилки. Определение суммарной силы, действующей на болт. Нахождение координаты центра масс. Связь стыка с поясом и стенкой бортовой нервюры.

контрольная работа , добавлен 15.12.2013


Технология производства лонжерона крыла самолета РСМ-25 "Robust" из композиционных материалов с подкосом. Определение нагрузок, действующих на крыло, обеспечение прочности и устойчивости конструкции; силовое взаимодействие, требования к стыковым узлам.

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.

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 .

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.