Относительная масса топлива 1 страница

При расчете массы топлива для полета на заданную дальность предполагается, что типовой полет совершается на высоте = 500 м с крейсерской скоростью при [28, 33]:

, (3.49)

,

где ‒ коэффициент, учитывающий 5 %-ный навигационный запас топлива, расход топлива на переходных режимах, а также запас
топлива на компенсацию возможных неточностей расчета, ≈ 1,12;
‒ удельный расход топлива при работе двигателей вертолета на крейсерском режиме, кг/кВт·ч; ‑ коэффициент дросселирования двигателей на крейсерском режиме, = 0,68…0,81; ‑ относительная взлетная мощность двигателей . В расчетах принимают: = 0,72…0,765; ;

, (3.50)

здесь ‒ удельный расход топлива (табл. 3.10) на взлетном
режиме вертолета; , , , ‒ коэффициенты, характеризующие изменение удельного расхода топлива в зависимости
от высоты и скорости полета, температуры окружающего воздуха
и степени дросселирования двигателя, соответственно:

.

Таблица 3.10

Удельные характеристики двигателей

Удельные характеристики	Двигатели
первого и второго поколений	современные	перспективные
γДВ, кг/кВт	0,27…0,34	0,15…0,25	0,14…0,16
, кг/кВт·ч	0,38…0,49	0,3…0,35	0,28…0,32

Для турбовальных ГТД легких вертолетов удельный расход
топлива может быть определен по формуле

. (3.51)

Принимая , зависимость (3.49) запишем в виде

. (3.52)

Для маломощных поршневых двигателей (ПД) вертолета удельный расход топлива может быть представлен зависимостью

. (3.53)

Относительная масса топлива может быть определена также
по статистической формуле, рекомендуемой [76]:

, (3.54)

где и – относительные километровый и часовой расходы топлива ( ‒ учитывает затраты топлива непосредственно для горизонтального полета на крейсерском режиме на заданную дальность
L, км; ‑ учитывает расход топлива на переходных режимах плюс 5 %-ный навигационный запас).

Для легких вертолетов с двигателями ТВД или ГТД:

= (0,25…0,3) ·10 ^‒3, = 0.06…0.08.

3.8. Относительная масса силовой установки

В соответствии с классификацией [52] относительную массу
силовой установки вертолета представим в виде

, (3.55)

где ‑ относительные массы двигателей с их системами и вспомогательной силовой установкой (ВСУ), несущего и рулевого винтов и трансмиссии, соответственно.

3.8.1. Относительная масса двигателей с системами и ВСУ

, (3.56)

где ‑ удельная масса двигателя, кг/кВт; ‑ коэффициент, учитывающий увеличение массы двигательной установки за счет систем: охлаждения, противопожарной, запуска, узлов крепления двигателей, масляных систем двигателей и главного редуктора, масла (кг/кВт); ‑ коэффициент, характеризующий увеличение массы силовой
установки топливной системой (ТС); ‑ относительная масса ВСУ (вспомогательной силовой установки), = 0,005…0,008 [28].

Удельные массы ряда поршневых двигателей приведены в табл. 3.11 [9] (см. также табл. 3.10).

Таблица 3.11

Марка двигателя
кг / л.с.	кг / кВт
ВАЗ 426	0,667	0,907
Lycoming Н10-360	0,7	0,952
Rotax 914F	0,53	0,721
Lom Praha M-332A	0,807	1,1
Lom Praha M-337	0,786	1,07
Hirt F-30	0,484	0,658
(См. также табл. П.6.1 Приложения 6)

Значения удельной массы турбовальных реактивных двигателей для легких вертолетов в зависимости от их взлетной мощности могут быть определены по формуле, полученной на основе
анализа статистических данных:

. (3.57)

Бóльшие значения удельной массы соответствуют вертолетам с маломощными двигателями, а малые – вертолетам с относительно мощными двигателями.

Для приближенного определения масс отдельных агрегатов
силовой установки (СУ) с ПД можно (для оценки коэффициентов и ) использовать следующие удельные массы агрегатов, отнесенные к номинальной мощности двигателя [47] (табл.3.12):

Таблица 3.12

Системы СУ	, кг/кВт
Рама двигателя с креплениями	0,034…0,047
вентилятор для охлаждения двигателя	0,030…0,041
капот двигателя и дефлекторы	0,027…0,041
система питания	0,058…0,084
система выхлопа и всасывания	0,020…0,034
масло- и бензопроводка	0,016…0,032
управление двигателем	0,011…0,016
система запуска	0,020…0,045

Для современных вертолетных турбовальных ГТД мощностью N » 500…800 кВт: » 0,2…0,24 кг/кВт; ≈ 0,04…0,05 кг/кВт [50];

= 0,07…0,09 ‑ для ТС с протектированными топливными баками; = 0,06…0,07 ‑ для топливной системы с применением гермоотсеков (кессонов); = 0,035...0,04 ‑ для гермоотсеков, масса которых обычно относится к массе планера [85].

3.8.2. Относительная масса винтов

, (3.58)

где ‑ относительные величины масс несущего и рулевого винтов вертолета:

(3.59)

где , ‑ относительные величины суммарных масс лопастей несущего и рулевого винтов;

, ‑ относительные массы собственно втулок НВ и РВ:

; (3.60)

; (3.61)

; (3.62

, (3.63)

где и – коэффициенты, учитывающие конструктивные особенности лопастей и втулки НВ; , , , ‑ коэффициенты относительных масс лопастей и втулки НВ, рулевого винта (РВ) и валов трансмиссии, соответственно; и – коэффициенты, учитывающие влияние числа лопастей несущего и рулевого винтов на массу втулок НВ и РВ; и – коэффициенты заполнения НВ и РВ; l и l_РВ ‑ удлинения лопастей НВ и РВ; ,
– относительные массы каждой лопасти НВ и РВ.

Значения коэффициентов и параметров в формулах (3.60) ‒ (3.63):

= (27…41)· R ^0,7, м^1,7/с² ‒ бóльшие значения для легких вертолетов весовой категории Е-1-Л1, а меньшие ‒ для категории Е-1-Л3;

= (1,54…2,34) · R ^‒0,65, с^0,7/м ‒ меньшие значения для легких вертолетов весовой категории Е-1-Л1, а бóльшие ‒ для Е-1-Л3); = 12,6...13,8 кг/м^2,7 ‒ для современных конструкций лопастей НВ со стальным трубчатым или дюралюминиевым прессованным
лонжеронами; = 11,5...13,6 кг/м^2,7 ‒ для композитных (стекло-,
углепластиковых) лопастей НВ [90]; = 1,2…1,3; = 1,3…1,5; = (1,7…2,3 ) · ‒ по статистическим данным [28, 50, 53, 55, 81]
(при предварительном проектировании принимают ≈ 2· ); , ; = 0,0527 кг/кН^1,35; = 1 и = 1
при и , = 1+0,05 ·( ‒ 4) при . Приближенно можно допустить, что .

Для выбора скорости вращения РВ принимают

.

3.8.3. Относительная масса трансмиссии

В общем виде масса трансмиссии

, (3.64)

где — относительные массы главного (ГлР), промежуточного (ПР), хвостового (ХР) редукторов и трансмиссионных валов (В) с муфтами, соответственно:

;	(3.65)
;	(3.66)
;	(3.67)
,	(3.68)

где = 7,8 м^1,4/с²; = 7,3 м^1/3/с²; = 6,7 м^0,6/с²; = 6,7 м^1/3/с² ‒
‒ коэффициенты относительных масс редукторов (ГлР, ХР, ПР) и трансмиссионных валов (В) легкого вертолета; = 0,19…0,21 кг/(Н·м)^0,8); = 0,15…0,35 кг/(Н·м)^0,8; = 0,137 кг/(Н·м)^0,8; = 0,06…0,085 кг^1/3·с⁴ / м ^7/3 (меньшие значения , и –
– для вертолетов категории Е-1-Л3, а бóльшие ‒ для Е-1-Л1) ‑ коэффициенты массы главных, хвостовых и промежуточных редукторов, а также трансмиссионных валов вертолетов одновинтовой схемы; ‑ угловая скорость * трансмиссионного вала к хвостовому или промежуточному редуктору **.

Коэффициент использования мощности при варьировании принимается для тех значений , Вт/Н, которые определяются соответствующими режимами полета (см. подразд. 3.4).

.............................................

* ‒ Определяют по статистике или принимают ≈ 314 1/с.

** ‒ Длина трансмиссионного вала равна ,
где – расстояние между осями НВ и РВ.

3.9. Масса оборудования

На основе регрессионного анализа статистических материалов по методу наименьших квадратов получена зависимость

кг, (3.69)

где – масса типового набора оборудования и взлетная
масса текущего приближения значений параметров проектируемого вертолета; в зависимости от назначения, класса и совершенства используемого оборудования на легком вертолете.

3.10. Анализ влияния удельной нагрузки НВ
на взлетную массу вертолета и его агрегатов

Вычисления по выбору параметров проектируемого легкого
вертолета и определению масс его агрегатов начинаются с установления взлетной массы вертолета в нулевом (подразд. 3.1),
первом (подразд. 3.2), третьем (подразд. 3.5) приближениях.

Затем строятся графики (рис. 3.12) зависимостей . По полученным графикам определяют и выбирают целесообразное значение удельной нагрузки p* на НВ.

В зависимости от заданных ТТТ и требований к ЛТХ вертолета возможны три варианта изменения функции (рис. 3.13):

1) функция имеет четко выраженный минимум;

2) функция монотонно убывающая;

3) функция монотонно возрастающая.

Для первого варианта функции решение очевидно:

определяет величину оптимальной удельной нагрузки .

Для вариантов 2 и 3 используют дополнительные условия:

ограничения по минимально допустимой и предельной удельным нагрузкам. При монотонно убывающей функции массы следует принимать , а при монотонно возрастающей ‑ .

Ограничения по минимально допустимым значениям удельной нагрузки при принятом заполнении НВ могут быть установлены по условиям: допустимого свеса h лопасти на стоянке; допустимого удлинения лопасти ; величины массовой характеристики лопасти, полученными в соответствии с данными, например, работы [85].

Рис. 3.12. Схема определения р* по величине m_0min
проектируемого легкого вертолета

Рис. 3.13. Возможные варианты изменения функции

Достаточность вычислений по числу приближений устанавливают путем сравнения реализованной () и заданной исходными
данными () погрешностей определения по выражению

. (3.70)

Расчетные значения параметров и относительных масс агрегатов вертолета заносят в таблицу (табл. 3.1) и на график (рис. 3.14).

Рис. 3.14. Характер зависимостей и

3.11. Выбор двигателя

Силовой установкой (СУ) вертолета осуществляется преобразование энергии сгорания топлива в механическую работу вращения НВ и РВ, привода различных агрегатов и аппаратуры. Основная часть мощности СУ (до 85...90 %) расходуется на привод НВ.

Привод силовой установки может быть механическим или
реактивным. Реактивный привод здесь не рассматривается, так как он пока не нашел широкого применения в вертолетостроении.

При механической передаче вращение от двигателя к несущему винту и другим элементам осуществляется с помощью трансмиссии.

На современных легких вертолетах с механическим приводом несущего винта силовые установки комплектуются в основном поршневыми или газотурбинными двигателями (см. подразд. 2.1, 2.2).

В состав типовой СУ легкого вертолета входят:

Двигатель(и) и системы СУ:

1) система запуска двигателя;

2) внешняя система питания двигателя топливом (баки, насосы подкачки, трубопроводы, краны-фильтры, заправочные устройства);

3) системы охлаждения (для поршневых двигателей);

4) системы всасывания воздуха (с учетом ПЗУ);

5) системы выхлопа (с учетом ЭВУ);

6) системы управления двигателями;

7) системы крепления двигателя и его капотов;

Основные требования к силовой установке легкого вертолета:

1) малый удельный вес СУ;

2) простота изготовления и ремонта;

3) легкий монтаж и демонтаж двигателя;

4) удобный подход к двигателю во время эксплуатации;

5) нормальное охлаждение двигателя на всех режимах полета
в расчетное время года (возможность регулирования охлаждения; уменьшение затрат мощности на охлаждение);

6) амортизация вибраций и колебаний двигателя преимущественно его системой крепления;

7) прочность силовых узлов и элементов крепления двигателя
в расчетных случаях нагружения согласно нормам прочности.

Особенности силовой установки вертолета предопределяются схемой, компоновкой, типом и конструкцией двигателя.

При выборе двигателя должны учитываться следующие показатели:

- удельная масса двигателя , кг/кВт;

- удельный расход топлива , кг_топл/кВт ч;

- надежность и долговечность;

- удобство эксплуатации;

- уравновешенность двигателя;

- равномерность крутящего момента на валу двигателя;

- приемистость двигателя, с;

- возможность запуска двигателя без нагрузки сопротивления
и инерции вращающихся масс частей вертолета;

- требования к топливу;

- стоимость двигателя.

Малые масса двигателя и удельный расход топлива (а также
минимальные шум и эмиссия) особенно важны для вертолета,
так как потребная энерговооруженность вертолета больше, а следовательно, и его силовая установка относительно тяжелее, чем у
самолета. При этом дальность, вследствие меньшего аэродинамического качества несущей системы вертолета и более ограниченного запаса топлива, также существенно меньше. Для справки: у вертолета ²Сикорский S-65² аэродинамическое качество = 4,5; у вертолета ²Боинг-Вертол V-114² ‑ = 3,9. У современных дозвуковых самолетов аэродинамическое качество = 15…18, у сверхзвуковых самолетов ‑ = 8...12.

Дата добавления: 2014-11-29