Относительная масса топлива 2 страница

Вертолеты с одним двигателем примерно на 1/3 дешевле при покупке и примерно настолько же дешевле в эксплуатации. Однако вертолеты с двумя двигателями ГТД более безопасны, рассчитаны
в основном для полётов над водоёмами, горами и населенными пунктами, а также в условиях ограниченной видимости. Вертолёты
с двумя ПД в данное время созданы в единичных экземплярах.

Для полётов в зимнее время года, в облаках, по приборам
необходима противообледенительная система, которая только на некоторых легких вертолётах может устанавливаться как дополнительная опция.

Требование создания вертолета с большим статическим потолком приводит к необходимости применения двигателя большей
высотности и, как правило, большей мощности.

Ошибка в определении (занижении) мощности двигателя может привести к сезонности применения вертолета (вертолет будет способен висеть и взлетать вертикально только зимой).

3.11.1. Силовые установки с поршневыми двигателями

До 50-х годов поршневые двигатели были основным типом силового привода НВ вертолетов. Тогда газотурбинных двигателей (ГТД) для вертолетов еще не было создано, так как они находились в начале своего развития. В дальнейшем по ряду характеристик, в первую очередь по удельной массе, по величине мощности в одном агрегате, ГТД значительно превзошли поршневые.

В настоящее время ПД используются в основном на вертолетах легкой весовой категории Е-1-Л1 и Е-1-Л2, что подтверждается
статистическими данными и обусловлено рядом причин:

- отсутствием серийных ГТД относительно малой мощности (надежных ГТД мощностью, меньшей 250 л.с., практически нет);

- относительно небольшой потребной мощностью, передаваемой трансмиссией;

- сравнительно невысокой степенью редукции трансмиссии
из-за малого числа оборотов поршневого двигателя, что позволяет применять ременную передачу.

Отличительная особенность этих силовых установок на основе ПД: наличие системы охлаждения с вентилятором, муфты включения и муфты свободного хода, объединенных на некоторых вертолетах в один агрегат, а также трансмиссии с шарнирными и упругими сочленениями валов и редукторов.

В большинстве случаев используются ПД воздушного охлаждения, хотя не снят вопрос применения ПД водяного охлаждения.

Располагаемая мощность двигателя в силовой установке с
механической трансмиссией не полностью используется несущим винтом вертолета. Часть мощности двигателя (~5 %) расходуется на привод вентилятора, ~3...5 % ‒ на преодоление трения в редукторах и трансмиссии. У одновинтового вертолета часть мощности расходуется на привод хвостового винта (7...8 % ‑ на режиме висения
вертолета, 3...4 % ‑ на крейсерской скорости). КПД силовой системы привода одновинтового вертолета с ПД равен ~ 0,82...0,89.

Для обеспечения необходимой скорости вращения НВ общее передаточное число редукторов, понижающих обороты ПД в силовых приводах вертолетов с механической трансмиссией, равно ~7...14.

Для вертолетов с поршневыми двигателями (ПД) желательно иметь многоцилиндровые двигатели, у которых наименьшая степень неравномерности крутящего момента. Это способствует уменьшению крутильных колебаний и вибраций в трансмиссии вертолета.

Если в расчетном случае необходимо рассматривать нагружение при действии крутящего момента от двигателя, то эксплуатационное значение крутящего момента принимается равным

, (3.71)

где ‑ среднее значение крутящего момента двигателя при
установленной мощности; ‑ поправочный коэффициент, величина которого зависит от типа установленного на вертолете двигателя (табл. 3.13)

Таблица 3.13

Тип двигателя	Число цилиндров
Поршневой двигатель
5	1,5
Газотурбинный двигатель	‑	1,25

Конструкция двигателя с вертикальным расположением коленчатого вала является весьма желательной, так как она уменьшает
массу силовой установки за счет упрощения трансмиссии вертолета. Однако вертикальное расположение коленчатого вала "горизонтального" двигателя сопровождается ухудшением смазки его подшипников, усложнением установки вентилятора охлаждения и привода
рулевого винта, обеспечением нормальной центровки и т.д.

Трансмиссия и редукторы вертолета составляют значительную часть общей массы силовой установки. По статистическим данным масса трансмиссии легких вертолетов ( ≤ 2000 кг) составляет 50…120 % от массы двигателя (для вертолетов массой более 5000 кг масса трансмиссии примерно равна массе двигателя).

К массе двигателя на вертолетах относят массы всех укрепленных на нем агрегатов, необходимых для его работы, а также массу смазки в картере. Масса системы крепления двигателя (рамы двигателя) берется с учетом амортизаторов подвески двигателя. К системе управления двигателем относят пульт (ручки) управления в
кабине летчика и все элементы управления до двигателя. Система охлаждения состоит из вентилятора, капотов, радиатора (при
жидкостной системе охлаждения) и исполнительного органа регулирования охлаждения (см. Приложения 6 и 7).

Масса системы смазки силовой установки состоит из массы
следующих агрегатов: масляных баков, масляных радиаторов, арматуры, маслопроводов, дренажа, а также массы крепления этих агрегатов к фюзеляжу и массы масла, находящегося в системе смазки.

При предварительном и эскизном проектировании массу частей и агрегатов силовой установки можно выбрать по статистическим данным вертолетов с однотипными двигателями. Для некоторых
агрегатов и систем силовой установки можно использовать даже
статистические материалы по массе однотипной силовой установки самолета. В силовую установку входит много готовых агрегатов и
деталей, массы которых известны. Поэтому массу силовой установки можно вычислить достаточно точно.

Как видно, существенными недостатками силового привода на основе ПД являются: его большая масса, относительная сложность конструкции, высокая стоимость изготовления, большие затраты времени на уход и наземную эксплуатацию (особенно в условиях низких температур окружающей среды). К преимуществу ПД следует отнести небольшой расход топлива.

Установка двух двигателей на вертолет небольшой взлетной массы, имеющий удельную нагрузку на НВ 200 Н/м²,
нецелесообразна, так как удельная масса и расход топлива у маломощных двигателей выше, чем у двигателя двойной мощности.
Кроме того, усложняется конструкция систем силовой установки и возрастает ее стоимость [76].

3.11.2. Силовые установки с турбовальными двигателями

Первые вертолеты с ГТД несколько уступали вертолетам с ПД
в дальности и продолжительности полета из-за больших расходов
топлива. Однако экономичность современных и перспективных ГТД не ниже, чем у ПД. Поэтому характеристики дальности и продолжительности полета современных (в том числе легких) вертолетов
с ГТД значительно улучшились.

В настоящее время в силовых установках вертолетов легких
весовых категорий (Е-1-Л3 и Е-1-Л2) в основном используют двухвальные (со свободной турбиной) ТРД, которые по сравнению с ПД имеют меньшие габариты и массу, более просты и надежны в эксплуатации, обладают хорошей устойчивостью работы при небольших (в пределах 10...12 %) изменениях частоты вращения турбины.

Особенностью турбовального вертолетного двигателя по
сравнению с газотурбинным, применяемым в самолетной силовой установке, является то, что кроме газовой турбины, установленной на одном валу с компрессором, у него имеется вторая (свободная) турбина, расположенная сзади (по потоку газов). Свободная турбина закреплена на валу, не имеющем механической связи с валом
компрессора и первой турбиной (связь газовая). Выводной вал
свободной турбины через трансмиссию вертолета и редуктор связан с несущим винтом. Применение свободной турбины для привода
несущего винта позволяет: получить наивыгоднейшую частоту
вращения винта независимо от частоты вращения ротора компрессора двигателя, а также оптимальные расходы топлива при
различных условиях эксплуатации двигателя; облегчить раскрутку турбокомпрессора при запуске двигателя; исключить необходимость комбинированной муфты включения в силовой установке вертолета.

Газотурбинные двигатели обеспечивают:

- увеличение массовой (весовой) отдачи вертолетов;

- рост крейсерских скоростей полета;

- повышение относительной мощности силовой установки;

- упрощение эксплуатации, повышение надежности (например, запуска двигателя при низких температурах) и т.д.;

- облегчение установки двух двигателей и повышение безопасности полета.

К другим положительным качествам силового привода несущего винта от турбовального двигателя через механическую трансмиссию относятся: малая удельная масса двигателя; небольшие затраты мощности на охлаждение двигателя, так как не требуется специальной системы охлаждения; простота эксплуатации двигателя, особенно при низких температурах наружного воздуха; относительно
невысокий уровень вибрации вертолета вследствие высокой
балансировки роторов двигателя; улучшение аэродинамики вертолета (относительно малый мидель двигателя).

Недостатками такого вида силового привода НВ вертолета
являются: повышенная сложность и большая масса редуктора
вследствие большей степени редукции при передаче вращения от двигателя к несущему винту; сравнительно длительное время
приемистости двигателя (до 15 с), что ухудшает маневренность
вертолета; значительное влияние на работу двигателя окружающей среды (запыленность воздуха, влажность, температура и т.п.).

К основным требованиям, предъявляемым к турбовальным
двигателям, относятся: надежность и долговечность; высокая
экономичность; надежный запуск и заданная приемистость; низкий уровень вибрации и шума; малая масса и малые поперечные и
продольные размеры; простота и удобство эксплуатации и технического обслуживания; малая стоимость изготовления и ремонта.

Кроме выполнения перечисленных требований, тенденции
развития турбовальных двигателей (ТВД) проявляются в реализации следующих направлений [28]:

- большой срок службы в так называемых жестких (чрезвычайных, максимальных) условиях;

- способность устойчиво работать в режимах, близких к
максимальной мощности, в течение длительного времени и в
сложных метеоусловиях (дождь, снег) на малых высотах;

- защищенность от поражающих факторов для вертолетов
специального назначения;

- простота эксплуатации, не требующая высококвалифицированного технического персонала;

- наличие силовой установки, обеспечивающей живучесть и безопасность полета вертолета в случае отказа одного двигателя.

Последнее требование определяет количество двигателей силовой установки вертолета, которое должно быть = 2.

Двигатели ТВД имеют следующие преимущества перед ПД:

- небольшая удельная масса двигателя (в 2,5 раза меньше ПД);

- возможность некоторого использования тяги выхлопных газов ТВД для увеличения максимальной скорости полета (~2 %);

- отсутствие специальной системы охлаждения двигателя;

- большая надежность двигателя (меньше отказов);

- проще эксплуатация двигателя (особенно в зимних условиях);

- меньшие вибрации двигателя;

- меньший мидель;

- способность работать на более простом (тяжелом) топливе (керосин вместо бензина).

Недостатки ТВД:

- необходимость большей степени редукции в передаче
вращения от двигателя к винту (в 5 – 10 раз больше, чем при ПД);

- относительно большая длина двигателя, затрудняющая
компоновку вертолета;

- невозможность использования относительного уменьшения расходов топлива с увеличением высоты полета.

В сравнении с одновальным газотурбинным двигателем ТВД со свободной турбиной имеют весьма существенные преимущества,
в частности, в системе привода не нужны муфты включения и
сцепления, поскольку нет механической связи между несущим
винтом и валом компрессора двигателя.

При запуске и раскрутке ТВД свободная турбина сначала остается неподвижной (вследствие большой инерции НВ и тансмиссии);
горячие газы проходят сквозь лопатки свободной турбины, и лишь после того, как двигатель начинает устойчиво работать и развивать необходимую мощность, они начинают постепенно раскручивать свободную турбину, а вместе с ней трансмиссию и несущий винт.
В случае отказа двигателя система ²несущий винт — свободная турбина² может продолжать вращаться на режиме самовращения НВ.

У вертолета с ГТД (ТВД) массовая отдача выше вследствие
значительного уменьшения массы силовой установки, хотя масса трансмиссии несколько повышается из-за увеличения передаточного отношения. Большая равномерность работы ГТД обеспечивает
лучшие виброхарактеристики. ГТД не требует специального вентилятора для их охлаждения. Шум от вертолета с ГТД меньше, чем от вертолета с поршневым двигателем.

3.11.3. Выбор двигателя

Выбор двигателя при прямом проектировании осуществляется по максимальной величине потребной, удельной, приведенной
мощности (потребной энерговооруженности вертолета):

. (3.72)

Энерговооруженность является характеристикой вертолета,
использующего в качестве основного движителя воздушный
(несущий) винт, и выражается через отношение взлетной мощности силовой установки к взлетному весу аппарата:

. (3.73)

Энерговооруженность влияет на основные ЛТХ вертолета:
максимальную скорость, скороподъемность и маневренность.
При этом стремление к высокой энерговооруженности должно ограничиваться определенной (допустимой) переразмеренностью двигателей силовой установки.

Соответствие энерговооруженности условиям, отличающимся от международной стандартной атмосферы, обеспечивается учетом изменения мощности силовой установки в зависимости от высоты и скорости полета , степени дросселирования силовой установки и величины потерь мощности .

Следовательно,

, (3.74)

откуда , (3.75)

где ‑ номер приближения; ‑ число двигателей в силовой установке вертолета; ‑ приведенная мощность силовой установки, ; ‑ расчетное значение потребной взлетной
мощности одного двигателя.

Потребная мощность двигателя в большой степени зависит
от режимов полета вертолета. Располагаемая мощность двигателя
в рабочем диапазоне скоростей вертолета мало зависит от скорости полета. Разная зависимость располагаемой и потребной мощности от скорости полета позволяет, согласовав параметры двигателя и вертолета на режиме висения, иметь на остальных режимах полета запас располагаемой мощности. При этом если двигатель на режиме висения работает на взлетном режиме, то на остальных режимах
полета потребная мощность будет обеспечиваться при крейсерских режимах работы двигателя.

Обычно первый (максимальный) крейсерский режим, на котором продолжительность работы двигателя не ограничена, соответствует 0,75...0,80 взлетной мощности . Полет на крейсерском режиме может осуществляться в широком диапазоне скоростей. Интерес представляют два наиболее характерных режима: максимальной продолжительности, близкой к экономическому режиму полета,
и максимальной дальности, близкой к наивыгоднейшему режиму. Первый режим соответствует минимальному часовому расходу
топлива, а второй – минимальному километровому расходу.
Взлетный и номинальный режимы работы двигателя ограничены
по времени (соответственно ~5 мин и ~1 ч).

По данным [87], минимально потребная энерговооруженность составляет для средних вертолетов 0,015 кВт/Н. Однако надо полагать, что эти данные устарели и занижены, так как статистические материалы дают для легких вертолетов = 0,0250 кВт/Н.

На ранних стадиях проектирования значение позволяет определить по мощности и количеству двигателей взлетную массу вертолета и целевую нагрузку при заданной дальности или продолжительности полета.

Таким образом, требование эксплуатации вертолета на характерных режимах, при условии выполнения заданных ТТТ по , , , , , , , экстремума критерия эффективности
применения аппарата и соответствующих ограничений, позволяет выбрать двигатель силовой установки согласно зависимости (3.75).

Для этого на оси значений (см. рис. 3.12) откладывают значение , соответствующее экстремуму критерия эффективности
применения вертолета, и вычисляют значения его приведенной энерговооруженности и взлетной массы (см. рис. 3.13, 3.14)
соответствующего -го приближения, которые используют для
определения расчетного значения мощности двигателя.

Тип и марку двигателя выбирают из каталога двигателей или
других источников (см. Приложение 6). При этом учитывают габаритные и установочные размеры двигателя, расположение двигателя на вертолете-прототипе, удельные параметры (удельные массу
и расход топлива) двигателя и т.д. (см. Приложение 7).

Предпочтительным является установка на вертолет отечественных авиадвигателей, но в учебном процессе допустимо применять также двигатели иностранных марок, параметры которых указаны в описаниях (см. Приложение 6).

Если в каталоге приведены несколько типов двигателей с
одинаковыми или близкими мощностями и другими параметрами, то предпочтение следует отдать тому из них, который имеет наименьшие удельный расход топлива, массу и габариты, а также требует меньшего расхода воздуха.

Для получения необходимой мощности и/или категории "А"
легкого вертолета на него устанавливают два двигателя. Масса
силовой установки при этом будет несколько больше, зато увеличивается безопасность полета.

Для вертолетов с одним двигателем режим продолженного
взлета практически невыполним и потому не является характерным.

3.12. Определение параметров агрегатов легкого вертолета

Основными агрегатами и частями легкого вертолета одновинтовой схемы являются: несущий винт, рулевой винт, фюзеляж
(с хвостовой балкой), шасси, оперение, крыло, автомат перекоса,
система управления, трансмиссия, силовая установка, оборудование навигации, связи и контроля работы систем вертолета.

Выбор технических и геометрических характеристик агрегатов конструкции вертолета осуществляют после нахождения , , ,
выбора двигателя и определения по принятому критерию эффективности вертолета.

Летно-технические характеристики (ЛТХ) вертолета вычисляют по результатам аэродинамического расчета, являющегося составной частью общего проектирования. При этом величины вычисленных ЛТХ должны соответствовать исходным данным.

3.12.1. Максимально допустимый радиус НВ

Выполнение условия (3.70) включает проверку ограничения максимального радиуса лопасти на допустимый ее прогиб [28]:

. (3.76)

Если , то принимают = . Следует помнить и учитывать, что вычисляется для .

Максимальный радиус лопасти, ограничиваемый величиной ее относительного допустимого прогиба , определяют по формуле [85]

, (3.77)

где “ 0,0585 ” м^0,87/кг^0,435 – значение эмпирического коэффициента; ‑ коэффициент, который характеризует совершенство компоновки лопасти по величине минимального прогиба и зависит от конструкции лопасти с учетом материала лонжерона, распределения моментов инерции и погонных масс по длине лопасти. Примерные значения коэффициента следующие: для лопастей с дюралюминиевым прессованным лонжероном ≈ 0,353·10^-6 м²/кгс; для
лопастей из стеклопластика ≈ 0,388·10^-6 м²/кгс (согласно статистическим данным); – коэффициент (3.59); – относительный коэффициент тяги НВ:

, (3.78)

здесь - коэффициент тяги НВ при = 0 и = 220 м/с, (см. рис. 3.4).

В этом случае

, (3.79)

Зависимость от входящих в формулы (3.77), (3.79) параметров приведена на рис. 3.15.

Приведенные условия обычно оказываются определяющими при выборе радиуса НВ для вертолетов средней и большой грузоподъемности и, как правило, без особых специальных усилий (зачастую автоматически) выполняются для легких вертолетов, если лопасти и втулка НВ выполнены из металлических материалов. Композитные лопасти (выполненные, например, из стеклопластика) обладают меньшей жесткостью на изгиб из-за существенно (в два-три раза)
меньшего модуля упругости на растяжение/сжатие и вследствие
высокой податливости материала лопастей при их изгибе из-за
межслойного сдвига слоев стеклопластика.

Поэтому учет ограничения по максимальному радиусу НВ для современных легких вертолетов является необходимым.

Рис. 3.15. Максимально допустимый радиус НВ по величине допустимого прогиба лопасти НВ

3.12.2. Выбор параметров расположения несущего винта

Расположение НВ по длине вертолета определяют из условий обеспечения заданной центровки вертолета (см. подразд. 3.12.6).

По высоте вертолета расположение НВ следует задавать, прежде всего, из условия незадевания (незацепления) концами прогнутых вниз лопастей, хвостовой балки и/или расположенных на земле характерных предметов (в т.ч. людей).

Рекомендуемая минимальная высота втулки НВ над уровнем
посадочной площадки (Н_ВТ) для легких вертолетов составляет

Н_{ВТ min} ≥ 2,1…2,5 м. (3.80)

Превышение втулки НВ над фюзеляжем (рис. 3.16) определяется:

- углом отклонения рукава втулки вниз на упор центробежного
ограничения свеса (~1,5...2°) [28];

- статическим прогибом лопасти () [28];

- расстоянием по вертикали между концом невращающейся лопасти и хвостовой балкой конструкции вертолета [28].

Чтобы на крейсерском режиме полета продольная ось фюзеляжа вертолета была направлена по траектории полета (при этом ожидается наименьшее аэродинамическое сопротивление фюзеляжа), ось вала НВ располагают наклонной вперед на угол, равный 4...6° (рис. 3.16). Кроме того, фюзеляж вертолета может быть скомпонован так, что ось вала НВ будет отклонена от вертикальной оси вправо на 2...3°, если смотреть по направлению полета сзади (при вращении НВ по часовой стрелке при виде сверху на вертолет). Благодаря этому уменьшается крен вертолета вправо на висении и малых
скоростях полета, а также достигается вертикальный взлет вертолета с одновременным отрывом от земли обоих полозьев или основных стоек шасси (а приземление также на обе основные стойки шасси).

Выбор числа лопастей НВ, параметров лопасти НВ (форма
в плане, профиль и крутка) является компромиссным для различных эксплуатационных режимов полета вертолета и осуществляется из соображений оптимизации аэродинамических характеристик НВ
с учетом влияния аэродинамики фюзеляжа, рулевого винта, шасси, крыла и т.п. В процессе предварительного и эскизного проектиро-вания легкого вертолета эти и другие параметры НВ используют
для определения их влияния на массу и другие характеристики
вертолета.

Рис. 3.16. Расположение втулки и НВ над фюзеляжем

3.12.3. Выбор параметров расположения
рулевого винта и оперения

Дата добавления: 2014-11-29