Относительная масса топлива 3 страница

Проектировать и конструировать РВ целесообразно с использованием тех же методов, методик и конструктивно-технологических решений, что и несущий винт (НВ) вертолета, но следует учитывать специфику работы РВ [59].

Рулевой винт устанавливают на хвостовой балке вертолета
вне зоны вращения и по возможности вне интенсивного аэродинамического влияния несущего винта. При этом плечо рулевого винта
в общем виде

. (3.81)

Для легких вертолетов δ = 0,1…0,2 м.

Килевая балка у ряда легких (Е-1-Л1) и у всех сверхлегких
(Е-1-СвЛ) вертолетов отсутствует по причине упрощения (и облегчения) конструкции вертолетов и относительной малости тяги РВ.

Выбор расстояния РВ до хвостовой или килевой балки и анализ действия тяги РВ следует проводить в соответствии с рекомендациями работы [56], приведенными на рис. 3.17 для тянущих/толкающих рулевых винтов. Преимущественное распространение получил
толкающий РВ, так как потери силы тяги толкающего РВ в несколько раз меньше, чем тянущего [28]. Кроме того, исключается дополнительное динамическое нагружение хвостовой балки пульсирующим воздушным потоком, отбрасываемым рулевым винтом.

Рис. 3.17. Зависимость относительной потери тяги РВ от схемы
его расположения относительно хвостовой балки и параметров

Число лопастей рулевого винта приближенно может быть
определено по соотношению

. (3.82)

Коэффициент заполнения РВ

. (3.83)

Максимальный крутящий момент на валу НВ по модулю равен реактивному моменту, действующему на корпус вертолета [ 28 ]:

. (3.84)

В этом случае из условия балансировки вертолета на расчетных режимах полета тяга рулевого винта

. (3.85)

Приближенно , где ‑ нормальный взлетный вес вертолета. На режиме висения с учетом гарантированного обеспечения путевого управления при неблагоприятном направлении ветра принимают

. (3.85а)

Для обеспечения характеристик продольной балансировки и
устойчивости на вертолете можно использовать управляемый или неуправляемый стабилизатор. Стабилизатор имеет трапециевидную форму в плане и часто симметричный профиль в поперечном сечении. Его устанавливают на конце хвостовой балки в целях максимально возможного удаления от центра масс вертолета, а также для уменьшения вредного индуктивного воздействия НВ. Параметры (см. подразд. 3.4.1 и 3.5.2) и место расположения стабилизатора выбирают после проведения расчетов устойчивости и управляемости вертолетов с учетом статистического анализа прототипов. На этапах предварительного и эскизного проектирования принимают

. (3.86)

3.12.4. Выбор параметров фюзеляжа

Для легких вертолетов категории Е-1-Л1 силовой каркас фюзеляжа часто выполняется ферменной конструкции, к которой крепятся кабина летчиков, пассажиров и кресла, элементы системы управления, главный редуктор с несущим винтом, силовая установка,
хвостовая балка с рулевым винтом и полозковое шасси. Обшивка может воспринимать внешние (поверхностные аэродинамические и т.п.) нагрузки и передавать их на стержневую ферму или нет. Ферма воспринимает все виды нагрузок: внешние (массовые, аэродинамические, инерционные и др.) и внутренние (изгибающие и крутящие моменты, перерезывающие и продольные силы). В связи с тем, что обшивка часто не включается в силовую схему фюзеляжа, вырезы в ней не требуют значительных усилений.

Кабина должна иметь большую площадь остекления для
хорошего обзора экипажу во всех направлениях, минимальное лобовое сопротивление, большую вместимость и модульность конструкции для удобства ее снятия и установки, а также ремонта вертолета.

Хвостовая балка (ХБ) может быть выполнена ферменной или в виде тонкостенной дюралюминиевой трубы, или монококовой сборной конструкции из легких сплавов. Однако наиболее целесообразной следует признать моноблочную конструкцию, так как каждый стержень ферменной является источником колебаний, а в зонах
соединений – существенной нерегулярностью (концентратором). Применение для хвостовой балки монолитной трубы постоянного
сечения сопряжено с потерями в массе.

В связи с тем, что решение о создании легкого вертолета категории Е-1-Л1 может приниматься индивидуально, то выбор типа фюзеляжа (балочная, ферменная или смешанная конструкции) заключается в согласовании жесткости конструкции фюзеляжа с нагрузками в
каналах и элементах системы управления вертолета. Другие
рекомендации по выбору типа фюзеляжа определяются назначением вертолета.

Анализ статистики вертолетов показывает, что ферменная
конструкция фюзеляжа (как, например, на вертолетах Белл 47G-3В-1 и ²Алуэтт-II²) даже на небольших современных легких вертолетах не применяется (рис. 3.18). Вместо нее используется каркасная
конструкция со сравнительно толстой, слабо напряженной обшивкой, как на вертолете ²Газель², или конструкция с тонкой напряженной обшивкой, как на вертолете ²Пума².

Рис. 3.18. Эволюция фюзеляжей легких вертолетов
фирмы Аэроспасьяль:

1 ‑ вертолет ²Алуэтт II², совершивший первый полет 12 марта 1955 г.
(взлетный вес 1600 кгс, = 1,85 м²);
2 ‑ вертолет ²Газель², совершивший первый полет 7 апреля 1967 г.
(взлетный вес 1800 кгс; = 0,8 м²)

Балочная конструкция состоит из каркаса, работающей обшивки и силовых узлов. Каркас представляет собой два набора:
поперечный (шпангоуты и диафрагмы) и продольный (стрингеры, балки (лонжероны), элементы жесткости).

По статистическим данным, шаг нормальных шпангоутов большинства авиаконструкций составляет 450¼500 мм, стрингеров – 150¼200 мм, нервюр – 250¼350 мм. Для хвостовых частей
центральной части фюзеляжа и хвостовой балки шаг и длину
стрингеров показывают схемой распределения стрингеров.

Для вертолетов легкой весовой категории отношение длины
носовой части фюзеляжа (от носка до оси вращения НВ) к длине
фюзеляжа рекомендуется 0,36...0,4, а удлинение фюзеляжей ‑ 3,0...5,5, где — строительная высота фюзеляжа.

Для уменьшения лобового сопротивления фюзеляжа при угле атаки желательно наибольшее поперечное сечение
располагать на расстоянии от носа фюзеляжа.

3.12.5. Выбор параметров шасси

Взлетно-посадочные устройства (шасси) предназначены для обеспечения устойчивого положения вертолета при стоянке на земле и рулении, а также для поглощения кинетической энергии при посадке вертолета. К ним относятся основное шасси и хвостовая опора, которые могут быть снабжены жидкостно-газовыми амортизаторами. Амортизаторы совместно с пневматиками колес или рессоры полозкового шасси (см. подразд. 4.2) поглощают энергию ударных нагрузок, действующих на вертолет при посадке и передвижении его по земле. Хвостовая опора предохраняет лопасти рулевого винта и
хвостовую балку от удара о "землю" при посадке с большим углом тангажа. Обычно амортизаторы поглощают 65…75 % кинетической энергии удара, а 25…35 % – воспринимают пневматики.

Основные параметры шасси с носовым колесом (рис. 3.18):

- расстояние от переднего колеса до ЦМ вертолета …………… ;

- расстояние от колес главных опор шасси до ЦМ вертолета... ;

- база шасси….…………………………………………………… …… ;

- колея шасси……………………………………………………… ….. ;

- угол опрокидывания ………………………………………………... ;

- высота шасси ………………………………………………………… ;

- противокапотажный угол ………………………………………….... g.

Колея шасси влияет на величину противокапотажного угла и на характеристики «земного» резонанса. От «земного» резонанса можно отстроиться практически при любых значениях колеи шасси, используя амортизаторы с малой величиной усилия предварительной затяжки и демпферы вертикальных шарниров несущего винта.

Для исключения капотирования (переворачивания) вертолета
с поворотом относительно оси 1–3 (рис. 3.19) необходимо, чтобы

Рис. 3.19. Основные параметры колесного шасси с носовой опорой

наклон равнодействующей боковой силы и веса вертолета к поверхности посадочной площадки не превышал величину , т.е.

, (3.87)

где – коэффициент трения колес шасси о землю ( = 0,6¼0,8 для резины и сухого бетона с учетом неровностей поверхности); – высота центра масс (ЦМ) вертолета над землей.

Как правило, противокапотажный угол должен составлять 30¼40º. Для современного вертолетостроения характерно стремление уменьшить противокапотажный угол трехопорного шасси до
величины порядка 25¼30º, что соответствует .

При трехопорной схеме шасси величина определяется из
соотношения

. (3.88)

Если при проектировании шасси величина получается меньше, то переходят к четырехопорному шасси, заменяя носовую стойку двумя стойками, отнесенными от оси симметрии на расстояние 0,5· , чтобы угол соответствовал потребному. В этом случае
величина определяется из условия

. (3.89)

Типовые конструкции элементов опор колесного шасси легкого вертолета показаны на рис. П.8.1 – П.8.3 Приложения 8.

Выбор параметров полозкового шасси рассмотрен в подразд. 4.2.

В конструкциях вертолетов целесообразно располагать узлы крепления главных стоек колесного шасси, рамы шасси, поперечных балок или стоек полозкового шасси как можно ближе к силовым шпангоутам, к которым крепятся также узлы главного редуктора.

3.12.6. Выбор параметров трансмиссии легкого вертолета

Трансмиссия вертолета — это конструктивная совокупность элементов (агрегатов) кинематической связи маршевых (основных) двигателей с несущим (или ненесущим) винтом и другими потребителями мощности, включающая в себя агрегаты и системы, необходимые для обслуживания самой трансмиссии, а также приводы
других потребителей мощности.

Состав трансмиссии легкого вертолета (рис. 3.20):

– главный и промежуточный редукторы;

– редуктор РВ;

– соединительные и синхронизирующие валы с муфтами (эластичными, карданными, шлицевыми и др.) и их опоры;

– вентиляторы системы охлаждения масла;

– муфты свободного хода (МСХ);

– тормоз несущего винта.

Разрабатывают конструктивно-кинематическую схему трансмиссии легкого вертолета (рис. 3.21, см. рис. 4.20, 4.21 и рис. 2.9, 2.10). Затем выполняют предварительный проект конструкции трансмиссии (в частности, редукторов) (рис. 3.22). Параметры и характеристики трансмиссии вертолета определяют по полученным результатам предварительного проектирования.

Трансмиссия вертолета вместе с ее системами и установленными на ней агрегатами должна быть спроектирована и изготовлена так, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации в течение сроков службы ее критические отказы (приводящие к катастрофической
ситуации) на час полета не превышали заданную величину оценки вероятности отказа.

Рис. 3.20. Схема трансмиссии легкого вертолета "Хьюз-500»:

1 – главный редуктор; 2 – маслорадиатор; 3 – промежуточный вал;
4 – вал РВ; 5 – редуктор РВ; 6 – внутренний редуктор двигателя;
7 – выхлопное устройство

Рис. 3.21. Конструктивно-кинематическая схема варианта трансмиссии легкого вертолета

Рис. 3.22. Конструкция и компоновка трансмиссии и силовой установки легкого вертолета

3.12.7. Выбор схемы топливной системы вертолета

Топливная система (ТС) вертолета предназначена для размещения необходимого запаса топлива на вертолете и питания двигателей топливом на всех расчетных режимах их работы.

Состав типовой ТС легкого вертолета:

– внутренние (мягкие, жесткие) и/или внешние (накладные, подвесные) топливные баки;

– подкачивающие и перекачивающие насосы (типа ЭЦН-91Б);

– сигнализаторы давления (типа СДУ-2А-018);

– узел обратных клапанов;

– пожарный кран;

– электромагнитный кран включения струйных насосов;

– насосный агрегат; перекрывные и разделительный краны;

– основная магистраль питания двигателя;

– топливно-измерительная и управляющая аппаратура;

– сливные краны (для слива отстоя или невырабатываемого
остатка топлива);

– дренажные трубопроводы и дренажный бачок;

– заливная горловина (устанавливают на верхней стенке
топливного бака вертолета).

Принципиальную схему топливной системы легкого вертолета разрабатывают одновременно с другими системами силовой установки вертолета: масляной, дренажной и противопожарной, а также подсистемой подогрева топлива и охлаждения масла (рис. 3.23).

Типовая схема работы топливной системы легкого вертолета

При запуске двигателя топливо из бака подается при помощи подкачивающего насоса к микронасосу через фильтр и перекрывающий кран. Микронасос подает топливо под повышенным давлением к воспламенителям, которые впрыскивают топливо в камеру сгорания. Микронасос начинает работать при установке переключателя двигателей в положение "ВКЛ". Датчик давления включает сигнализатор (начала работы микронасоса) на приборной панели.
Через 5-7 секунд микронасос останавливается в связи со срабатыванием контакта реле, которое находится в коробке автоматики запуска двигателя. При этом сигнализатор выключается.

При достижении определенного давления, созданного микронасосом, открывается кран запуска, который замыкает цепь управления электроприводным
краном. Топливо через открытый кран подается к топливному насосу через
бортовую магистраль. Топливный насос повышает давление топлива и подает его через жиклер холостого хода и регулятор в инжекторное кольцо. При этом двигатель набирает обороты холостого хода.

Рис. 3.23. Схема систем силовой установки легкого вертолета

3.12.8. Компоновочная схема и общий вид вертолета

3.12.8.1. Центровка вертолета

По достижении допустимой погрешности вычисления взлетной массы, выбора параметров и характеристик вертолета, принятого критерия оценки его эффективности, подбора двигателя, а также
систем силовой установки, выполняется расчет центровки (определение координат х₀, у₀, z₀ центра масс) вертолета.

Центровкой достигается требуемое положение центра масс (ЦМ) вертолета на всех режимах полета, с учетом влияющих на положение ЦМ факторов (выгорание топлива, перемещение целевой нагрузки и т.д.). В учебном цикле предварительного и эскизного проектирования легкого вертолета расчет центровки проводится как минимум для трех случаев: при взлете с максимальной нагрузкой, при посадке с 5 %-м запасом топлива на борту и при стоянке пустого вертолета:

, , . (3.90)

Часто продольную центровку вычисляют по углу , образуемому осью НВ и линией, соединяющей центр втулки НВ с ЦМ вертолета (табл. 3.14, рис. 3.24):

. (3.91)

В табл. 3.14 приведена также схема значений положения ЦМ легкого вертолета для случаев нормальной, предельно допустимых передней и задней центровок.

Таблица 3.14

Диапазон центровок одновинтового легкого вертолета (схема)

Схема вертолета: одновинтовая с РВ	Центровка
Угол ЦМ (ЦТ)	Нормальная	Предельно допустимая
передняя	задняя
	-3º	-6º *	2º
* ‑ со стабилизатором (при )

Создание или составление соответствующих технических документов (масштабные эскизы центровки вертолета (рис. 3.24)), расчет центровки (центровочная ведомость (табл. 3.15 – продольная центровка) и др. являются частью объемно-массовой компоновки
(см. рис. 2.1 – 2.8, а также рис. 2.9 и 2.10).

Рис. 3.19 Масштабные эскизы центровки легкого вертолета

Рис. 3.19 Масштабные эскизы центровки легкого вертолета

Рис. 3.19. Масштабные эскизы центровки легкого вертолета

Рис. 3.19 Масштабные эскизы центровки легкого вертолета

Рис. 3.24. Масштабные эскизы центровки легкого вертолета

Таблица 3.15

Центровочная ведомость (схема)
Наименование агрегата	Масса агрегата , кг	Положение ЦТ по оси , м	Стати-ческий момент , кг·м	Положение ЦТ по оси , м	Стати-ческий момент , кг·м
Несущий винт: ‑ лопасти, ‑ втулка
Система управления: ‑ бустерная, ‑ ручная
Трансмиссия: ‑ главный редуктор, ‑ промежуточный редуктор, ‑ трансмиссионный вал
Рулевой винт: ‑ лопасти, ‑ втулка
Силовая установка: ‑ двигатели, ‑ воздухозаборники, ‑ системы СУ и т.д.
Топливная система
Фюзеляж: ‑ носовая часть, ‑ средняя часть, ‑ хвостовая часть, ‑ крепление редуктора, ‑ капоты
Шасси: ‑ главное, ‑ переднее, ‑ хвостовая опора
Электрооборудование
Оборудование: ‑ приборы в кабине, ‑ радиооборудование, ‑ оборудование кабин и т.д.

3.12.8.2. Компоновка вертолета

Компоновка вертолета включает в себя взаимную пространст-венную увязку его частей и агрегатов, их формы и конструктивно-силовой схемы с размещением двигателей, экипажа, целевой нагрузки, оборудования, приборов, снаряжения, систем и подсистем вертолета (рис. 3.25 – 3.29) (см. также рис. 2.4 – 2.8 и рис. 2.9, 2.10).

Компоновку необходимо рассматривать как три взаимосвязанных и выполняемых параллельно процесса: аэродинамическая компоновка; объемно-массовая компоновка; конструктивно-силовая
компоновка (см. подразд. 2.2).

Задача аэродинамической компоновки – определение оптимальной (рациональной) формы, размеров и взаимного положения частей вертолета, омываемых воздушным потоком, по критерию минимального аэродинамического сопротивления при расчетных случаях
эксплуатации вертолета (рис. 3.26).

Цель объемно-массовой компоновки – распределение пространства и расположение агрегатов и частей вертолета в границах
ожидаемых контуров вертолета; определение центровки для расчетных случаев эксплуатационной загрузки вертолета (рис. 3.27).

Назначение конструктивно-силовой компоновки (КСС) – создание такой КСС вертолета, которая при необходимых полезных объемах вертолета, заданной прочности и жесткости его конструкции, требуемой производственной технологичности изготовления и эксплуатационной эргономичности обеспечивала бы минимальную массу
конструкции проектируемого вертолета (см. рис. 3.28, 3.29).

Компоновка вертолета должна удовлетворять таким требованиям:

1) наличие необходимых объемов для размещения перевозимых грузов или пассажиров;

2) удобство посадки экипажа и пассажиров;

3) хороший обзор из кабины летчика;

4) возможность покидания вертолета при аварии;

5) возможность быстрой загрузки и выгрузки грузов и надежность их крепления;

6) удобный доступ к специальному оборудованию, а также
легкость его монтажа и демонтажа;

7) обеспечение сообщения между кабиной экипажа и пассажирским помещением (в многоместных вертолетах); возможность уменьшения габаритов посредством демонтажа или складывания лопастей и хвостовой балки с рулевым винтом при хранении вертолета в условиях ограниченных помещений;

Рис. 3.25 Общая компоновка легкого вертолета

Рис. 3.26. Аэродинамические компоновки легких вертолетов

а

б

Рис. 3.27. Объемно-массовая компоновка легкого вертолета:

а – распределение пространства кабины вертолета;

б – компоновка топливных баков

а

б

Рис. 3.28. Конструктивно-силовая компоновка легкого вертолета:

а – нижней части фюзеляжа; б – системы крепления двигателя

Рис. 3.29. Конструктивно-силовая компоновка узла крепления
лопастей к втулке НВ легкого вертолета

8) легкий монтаж и демонтаж двигателя и агрегатов трансмиссии и удобный доступ для их осмотра;

9) близкое к двигателю размещение маслобаков и радиаторов;

10) соответствие форм вертолета и его выступающих частей требованиям аэродинамики;

11) размещение топливных баков в допустимых пределах
относительно ЦМ вертолета;

12) размещение целевой нагрузки у ЦМ вертолета из условий обеспечения центровки в заданных пределах.

Крепление грузов на внешней подвеске или сбрасываемых
грузов должно производиться вблизи ЦМ вертолета.

Для обеспечения центровки (см. рис. 3.24) выполняют несколько
вариантов компоновок, добиваясь нужной центровки методом последовательных приближений.

Приступая к компоновке, необходимо иметь установочный
чертеж двигателя и чертежи (или данные) с указанием габаритных размеров (и массы) грузов и типового и специального оборудования с нанесенными на них центрами тяжести. Желательно знать также предварительные габаритные размеры главного редуктора и других агрегатов трансмиссии. Компоновка вертолета зависит от его схемы, назначения, типа, числа двигателей и многих других (конструктивно-технологических) факторов.

При выполнении компоновочной схемы вертолета особое
внимание уделяется обеспечению обзора из кабины экипажа. Обзор должен обеспечивать летчику возможность уверенной эксплуатации вертолета на всех этапах полета; он является важной характеристикой рабочего места летчика, определяющей безопасность полета и качество выполнения вертолетом целевых задач, и, как правило,
регламентируется нормативными документами. На рис. 2.4 в качестве примера приведены углы обзора из кабины летчика, принятые для пассажирских легких вертолетов за рубежом [47]. Для пассажиров вертолета достаточно обеспечить обзор вбок, вперед и частично нижней полусферы.

Дата добавления: 2014-11-29