logo
4 Разд_3 (Тимченко)

Раздел 3. Выбор параметров легкого вертолета

К числу основных параметров вертолета, определяемых при его проектировании, относятся: взлетная масса (m0), удельная нагрузка на ометаемую площадь (p), диаметр несущего винта (DНВ), мощность двигателя (N) или энерговооруженность вертолета (Ñ), заполнение несущего винта (σ), окружная скорость концов лопастей ( ) или частота вращения НВ (n) [63, 64].

Выбор основных параметров вертолета проводится, прежде всего, из условия обеспечения заданных летно-технических характеристик (ЛТХ): грузоподъемности (mГР =  + ), дальности полета (L), статического (Нст) и динамического (Ндин) потолков, максимальной (Vmax) и крейсерской (Vкрс) скоростей полета, скороподъемности (Vу) вертолета.

При этом в зависимости от задания исходных данных различают прямую и обратную задачи проектирования.

В прямой задаче задают: mГР, L, Нст, Ндин, Vmax, Vкрс, условия полета, взлета и посадки.

В обратной задаче, возникающей при проектировании вертолета под заданный двигатель или при модификации уже созданного вертолета, масса m0 считается заданной, т.к. она однозначно предопределяется мощностью двигателей N при заданных Нст, Ндин и p. Искомыми характеристиками в этом случае являются при заданной дальности L или дальность L при заданной массе .

Параметры и характеристики проектируемого легкого вертолета должны удовлетворять заданным (ТЗ и ТТТ) общим, конструктивным, прочностным, технологическим, экономическим, эксплуатационным и другим (специальным) требованиям.

Согласованное, компромиссное удовлетворение этих и других требований традиционно выражается в виде уравнения баланса масс вертолета:

, (3.1)

где .

Зависимость (3.1) является одним из важнейших критериев оценки эффективности объекта проектирования – критерием минимума взлетной массы легкого вертолета (см. табл. 2.10, 3.1 и 3.15 (типовая весовая сводка вертолета)).

Если представить составляющие уравнения баланса масс (3.1)в виде зависимостей от проектных параметров (например, от удельной нагрузки (p = G0 max / SНВ) на НВ (см. рис. 2.11) [92]), то получим "уравнение существования" (3.2) вертолета.

При этом выражение для взлетной массы m0 легкого вертолета при варьировании удельной нагрузки имеет вид [27, 28, 29, 52]

, (3.2)

где  – относительные массы планера верто-лета, его силовой установки и топлива.

Зависимость (3.2) характеризует тенденцию изменения m0 при изменении удельной нагрузки на НВ. Полученные значения взлет-ной массы являются критериями оценки эффективности вертолета (минимум взлетной массы ) при конкретных его параметрах.

Структуры слагаемых и в уравнении (3.2) для вертолета одновинтовой схемы представляют следующим образом:

; (3.3)

; (3.4)

в уравнении (3.4):

; (3.5)

, (3.6)

где – относительные массы фюзеляжа, горизонтального оперения, шасси и управления;

 – относительные массы двигателя и систем силовой установки, винтов и трансмиссии, соответственно;

 – относительные массы лопастей и втулки несущего винта, лопастей и втулки рулевого винта;

 – относительные величины масс главного, промежуточного и хвостового редукторов и трансмиссионных валов вертолета.

Выбор удельной нагрузки p в качестве основного варьируемого параметра при определении взлётной массы m0 вертолета обусловлен ее влиянием на многие параметры и характеристики вертолета: размеры несущей системы и всего вертолета, вертикальную скорость снижения вертолета при планировании на режиме самовращения НВ, энергетическое качество, энерговооруженность вертолета, индуктивную скорость потока, производительность и себестоимость работ вертолета, часовой и километровый расход топлива и т.д.

Уравнение существования и критерий минимума взлетной массы считают основным условием выбора параметров проектируемого вертолета (на этапе технического предложения – аванпроекта).

Выбор параметров вертолета в объеме эскизного проекта проводится итерационным методом с использованием исходных данных общего (предварительного) проектирования, уравнения баланса масс и статистических материалов.

Форма записи исходных данных для общего проектирования легкого вертолета:

        1. Масса целевой нагрузки – …………... , кг.

  1. Масса экипажа – …………………….… , кг.

  2. Максимальная скорость – ………….… , км/ч.

  3. Крейсерская скорость – ……………… , км/ч.

  4. Скороподъемность – …………………. , м/с.

  5. Максимальная дальность полета (при нормальной взлетной массе) – ……..……………….. , км.

  6. Статический потолок – ……………...... , м.

  7. Динамический потолок – …………..… , м.

  8. Ресурс вертолета – ………………….... Т, л.ч.

  9. Номенклатура и габариты целевой нагрузки.

  10. Условия эксплуатации вертолета.

  11. Критерий оценки эффективности вертолета.

Ниже приведены зависимости для определения параметров, относительных масс агрегатов вертолета, силовой установки, топлива и соответствующих коэффициентов для проектируемого легкого вертолета одновинтовой схемы в последовательности их выбора.