Далин В.Н. Конструкция вертолетов, страница 3

Рассмотрим несколько примеров удачных решений из перечисленных основных агрегатов вертолета. Вертолет МП-500 (рис. 1.1.1) первоначально создавался как легкий военный вертолет для наблюдений и связи. Одной из дополнительных задач ставилась задача переброски четырех солдат на короткие расстояния. Особое впимание обращалось па простоту конструкции и низкую стоимость изготовления вертолета и его эксплуатации. Проектировщики применили очень лаконичнуто силовую схему фюзеляжа, состоящую из двух поперечных силовых шпангоутон, разделяющих фюзеляж на несколько отсеков: кабину для двух членов экипажа, отсек для полезной нагрузки (сидя иа корточках там помещались четыре солдата), топливный отсек в нижней части фюзеляжа, моторный отсек в хвостовой части и отсек редуктора несущего пинта.

Нетрудно заметить, что все сосредоточенные силы: тяга несущего винта, нагрузка от полозков шасси и т.п. — воспринимаются самым рациональным способом. Для вертолета Ка-50 силозая схема фюзеляжа представляет собой конструкцию в виде «ствола», образованного четырьмя плоскими поверхностями, пронизывающими фюзеляж по всей длине (э виде ствола), и расчлененного силовыми диафрагмами (шпангоутами) на ряд функциональных отсеков. Внешние обводы фюзеляжа (кроме хвостовой балки) не несут каких-либо нагрузок, кроме аэродинамических и инерционных от собственной массы, и могут легко видоизменяться. Такое решение позволило коренным образом упростить проблемы доступа к агрегатам при сборке, ремонте и обслуживании при обеспечении необходимой прочности и жесткости конструкции. Внедение испанским инженером Хуаном де ла Сиерва шарниров во втулку ротора (несущего винта) носило принципиальный характер.

В истории развития идеи вертолета именно это решение поззолило обеспечить реальные полеты на несущем винте при достаточно низких прочностных характеристиках имевшихся тогда материалов. Прогресс в материаловедении в последние годы позволил отказаться от подшипников качения, всегда ограничивающих долгозечность такого нагруженпого и ответственного агрегата, каким является втулка несущего винта. В качестве примера можно привести конструкцию втулки вертолета МП-500 (пластинчатые торсионы из высокопрочной стали) (рис.

1.1.2), втулку зертолета Во-105 (рис. 1.1.3), втулку вертолета Ми-28 с эластомерными подшипниками (рис. 1 1.4). 12 Рис. 1.1.4. Втулка вертолета Ми-2В« 1 — ступица (корпус) втулки; 2 — эластомерный подшипник; 3 — упругий элемен; 4 — пруэсинно-гидравлический демпфер; 5 — рычаг поворота лопасти; б — кольцевой упор; 7 — рамка; 8 — центробелсный ограничитель свеса Фирма «Камов» традиционно формирует силовые гидроусилители системы управления в виде одного общего модуля.

Такое решение позволяет упростить трассы гидросистем и повысить их надежность. Наиболее интересным конструктивным решением такого модуля является блок РС-60Ф для вертолета Ка-32А со сдвоенными бустерами в каждом канале управления (рис. 1.1.5). Предложение российского инженера Б.Я. Жеребцова сделать гидравлические стойки амортизаторов шасси вертолетов двухкамерными также носило принципиальный характер. Именно зто решение дало в руки конструкторов инструмент для решения проблемы «земного» резонанса (рис. 1 1.6).

1.2. ФОРМИРОВАНИЕ МАССЫ ЭЛЕМЕНТОВ КОНСТРУКЦИИ Одной из основных задач конструирования агрегатов является выполнение требований прочности, аэродинамики, технологии н эксплуатации вертолета. Масса конструкции агрегата условно формируется как сумма трех слагаемых: к ск кт А ю а ' где т,к — масса силовой конструкции; А т „, — масса конструктивно-технологическая; Ат, — масса элементов конструкции, определяемая требованиями эксплуатации (двери, окна, лаоки, грузовые трапы, пол кабины, аварийные выходы и т.п.).

В каркасных агрегатах доля массы Ь и + А и, достигает существенных значений — до 0,5 па„. Масса силовой конструкции формируется в соответствии с удовлетворением ряда требований: тск так+ Атау+ Ь™а с Ала + люк где ла,к — масса силовой конструкции, обеспечивающая ее статическую прочность (основная часть массы силовой конструкции); А т — масса, необходимая для устранения азроупругих явлений ау на соответствующих агрегатах вертолета (лопасти, фюзеляж, оперение, крылья); А и, — масса, необходимая для удовлетворения требований аэродинамики (обтекаемая форма фюзеляжа, зализы, обтекатели, убираемое шасси и т.д.); Ат — масса, определяемая Р допустимыми напряжениями для заданного ресурса; Ь т „— масса для обеспечения надежности работы агрегата (резервирование, >кертвенные детали, стопперы, сигнализация об отказах и т.д.) Рассмотрим основные способы минимизации массы силовой конструкции агрегатов, обеспечивающей статическую прочность.

За критерий оптимальной массы при расчете на статическую прочность принимается равнопрочность силовой конструкции. Эффективным практическим способом создания конструкции, приближающейся к равнопрочной, является конструирование на занижение нагрузки (0,9 от расчетной) и последующее проведепие испытаний конструкции на полные нагрузки и упрочнение отдель- ных разрушенных элементов конструкции. Конструктор, сознательно или подсознательно стремится более к повышению надежности, чем к минимизации массы конструкции. Завышение площади сечений происходит и вынужденно прн использовании стандартных профилей и унифицированных деталей. Весьма аффективным представляется метод повторного конструирования, т.е.

частичный пересмотр уже разработанного комплекта чертежей с целью облегчения конструкции. Исходными для его обоснования являются следузощие соображения: практически любая конструкция при повторной проработке может быть облегчена без радикальных ес изменений; в процессе конструирования происходит периодическое уточнение действующих нагрузок и запасов прочности па основе продувок н лабораторных испытаний и уточняются различные конструктивные связи; облегчение может быть проведено за счет повышения глубины проработки конструкции. МАССА, НЕОБХОДИМАЯ ДЛЯ УСТРАНЕНИЯ АЭРОУНРУГИХ ЯВЛЕНИЙ Рис. 1.2.1. Зависимость критической скорости Укв флаттера р от отношения частот— Р изг Несущий и рулевой винты, а также вспомогательныо несущие поверхяостн (крыло) и оперение должны быть проверены па флаттор.

Существуют три типа физических связей, взаимодействующих при флаттерж упругость, аэродинамические и инерционные силы. Критическая скорость ()г„„) зависит от близости частот колебаний, которые соответствуют степеням свободы, образующим данную форму флатгера. Чем ближе к единице отношение собствен- Ъ"чр пых форм колебаний, взаимодействующих прн флаттере, тем ниже У„. Типовая зависимость Ук флаттера от отношения частот собственных колебаний в двухсистемном (изгибнокругильпом) флаттере показана на рис. 1.2.1.

Видно, что существует некое подобие с явлени- О 1 2 р р ем резонанса, поскольку при равенстве частот или вблизи этой точки г' „„минимальна. Увеличить У ар можно за счет изменения одной из собственных частот колебаний, формирузощих флаттер, при сохранении постоянной другой частоты, причем изменяемая частота не обязательно должна увеличиваться.

На $' иэ флаттера существенное влияние оказывают инерционные и аэродинамические связи. Особенно неблагоприятно действует инерционная связь, когда центр тяжести (цт) располагается позади (по скорости потока) центра жесткости (цж). Укр Рис. !.2.2. Зависимость критической скорости Р флаттера от степени розбаланса центров тлскести и — вынос цт относительно цлс„ Ь вЂ” хорда профиля -О,з -О 2 "о 1 е 0 $ ОУЬ Перемещение оси ЦТ вперед по отношению к оси ЦЖ существенно повышает $'з флаттера. На атом эффекте основано действие весовой балансировки (противофлаттерный груз), используемой на крыльях, оперении и лопастях.

Примерная зависимость Ра от степени разбалансировки между осями ЦТ и ЦЖ показана на рис. 1.2.2. Результат влияния на Рнв полезной инерционной свлзи (балансировки) зависит от соотношения частот флаттерообразующих форм колебаний. Прн близости парциальных собственных частот влияние инерционной связи более эффективно, чем при их различии.