148036 (Расчёт взлётной массы и компоновки вертолёта)
Описание файла
Документ из архива "Расчёт взлётной массы и компоновки вертолёта", который расположен в категории "". Всё это находится в предмете "транспорт" из , которые можно найти в файловом архиве . Не смотря на прямую связь этого архива с , его также можно найти и в других разделах. Архив можно найти в разделе "курсовые/домашние работы", в предмете "транспорт" в общих файлах.
Онлайн просмотр документа "148036"
Текст из документа "148036"
Введение
Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость.
Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов.
На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс.
Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематические расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем.
На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами
В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине "Проектирование вертолетов".
1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения
где - масса полезного груза, кг;
-масса экипажа, кг.
-дальность полета
кг.
2. Расчет параметров несущего винта вертолета
2.1 Радиус R, м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:
,
где - взлетная масса вертолета, кг;
g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с2;
p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,
=3,14.
Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p=280
м.
Принимаем радиус несущего винта равным R=7.9
Угловая скорость , с-1, вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости R концов лопастей, которая зависит от взлетной массы вертолета и составили R=232 м/с.
с-1.
об/мин.
2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках
2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:
, где Sэ=2.5
Рассчитывается значение экономической скорости у земли Vз, км/час:
,
где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.
км/час.
Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке Vдин, км/час:
,
где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.
км/час.
2.4 Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета:
,
,
где Vmax=250 км/час и Vдин =182.298 км/час - скорости полета;
R=232 м/с - окружная скорость лопастей.
2.5 Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:
при
при
2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:
,
,
,
.
2.7 Расчет заполнения несущего винта:
Заполнение несущего винта рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
;
.
В качестве расчетной величины заполнения несущего винта принимается наибольшее значение из Vmax и Vдин:
Принимаем
Длина хорды b и относительное удлинение лопастей несущего винта будет равны:
, где zл -число лопастей несущего винта(zл=3)
м,
.
2.8 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения:
,
где Sф -площадь горизонтальной проекции фюзеляжа;
Sго -площадь горизонтального оперения.
Sф=10 м2;
Sго=1.5 м2.
.
3. Расчет мощности двигательной установки вертолета.
3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке:
Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле:
,
где NHст - потребная мощность, Вт;
m0 - взлетная масса, кг;
g - ускорение свободного падения, м/с2;
p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м2;
ст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;
0 - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (0=0.75);
- относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения :
.
3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости
Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле:
,
где - окружная скорость концов лопастей;
- относительная эквивалентная вредная пластинка;
Iэ - коэффициент индукции, определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:
, при км/ч,
, при км/ч.
3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:
,
где дин - относительная плотность воздуха на динамическом потолке,
Vдин - экономическая скорость вертолета на динамическом потолке,
3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете
Удельная мощность , необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:
,
где - экономическая скорость у земли,
3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета
3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке равна:
,
где - удельная дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка Hст и рассчитывается по формуле:
,
0 - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения, значение которого зависит от взлетной массы вертолета m0:
при m0 < 10 тонн
при 10 25 тонн
при m0 > 25 тонн
,
,
3.5.2 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости равна:
,
где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,
- дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета Vmax :
;
3.5.3 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью Vдин равна:
,
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,
и - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета Vдин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:
,
.
;
3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете равна:
,
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,