Изчисляване на центробежната сила на носещото острие на хеликоптера. Основи на аеродинамиката на главния ротор. Дизайн на витлото

Размер: px

Започнете да показвате от страницата:

Препис

1 УДК: В.А. Грайворонски, А.Г. Гребеников I.N. Шепел, Т.А. Gamanukha Приблизителен метод за изчисляване на нормалните аеродинамични сили, разпределени по лопатката на ротора на хеликоптер. НЕ. Жуковски "KhAI" Въз основа на хипотезата за наклонени участъци се разглеждат въпросите за определяне на усилията, разпределени по лопатката на ротора, като се вземат предвид сжимаемостта и нестабилността. Ключови думи: острие, ротор, хеликоптер. Характерна особеност на потока около главния ротор при хоризонтален полет е наличието на променливи скорости, ъгли на приплъзване и ъгли на атака на елементите на основната роторна лопатка (НВ). Използването на схемата на носещата линия, както и разлагането на потока на напречни и надлъжни, за да се използва хипотезата за плоски участъци, е възможно при хоризонтална скорост на полета, която не надвишава 8 m / s. На фиг. е показан спектърът на потока около лопатката, разположен в задната част на диска при µ =, 46, от което следва, че ъглите на плъзгане по острието се променят значително. Фиг. Спектър на потока около лопатката на ротора Характерът на потока около лопатката на ротора по радиуса и азимута при ниска скорост на полета е показан на фиг. А, с голям на фиг. Б. Ъглите на плъзгане на секциите на острието се различават повече от 5 пъти. a Фиг .. Полета на скоростите на потока около основната роторна лопатка b 78

2 Таблица представени са стойностите на ъглите на плъзгане на потока при лопатката при относителни радиуси, 5 и, 9 за различни скорости на полета при азимути и 8. Таблица. Ъглите на плъзгане на потока при относителни радиуси V, km / h r =, 5 r =, С увеличаване на хоризонталната скорост на полета влиянието на зоната на обратния поток, където приплъзването също е значително, също се увеличава. Ако до скорости µ =, 4 зоната на обратния поток не променя значително величината на силите и моментите, тогава при високи скорости трябва да се вземе предвид неговото влияние. Най -голямата стойност на радиуса на зоната на обратния поток, без да се отчита o контролът на лопатката, съответства на азимута ψ = 7 и е равен на r µ. По този начин сечението на острието се движи наоколо от поток, който постоянно се променя по посока и величина. Това обстоятелство налага изчисляването на характеристиките на секциите на лопатките чрез общата скорост на съответния радиус, като се вземат предвид компресируемостта и нестационарността. Общата скорост в участъка се определя от въртенето на лопатката, движението на хеликоптера, движението на люлеенето на лопатката, индуктивния поток върху витлото, както и надлъжното центробежно движение по острието. Центробежният поток възниква поради граничния слой. Както е показано от числените изчисления, този поток няма значителен ефект върху потока около острието. На фиг. 3 показва диаграмите на ламинарните и турбулентните гранични слоеве. При турбулентен граничен слой радиалният поток практически липсва поради значителни тангенциални сили. Координатата x определя точка по протежение на хордата в свързана системакоординати. Например със стойност x =, 5 m и ω in = 5 rad / s, най -високата скорост от центробежната сила в ламинарен режим е Vr = .4 m / s, а в турбулентен режим, което е по -вероятно , то е десет пъти по -малко, т.е. този поток може да бъде пренебрегнат. Ориз. 3. Разпределение на радиалните скорости в граничния слой: турбулентна PS, ламинарна PS 79

3 Причината за радиалния поток в граничния слой може да бъде и разпределението на налягането по острието. Това може да доведе до преразпределение на аеродинамичното натоварване за силно натоварени витла. Базовата равнина за определяне на кинематичните параметри е проектната равнина на въртене на винта (фиг. 4). Ориз. 4. Кинематика на потока около лопатката в проектната равнина на въртене на ротора Кинематичната диаграма на скоростите в напречното сечение на лопатката е показана на фиг. 5. Фиг. 5. Скоростен триъгълник на сечението на острието Относителната скорост в проектната равнина на въртене при радиус r се определя от израза W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) =. () Вертикалната компонента на относителната скорост V y = λ r β. () Тогава общата относителна скорост в сечението (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) + λ + r β λ β = r В тези изрази се приемат известните относителни параметри: µ = V cos (α); λ = V sin (α) + υ; β = a sin (ψ) b cos (ψ). в в у. (3) При равнинен полет, относителни индуктивни скорости (4) 8

4 υ>; υ<. Определение этих скоростей может проводиться численными y методами, например методом дискретных вихрей, либо на основании дисковых теорий. Индуктивные скорости изменяются по диску НВ. Наиболее простой закономерностью является II гипотеза Глауэрта, согласно которой υ y = υ i ср (+ k cos ψ); где k коэффициент, учитывающий влияние относительного радиуса; 4 µ r k = 3 ; (5) µ, + λ υ i ср средняя по диску индуктивная скорость. Значения υ i ср и υ можно определить по дисковой теории В.И. Шайдакова . Для больших скоростей полета среднюю по диску индуктивную скорость можно определить по формуле CТ υi =, (6) ср 4 ξ µ где ξ коэффициент, учитывающий перетекание: ξ =,9,94. Параметры a,b,α в определяют в процессе аэродинамического расчета . Угол отклонения от оси х набегающего на сечение потока можно определить в зависимости от ψ согласно табл.. Угол атаки в текущем сечении это угол между хордой сечения лопасти и вектором скорости на бесконечности: () λ r β α e = ϕe cos δ + arctg (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ). (7) Угол установки сечения ϕ e зависит в общем случае от крутки лопасти и управления АП и РВ. Его можно определить по конструктивным и балансировочным параметрам: где ϕσ ϕe = ϕ,7 + B sin r k, D коэффициенты РВ и АП; (7, r) k a + k a cos(ψ) D δ (ψ) δ балансировочный угол отклонения АП в горизонтальном полете. B, (8) Расчет усилий на лопасти с учетом пространственного характера обтекания будем проводить по гипотезе "косых" сечений, т.е. несущим профилем лопасти считается сечение по местной скорости подходящего к лопасти потока. Определение геометрии таких сечений весьма затруднительно из-за крутки, 8

5 деформация на лопатката и особено в зоните на смяна на профила и в зоната на обратния поток. Сечението на острието се определя от локалните линии на течението, които се считат за праволинейни в сечението на острието и се отклоняват от нормалното сечение в едната или другата страна от ъгъл δ (таблица). Промяна в χ и δ в зависимост от азимута ψ, rad Израз за χ, rad δ, rad r cos (ψ) арктан µ + υ + r sin (ψ), χ< Направление потока на лопасти К концу ψ χ лопасти Таблица r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), χ < ψ + χ К комлю лопасти 3 r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), ψ + χ К комлю лопасти <χ< r cos(ψ) 3 arctg + + µ υ r sin(ψ), 5 К концу ψ χ лопасти <χ< При значении δ < профиль в косом сечении обтекается с носка, а при δ >от опашката. За съвременните хеликоптери промените в скоростта и ъгъла на атака в участъци с течение на времето достигат големи стойности: V & ma> ± m / s, & α ma> ± o / s. Това води до нестационарна промяна във всички аеродинамични параметри; има забавяне в разбивката. Движението на хеликоптера се различава значително от предвидените неподвижни характеристики. Аеродинамичните коефициенти във фиксиран момент от време ще се определят не само от стойностите на скоростта и ъгъла на атака в даден момент от време, но и от процеса на промяната им в предходното време. Естествено, по -отдалечените моменти във времето ще имат по -слаб ефект върху този процес. Характерът на зависимостите α & = f (t) и V & = f (t) също оказва значително влияние. Достатъчно надежден 8

6 няма зависимости по този въпрос, но има някои експериментални зависимости, които позволяват да се вземе предвид това явление. По -специално, в статията се описва метод за сближаване на експерименталните данни чрез три параметъра, които определят естеството на промяната в ъгъла на атака, което дава възможност да се преведат получените резултати в други условия. Данните от тази работа бяха използвани за определяне на коефициента на нормална сила на профила в нормални участъци и участъци по протежение на потока. В допълнение, нормалният коефициент на сила беше коригиран в зависимост от относителната дебелина на сечението и сгъваемостта. В процеса на предварително изчисление, кинематичните параметри в участъците на острието бяха определени съгласно горните зависимости. Като начални геометрични, кинематични и балансиращи параметри на хеликоптера Mi- се вземат: C =,; ω = 5,8 / s; а = 4,7; а = 5,7; в = ,; T V =, 35; D =, 7; k =, 4; ϕ 7 = 4. На фиг. 6 показва кинематичните параметри по азимут W и W P в седмия участък, както и ъглите на атака α и α и ъглите на конвенционално необезпокоявания поток δ и χ. w w P α ep 5 α e 6 e HB ep 3 8 w α e 8 w P α ep Ψ Фиг. 6. Кинематични параметри на сечението на острието в раздел "7" върху хипотезата за наклонени сечения; индексът "р" маркира параметрите според хипотезата за нормални участъци. Естествено, при всички азимути общата скорост W е по -голяма от скоростта W P, а ъгълът на атака по течението е по -малък от ъгъла на атака в нормалния участък. Ъглите на ориентация на общия поток δ и χ, които са по -чувствителни към движението на лопатките, се различават значително от простата хармонична промяна. На фиг. 7 показва промяната в ъглови и линейни ускорения в раздел "7". За конкретния случай на изчисление α & практически варира в диапазона 83

7 + - / s. Тази промяна е близка до първата хармоника. Линейно ускорение W & в диапазона от + - m / s. Посочените обстоятелства на значителна промяна както в ъгъла на атака, така и в общата скорост са причина за нестационарността на аеродинамичните характеристики. За съжаление, отделното влияние на тези два фактора върху аеродинамичните характеристики не е проучено. На фиг. 7 показва промяната в нормалното натоварване на потока според хипотезата за наклонени участъци и нормално 5 ẇ p α. P. ẇ α p Фиг. 7. Промяна на нормалната сила по азимут в раздел "7"; индексът "n" маркира параметрите според хипотезата W & и α & ъглово и линейно ускорение Ψ Тези данни са получени, като се вземе предвид нестационарността в ъгъла на атака. Натоварването според хипотезата за наклонени участъци е малко по -високо, отколкото според хипотезата за нормални сечения, особено в зоната на отстъпващото острие n ψ = ψ = 3 ψ = n ψ = Фиг. 8. Промяна на линейното натоварване по радиуса за азимут ψ = 3 и 84

8 Промяна в линейното натоварване по радиуса за азимут ψ = 3 и показано на фиг. 8. За азимут ψ = 3 нормалното натоварване и за двете опции за изчисление е практически еднакво. При азимута ψ = нормалното натоварване според хипотезата за "коси" участъци е по -високо, отколкото според хипотезата за нормални сечения. Това се дължи на едновременния ефект на промените в скоростта и ъгъла на атака върху линейния товар. Библиография. Основна теория на ротора. [Текст] Изд. A.K. Мартинова, М.: Машиностроене, 973. стр. Михеев С.В., Аникин В.Х., Свириденко Ю.Н., Коломенски Д.С. Посоката на развитие на методи за моделиране на аеродинамичните характеристики на роторите. [Текст] // Сборник от VI форум Рос ВО. М., 4.5 с. 3. Шайдаков, В.И. Теория на дисковия вихър на основен ротор с постоянно натоварване на диска. [Текст] / В.И. Шайдаков // Проектиране на хеликоптери: техн. Сб. научни. tr. // MAI, не. 38, М., стр. 4. ЦАГИ основни етапи на научната дейност, / М., Физматлит, с. 5. Баскин, В.Е. Нормална сила на основната секция на лопатката на ротора по време на динамично спиране. [Текст] / В.Е. Баскин, В.Р. Липатов // Трудове на ЦАГИ, кн. 865, стр. 6. Graivoronskiy, V.A. Динамиката на полет с хеликоптер. [Текст]: Учебник. Ръководство / В.А. Грайворонски, В.А. Захаренко, В.В. Чмовж. X.: Nat. космически космически не-ги. НЕ. Жуковски ХАИ, 4. 8 стр. 7. Фогарти, Л. Е. Ламинарен граничен слой върху въртящо се острие. / J. aeronaut Sei., Vol. 8, не. 3, 95. Постъпило от редакторите на метода на подходите за разработване на нормални аеродинамични червеи, лопатовидни червеи, безлопатен гвент, хеликоптер Приблизителен метод за изчисляване на нормалното аеродинамично усилие, разпределено върху лопатките на ротора на хеликоптера Въз основа на хипотезата за наклонени напречни сечения се разглеждат въпросите за усилието за дефиниция, разпределени върху лопатките на ротора със свиваемостта и нестабилността. Ключови думи: острие, ротор, хеликоптер. 85

Производство на MAI. Издание 92 UDC 629.735.45 www.mai.ru/science/trud/ Изчислителни изследвания на характеристиките на винтовете на опашния ротор с различни стойности на пълнене в режим на завиване при въртене на хеликоптера V.A.

УДК 69.7.07 В.П. Зинченко Влияние на върха на острието във формата на стрела върху аеродинамичните характеристики на главния ротор при високи скорости на полет на хеликоптер Изследователско и производствено сдружение "AVIA"

УДК 568 В. В. Тюрев, В. А. Тараненко Изследване на особеностите на потока от профили при нестационарно движение Национален космически университет на името на Н. Е. Жуковски „ХАИ“

УДК 69.735.45.015.3 (075.8) В. П. Зинченко Изчисляване на загубите на тяга от издухване на корпус на хеликоптер с основен ротор в режим на задържане Научно -производствено сдружение "Авиа" Режими на ховър и вертикално издигане

Електронно списание "Trudy MAI". Брой 45 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Числено моделиране на режимите „вихрови пръстени“ на основен ротор на хеликоптер. Макеев П.В., Шомов А.И. Анотация. С помощта

Производство на MAI. Брой 87 UDC 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ Изчислителни изследвания на вибрационни претоварвания на ротора, причинени от пулсация на тяговата сила, въз основа на вихровата теория Анимица В.А. *, Борисов Е.А. *,

НАУЧНИ БЕЛЕЖКИ НА ЦАГИ том XXXX 2009 1 УДК 629.735.015.3.035.62 УДК ВЛИЯНИЕ НА ДЪЛГО ВОРТЕКСНО СЪБЕЖДАНЕ ОТ НОСИТЕЛНИЯ ВИНТ НА ​​ХАРАКТЕРИСТИКИТЕ НА ПОЛЕТО НА БЛИЗКОТО СТРАННОСТ Р. М. МИРГАЗОВ, В. М. ШЕГЕ

УДК 69.735.0168.519.673 (045) А.И. Жданов, Е.П. Ударцев, А.И. Швец, А.Г. Щербонос Моделиране на динамиката на полета на въздухоплавателни средства при нестационарно движение Национален авиационен университет Въведение Определение

Централен аерохидродинамичен институт на името на проф. НЕ. Жуковски ЗА ВЛИЯНИЕТО НА БАЛАНСИРАНЕТО НА АКУСТИЧНИТЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НА ВИНТ НА ​​НОСИТЕЛ B.S. Крицки, Р.М. Миргазов Шеста всеруска конференция

Тема 3. Характеристики на аеродинамиката на витлата Витлото е перка с лопатка, задвижвана от двигател и е проектирана да генерира тяга. Прилага се на самолети

Електронно списание "Trudy MAI". Брой 38 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Софтуерен пакет за изчисляване на аеродинамичните характеристики на хеликоптери с основен и опашен ротор, базиран на нелинейни

Електронно списание "Trudy MAI". Брой 69 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Числено моделиране на смущенията между главния и опашния ротор на хеликоптер в хоризонтален плъзгащ режим на полет

CH E N Y E Z A P I S K I C A G И T o m X L I I UDC 53,56. ПОТОК В СЪседството на предния ръб на тънко крило в режим на силно взаимодействие Г. Н. ДУДИН А. В. ЛЕДОВСКИ

Производство на MAI. Брой 95 http://trudymai.ru/ УДК 629.735.45.015 Анализ на особеностите на работата на главния ротор с отрицателно изместване на хоризонталните съединения Борисов Е.А. *, Леонтиев В.А. **, Новак В.Н. *** Централен

УДК 629.7.016.7 П.И. Моцар, В.А. Удовенко Изчисляване на ъглите на атака на секциите на лопатките и аеродинамичните характеристики на ротора, като се знае разпределението на интензитета на вихровия слой, в рамките на метода на дискретен вихър

15.1.2. КОНВЕКТИВЕН ТОПЛОТОНСКИ ПРИ ПРИНАДЛИЧНО ДВИЖЕНИЕ НА ТЕЧНОСТ В ТРЪБИ И КАНАЛИ В този случай безразмерният коефициент на топлопреминаване, критерият Нуселт (брой) зависи от критерия на Грашоф (при

2014 НАУЧЕН БЮЛЕТИН МСТУ ГА 200 УДК 534.83: 629.735.45 ИЗСЛЕДВАТЕЛСКИ ШУМ НА ПРЕМЕСТВАНЕ ОТ НОСИТЕЛНИЯ РОТОР НА ХЕЛИКОПТЕР В ДАЛЕКОТО ПОЛЕ V.A. ГОЛОВКИН, Б. С. КРИЦКИ, Р. М. МИРГАЗОВ Представени са резултатите от изследването.

8 UDC 69.7.06: 69.7.018 E.D. Ковалев, канд. технология Науки, П.И. Моцар, В.А. Удовенко, канд. технология Науки МАТЕМАТИЧНИ МОДЕЛИ ЗА ИМОЛИРАНЕ НА ДИНАМИКАТА НА ПОЛЕТ НА ХЕЛИКОПТЕР НА СЛОЖЕН СИМУЛАТОР НА СПЕЦИАЛНИ И КРИТИЧНИ

Електронен вестник "Trudy MAI" Брой 55 wwwrusenetrud UDC 69735335 Връзки за ротационните производни на коефициентите на момент на търкаляне и наклон на крилото М. А. Головкин Резюме Използване на вектор

Отворена информация и компютърно интегрирани технологии 66, 4 UDC 69.75.45, 5.5 (75.8) A.G. Dibir, A.A. Kirpikin, N.I.

ЕКСПЕРИМЕНТАЛНИ ХАРАКТЕРИСТИКИ НА ШЛИВАНЕ XLIV 2 0 1 3 5 УДК 629.735.45.015.4 ИЗСЛЕДВАНЕ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ НА КАСАНЕ НА ХЕЛИКОПТЪР НА ПЪТНА ШАСС В РЕЗУЛТАТИТЕ ОТ ЕКСПЕРИМЕНТА НА ПОЛЕТА, С S. A. ALIMOV. A.

Хидромеханичен модул 1 1. Свойства на течността. 2. Външен и вътрешен проблем на хидромеханиката. 3. Масови и повърхностни сили. 4. Потенциалът на масовите сили. 5. Основният вектор и основният момент на хидродинамиката

ПРОЦЕДУРИ ЗА МИПТ. 2014. Т. 6, 1 А. М. Гайфулин и др. 101 УДК 532,527 А. М. Гайфулин 1,2, Г. Г. Судаков 1, А. В. Воеводин 1, В. Г. Судаков 1,2, Ю Н. Свириденко 1,2, А. С. Петров 1 1 Централна аерохидродинамика

74 ПРИЛОЖЕНА МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКА ФИЗИКА 11 T 5, N- 3

Министерство на образованието на Иркутска област Държавен бюджетен специалист образователна институцияИркутска област "Иркутски авиационен колеж" "ОДОБРЕН" Зам. Директор за SD GBPOUIO

UD 5394: 62972 Относно якостта на умора на лопатката на главния ротор на хеликоптер под действието на натоварване от вятър А. И. Братухина

СЪДЪРЖАНИЕ 3 Предисловие ... 11 ГЛАВА I ВЪВЕДЕНИЕ 1. Предмет на аеродинамиката. Кратък преглед на историята на развитието на аеродинамиката ... 13 2. Приложение на аеродинамиката в авиационната и ракетната техника ... 21 3. Основни

148 ПРОЦЕДУРИ НА МИПТ. 2012. Т. 4, 2 УДК 533.6.011.35 Т. Ч. Ву 1, В. В. Вишински 1,2, Н. Т. Данг 3 1 Московски физико -технологичен институт (Държавен университет) 2 Централен аерохидродинамичен

УДК 533.6.011 Математическо моделиране на процеси на разделен и непрекъснат поток около въртящи се самолети # 05, май 2012 г. Тихонова Ю.В. Студент, катедра „Динамика и управление на полета с ракети“

ПРИЛОЖЕНА МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКА ФИЗИКА. 28. Т. 49, N- 6 99 UDC 533.692 КОНСТРУКТИРАНЕ НА ПРОФИЛИ НА КРИЛО, ЯСНО ПРОТИВАНИ ОТ СТЪЖИМ ПОТОК В СПЕЦИФИЧЕН ОБЛАСТ НА АТАКОВИ ЪГЛОВИ О.С. Дунаева, Н. Б. Илински

Отворена информация и компютърно интегрирани технологии 62, 203 UDC 532.582.2 V.А. Захаренко Airfoil решетъчен поток при високи и ниски ъгли на атака Национален аерокосмически университет

Отворена информация и компютърно интегрирани технологии 44, 009 UDC 533.68 Т.А. Гамануха, А.Г. Гребеников, В.В. Тюрев Метод за определяне на аеродинамичните моменти, действащи върху транспортен самолет

Министерство на образованието и науката на Руската федерация Федерална държавна автономна образователна институция за висше образование професионално образование"Казански (Поволжки) федерален университет" ИНСТИТУТ ПО МАТЕМАТИКА

Известия на Челябинския научен център, кн. 3 (33), 26 ПРОБЛЕМИ НА МАШИННО СЪЗДАВАНЕ UDC 621.9 ИЗЧИСЛЯВАНЕ НА ДЕБЕЛИНАТА НА РАЗРЕЗАНИЯ СЛОЙ ПРИ ФРОЗОВАНЕ НА ПРОСТРАНСТВЕНО ТРУДНИ ПОВЪРХНОСТИ С КРАЧКА

ХЕЛИОГЕОФИЗИЧНИ ИЗСЛЕДВАНИЯ 2015 РЕЗУЛТАТИ ОТ ИЗСЛЕДВАНИЯ НА ГЕОФИЗИЧНИ РИСКОВЕ UDC 551.508.8 МОДЕЛ ЗА ПРЕДСКАЗВАНЕ НА ПРОМЕНИТЕ НА ИНТИВИЗИВНОСТТА НА ИНСИЦИТИРАНЕ НА ПРЕВОЗНАТА ХИЛОПЕТРОВА ВИНА Вземайки предвид движението на хеликоптера

ВЕСЦИ НАТСЯНАЛНА АКАДЕМИИ НАУКИ НА БЕЛАРУСИЯ 3 2014 СИВИ АГРАНСКИ НАУКИ УДК 621.929: 636 (476) Механика и енергетика И. М. ШВЕД 1, А. В. КИТУН 1, В. И. ПЕРЕДНЯ 2, Н. Н. ДЕДОКУН 1 М. КОЛЕН

UDC 622.7 Гравитационно разделяне V.I. КРИВОЩЕКОВ, канд. технология Наука (Украйна, Днепропетровск, Национален минен университет) ИЗСЛЕДВАНЕ НА ПОТОКА НА ЦИЛИНДРА ПО СТЕНА

04 НАУЧЕН БЮЛЕТЕН НА МСТУ ГА 00 УДК 553.65..3: 68.3: 69.7.05 ИЗЧИСЛЯВАНЕ НА НЕПОЛАДЕНИЯ САМОЛЕТЕН ПРОПЕРЛЕР, КОИТО СЕ ОТЧИТА НОМЕРА НА РЕЙНОЛД И СТЕПЕНТА НА НАМАЛЯВАНЕТО O.V. Б. С. ГЕРАСИМОВ KRITSKY Представен

UDC533.6.011.32 ИЗСЛЕДВАНЕ НА ВЛИЯНИЕТО НА НЕСТАНЦИОНАЛНИТЕ ПРЕКЪСВАЩИ ПОТОКИ ОКОЛО ЦИЛИНДЪР ЗА ВЪНШЕНИЕ НА ЛАТЕРАЛНИ СИЛИ А.А. Сергеева, Р.В. Сиделников Тази работа разглежда решението на нестационарна напречна

УДК 69.7.36 / 534 .. А.В. ИВАНОВ, кандидат на техническите науки, М.К. ЛЕОНТИЕВ, доктор на техническите науки MAI, Москва МОДАЛЕН АНАЛИЗ НА ДИНАМИЧНИ РОТОРНИ СИСТЕМИ Методи за модален анализ за решаване

32 УДК 629.735.33 Д.В. Тиняков ВЛИЯНИЕ НА ОГРАНИЧЕНИЯ НА РАЗПРОСТРАНЕНИЕТО НА КРИТЕРИИТЕ ЗА ЕФЕКТИВНОСТ НА КРАЙНИТЕ КРИЛА НА САМОЛЕТ

Държавен аерокосмически университет в Самара ИЗСЛЕДВАНИЯ НА ПОЛЯРИ НА САМОЛЕТИ ПРИ ИЗПИТВАНЕ НА ТЕГЛО В АЕРОДИНАМИЧНА ТРУБА Т-3 SSAU 2003 Самарски държавен аерокосмически университет V.

ПРАКТИЧЕСКИ УРОК по дисциплината "вентилатори на ТЕЦ" Задача Изчисляване на работното колело на помпата Изчислете работното колело на помпата за подаване на вода с плътност при излишно налягане на изхода p n и на входа p

S.V. Wallander ЛЕКЦИИ ПО ХИДРОАЕРОМЕХАНИКА Л.: Изд. Ленинградски държавен университет, 1978, 296 стр. Урокът обхваща следните въпроси: заключение обща системауравнения на хидромеханиката, пишеща тази система за различни

ЗА УСТОЙЧИВОСТТА НА ТАННОСТЕННА ЦИЛИНДРИЧНА ОБЛИЧКА С КРЪГЛИ РАЗРЕЗИ БЕЗ ТВЪРДИ РЪБИ ПРИ АКСИАЛНОТО СЪГДАНЕ МЕНШЕНИН Александър Аркадиевич Уляновски държавен университет Задачата на тази

12 юни 2017 г. Комбинираният процес на конвекция и топлопроводимост се нарича конвективен топлопренос. Естествената конвекция се причинява от разликата в специфичното тегло на неравномерно нагрята среда, извършена

ПРИЛОЖЕНА МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКА ФИЗИКА. 200. Т. 42, N-79 UDC 628.23 ИЗЧИСЛЯВАНЕ НА СИЛАТА НА ОСТРАНЕТО КАТО ОРТОТРОПНА ПЛОЧА НА ЛИНЕЙНА ПРОМЕНИМА ДЕБЕЛИНА В.И. Соловиев Новосибирски военен институт, 6307

ПРИЛОЖЕНА МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКА ФИЗИКА. 2002. Т. 43, N-1 45 УДК 532.5: 533.6 ПАРАДОКС НА ЪГЛОВИЯ РЪБ НА ПРОФИЛА В НЕСТАНЦИОНАРЕН ПОТОК Д. Н. Горелов Омски клон на Института по математика СО РАН, 644099 Омск

УДК 621.452.3 Ю. М. Темис, Д. А. Якушев, Е. А. Тарасова ОПТИМИЗАЦИЯ НА ЗАКЛЮЧВАЩАТА ВРЪЗКА НА ОСТРАНЕТО С КОМПРЕСОРНИЯ ДИСК Характеристиките на контактното взаимодействие във връзката

Теория и работни процеси 54 UDC 621.515: 438 V.P. ГЕРАСИМЕНКО 1, Е.В. ОСИПОВ 2, М.Ю. ШЕЛКОВСКИ 2 1 Национален аерокосмически университет на името НЕ. Жуковски ХАИ, Украйна 2 Сграда на газотурбина GPNPK „Заря Машпроект“,

UDC 629.127.4 V.V. Vel'tischev ОПРОСТЕНО ПРЕДСТАВЛЕНИЕ НА ГЪВЧИВ КАБЕЛ С ПРОМЕНИМА ДЪЛЖИНА ЗА МОДЕЛИРАНЕ НА ДИНАМИКАТА НА КОНТРОЛИРАН ТЕЛЕВИЗОР ПОДВОДЕН.

ЗАВИСИМОСТ НА АЕРОДИНАМИЧНИ ХАРАКТЕРИСТИКИ НА КРИЛА ОТ ПРОСТА ОБРАЗА В ПЛАН НА ГЕОМЕТРИЧНИ ПАРАМЕТРИ Спиридонов А.Н., Мелников А.А., Тимаков Е.В., Миназова А.А., Ковалева Я.И. Оренбургска държава

НАУЧНИ БЕЛЕЖКИ НА ЦАГИ том XXXVI I 6 3 УДК 69.735.45.5.3.35.6 СПЕЦИАЛНИ ФУНКЦИИ В ТЕОРИЯТА НА ВИНТОВЕТЕ В.В. ВОЖДАЕВ, В.С.

ИЗЧИСЛИТЕЛЕН ЕКСПЕРИМЕНТ ЗА ОЦЕНЯВАНЕ НА ВЛИЯНИЕТО НА ОБРАЗАТА НА РОТОРНО ОСТРАНЕ НА ХЕЛИКОПТЪР НА НИВОТО НА ШУМА В ДАЛЕКОТО ПОЛЕ V.A. Ивчин (Московски хеликоптерен завод Мил) А. А. Рижов, В. Г. Судаков, (ЦАГИ) Изчислителен експеримент

Топлинна физика и аеромеханика 013 том 0 1 УДК 69.735.33.015.3 Аеродинамични характеристики на модел пътнически самолет с хармонични трептения в ъгъла на търкаляне и наклон при високи ъгли на атака V.I.

Лекция 1 Движение на вискозна течност. Формулата на Poiseuille. Ламинарни и турбулентни потоци, число на Рейнолдс. Движението на телата в течности и газове. Самолетно крило подемник, формулата на Жуковски. L-1: 8.6-8.7;

90 УДК 69.735.33 V.I. Рябков, д -р. Науки, Н.Н. Мелник, В.В. Утенкова, канд. технология Научно ОПРЕДЕЛЯНЕ НА ОБЛАСТТА НА ОПАШКИТЕ НА ЕТАПА НА ПРЕДВАРИТЕЛЕН ДИЗАЙН, ВЗЕМАЩ ОТНОШЕНИЕ НА ОБРАЗА НА КРИЛОТО НА САМОЛЕТА

НАУЧНИ БЕЛЕЖКИ НА TSAGI Том XXXVI 2005 1 2 УДК 629.782.015.3 БАЛАНСИРАНЕ НА КАЧЕСТВОТО НА СИСТЕМАТА НА КРИЛОТО С ВИСОКИ СВЪРЗОВНИ СКОРОСТИ С. Д. Животов, В. С. Николаев Разглежда се вариационен проблем

ИЗЧИСЛЕНИ ИЗСЛЕДВАНИЯ НА АЕРОДИНАМИЧНИ ХАРАКТЕРИСТИКИ НА ТЕМАТИЧНИЯ МОДЕЛ НА СХЕМАТА НА ЛЕТНИЦИ „Летящо крило“ С ПОМОЩ НА СОФТУЕРНИЯ КОМПЛЕКС FLOWVISION S.V. Калашников 1, А.А. Кривощапов 1, А.Л. Митин 1, Н.В.

Лекция 3 Тема 1.2: АЕРОДИНАМИКА НА КРИЛОТО План на лекцията: 1. Попълнете аеродинамична сила... 2. Център на налягането в профила на крилото. 3. Момент на стъпката на профила на крилото. 4. Фокусът на профила на крилото. 5. Формулата на Жуковски. 6. Опаковане

МИНИСТЕРСТВО НА ОБРАЗОВАНИЕТО И НАУКАТА НА РУСКАТА ФЕДЕРАЦИЯ ----------- Федералендържавна бюджетна образователна институция за висше професионално образование Москва

ПРИЛОЖЕНА МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКА ФИЗИКА. 2011. Т. 52, N- 3 153 UDC 534.1 ДЪЛЖИЧНИ ВИБРАЦИИ НА ПЛОЧА, ПЛЕЩАНА ОТ ВИСКОСТНА ТЕЧНОСТ В КАНАЛ, ПРИЧИНЕНА ОТ ПРИЛОЖЕНИ ТРАНСВЕРСАЛНИ ВИБРАЦИИ НА ПЛОЧАТА

Термофизика и аеромеханика, 2010, том 17, 2 UDC 621.311 Определяне на аерохидродинамичните характеристики на лопатките на турбината с вертикална ос на въртене B.P. Хозяинов, И.Г. Държава Костин Кузбас

Компютърен симулационен модел на динамиката на главния ротор на хеликоптера Целта на създаването на симулационен модел е разработването на алгоритми за управление и методи за идентифициране на динамичното състояние на ротора в различни режими

МАШИНИ И МАТЕРИАЛИ НАУКИ БЮЛЕТИН ТОГУ 014 1 (3) УДК 6036: 60331 АД Ловцов, Н. А. Иванов, 014 ПРОЕКТИРАНЕ И ИЗЧИСЛЯВАНЕ НА РАМКАТА НА ЛЕКИ КОЛЕТНИ ВСИЧКИ СТАНДАРТИ С ИЗПОЛЗВАНЕ НА МЕТОДА НА ОКОНЧАТЕЛНИЯ ЕЛЕМЕНТ

ДЪРЖАВЕН КОМИТЕТ НА РУСКАТА ФЕДЕРАЦИЯ ЗА ВИСШЕТО ОБРАЗОВАНИЕ НИЖНИ НОВГОРОД ДЪРЖАВЕН ТЕХНИЧЕСКИ УНИВЕРСИТЕТ на името на Р. Алексеев

114 Аерохидромеханика TRUDY MIPT. 2014. Т. 6, 2 УДК 532.526.048.3; 532.527; 532.529 В. В. Вишински 1,2, А. А. Корняков 2, Ю. Н. Свириденко 2 1 Московски физико -технологичен институт (Държавен

29 УДК 629.7.023 А.А. ЦАРИЦИНСКИ ОЦЕНКА НА ВЛИЯНИЕТО НА ТОПЛИЧНАТА ДЕФОРМАЦИЯ НА СЪСТАВЕН ПАНЕЛ НА КОСМИЧЕСКА СЛЪНЧЕВА АКУМУЛАТОР НА СВЕТЛИНАТА Слънчевите батерии са основните източници на енергия

Национален технически университет на Украйна "Киевски политехнически институт" Катедра за устройства и системи за ориентация и навигация Методически указания за лабораторни работи по дисциплината "Навигационна

Изобретението се отнася до метод за определяне на напрежения на огъване при полет върху вала на ротора на хеликоптер с торсионна втулка на главния ротор. За да се определят напреженията, летателните характеристики се измерват със стандартни средства през цялото време на полета, от което се избират и систематизират значими параметри, определят се техните приближаващи функции, за да се получи крайната функция от зависимостта на напреженията в ротора вал върху избраните параметри на полета. техническа характеристика, изчислете натоварванията върху вала на ротора, като използвате математически модел, сигнализират, ако са надвишени. Осигурено е определяне на остатъчния ресурс и контрол на допустимото ниво на натоварване. 2 c.p. f-ly, 7 болен.

Изобретението се отнася до авиационната област, по -специално до системите за наблюдение на техническото състояние на самолета, а именно наблюдение на нивото на огъващи напрежения на главния вал на ротора на хеликоптер по време на полет, по -специално за лек многофункционален хеликоптер с шарнирни лопатки , например, хеликоптери: ANSAT, VK -117, EC -145.

Трансмисията е най -сложният елемент от дизайна на хеликоптера. Известно е, че най -големият процент от произшествия с хеликоптери (до 39%), според статистиката, е свързан именно с отказ на хеликоптерни блокове за предаване.

На етапа на разработване на системи за наблюдение най -важното е да се определят и установят диагностични признаци на техническото състояние на хеликоптерните трансмисионни блокове. Основната задача при разработването на система за мониторинг е да се установят прагови стойности на диагностичните показатели, при достигане на които трябва да се вземат подходящи решения за по -нататъшна безопасност на полета в експлоатация. Ако някой диагностичен знак е достигнал праговата си стойност, тогава се взема решение за ограничаване на ресурса, за смяна на извънредна част или за изключване на предавателния блок от работа. По правило по -голямата част от диагностичните признаци не се показват в пилотската кабина по време на полет. Техният анализ се извършва след приключване на полета. Въпреки това, някои особено критични диагностични признаци могат да се показват по време на полета, ако това се изисква от условията за безопасност.

През последните десетилетия обещаващи хеликоптери започнаха да използват така наречения главен ротор без панти, оборудван с безшевна втулка, при която функциите на хоризонталните, вертикалните и аксиалните панти се изпълняват от еластичен елемент от удължен тип - торсионна щанга. Основната част от конструкцията на торсионната лента е еластично деформируема секция. Наличието на шперплат от слоеве и прорези осигурява натоварването на торсионните потоци предимно в едноосно напрегнато-напрегнато състояние с напречно срязване и огъване, когато острието се люлее в равнината на въртене. Това дава възможност за намаляване на разходите за експлоатация на хеликоптера, но в същото време увеличава първоначалните разходи за проектирането и производството на такива конструкции. Следователно точността на предвиждането на товарене и съответно оценката на ресурса на носещата система на хеликоптера днес е една от ключовите задачи на хеликоптерната индустрия.

Валът на ротора се натоварва от сили и моменти от главината му и от въртящия момент, генериран на изхода на главната скоростна кутия. Дължината на главния ротор се определя от разположението, аеродинамичните и експлоатационните съображения.

Тъй като полутвърдата главина има по-голям огъващ момент в сравнение с основния, контролът на напреженията на огъване на главния вал на ротора на хеликоптер с хентов главина в полет е спешен проблем.

Известна система за наблюдение на натоварването на вала на ротора (патент на САЩ № 2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, дата на публикуване 09/02/2010, IPC G06F 15/00, G08B 21/00).

Метод за виртуално наблюдение на натоварване на основна роторна система на хеликоптер в съответствие с едно изпълнение на настоящото изобретение включва избор на поне един параметър на самолета по време на едно пълно завъртане на основния ротор. Изчисляване на коефициенти за получаване на набор от високочестотни сигнали от параметър на поне един самолет. Умножаване на всеки от множеството високочестотни сигнали по коефициент за получаване на множество анализирани сигнали. Оценка на натоварването на ротора въз основа на анализираните сигнали.

Здравна система на ротора в реално време в съответствие с едно изпълнение на настоящото изобретение включва сензорна система за измерване на натоварванията за получаване на данни. Модулът е направен с възможност за виртуален мониторинг на натоварванията за получаване на изчислени данни и откриване на неизправности в реално време и получаване на алгоритъм за изваждане на изчислените сигнали от измерените сигнали за получаване на стойности, които след това се сравняват със стандартните стойности, за да се получат стойности крайния резултат за състоянието на ротора.

Сензорите четат параметри като излитно тегло на въздухоплавателното средство, височина на плътността, скорост на ротора, скорост на въздушния поток, нормално ускорение, скорост на изкачване, въртящ момент на двигателя, ъгъл на наклон, ъгъл на търкаляне, скорост на наклон, скорост на наклон, ъглова скорост на търкаляне, отклонение в надлъжна посока, странично положение, положение на педала и набор от позиции на оборот на главния ротор. Векторите на дадените шестнадесет параметъра се умножават по дадените стойности на матрицата, която включва 10 реда и 16 колони, за да се получат десет коефициента (c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, и c10) за определяне на десет стойности на трептенията ... Стойностите на трептенията се умножават по коефициент, за да се получат усилени трептения. Ако векторите на вибрациите се означават като w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9 и w10, а коефициентите са c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, и c10, тогава изчисленият сигнал на срязващата сила на главния ротор ще бъде записан под формата:

L = c1 * w1 + c2 * w2 + c3 * w3 + c4 * w4 + c5 * w5 + c6 * w6 + c7 * w7 + c8 * w8 + c9 * w9 + c10 * w10

Амплитудата и фазата на срязващата сила се изчисляват чрез преобразуването на Фурие.

Известна система за събиране на данни, наблюдение и диагностициране на техническото състояние на задвижващи устройства на витла на хеликоптери (RF патент за изобретение № 2519583, публикуван 27.02.2014 г., IPC B64D 45/00), включително пиезоелектрични сензори за вибрации, които са инсталирани върху тялото най -малко един от задвижващите роторни блокове на хеликоптера и са разположени така, че да получават данни с пълнота, достатъчна за диагностициране на техническото състояние на части, възли от поне един задвижващ блок на ротор на работещ хеликоптер и бордови електронен блок. Електронният блок е свързан към изходите на вибрационните сензори и е направен с възможност за цифрова обработка на вибрационни сигнали, контрол и изпълнение на събиране, първична обработка и оценка на параметрите на сигналите от отделни сензори и / или техните комбинации, натрупване на сензорни данни и запазването им на външни и / или сменяеми носители, подходящи за компютърно отчитане, и вторична обработка в наземни условия. Увеличава се ефективността на събирането на данни, информационното съдържание на мониторинга и диагностиката на техническото състояние на задвижващите витлови пропелери на действащ хеликоптер.

Недостатъкът на тази система за управление е невъзможността да се направи недвусмислено заключение относно нивото на уморителни напрежения в хеликоптерните възли, включително вала на ротора, въз основа на вибрациите, измерени по време на полет. Също така недостатъкът е необходимостта от инсталиране на сензори и електронни блокове на хеликоптери, времето, необходимо за вторична обработка на данни в наземни условия.

Известен е методът за управление на хеликоптер (RF патент № 2543111, публикуван 27.02.2015 г., IPC В64С 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), който се състои в това, че по време на всеки полет , се следи действителната тяга на главния ротор на хеликоптера и Преди началото на експлоатацията на хеликоптера се събират първоначални данни за характеристиките на двигателите на електроцентралата в съответствие с формите и се събират първоначални данни за величината на тягата на главния ротор по време на контролното висене на хеликоптера. По време на цялата експлоатация на хеликоптера се събират и записват действителните данни за величината на тягата на главния ротор в режимите на висене на хеликоптера, статистическите данни за тягата на главния ротор се сравняват с първоначалните стойности с помощта на -стойност на бордови компютър, към монитора се генерира сигнал с помощта на бордов компютър за необходимостта от настройване на параметрите на двигателя до стойности, които осигуряват отклонение на тягата на ротора в рамките на 0,5% от първоначалната стойност. Регулирането на параметрите на двигателя се извършва или в автоматичен режим, или от обслужващия персонал на място. ЕФЕКТ: повишена ефективност на приложението на хеликоптер.

Недостатъкът на този метод на работа е невъзможността да се определи нивото на уморителни напрежения върху вала на ротора въз основа на получените резултати, тъй като уморите на напрежение върху него се определят от напрежения на огъване. Също така недостатъкът е необходимостта от инсталиране на сензори и електронни блокове на хеликоптери, времето, необходимо за вторична обработка на данни в наземни условия. Също така недостатък е необходимостта от събиране на първоначални данни за характеристиките на двигателите на електроцентралата в съответствие с формулярите и събиране на първоначалните данни за величината на тягата на главния ротор по време на контролното висене на хеликоптера преди започване на експлоатацията на хеликоптера.

Като най -близък аналог, патент на САЩ № 2011112806, публикуван. 2011.05.12, IPC G06F 17/10. Изобретението се отнася до метод за предоставяне на информация за критичното състояние на компонент на роторен кораб, включващ поне един двигател, задвижващ ротор, включително обтекател, вал и множество лопатки. Сензор за измерване на огъване и циклични натоварвания, действащи върху ротора на самолета, включва изчислителна единица, предназначена да изчислява а) текущата температура на лагера на основния роторен възел, използвайки първия изчислителен модел, б) прогнозиране на температурата на лагера, използвайки първия изчислителен модел и в) прилагайки натоварване към избран компонент на роторния възел, използвайки втори изчислителен модел, първият и вторият изчислителни модели са конфигурирани да изчисляват съответно прогнозната и текущата стойност на температурата на лагера и натоварването, действащо върху избран компонент въз основа на параметрите на контролния полет; и дисплейно устройство за показване на подвижен индикатор в един мащаб, който се задвижва от най -високата прогнозна температура на лагера и натоварването върху избрания компонент. Дисплеят показва друг подвижен индикатор, управляван от текущата температура на лагера.

Недостатъкът на прототипа е необходимостта от инсталиране на външни сензори, което създава определени трудности, тъй като конструкцията на серийни хеликоптери не е адаптирана към инсталирането на външни сензори, освен това в процедурите Поддръжкаи полеви ремонт, външните сензори не са напълно интегрирани с останалата авиационна техника; те изискват допълнителни ръководства и ръководства за техническа експлоатация и допълнителни обучени специалисти.

Целта на предложеното техническо решение е да се създаде метод за наблюдение на напреженията на огъване на вала на ротора през цялото време на полета (от излитане до кацане), за да се идентифицират повреди от умора на вала и да се предотвратят аварийни ситуации.

Техническият резултат е определяне на остатъчния ресурс и контрол на допустимото ниво на натоварване.

Техническият резултат се постига чрез факта, че методът за определяне на напрежения на огъване при полет върху главния вал на ротора на хеликоптер с торсионна втулка на главния ротор включва измерване през цялото време на полета чрез стандартни средства за наблюдение на летателните характеристики на хеликоптер, изчисляващ натоварванията върху главния вал на ротора, използвайки математически модел и сигнализиращ, ако те са надвишени, значителни параметри се избират и систематизират от броя на измерените работни характеристики, които имат пряко въздействие върху нивото на натоварване на вала на ротора, приблизително се определят функциите на значими параметри, за да се определи крайната функция на зависимостта на напреженията в вала на ротора σ (t) от избраните параметри на летателните характеристики, абсолютните стойности на скоростта на промяна на ъглите на завъртане на плочата в надлъжните и напречните посоки се добавят към крайната функция:

Предложеният метод дава възможност да се оцени нивото на натоварване на вала на ротора по всяко време на неговата полетна работа. Въз основа на използването на стандартни средства за наблюдение на параметрите на полет с хеликоптер, той позволява да се определи нивото на напрежения на огъване през цялото време на полета, да се използва за регистриране на ограниченията на полета и да се информира екипажът за превишаване на допустимото ниво на натоварване, като както и определяне на остатъчния живот.

В заявеното изобретение е направен анализ на условията за обосноваване на установяването на гранични стойности за особено критични диагностични характеристики, в примера за посочване на действителните напрежения на огъване на главния вал на ротора на хеликоптер с един ротор по време на полет. специално за хеликоптери ANSAT.

Същността на изобретението се крие във факта, че от броя на параметрите, наблюдавани по време на полет, се избират и систематизират тези параметри, които имат пряко въздействие върху нивото на натоварване на вала NV. Определят се приближаващите функции на значими параметри, за да се определи крайната функция на зависимостта на напреженията в NV вала от избраните параметри на LTH. Абсолютните стойности на скоростта на промяна на ъглите на завъртане на плочата в надлъжната и напречната посока се добавят към крайната функция.

Провежда се полетен експеримент. Изборът на критичния параметър се определя от текущите стойности на работните характеристики на хеликоптера (LTH). За тази цел на вала на хеликоптера е инсталиран тензодатчик и в реално време стойностите на напреженията σ ist (t), както и стойностите на параметрите на траекторията, измерени със стандартните средства за наблюдение на параметрите на полета на хеликоптер, са фиксирани във времето, например: надлъжният и напречен ъгъл на накланяне на крилото, общата стъпка на основния ротор, скоростта на хеликоптера, ъгъла на наклона на хеликоптера, ъгъла на наклона на хеликоптера, скоростта на промяна на ъгъла на наклона на плочата в надлъжни и напречни посоки и др.

Предварителният анализ избира параметрите на експлоатационните характеристики, които имат най -голям ефект върху напреженията върху вала NV, за които се начертават графики на промени в напрежението на вала в зависимост от стойностите на параметрите, записани със стандартните средства на контрола, а коефициентите на корелация се намират и оценяват, за да се филтрират параметрите на характеристиките на изпълнение.

Параметрите на траекторията на LTC с коефициент на корелация над 0,2 се избират като значими.

Конструират се приближаващи криви (зависимости на напреженията на вала на ротора от избраните параметри на летателните характеристики) и се съставя система от уравнения, за да се определи приближението на функцията за напрежение на огъване във времето σ calc (t):

и съответните тегловни коефициенти A1, A2, A3, ..., An са намерени.

Коефициентите A1, A2, A3 се намират чрез полиномиална апроксимация, използвайки метода на най -малките квадрати (за конкретен хеликоптер със специфични летателни характеристики).

Крайната формула има формата:

където Dprod е ъгълът на наклон на крилото в надлъжна посока,

Dpop - ъгълът на наклон на задвижващата плоча в напречна посока,

Dosh - общата стъпка на главния ротор,

X n - други значими параметри на летателната ефективност,

- абсолютната стойност на скоростта на промяна на ъгъла на завъртане на крилото в надлъжна посока,

- абсолютната стойност на скоростта на промяна на ъгъла на завъртане на крилото в напречна посока.

Изчисляването на напрежението на огъване на вала на ротора на хеликоптера се извършва в реално време през цялото време на полета в изчислителната единица на бордовия компютър въз основа на програмираната програма. При надвишаване на безопасното ниво на напрежение пилотът се алармира и изчисляването на консумирания ресурс в часове започва по формулата:

където Pr е повредата, причинена от нивото на напрежение, надвишаващо безопасното;

Пт. - щети на час при типичен полет, взети при изчисляване на ресурса за нормални условия на работа.

Повредите, причинени от нивото на напрежение, надвишаващо безопасния Pr, се определят по следния метод:

За всяко ниво на натоварване, надвишаващо безопасното, като се използва кривата на умора (кривата е взета от резултатите от изпитването на умора на главния вал на ротора), се определя съответният брой цикли до повреда (Ni);

Увреждането, причинено от нивото на напрежение, надвишаващо безопасния Pd, се определя като съотношението на броя на циклите на това ниво към броя на циклите до повреда (Ni).

Така след всеки полет се изчислява консумираният ресурс на главния вал на ротора. Ако максималното ниво на натоварване не е надвишено, тогава консумираният ресурс на главния вал на ротора е равен на действителното време на полет; ако нивото на безопасно натоварване е превишено, тогава времето, определено по описания по -горе метод, се добавя към действителното време на полета.

Тъй като винаги има процедура за измерване, необходима за получаване на надеждна информация за всяка диагностична характеристика, съответно е необходимо също така да се вземат предвид неизбежните грешки при измерването за всяка диагностична характеристика. Тогава решението за превишаване или превишаване на неговите гранични стойности също трябва да се вземе, като се вземе предвид горната (или долната) толерантност на областта на граничните състояния.

Трябва да се установи определена пределна стойност на σ CR, превишаването на която води до бързо изчерпване на износоустойчивостта на вала на ротора и евентуалното му разрушаване през следващото време на полета. Тъй като този параметър или диагностична функция е особено критичен, е необходимо да се покаже текущата му стойност в кабината. Нека обозначим като - допустимо със стойността на индикатора на текущата измерена стойност σf.

Действителната текуща стойност на σph може да бъде представена като сума:

където mσ - очакваната стойностнапрежения на огъване в най -натоварената секция на вала на ротора в разглеждания режим на полет, Δσ е отклонението на действителната стойност на σf от нейното математическо очакване.

Описание на изпълнението на изобретението

Практическо определяне на параметри, влияещи върху нивото на натоварване на вала.

1. Бе проведен полетен експеримент на хеликоптер с еднороторна ANSAT схема, по време на който стойностите на натоварванията при огъване бяха измерени в определен интервал от време с помощта на тензодатчик, монтиран на главния вал на ротора. Експерименталната зависимост σ ist (t) е показана на фиг. 1 (крива 1). Тази зависимост е получена за типичен режим на полет, който включва следните режими:

а) Завиване (включително завиване на курсора на мишката)

б) Овърклок

в) Ниски скорости на земята

г) Изкачване

д) Хоризонтален полет с различни скорости

е) завои

ж) Моторно планиране

з) Спиране

По време на полета следните параметри на траекторията бяха измерени във времето с помощта на стандартните средства за управление на хеликоптера.

1. Скорост, мерна единица км / ч.

Той беше измерен с устройството "Индикатор на скоростта USVITs-350 с цифров изход". Грешката в изхода на цифровия сигнал на текущата посочена скорост при нормални климатични условия при номиналните стойности на входните сигнали не надвишава ± 6 km / h.

2. Височина, мерна единица m.

Измерено от устройства:

- "Индикатор за височина VMC -10" - механичен висотомер с цифров изход. Грешката в цифровия сигнал за относителната височина на полета, промяната на показанията с атмосферното налягане, зададено на измервателния уред от 760 mm Hg. (1013 hPa) при нормални климатични условия, в зависимост от надморската височина, е: от ± 10 m (на височина Ohm) до ± 30 m (на височина 6000 m);

-"Радиовисотомер A-053-05.02"-радиолокационна станция с непрекъснато излъчване на честотно модулирани радиовълни. Грешка при измерване на височина при полет над всякаква гладка повърхност (тип писта) с хоризонтална скорост до 120 m / s и вертикална скорост не повече от 8 m / s при ъгли на търкаляне и наклон до ± 20 ° в диапазона на височината от 0 до 1500 m при 95% измервания на височината, m: чрез цифров изход 0.45 или ± 0.02N (което от двете е по -голямо).

3. Ъгъл на преобръщане и ъгъл на наклон на хеликоптера, градуси.

Той се измерва с устройството "Aviogorizont AGB -96D" - той дава сигнали за хвърляне и наклон на хеликоптера. Грешката на индикатора на позицията при ролка и стъпка на вибрираща основа е не повече от ± 2,5 °.

4. Позицията на контролите, мерната единица е градуси.

Измерва се от устройството "Потенциометрични двуканални сензори за положение на органите за управление DP-M". Грешка при измерване ± 30 ".

5. Положение на изходните връзки (пръти) на кормилните задвижвания (ъглите на накланяне на крилото в надлъжната и напречната посока) RP-14, мм.

Измерва се с устройството "Потенциометрични сензори MU-615A серия 1". Грешка при измерване на ъгъл при нормални условия: ± 2% от номиналния диапазон на измерване.

6. Ъглови скорости, рад / с.

Измерено от устройството "Блок първични информационни сензори BDPI -09" - предоставя информация за проекциите на векторите на ъглова скорост и линейно ускорение.

Фигури 2-7 показват зависимостта на напреженията върху вала на ротора от измерените параметри. Списъкът с дадените параметри не се ограничава до дадените параметри и зависи от конкретния хеликоптер.

По време на експеримента с времето бяха измерени следните параметри:

σ (t) - стойността на напрежението на огъване във времето, измерено чрез тензодатчик на вала,

Dprod (t) - ъгълът на наклон на задвижващата плоча в надлъжна посока,

Dpop (t) - ъгълът на наклон на крилото в напречна посока,

Dosh (t) - обща стъпка на главния ротор,

V (t) - скорост на хеликоптер,

f t (t) е ъгълът на наклона на хеликоптера,

f to (t) - ъгълът на преобръщане на хеликоптера.

Коефициентите на корелация се определят за всеки параметър

Всички параметри (коефициент на корелация> 0,2) бяха избрани като значими и за тях бяха изградени приближаващи криви и бяха съставени уравнения за всеки момент във времето и за всеки параметър:

Според избраните значими параметри крайната формула приема формата:

Коефициентите A1, A2, A3, A4, A5, A6 се намират чрез решаване на матричното уравнение:

Изчислените стойности на напрежението на огъване са показани на фигура 1 (крива σ calc (t)).

Предложеният метод дава възможност да се оцени нивото на натоварване на вала на NV във всеки момент от работата му. Въз основа на използването на стандартни средства за наблюдение на параметрите на полет с хеликоптер, той позволява да се определи нивото на напрежения на огъване през цялото време на полета, да се използва за регистриране на ограниченията на полета и да се информира екипажът за превишаване на допустимото ниво на натоварване, като както и определяне на остатъчния живот.

1. Метод за определяне на напрежение на огъване при полет на главния вал на ротора на хеликоптер с торсионна втулка на главния ротор, включително измерване през цялото време на полета чрез стандартни средства за наблюдение на летателните характеристики на хеликоптера, изчисляване на натоварванията върху основния роторния вал, използващ математически модел и сигнализиране при излишък, характеризиращ се с това, че от броя на измерените експлоатационни характеристики се избират и систематизират значими параметри, които имат пряк ефект върху нивото на натоварване на главния вал на ротора, като приближаващите функции на значимите параметри са се определят, за да се определи крайната функция на зависимостта на напреженията в основния вал на ротора σ (t) от избраните параметри на летателната ефективност, абсолютните стойности на скоростта на промяна на ъглите на завъртане на плочата в надлъжната и напречната част към крайната функция се добавят указания:

2. Методът за определяне по време на полет на огъващите напрежения върху главния вал на ротора на хеликоптер с торсионна втулка на главния ротор съгласно претенция 1, характеризиращ се с това, че за определяне на значимостта на параметрите на работа, зависимостите на напреженията от главният вал на ротора по избраните параметри се конструира и коефициентите се изчисляват и оценяват корелацията.

3. Метод за определяне на напрежения на огъване при полет на главния вал на ротора на хеликоптер с торсионна втулка на главния ротор съгласно претенция 2, характеризиращ се с това, че значимостта на параметрите се определя от стойността на корелационния коефициент> 0,2.

Подобни патенти:

Изобретението се отнася до областта на машиностроенето, главно до самолетостроенето, и по -специално до метод за определяне на физическото и механичното състояние на лопатките на ротора на турбината високо налягане(TVD), по -специално напрегнатото състояние на острието.

Изобретението се отнася до техническата диагностика на трансмисии на хидравлична мощност на самоходни машини. Методът за оценка на качеството на работата на хидравличните съединители при превключване на предавки на хидрофиксирани скоростни кутии се извършва без прекъсване на потока на мощност в предавките при тяхното превключване.

Изобретението се отнася до измервателно оборудване и може да се използва при работа на електродвигатели и друго оборудване с лагерни възли за определяне на текущото състояние на лагерите и прогнозиране на ресурса след определено време от началото на експлоатацията.

Изобретението се отнася до измервателно оборудване и може да се използва за определяне на аксиалното натоварване на лагерите на ротора на сачмените лагери, както и за определяне и контрол на естествените честоти на вибрации на роторите на малки механизми и устройства.

Изобретението се отнася до измервателна технология, по -специално до средства и методи за измерване на херметичността на лумена на буталния пръстен. При прилагане на метода отвореният бутален пръстен се захваща по посока на периферията с помощта на спомагателно устройство с максимално затваряне на ставата, а непропускливостта на лумена се определя с помощта на оптични средства.

Въведение

Дизайнът на хеликоптер е сложен, развиващ се процес, който е разделен на взаимосвързани етапи и етапи на проектиране. Създаденият самолет трябва да отговаря на техническите изисквания и да отговаря на техническите и икономическите характеристики, посочени в спецификацията на проекта. Техническото задание съдържа първоначалното описание на хеликоптера и неговите характеристики, които осигуряват висока икономическа ефективност и конкурентоспособност на проектираната машина, а именно: полезен товар, скорост на полета, обхват, статичен и динамичен таван, ресурс, издръжливост и цена.

Техническото задание се уточнява на етапа на предварителните проучвания, по време на които се извършва търсене на патент, анализ на съществуващите технически решения, изследователска и развойна дейност. Основната задача на предпроектното изследване е търсенето и експерименталната проверка на новите принципи на функциониране на проектирания обект и неговите елементи.

На етапа на предварителното проектиране се избира аеродинамичната схема, формира се външният вид на хеликоптера и се изчисляват основните параметри, за да се гарантира постигането на посочените летателни характеристики. Тези параметри включват: масата на хеликоптера, мощността на задвижващата система, размерите на основния и опашния ротор, масата на горивото, масата на инструменталното и специално оборудване. Резултатите от изчисленията се използват при разработването на оформлението на хеликоптера и съставянето на листа за подравняване, за да се определи положението на центъра на масата.

Проектирането на отделни възли и възли на хеликоптера, като се вземат предвид избраните технически решения, се извършва на етапа на разработка технически проект... В този случай параметрите на проектираните единици трябва да отговарят на стойностите, съответстващи на проекта на проекта. Някои от параметрите могат да бъдат прецизирани с цел оптимизиране на дизайна. По време на техническото проектиране се извършват аеродинамични якости и кинематични изчисления на възли, подбор на конструктивни материали и структурни схеми.

На етапа на подробното проектиране, проектирането на работни и монтажни чертежи на хеликоптера, спецификации, списъци за избор и друга техническа документация се извършва в съответствие с приетите стандарти

Тази статия представя методология за изчисляване на параметрите на хеликоптер на етапа на предварителен проект, която се използва за завършване на курсов проект по дисциплината „Проектиране на хеликоптери“.

1. Изчисляване на излитателната маса на хеликоптера от първото приближение

2. Изчисляване на параметрите на главния ротор на хеликоптера

2.1 Радий R, m, основният ротор на еднороторен хеликоптер се изчислява по формулата:

g- ускорение на тежестта, равно на 9,81 m / s 2;

стр- специфично натоварване върху зоната, пометена от ротора,

стр =3,14.

Специфична стойност на натоварване стрзоната, пометена от винта, се избира според препоръките, представени в работата / 1 /: където стр = 280

Приемаме радиуса на ротора равен на R = 7.9

Ъглова скорост w, s -1, въртенето на главния ротор е ограничено от стойността на периферната скорост w Rкраищата на лопатките, което зависи от теглото при излитане

2.2 Относителна плътност на въздуха при статични и динамични тавани

2.3 Изчисляване на икономическата скорост на земята и на динамичния таван

Определя се относителната площ

Изчислява се стойността на икономическата скорост на земята V с, км / ч:

където Аз

Изчислява се стойността на икономическата скорост при динамичния таван V декан, км / ч:

където Аз= 1,09 ... 1,10 е коефициентът на индукция.

2.4 Относителните стойности на максималната и икономичната при динамичния таван на хоризонталните скорости на полета се изчисляват:

където V макс= 250 км / ч и V декан= 182.298 км / ч - скорост на полета;

w R= 232 m / s - периферната скорост на лопатките.

2.5 Изчисляване на допустимото съотношение на тягата към пълненето на ротора за максимална скорост на земята и икономична скорост при динамичен таван:

2.6 Коефициенти на тяга на главния ротор при земята и при динамичния таван:

2.7 Изчисляване на пълненето на ротора:

Пълнене на основния ротор сизчислено за случаи на полет с максимална и икономична скорост:

Като изчислена стойност на пълнене сглавният ротор е най -голямата стойност на с Vmaxи с V декан .

Г. В. Махоткин

Дизайн на витлото

Въздушен витлое спечелил репутация като незаменим задвижващ апарат за високоскоростни плаващи плавателни съдове, работещи в плитки и обрасли води, както и за десантни моторни шейни, които трябва да работят върху сняг, лед и вода. Вече натрупахме значителен опит както у нас, така и в чужбина. приложения на витлото на високоскоростни малки плавателни съдове и земноводни... И така, от 1964 г. у нас амфибийните моторни шейни (фиг. 1) KB im. А. Н. Туполев. В САЩ във Флорида се експлоатират няколко десетки хиляди въздушни лодки, както ги наричат ​​американците.

Проблемът със създаването на високоскоростна моторна лодка с плитка тяга с витло продължава да интересува нашите любители корабостроители. Най-достъпната мощност за тях е 20-30 литра. с. Ето защо ще разгледаме основните въпроси при проектирането на въздушно задвижващо устройство с очакването на точно такава мощност.

Изчерпателно определяне на геометричните размери витлоще ви позволи да използвате напълно мощността на двигателя и да получите тяга близо до максималната с наличната мощност. В този случай правилният избор на диаметъра на винта ще бъде от особено значение, от което зависи не само ефективността на витлото в много отношения, но и нивото на шума, което се определя пряко от величината на периферните скорости.

Изследванията на зависимостта на тягата от скоростта на движение са установили, че за реализиране на възможностите на витлото с мощност 25 литра. с. той трябва да има диаметър около 2 м. За да се осигурят най-ниските енергийни разходи, въздухът трябва да се изхвърля обратно от струя с по-голяма площ на напречното сечение; в нашия конкретен случай площта, пометена от винта, ще бъде около 3 m². Намаляването на диаметъра на витлото до 1 м, за да се намали нивото на шума, ще намали площта, пометена от витлото, 4 пъти и това, въпреки увеличаването на скоростта в струята, ще доведе до спад на тягата при швартовите линии с 37% . За съжаление, не е възможно да се компенсира това намаляване на тягата нито стъпка, нито с броя на остриетата, нито с тяхната ширина.

С увеличаване на скоростта на движение загубата на сцепление от намаляване на диаметъра намалява; по този начин увеличаването на скоростите позволява използването на по -малки витла. За витла с диаметър 1 и 2 м, които осигуряват максимална тяга при акостирането, при скорост от 90 км / ч, стойностите на тягата стават равни. Увеличаването на диаметъра до 2,5 м, увеличаването на тягата при акостирането, дава само леко увеличение на тягата при скорости над 50 км / ч. Като цяло всеки диапазон на работните скорости (при определена мощност на двигателя) има свой собствен оптимален диаметър на винта. С увеличаване на мощността при постоянна скорост, оптималният по отношение на ефективността диаметър се увеличава.

Както следва от показаното на фиг. 2 графики, тягата на витлото с диаметър 1 m е по-голяма от тягата на водния витъл (стандарт) на извънбордовия двигател "Neptune-23" или "Privet-22" при скорости над 55 km / h, и витлото с диаметър 2 м - вече при скорости над 30 -35 км / ч. Изчисленията показват, че при скорост от 50 км / ч, километровият разход на гориво на двигател с витло с диаметър 2 м ще бъде с 20-25% по-малък от най-икономичния извънбордов двигател "Привет-22".

Последователността на подбор на витлови елементи според дадените графики е следната. Диаметърът на витлото се определя в зависимост от необходимата тяга при акостирането при дадена властна винтовия вал. Ако се предполага, че експлоатацията на моторната лодка ще бъде в населени места или райони, където има ограничения на шума, допустимото (за днес) ниво на шума ще съответства на периферната скорост - 160-180 m / s. След като определим, въз основа на тази условна норма и диаметъра на винта, максималния брой обороти, ще установим предавателното отношение от вала на двигателя към винтовия вал.

За диаметър 2 м допустимото ниво на шум ще бъде около 1500 об / мин (за диаметър 1 м - около 3000 об / мин); по този начин предавателното отношение при обороти на двигателя от 4500 об / мин ще бъде около 3 (за диаметър 1 м - около 1,5).

Използвайки графиката на фиг. 3, ще можете да определите размера на тягата на витлото, ако диаметърът на витлото и мощността на двигателя вече са избрани. За нашия пример е избран двигателят с най -наличната мощност - 25 к.с. с., а диаметърът на витлото - 2 м. За този конкретен случай величината на тягата е 110 кг.

Липсата на надеждни скоростни кутии е може би най -голямата пречка за преодоляване. По правило верижните и ремъчни задвижвания, направени от любители в занаятчийски условия, са ненадеждни и имат ниска ефективност. Принудителното монтиране директно върху вала на двигателя води до необходимостта от намаляване на диаметъра и следователно намаляване на ефективността на витлото.

За да определите ширината и стъпката на острието, използвайте номограмата, показана на фиг. 4. В хоризонталната дясна скала, от точката, съответстваща на мощността на вала на винта, начертайте вертикална линия, докато тя се пресече с кривата, съответстваща на предварително намерения диаметър на винта. От точката на пресичане начертайте хоризонтална линия до пресечната точка с вертикалата, начертана от точка в лявата скала на броя на оборотите. Получената стойност определя покритието на витлото, което се проектира (производителите на самолети наричат ​​съотношението на сумата от ширините на лопатките към диаметъра).

За двулопатните витла покритието е равно на съотношението на ширината на лопатката към радиуса на витлото R. Над стойностите на покритието са посочени стойностите на оптималните наклони на витлото. За нашия пример се получава следното: покритие σ = 0,165 и относителна стъпка (съотношение на стъпка към диаметър) h = 0,52. За винт с диаметър 1 m σ = 0,50 m и h = 0,65. Витло с диаметър 2 м трябва да бъде с 2 лопатки с ширина на острието 16,5% R, тъй като покритието е малко; витло с диаметър 1 м може да бъде с 6 лопатки с ширина на острието 50: 3 = 16,6% R или 4 лопатки с ширина на острието 50: 2 = 25% R. Увеличаването на броя на лопатките ще дават допълнително намаляване на нивото на шума.

С достатъчна степен на точност може да се предположи, че стъпката на витлото не зависи от броя на лопатките. Даваме геометричните размери на дървено острие с ширина 16,5% R. Всички размери на чертежа фиг. 5 са дадени като процент от радиуса. Например участък D е 16,4% R, разположен при 60% R. Акордът на участъка е разделен на 10 равни части, тоест по 1,64% R всяка; чорапът е пробит през 0.82% R. Профилните ординати в милиметри се определят чрез умножаване на радиуса по процентната стойност, съответстваща на всяка ордината, тоест с 1.278; 1,690; 2,046 ... 0,548.

Започнахме разговор вчера с, на светло спорове и обсъждания на индийския търг... Сега нека да разгледаме набързо конкурента, нашия Ми-26, и след това да сравним двата хеликоптера.

Проектиране на тежък роторен кораб в M.L. Милята започна с търсене на най -оптималното оформление и оформление. Както при създаването на V-12, бяха разгледани три схеми: едновинтна и две двувинтови-напречна и надлъжна. Първоначално беше решено да се използват основните агрегати от Ми-6 и V-12 за новите машини: лопатки-за еднороторен хеликоптер; лопатки, основни скоростни кутии и усилватели на системата за управление - за двуроторни хеликоптери; и от Ми-8: лопатки-за напречен хеликоптер с основни ротори 23 м. Проучени бяха следните варианти: еднороторен хеликоптер с 35 м основен ротор; двувинтна напречна схема с винтове с диаметър 23 и 35 m; надлъжна двувинтна конфигурация с ротори от 35 м. Всички те обаче имат еднакви недостатъци - несъответствие на параметрите техническо задание, ниско тегло на връщане и голямо тегло при излитане и следователно ниски работни характеристики.

Анализаторите на фирмата стигнаха до извода, че за решаването на проблема не е достатъчно да се ограничим до избора на оптимални параметри - необходими са нестандартни методи за проектиране. В същото време беше необходимо да се изостави както използването на серийни устройства, така и използването на общоприети дизайнерски решения.

Проектът за тежък хеликоптер получи ново обозначение Ми-26 или „продукт 90“. След като получи положително становище от НИИ МАП, служителите на МВЗ им. М.Л. Мил "" през август 1971 г. започва разработването на предварителен проект, който е завършен три месеца по -късно. По това време военният клиент прави промени в техническите изисквания за хеликоптера - увеличава масата на максималния полезен товар от 15 на 18 т. Проектът е преработен. Хеликоптерът Ми-26, подобно на своя предшественик Ми-6, беше предназначен за транспортиране различни видовевоенна техника, доставка на боеприпаси, храна, оборудване и други материали, вътрешно-фронтово прехвърляне на войски с военна техника и оръжие, евакуация на болни и ранени и, в отделни случаи, за кацане на тактически щурмови сили.

Ми-26 беше първият руски хеликоптер от новото трето поколение. Такива роторни кораби са разработени в края на 60 -те - началото на 70 -те години. от много чуждестранни фирми и се различаваха от своите предшественици по подобрени технически и икономически показатели, предимно по ефективност на транспорта. Но параметрите на Ми-26 значително надвишават както вътрешните, така и чуждестранните показатели на хеликоптери с товарен отсек. Ефективността на теглото е 50% (вместо 34% за Ми-6), разходът на гориво е 0,62 кг / (т * км). С практически същите геометрични размери като Ми-6, нов апаратима два пъти по -голям товар и значително по -добри летателни характеристики. Удвояването на полезния товар нямаше почти никакъв ефект върху излетното тегло на хеликоптера.

Научно-техническият съвет на Министерството на въздухоплавателната индустрия одобри идеалния проект на Ми-26 през декември 1971 г. Проектирането на въздушния гигант включваше голямо количество изследователски, проектни и технологични работи, както и разработването на ново оборудване . V кратко времесе предвиждаше създаването и изграждането на възли и системи с ниски относителни маси и високи ресурси, база за стенд, компоненти и възли за изпитване, проучване на свойствата на конструкциите от нови материали, проучване на нови профили на лопатките, аеродинамични характеристики на хеликоптер, стабилност на леки остриета и др. В тази връзка "" МВЗ им. М.Л. Mil "" привлича към тясно сътрудничество TsAGI, LII, VIAM, NIAT, TsIAM и други организации.

През 1972 г. "" МВЗ им. М.Л. Mil "" получи положителни мнения от институтите на авиационната индустрия и клиента. От двете предложения, представени на командването на ВВС: Ми-26 и роторката, разработена от Ухтомския хеликоптерен завод, военните избраха самолета Милев. Важен етап в проектирането на хеликоптера беше компетентната подготовка на техническата задача. Първоначално клиентът се нуждаеше от инсталиране на задвижване на колела, тежки оръжия, запечатване на товарното отделение на хеликоптера, осигуряване на работата на двигатели на автомобилни горива и други подобни подобрения, водещи до значително претегляне на конструкцията. Инженерите намериха разумен компромис - незначителните изисквания бяха отхвърлени и основните бяха изпълнени. В резултат на това беше направено ново оформление на пилотската кабина, което направи възможно увеличаването на екипажа от четири на пет души; височината на товарното отделение, за разлика от първоначалния проект, е станала същата по цялата си дължина. Дизайнът на някои други части на хеликоптера също е претърпял подобрения.

През 1974 г. появата на тежкия хеликоптер Ми-26 е почти напълно оформена. Той имаше класическо оформление за транспортни хеликоптери Mil: почти всички системи на електроцентралите бяха разположени над товарното отделение; двигателите, изложени напред спрямо основната скоростна кутия и кабината, разположена в носа, балансираха опашната част. При проектирането на хеликоптер за първи път контурите на фюзелажа бяха изчислени чрез определяне на повърхности с криви от втори ред, поради което изцяло металният полумонококов фюзелаж на Ми-26 получи характерните си обтекаеми „делфиновидни“ форми. В своя дизайн първоначално се е предвиждало да се използва монтаж на панели и залепени фуги на рамката.

В предния фюзелаж на Ми-26, запечатан и оборудван с климатична система, имаше просторна и удобна кабина със седалки за командира (левия пилот), десния пилот, навигатора и летателното оборудване, както и кокпит за четирима души, придружаващи товара и петият член на екипажа - полетен механик. Отстрани на каютите имаше блистерни люкове за аварийно излизане от хеликоптера, както и бронирани табели. Под пода на каютите имаше отделения за навигационно и радиокомуникационно оборудване, системи за поддържане на живота и спомагателни точка на захранване- газотурбинен агрегат TA-8A, осигуряващ автономно стартиране на двигатели, захранване на товаро-разтоварни механизми и други системи. Под радиопрозрачния обтекател в носа се намираше навигационен радар.

Централната част на фюзелажа беше заета от просторно товарно отделение със задно отделение, преминаващо в опашната стрела. Дължината на кабината беше 12,1 м (с проход - 15 м), ширината беше 3,2 м, а височината варираше от 2,95 до 3,17 м. 20 тона, предназначени за оборудване на мотострелкова дивизия, като например пехотна бойна машина , самоходна гаубица, бронирана разузнавателна машина и др. Товаренето на оборудване се извършваше със собствена мощност през товарния люк в задната част на фюзелажа, оборудван с две падащи странични клапани и спускаща се стълба с подрапи. Контролът на моста и крилата беше хидравличен. За механизация на товаро-разтоварните операции товарното отделение е оборудвано с две електрически лебедки LG-1500 и устройство с телфер, осигуряващо товарене, разтоварване и транспортиране по кабината на товари до 5 тона, както и затягане на колела, които не са задвижващо оборудване. Освен това товаренето на пътници или леки товари може да се осъществява през три врати на прохода по страните на фюзелажа. Във версията за кацане Ми-26 носеше 82 войника или 68 парашутисти. Специално оборудване даде възможност за няколко часа да превърне хеликоптера в линейка за транспортиране на 60 ранени на носилки и трима придружители. Извънгабаритни товари с тегло до 20 тона могат да се транспортират на външна прашка. Неговите възли бяха разположени в конструкцията на носещия под, така че демонтирането на системата не се налагаше при транспортиране на стоки във фюзелажа. Зад товарния люк фюзелажът плавно преминава в опашната стрела с профилиран край на стрела-кил и стабилизатор.

Осем основни резервоара за гориво с общ капацитет от 12 000 литра бяха поставени под товарния под на фюзелажа. Във версията за ферибот в товарния отсек Ми-26 могат да се монтират четири допълнителни резервоара с общ капацитет 14800 литра. Отгоре, над товарното отделение, имаше отделения за двигателите, основната скоростна кутия и два резервоара за гориво. На входовете на въздухозаборниците на двигателя бяха монтирани устройства за защита от прах във формата на гъби. Резервоарите за гориво и двигателите бяха защитени с броня.

За да се осигурят планираните малки стойности на масата на агрегатите и частите на Ми-26, работещи при големи натоварвания, и необходимото ниво на якост и надеждност, ОКБ проектира и пилотното производство "" MVZ im. М.Л. Миля "" е изградила над 70 тестови стенда, включително такива уникални като стойка за рестатични тестове на фюзелажа и шасито по метода на "изпускане" на пълномащабен продукт, затворена стойка за тестване на основната скоростна кутия, а пълномащабна стойка за изпитване на силовите и носещи системи на хеликоптер, щанд предварителни статични тестове и фина настройка на отделенията на фюзелажа, статичен стенд за изпитване за задната част на фюзелажа. При изпитването на фюзелажа необходимата якост беше постигната чрез последователно идентифициране на слабите места и тяхното укрепване. В резултат на това Ми-26 надмина предшественика си по отношение на обема на товарното отделение и полезния товар с почти два пъти, докато масата на фюзелажа остана непроменена. Създадени са и щандове за изпитване на скоростните кутии и валове на опашната трансмисия и отделните части на основната скоростна кутия, динамичните тестове на лопатките, комбинираните тестове на съчлененията на втулките и прикладните части на главните и опашните лопатки на ротора и др. осъществено. Резултатите от стендовите тестове веднага бяха взети предвид при проектирането на възли и системи.

Основната задача при проектирането на Ми-26, както и всички други самолети с въртящо се крило, беше създаването на модерен основен ротор с ниска маса и високи аеродинамични и якостни характеристики. При разработването на остриета Ми-26 инженерите на ОКБ разчитаха на богат опит в проектирането и експлоатацията на остриета със стоманен лост и лост от алуминиева сплав. Малкият опит с използването на фибростъкло в остриета с този размер доведе до решението на дизайнерите да не го използват като основен материал за толкова голям витло. Стоманеният лост осигурява много по -висока якост на умора. Освен това по това време е разработена уникална технология за производство на стоманени лостове с уши за закрепване към втулката, направена в едно цяло с тръбата. Основното острие на ротора на тежкия хеликоптер е проектирано на базата на стоманен лонжерон и оформяща конструкция от фибростъкло. Между вътрешния слой от фибростъкло и външната обвивка от фибростъкло имало захранващи колани от фибростъкло и лека пяна. Задното отделение с кожа от фибростъкло и пълнител от пчелна пита, изработени от хартия nomex, беше залепено към външната обвивка. Всяко острие беше оборудвано с пневматична система за откриване чрез микропукнатини в лонжера на етапа на тяхното образуване. Изследванията, проведени съвместно с TsAGI за оптимизиране на аеродинамичното разположение на лопатките, значително повишиха ефективността на витлото. Експериментален набор от пет динамично сходни остриета Ми-26 премина през предварителни тестове през 1975 г. в летящата лаборатория Ми-6.

За първи път в историята на хеликоптерната техника високо натовареният основен ротор Ми-26 е проектиран с осем лопатки. За да се сглоби такъв винт, втулките на втулките трябваше да се направят подвижни. Закрепването на лопатките към главината беше традиционно, посредством три панти, но при проектирането на аксиалната панта инженерите на MVZ im. ML Mil "" въведе торсион, който възприема центробежни натоварвания. Редица сглобки са направени с лагери от метал и флуоропласт. Вертикалните панти бяха оборудвани с хидравлични пружинни амортисьори. За да се намали масата на главината на ротора, в конструкцията му е използван титан вместо стомана. Всичко това направи възможно създаването на главен ротор с осем лопатки с тяга с 30% повече и маса с 2 тона по-малка от тази на витлото Ми-6 с пет лопатки. Предварителните изпитания на главния ротор Ми-26, проведени през 1977 г. в летящата лаборатория Ми-6, потвърдиха правилността на избора на параметри, показаха високи аеродинамични характеристики, липса на различни видове нестабилност, ниско ниво на вибрации, умерено напрежения в ножовете на лопатките и нивото на натоварване в блоковете на носещата система.не превишаващо изчисленото.

На хеликоптера Ми-26 е монтиран опашен ротор с посока на въртене, при който долната лопатка върви срещу потока. Изцяло стъклени остриета на полутвърд опашен ротор с пет лопатки бяха прикрепени към главината с помощта на хоризонтални и аксиални панти с торсион. Лостовете на ножовете му първо бяха направени от ръчно полагане на тъкани, а след това и по нов метод на машинно спирално навиване. Въпреки двукратното увеличаване на тягата на опашния ротор, масата му остана същата като тази на витлото на Ми-6. Основните и опашните лопатки на ротора бяха оборудвани с електротермична система против заледяване. Опитен опашен ротор е преминал предварителни тестове в летящата лаборатория Ми-6. В допълнение към остриетата, фибростъкло се използва като конструктивен материал при производството на стабилизаторния лост и някои непринуждаващи елементи от конструкцията на фюзелажа.

Една от най -трудните задачи беше създаването на основната скоростна кутия, която трябваше да предава мощност над 20 хиляди к.с. За всички хеликоптери на Мил, с изключение на Ми-1, основните скоростни кутии са проектирани от конструктори на двигатели, а Бюрото за проектиране на Мил изпълнява само черново оформление. При работата по Ми-26 бюрата за проектиране на задвижване не успяха да създадат основна скоростна кутия, предназначена за масата Ми-26, зададена от ръководителите на проекти. Уникалната основна скоростна кутия е разработена вътрешно в разходния център. Разгледани са две кинематични схеми: традиционна планетарна и фундаментално нова многонишка, която преди това не е била използвана във вътрешната хеликоптерна индустрия. Проучванията показват, че втората схема ще осигури значително увеличение на масата. В резултат на това тристепенната основна скоростна кутия VR-26, която надминава скоростната кутия R-7, използвана на Mi-6 по отношение на предадената мощност почти два пъти, а по отношение на изходящия въртящ момент-повече от един и половина пъти, се оказа по -тежък от предшественика си само с 8,5%. Предавателното отношение на главната скоростна кутия беше 62,5: 1.

Шасито Ми-26 е триколка, включваща предна и две основни опори, с двукамерни амортисьорни подпори. Под крайната греда е монтирана прибираща се опора за опашката. За удобство при товарене и разтоварване, основният шаси е оборудван със система за промяна на просвет.

По време на разработването на Ми-26 беше обърнато специално внимание на осигуряването на автономността на базирането, повишаване на надеждността и лекотата на работа. Наличието на специални стълби, качулки, шахти и люкове направи възможно извършването на наземно обслужване на хеликоптера и неговите възли без използването на специални летищни съоръжения.

Проектантите на проектантското бюро завършиха проектирането на повечето агрегати и системи през 1975 г. По същото време държавната комисия прие окончателния модел на хеликоптера и в съответствие с постановлението на правителството монтажният цех на разходния център започна да се изгражда напълно -мащабни модели на Ми-26. За нов отговорен водещ дизайнер е назначен В. В. Шутов. Първото копие на хеликоптера, сглобено през следващата година, премина през многократни статични и вибрационни тестове. През октомври 1977 г. сглобяването на първия летателен модел беше завършено предсрочно и в последния ден на същия месец тракторът изкара първия Ми-26 от цеха до мястото за разработка. Финализирането на натоварения с баласт хеликоптер и неговите системи на земята продължи месец и половина. Монтирани на лопатките, специални товарни клапи-мулинети направиха възможно проверяването на работата на двигателите във всички режими без хеликоптерна лента. На 14 декември 1977 г. пилотът-изпитател Г. Р. Карапетян за първи път откъсна хеликоптера от земята и извърши триминутно изпитание на системите и възлите във въздуха. През февруари на следващата година Ми-26 отлетя от завода до полетно-изследователската станция MVZ, където скоро беше демонстриран на командването на ВВС на СССР.

Заедно с пилота на фирмата Г. Р. Карапетян, фабричните пилоти Г. В. Алферов и Ю. Ф. Чапаев взеха активно участие в фината настройка на новия хеликоптер. Задълженията на водещия инженер за летателни изпитания бяха изпълнени от В. А. Изаксон-Елизаров. В средата на 1979 г. фабричната програма за тестване е успешно завършена. Представители на клиента, участвал в тях, направиха предварително положително заключение относно съответствието на получените характеристики на летателните характеристики с посочените параметри. Ростовската асоциация за производство на хеликоптери (RVPO) започна да овладява серийното производство на Ми-26, а първият прототип след откриване на дефекти и подмяна на някои части в края на октомври същата година беше представен на клиента за етап „А "на съвместни държавни тестове.

Държавните изпитания на Ми-26 преминаха в рекордно кратко време. Това се дължи на големите предварителни изследователски и експериментални работи, извършени в завода. На етап „А“ изпитателите се сблъскаха само с един проблем - страничните нискочестотни трептения на хеликоптера в някои режими на полет.

Недостатъкът беше отстранен чрез смяна на задната част на обтекателите на капака. В допълнение, дизайнерите са инсталирали нов набор от лопатки с подобрено аеродинамично разположение на прототипа. През май 1979 г. вторият летателен прототип, сглобен в пилотния завод на МВЗ, влезе в държавните изпитания, на които беше проверена работата на системата за външно окачване, въздушно -десантния транспорт, такелаж, акостиране и санитарно оборудване, както и разположението на различни бойни единици в товарното отделение е осъществена. технология. През април 1980 г. вторият Ми-26 влезе във Изследователския институт на ВВС за последния втори етап „В“ на държавните съвместни тестове, а първото устройство беше използвано за практикуване на кацания в режим на авторотация. Немоторизираният режим на спускане и кацане предизвика известна загриженост сред изпитателите поради относително ниското тегло на главния ротор и голямото натоварване върху него, но хеликоптерът демонстрира гарантирана способност за кацане с неработещи двигатели.

По време на етап „В“ нямаше неприятни изненади, с изключение на гума, която веднъж се спука. По време на държавните тестове и двата хеликоптера са извършили сто и половина полета и са "отбелязали" над 104 летателни часа.

Държавните изпитания приключиха на 26 август 1980 г. В заключителния акт, подписан от клиента през октомври същата година, беше посочено: „Опитен носител (според военната класификация от онова време Ми-26 се счита за„ среден “. ”- Приблизително авт.) Военно-транспортен хеликоптер Ми-26 държавен съвместен етап„ В ”изпитания преминаха ... Техническите, бойните и експлоатационните характеристики на полета съответстват основно на характеристиките, посочени в Резолюцията. Статичният таван и максималната товарна маса надвишават посочените в TTT ... Опитен военно-транспортен хеликоптер Ми-26 и неговите компоненти, които са получили положителна оценка според резултатите от изпитванията, трябва да бъдат препоръчани за пускане в масово производство и приемане от съветската армия ". Опитът на американски специалисти от компанията Boeing-Vertol, предприет едновременно със съветските конструктори на хеликоптери, да създаде гигант с въртящо се крило, подобен по параметри на Ми-26 по програмата HLH, завършва с неуспех.

Така опитът от разработването и тестването на хеликоптера Ми-26 показа, че, първо, развитието на теорията и практиката на конструирането на хеликоптери дава възможност за разширяване на границите, които ограничават максималната маса на хеликоптера; второ, колкото по -голям е обемът на работата, извършена в ранните етапи на проектиране, толкова по -успешен е крайният етап на хеликоптера; и трето, изпитването на блокове, отделни елементи и системи на щандове и летящи лаборатории преди началото на полетите на новия хеликоптер може значително да намали времето за неговите фини настройки и летателни тестове, както и да увеличи безопасността. Трябва да се отбележи, че това беше пример за най -успешното и ползотворно сътрудничество "" MVZ im. ML Mila "" с Изследователския институт и ръководството на ВВС.

В средата на 80 -те години. опитният Ми-26 беше преоборудван, в съответствие с резултатите от бойното използване на хеликоптери в Афганистан, с изхвърлящи устройства за изхвърляне, както и с пасивна противовъздушна отбранителна система ракетни системи... Първият сериен Ми-26, построен в Ростовската хеликоптерна производствена асоциация, излита на 25 октомври 1980 г. Новият хеликоптер е заменен на складовете на Ми-6. Общо в Ростов са построени около 310 вертолета Ми-26.

Доставките на хеликоптери Ми-26 на отделни транспортни и бойни полкове на авиацията на Сухопътните войски, на полкове и ескадрили на граничните войски започнаха през 1983 г. След няколко години на фина настройка те станаха надеждни и обичани машини в армията. Бойна употреба на хеликоптера започна в Афганистан. Хеликоптери, които са били част от 23 -и въздушен полк на граничните войски, са били използвани за транспортиране на товари, доставяне на подкрепление и евакуация на ранените. Бойни загуби нямаше. Ми-26 участва в почти всички въоръжени конфликти в Кавказ, включително в две „чеченски“ войни. По-специално, именно на Ми-26 е извършена оперативната доставка на войски и тяхното преразпределение по време на боевете в Дагестан през 1999 г. В допълнение към армейската авиация и авиацията граничните войски на Ми-26 влизат във въздушните части на руското министерство на вътрешните работи по това време. Навсякъде хеликоптерът се е доказал като изключително надеждна и често незаменима машина.

Намерено е използването на Ми-26 в борбата с пожарите и по време на природни бедствия. През 1986 г. хеликоптерите бяха използвани за ликвидиране на последиците от аварията в атомната електроцентрала в Черноболск. Предвид сериозността на ситуацията, дизайнерите разработиха и оборудват съответната модификация само за три дни. Пилотите на Ми-26 пуснаха десетки хиляди тонове специални течности и други защитни материали от тежките си камиони върху реактора за дишане на смърт и замърсената зона.

Аерофлот започва да получава Ми-26 през 1986 г. Тюменското авиационно предприятие е първото, което ги получава. По време на разработването на газови и нефтени находища в Западен Сибир тежки камиони от Ростов бяха особено полезни. Уникалните възможности за сглобяване на кран на машината бяха особено търсени. Само върху него може да се транспортира и монтира директно на мястото на експлоатация товар с тегло до 20 тона.

Руските и украинските Ми-26 имаха възможност да участват в миротворческите мисии на ООН. Те са работили на територията на бивша Югославия, Сомалия, Камбоджа, Индонезия и др. Поради уникалната си товароносимост тежки камиони от Ростов са в голямо търсене в чужбина. Там през последните десет години те се експлоатират както от местни авиокомпании, така и като част от чуждестранни авиокомпании, които са наели хеликоптери под наем или лизинг. Една от компаниите, които наемат Ми-26Т, е кипърската компания Nutshell. Принадлежащият му въздушен гигант гаси пожари, транспортира стоки, действа под егидата на ООН като миротворец в Източен Тимор. Ми-26Т извършва в Германия и други европейски страни транспортиране на тежки обемисти товари, строително-монтажни работи по време на строителството на електропроводи, антенни стълбове, реконструкция и изграждане на промишлени съоръжения, гасене на горски и градски пожари.

През 2002 г. Ми-26 на руската авиокомпания "Вертикал-Т" оказва помощ дори на американските военни. Тежък товарач взе свален хеликоптер Boeing-Vertol CH-47 Chinook, най-тежкият самолет с въртящо се крило на американската армия, от труднодостъпни райони на Афганистан до американската база в Баграм. Богатите американци са много чувствителни към спасяването и спасяването на своите роторни кораби.

Тежки самолети с въртящи се крила в момента успешно се експлоатират за граждански и военни цели както у нас, така и в чужбина. Те се използват за доставка на хуманитарна помощ, евакуация на бежанци, транспортиране на стоки и оборудване, за кранови и монтажни работи, по време на строителството на мостове, при монтаж тежко оборудванепромишлени предприятия, по време на строителството на сондажни платформи, електропроводи, разтоварващи кораби във външния рейд и много други видове работа, както в обикновени, така и в труднодостъпни райони.

След демонстрацията на Ми-26 на авиошоуто в Льо Бурже през 1981 г. чуждестранните клиенти се заинтересуваха от най-товарния хеликоптер в света. Първите четири копия на въздушния гигант бяха закупени от Индия. След разпадането на Съветския съюз тежките превозни средства се озоваха в допълнение към въоръжените сили на Русия, в армиите на страните от ОНД. Те се експлоатират също от Северна Корея (два хеликоптера), Южна Корея (един), Малайзия (два), Перу (три), Мексико (два), Гърция и Кипър. През 2005 г. Венецуела направи поръчка за Ми-26. По-нататъшното разширяване на използването на Ми-26, както у нас, така и в чужбина, се улеснява от получаването за него през 1995 г. вътрешен сертификат за летателна годност.

Е, сега нека преминем директно към анализа на индийските участници в търга.

Не толкова отдавна от Индия дойде новина за резултата от търг за закупуване на атакуващ хеликоптер. Този търг беше спечелен от американския Boeing AH-64D, който надмина руския Ми-28Н по редица характеристики. Сега има нова информация за хода на друг търг относно доставката на хеликоптери и отново ситуацията може да бъде неприятна за Русия. Но първо първо.

Миналата неделя индийското издание на Times Of India публикува информация за предстоящото завършване на състезанието, чиято цел е да закупи дузина тежки транспортни хеликоптери от ВВС на Индия. Основните конкуренти по време на тези „състезания“ бяха вертолетите Boeing CH-47 Chinook и Mi-26T2. Въпреки че принадлежат към същия клас, тези машини се различават значително по своите характеристики. На първо място, си струва да си припомним полезния товар на тези роторни кораби. Американският хеликоптер CH-47 от последните модификации може да вдигне във въздуха товар с тегло над дванадесет тона, а за руския Ми-26Т2 този параметър е 20 хиляди килограма. По този начин характеристиките на двата хеликоптера могат прозрачно да загатнат резултата от състезанието.

Въпреки това Times Of India излезе с напълно неочаквана новина. С позоваване на източник в индийското министерство на отбраната, изданието пише, че победителят вече е избран и това не е руска кола. Източникът посочи по -ниската цена на американския хеликоптер като основна причина за този избор. В допълнение, индийските журналисти споменаха известно техническо превъзходство на Chinook. Подобно съобщение изглежда поне странно. Досега всички състезания с участието на вертолети Ми-26 с различни модификации завършваха по един и същи начин: подписването на договор с Русия. Сега се твърди, че Руски хеликоптерне само не спечели състезанието, но по някаква причина стана по -лошо от американския роторкрафт автомобили, което значително се различава от него. Нека се опитаме да разберем настоящата ситуация.

На първо място, струва си да се докоснете до техническите характеристики. Както вече споменахме, руският хеликоптер има голям полезен товар. Освен това, според този параметър, нито един хеликоптер в света не може да се конкурира с Ми-26. Рекордно високата товароносимост се поддържа от размера на товарното отделение: 12x3.25x3 метра (приблизително 117 кубически метра). Товарният отсек CH-47 от своя страна е забележимо по-малък: 9,2x2,5x2 метра (около 45 кубически метра). Не е трудно да се отгатне кой хеликоптер ще може да носи повече тегло и обемни товари. По отношение на товароносимостта можем да си припомним два случая, когато руски хеликоптери Ми-26 изнасяха повредени CH-47 от Афганистан. Освен това нормалното излетно тегло на американските хеликоптери е само с няколко тона по-високо от максималния полезен товар на руския Ми-26. Що се отнася до данните за полетите, тогава скорости обсегът на Ми-26 и СН-47 са приблизително еднакви. Така в техническо отношение руският хеликоптер явно печели. Естествено, при условие, че клиентът се нуждае от превозно средство с товароносимост от две дузини тона. Съдейки по първоначалните задания на състезанието, индийските ВВС искат да получат точно такива хеликоптери.

Нека преминем към финансовата страна на въпроса. Според отворени източници хеликоптерите с късна модификация CH-47 струват на чуждестранните клиенти около 30 милиона долара на брой. По отношение на Ми-26Т2 няма такава информация, но предишните хеликоптери от този модел струват не повече от 25 милиона. С други думи, дори при значителна промяна в състава на оборудването, двигателии т.н. руският хеликоптер от новата модификация се оказва поне не по -скъп от американския. Може би при изчисляването на икономическите нюанси индийският тръжен комитет е взел предвид не само цената на хеликоптерите, но и разходите за поддръжка. Този аргумент обаче не изглежда напълно правилен поради по-добрата товароносимост на Ми-26Т2. Съвсем очевидно е, че голям полезен товар ще струва на оператора подходяща сума. Тук мотивите отново се връщат към техническите условия на състезанието, в което беше посочена товароносимостта от 20 тона. Защо, пита се човек, да включите такова изискване, ако просто съжалявате за парите, за да купите хеликоптерите, които отговарят на него?

Най -интересната информация, която може да хвърли светлина върху резултатите от индийското състезание, дойде от РИА Новости. Руската информационна агенция също се позовава на анонимен източник, този път близък до нашата отбранителна индустрия. Въпреки анонимността си, този човек сподели доста очевидна и очаквана информация. Източникът на "Новости" твърди, че руските производители на хеликоптери все още не са получили официално уведомление за резултата от индийското състезание. Може би източникът на РИА Новости по някаква причина няма подходяща информация, но редица неща ни позволяват да разпознаем верността на думите му. Решението на конкурсната комисия, както винаги се случва, веднага ще бъде обявено и разпространено от медиите. И в момента имаме информация само от неофициални анонимни източници. На първо място, едно неназовано лице от индийското министерство на отбраната е подозрително. Факт е, че приетото като вярно твърдение за спечелването на CH-47 поражда твърде много съмнения и въпроси, както технически, така и икономически. Източникът на руската РИА Новости от своя страна сподели информация, която очевидно не противоречи на логиката и редица други факти.

Поради това, понастоящем новината за резултатите от търга за доставка на тежък транспортен хеликоптер за ВВС на Индия трябва да бъде призната за слухпоне няма официално потвърждение. В същото време, до обявяването на резултатите от търга от комисията на индийското министерство на отбраната, въпросът за победителя остава отворен. В такава ситуация си струва да изчакате края на работата на конкурсната комисия и да проверите с реалността подозренията си за един или друг анонимен източник.