Berechnung der Fliehkraft des Tragflügels des Hubschraubers. Grundlagen der Hauptrotoraerodynamik. Propellerdesign

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1 UDC: V.A. Grayvoronsky, A.G. Grebenikov I. N. Shepel, T. A. Gamanukha Eine ungefähre Methode zur Berechnung der aerodynamischen Normalkräfte, die entlang des Rotorblatts eines Hubschraubers verteilt sind. NICHT. Schukowski "KhAI" Auf der Grundlage der Hypothese von schrägen Abschnitten werden die Fragen der Bestimmung der entlang des Rotorblatts verteilten Kräfte unter Berücksichtigung der Kompressibilität und Instabilität betrachtet. Schlüsselwörter: Blatt, Rotor, Helikopter. Ein Merkmal der Umströmung des Hauptrotors im Horizontalflug ist das Vorhandensein variabler Geschwindigkeiten, Schräglaufwinkel und Anstellwinkel der Hauptrotorblatt-(HB)-Elemente. Die Verwendung des Trägerlinienschemas sowie die Zerlegung der Strömung in Quer- und Längsströmung, um die Hypothese von flachen Abschnitten zu verwenden, ist für eine horizontale Fluggeschwindigkeit von nicht mehr als 8 m / s möglich. In Abb. Dargestellt ist das Spektrum der Umströmung der im hinteren Teil der Scheibe befindlichen Schaufel bei µ =, 46, woraus folgt, dass sich die Gleitwinkel entlang der Schaufel deutlich ändern. Abb. Spektrum der Umströmung des Rotorblattes Die Art der Umströmung des Rotorblattes entlang des Radius und Azimuts bei niedriger Fluggeschwindigkeit ist in Abb. A, bei hoher Geschwindigkeit in Abb. B dargestellt. Die Gleitwinkel der Klingenabschnitte unterscheiden sich um mehr als das 5-fache. a Abb .. Geschwindigkeitsfelder der Umströmung des Hauptrotorblattes b 78

2 Tabelle die Werte der Schräglaufwinkel der Strömung am Blatt bei relativen Radien, 5 und, 9 für unterschiedliche Fluggeschwindigkeiten bei Azimuten und 8. Tisch. Anströmwinkel bei relativen Radien V, km / h r =, r = 5 Ändert die Rückströmungszone bis zu den Geschwindigkeiten µ =, 4 die Größe der Kräfte und Momente nicht wesentlich, so muss bei hohen Geschwindigkeiten ihr Einfluss berücksichtigt werden. Der größte Wert des Radius der Rückstauzone ohne Berücksichtigung der Flügelsteuerung entspricht dem Azimut ψ = 7 und ist gleich r µ. Somit wird der Schaufelabschnitt von einer sich in Richtung und Größe ständig ändernden Strömung umströmt. Dieser Umstand macht es erforderlich, die Eigenschaften der Schaufelabschnitte durch die Gesamtgeschwindigkeit bei dem entsprechenden Radius unter Berücksichtigung der Kompressibilität und Instationarität zu berechnen. Die Gesamtgeschwindigkeit im Abschnitt wird durch die Rotation des Blattes, die Bewegung des Hubschraubers, die Schwenkbewegung des Blattes, die induktive Strömung am Propeller sowie die Längszentrifugalbewegung entlang des Blattes bestimmt. Durch die Grenzschicht entsteht eine Zentrifugalströmung. Wie numerische Berechnungen zeigen, hat diese Strömung keinen signifikanten Einfluss auf die Umströmung der Schaufel. In Abb. 3 zeigt die Diagramme der laminaren und turbulenten Grenzschichten. Bei einer turbulenten Grenzschicht fehlt die radiale Strömung aufgrund erheblicher Tangentialkräfte praktisch nicht. Die x-Koordinate definiert einen Punkt entlang der Sehne in zugehöriges System Koordinaten. Zum Beispiel ist bei einem Wert von x =, 5 m und ω in = 5 rad / s die höchste Geschwindigkeit aus der Zentrifugalkraft im laminaren Modus Vr = 0,4 m / s und im turbulenten Modus, was wahrscheinlicher ist , es ist zehnmal weniger, dh Dieser Fluss kann ignoriert werden. Reis. 3. Verteilung der Radialgeschwindigkeiten in der Grenzschicht: turbulentes PS, laminares PS 79

3 Ursache für die radiale Strömung in der Grenzschicht kann auch die Druckverteilung entlang der Schaufel sein. Dies kann bei stark belasteten Propellern zu einer Umverteilung der aerodynamischen Last führen. Die Basisebene zur Ermittlung der kinematischen Parameter ist die Auslegungsdrehebene der Schraube (Abb. 4). Reis. 4. Kinematik der Umströmung des Blattes in der Auslegungsebene der Rotorrotation Das kinematische Diagramm der Geschwindigkeiten im Blattquerschnitt ist in Abb. 5. Abb. 5. Geschwindigkeitsdreieck des Schaufelblattes Die Relativgeschwindigkeit in der Auslegungsdrehebene beim Radius r wird durch den Ausdruck W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) = bestimmt. () Die vertikale Komponente der Relativgeschwindigkeit V y = λ r β. () Dann ist die totale Relativgeschwindigkeit im Abschnitt (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) + λ + r β λ β = r In diesen Ausdrücken werden die bekannten relativen Parameter akzeptiert: µ = Vcos(α); = V sin (α) + ; β = a sin (ψ) b cos (ψ). ein in j. (3) Im Horizontalflug, relative induktive Geschwindigkeiten (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 Verformung der Schaufel und insbesondere in den Bereichen der Profiländerung und in der Gegenstromzone. Der Blattquerschnitt wird durch die lokalen Stromlinien bestimmt, die im Blattquerschnitt als geradlinig betrachtet werden und vom Normalschnitt nach der einen oder anderen Seite um einen Winkel δ (Tabelle) abweichen. Änderung von χ und δ in Abhängigkeit vom Azimut ψ, rad Ausdruck für χ, rad δ, rad r cos (ψ) arctan 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 >vom Schwanz. Bei modernen Hubschraubern erreichen Geschwindigkeits- und Anstellwinkeländerungen in Abschnitten über die Zeit große Werte: V & ma> ± m/s, & α ma> ± o/s. Dies führt zu einer instationären Änderung aller aerodynamischen Parameter; der Ausfall verzögert sich. Die Bewegung des Helikopters weicht deutlich von den vorhergesagten stationären Eigenschaften ab. Die aerodynamischen Koeffizienten zu einem festen Zeitpunkt werden nicht nur durch die Werte der Geschwindigkeit und des Anstellwinkels zu einem bestimmten Zeitpunkt bestimmt, sondern auch durch den Prozess ihrer Änderung in der vorherigen Zeit. Natürlich haben weiter entfernte Momente einen schwächeren Einfluss auf diesen Prozess. Auch die Art der Abhängigkeiten α & = f (t) und V & = f (t) hat einen wesentlichen Einfluss. Fair genug 8

6 Es gibt keine Abhängigkeiten zu diesem Thema, aber es gibt einige experimentelle Abhängigkeiten, die es uns ermöglichen, dieses Phänomen zu berücksichtigen. Insbesondere beschreibt das Papier eine Methode zur Annäherung von experimentellen Daten durch drei Parameter, die die Art der Änderung des Anstellwinkels bestimmen, wodurch es möglich ist, die erhaltenen Ergebnisse auf andere Bedingungen zu übertragen. Die Daten dieser Arbeit wurden verwendet, um den Normalkraftbeiwert des Profils in Normalschnitten und Schnitten entlang der Stromlinie zu bestimmen. Zusätzlich wurde der Normalkraftbeiwert in Abhängigkeit von der relativen Schnittdicke und Kompressibilität korrigiert. Im Rahmen der Vorberechnung wurden die kinematischen Parameter in den Abschnitten der Schaufel entsprechend den obigen Abhängigkeiten ermittelt. Als anfängliche geometrische, kinematische und ausgleichende Parameter des Hubschraubers Mi- werden genommen: C = ,; = 5,8 / s; a = 4,7; a = 5,7; in =,; TV = 35; D =, 7; k = 4; 7 = 4. In Abb. Fig. 6 zeigt die kinematischen Parameter im Azimut W und W P im siebten Abschnitt, sowie die Anstellwinkel α und α und die Winkel der konventionell ungestörten Strömung δ und . w w P α ep 5 α e 6 e HB ep 3 8 w α e 8 w P α ep Ψ Abb. 6. Kinematische Parameter des Blattabschnitts in Abschnitt "7" zur Hypothese von schrägen Abschnitten; der Index "p" markiert die Parameter gemäß der Hypothese von Normalschnitten Die Gesamtgeschwindigkeiten im Schnitt W und W P ändern sich praktisch entsprechend der 1. Harmonischen. Natürlich ist bei allen Azimuten die Gesamtgeschwindigkeit W größer als die Geschwindigkeit W P und der Anstellwinkel entlang der Stromlinie kleiner als der Anstellwinkel im Normalschnitt. Die Ausrichtungswinkel der Gesamtströmung δ und χ, die empfindlicher auf die Schlagbewegung der Schaufeln reagieren, unterscheiden sich deutlich von einer einfachen harmonischen Änderung. In Abb. 7 zeigt die Änderung der Winkel- und Linearbeschleunigungen im Abschnitt "7". Für den speziellen Berechnungsfall variiert α & praktisch im Bereich von 83

7 + - / s. Diese Änderung liegt nahe der 1. Harmonischen. Linearbeschleunigung W & im Bereich von + - m/s. Die angegebenen Umstände einer signifikanten Änderung sowohl des Anstellwinkels als auch der Gesamtgeschwindigkeit sind der Grund für die Instationarität der aerodynamischen Eigenschaften. Leider wurde der separate Einfluss dieser beiden Faktoren auf die aerodynamische Leistung nicht untersucht. In Abb. 7 zeigt die Änderung der normalen Strömungslast gemäß der Hypothese von schrägen Abschnitten und normalem 5 ẇ p α. S. ẇ α p Abb. 7. Änderung der Normalkraft im Azimut in Abschnitt "7"; der Index "p" markiert die Parameter gemäß der Hypothese W & und α & Winkel- und Linearbeschleunigung Ψ Diese Daten wurden unter Berücksichtigung der Nichtstationarität des Anstellwinkels erhalten. Die Belastung nach der Hypothese von Schrägschnitten ist etwas höher als nach der Hypothese von Normalschnitten, insbesondere im Bereich des zurückweichenden Blattes n ψ = ψ = 3 ψ = n ψ = Abb. 8. Änderung der Linienlast entlang des Radius für Azimut ψ = 3 und 84

8 Änderung der Linienlast entlang des Radius für Azimut ψ = 3 und in Abb. 8. Für Azimut ψ = 3 ist die Normallast für beide Berechnungsvarianten praktisch gleich. Im Azimut ψ = ist die Normallast nach der Hypothese von "schrägen" Schnitten höher als nach der Hypothese von Normalschnitten. Dies ist auf die gleichzeitige Wirkung von Geschwindigkeits- und Anstellwinkeländerungen auf die Linienlast zurückzuführen. Referenzliste. Theorie des Hauptrotors. [Geschrieben. A. K. Martynova, M.: Maschinenbau, 973. p.. Mikheev S.V., Anikin V.Kh., Sviridenko Yu.N., Kolomensky D.S. Richtung der Entwicklung von Methoden zur Modellierung der aerodynamischen Eigenschaften von Rotoren. [Text] // Tagungsband des VI Forum Ros VO. M., 4.5 S. 3. Shaidakov, V.I. Scheibenwirbeltheorie eines Rotors mit konstanter Belastung der Scheibe. [Text] / V.I. Shaidakov // Hubschrauber entwerfen: tech. Sa. wissenschaftlich. tr. // MAI, nein. 38, M., S. 4. TsAGI-Hauptstadien der wissenschaftlichen Tätigkeit, / M., Fizmatlit, p. 5. Baskin, V. E. Normalkraft des Hauptrotorblattabschnitts während des dynamischen Strömungsabrisses. [Text] / V. E. Baskin, V. R. Lipatov // Proceedings of TsAGI, vol. 865, S. 6. Graivoronskiy, V.A. Die Dynamik eines Helikopterfluges. [Text]: Lehrbuch. Handbuch / V.A. Grayvoronsky, V. A. Sacharenko, V. V. Chmovzh. X.: Nat. Raumfahrt. un-t sie. NICHT. Schukowski KhAI, 4. 8 S. 7. Fogarty, L.E. Die laminare Grenzschicht auf einer rotierenden Schaufel. / J. aeronaut Sei., Vol. 2, No. 8, nein. 3, 95. Von den Herausgebern der Herausgeber erhalten die Methode zur Entwicklung normaler aerodynamischer Würmer, Spatenwürmer, spatenloser Gunta-Hubschrauber Ein geeignetes Verfahren zur Berechnung des normalen aerodynamischen Aufwands verteilt über die Rotorblätter des Hubschraubers Ausgehend von der Hypothese von schrägen Querschnitten werden Fragen des Definitionsaufwands verteilt über die Rotorblätter mit der Kompressibilität und Instabilität betrachtet. Schlüsselwörter: Blatt, Rotor, Helikopter. 85

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114 Aerohydromechanik PROJEKTE DES MIPT. 2014.Vol. 6, 2 UDC 532.526.048.3; 532,527; 532.529 V. V. Vyshinsky 1,2, A. A. Kornyakov 2, Yu. N. Sviridenko 2 1 Moskauer Institut für Physik und Technologie (Staat

29 UDC 629.7.023 A.A. Tsaritsynsky SCHÄTZUNG DES EINFLUSSES DER THERMISCHEN VERFORMUNG EINER VERBUNDPLATTE EINER RAUMFAHRZEUG-SOLARBATTERIE AUF SEINE BELEUCHTUNG Solarbatterien sind die Hauptenergiequellen

Nationale Technische Universität der Ukraine "Kiev Polytechnic Institute" Abteilung für Geräte und Systeme der Orientierung und Navigation Methodische Anweisungen für die Laborarbeit in der Disziplin "Navigational

SUBSTANZ: Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Bestimmen von Biegespannungen im Flug an einer Rotorwelle eines Hubschraubers mit einer Hauptrotor-Torsionsbuchse. Zur Ermittlung der Spannungen werden die Flugleistungskennwerte während der gesamten Flugzeit mit Standardmitteln gemessen, aus denen signifikante Parameter ausgewählt und systematisiert werden, deren Näherungsfunktionen bestimmt, um die endgültige Funktion der Abhängigkeit der Spannungen im Rotor zu erhalten Welle auf die ausgewählten Flugparameter. technische Eigenschaften, berechnen Sie die Belastung der Rotorwelle mit mathematisches Modell, signalisieren, wenn sie überschritten werden. Die Bestimmung der Restressource und die Kontrolle des zulässigen Belastungsniveaus ist vorgesehen. 2 c. p. f-ly, 7 krank.

Die Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Luftfahrt, insbesondere auf Systeme zur Überwachung des technischen Zustands von Luftfahrzeugen, nämlich zur Überwachung der Biegebeanspruchung der Hauptrotorwelle eines Hubschraubers im Flug, insbesondere für einen leichten Mehrzweckhubschrauber mit klappbaren Blättern , zum Beispiel Hubschrauber: ANSAT, VK-117, EC -145.

Das Getriebe ist das komplexeste Element des Hubschrauberdesigns. Es ist bekannt, dass laut Statistik der größte Anteil der Helikopterunfälle (bis zu 39 %) gerade mit dem Ausfall von Helikopter-Getriebeeinheiten zusammenhängt.

In der Phase der Entwicklung von Überwachungssystemen ist es am wichtigsten, diagnostische Anzeichen für den technischen Zustand der Hubschraubergetriebeeinheiten zu ermitteln und zu ermitteln. Die Hauptaufgabe bei der Entwicklung eines Überwachungssystems besteht darin, Schwellenwerte von Diagnoseindikatoren festzulegen, bei deren Erreichen entsprechende Entscheidungen zur weiteren Flugsicherheit im Betrieb getroffen werden müssen. Wenn ein Diagnosezeichen seinen Schwellenwert erreicht hat, wird entschieden, die Ressource zu begrenzen, einen außergewöhnlichen Teil zu ersetzen oder die Sendeeinheit aus dem Betrieb zu nehmen. In der Regel werden die allermeisten Diagnosezeichen während des Fluges nicht im Cockpit angezeigt. Ihre Analyse erfolgt nach Abschluss des Fluges. Einige besonders kritische Diagnosezeichen können jedoch während des Fluges angezeigt werden, wenn die Sicherheitsbedingungen dies erfordern.

In den letzten Jahrzehnten haben vielversprechende Hubschrauber begonnen, den sogenannten gelenklosen Rotor zu verwenden, der mit einer gelenklosen Buchse ausgestattet ist, bei der die Funktionen der horizontalen, vertikalen und axialen Scharniere von einem elastischen Element eines verlängerten Typs - einem Torsionsstab - übernommen werden. Der Hauptteil der Torsionsstabkonstruktion ist ein elastisch verformbarer Abschnitt. Das Vorhandensein von Sperrholz aus Schichten und Schlitzen versieht die Torsionsströme vorwiegend in einem einachsigen Spannungs-Dehnungs-Zustand mit Querscherung und Biegung, wenn das Blatt in der Rotationsebene schwingt. Dies ermöglicht eine Reduzierung der Betriebskosten des Hubschraubers, erhöht jedoch gleichzeitig die Anschaffungskosten für die Konstruktion und Herstellung solcher Strukturen. Daher ist die Genauigkeit der Belastungsvorhersage und dementsprechend die Schätzung der Ressourcen des Tragsystems des Helikopters heute eine der Schlüsselaufgaben der Helikopterindustrie.

Die Rotorwelle wird durch Kräfte und Momente von ihrer Nabe und das am Abtrieb des Hauptgetriebes erzeugte Drehmoment belastet. Die Länge der Hauptrotorwelle wird durch Auslegung, aerodynamische und betriebliche Erwägungen bestimmt.

Da die halbstarre Nabe im Vergleich zur schwenkbaren ein höheres Biegemoment aufweist, ist die Kontrolle der Biegespannungen der Hauptrotorwelle eines Hubschraubers mit gelenkloser Nabe im Flug ein dringendes Problem.

Ein bekanntes System zur Überwachung der Belastung der Rotorwelle (US-Patent Nr. 2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, Veröffentlichungsdatum 09.02.2010, IPC G06F 15/00, G08B 21/00).

Ein Verfahren zum virtuellen Überwachen einer Last auf einem Helikopter-Hauptrotorsystem gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst das Auswählen mindestens eines Parameters eines Flugzeugs während einer vollständigen Drehung des Hauptrotors. Berechnung von Koeffizienten zum Erhalten eines Satzes von Hochfrequenzsignalen aus einem Parameter von mindestens einem Flugzeug. Multiplizieren jedes der mehreren Hochfrequenzsignale mit einem Faktor, um mehrere analysierte Signale zu erhalten. Abschätzung der Rotorbelastung anhand der analysierten Signale.

Ein Echtzeit-Rotorgesundheitssystem gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung umfasst ein Sensorsystem zum Messen von Lasten, um Daten zu erhalten. Das Modul bietet die Möglichkeit der virtuellen Überwachung von Lasten, um berechnete Daten zu erhalten und Fehlfunktionen in Echtzeit zu erkennen und einen Algorithmus zum Subtrahieren der berechneten Signale von den gemessenen Signalen zu erhalten, um Werte zu erhalten, die dann mit Standardwerten verglichen werden, um zu erhalten das Endergebnis zum Rotorzustand.

Sensoren lesen Parameter wie Startgewicht des Flugzeugs, Dichtehöhe, Rotorgeschwindigkeit, Luftströmungsgeschwindigkeit, normale Beschleunigung, Steigrate, Motordrehmoment, Nickwinkel, Rollwinkel, Gierrate, Nickrate, Rollrate, Längsauslenkung, Seitenposition, Pedalposition und einen Satz von Positionen pro Umdrehung des Hauptrotors. Die Vektoren der angegebenen sechzehn Parameter werden mit den angegebenen Werten der Matrix multipliziert, die 10 Zeilen und 16 Spalten umfasst, um zehn Koeffizienten (c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, und c10), um zehn Werte der Schwingungen zu bestimmen ... Die Schwingungswerte werden mit einem Faktor multipliziert, um verstärkte Schwingungen zu erhalten. Wenn die Schwingungsvektoren als w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9 und w10 bezeichnet werden und die Koeffizienten c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9 sind, und c10, dann wird das berechnete Signal der Hauptrotorwellen-Scherkraft in der Form geschrieben:

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

Amplitude und Phase der Scherkraft werden durch die Fourier-Transformation berechnet.

Ein bekanntes System zum Sammeln von Daten, Überwachen und Diagnostizieren des technischen Zustands von Hubschrauberpropellerantrieben (RF-Patent für Erfindung Nr. 2519583, Publ. 27.02.2014, IPC B64D 45/00), einschließlich piezoelektrischer Schwingungssensoren, die installiert sind am Körper mindestens eine der Rotorantriebseinheiten des Hubschraubers angebracht und so angeordnet sind, dass sie ausreichende Daten erhalten, um den technischen Zustand von Teilen, Baugruppen mindestens einer Rotorantriebseinheit eines in Betrieb befindlichen Hubschraubers zu diagnostizieren, und Bordelektronik. Die Elektronikeinheit ist mit den Ausgängen der Schwingungssensoren verbunden und mit der Möglichkeit der digitalen Verarbeitung von Schwingungssignalen, Steuerung und Durchführung der Sammlung, Primärverarbeitung und Auswertung der Parameter von Signalen einzelner Sensoren und / oder deren Kombinationen, Akkumulierung konfiguriert von Sensordaten und deren Speicherung auf externen und / oder austauschbaren Medien, die für das Auslesen von Computern geeignet sind, und die sekundäre Verarbeitung unter terrestrischen Bedingungen. Die Effizienz der Datenerhebung, der Informationsgehalt der Überwachung und Diagnose des technischen Zustands der Propellerantriebe eines eingesetzten Hubschraubers steigt.

Nachteilig an diesem Regelsystem ist die Unmöglichkeit, anhand der im Flug gemessenen Schwingungen eine eindeutige Aussage über die Höhe der Ermüdungsspannungen in den Hubschrauberbaugruppen einschließlich der Rotorwelle zu treffen. Nachteilig ist auch die Notwendigkeit, Sensoren und elektronische Einheiten an Hubschraubern zu installieren, die für die sekundäre Datenverarbeitung unter Bodenbedingungen benötigt werden.

Es ist ein Verfahren zum Betrieb eines Hubschraubers bekannt (RF-Patent Nr. 2543111, Veröffentlichung 27.02.2015, IPC В64С 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), das darin besteht, dass bei jedem Flug , der tatsächliche Schub des Hauptrotors des Hubschraubers wird überwacht, und Vor Beginn des Betriebs des Hubschraubers werden erste Daten über die Eigenschaften der Triebwerke des Kraftwerks gemäß den Formularen und die ersten Daten über die Größe von . gesammelt der Hauptrotorschub während des Kontrollschwebens des Hubschraubers. Während des gesamten Betriebes des Helikopters werden die Ist-Daten zur Größe des Rotorschubs in den Schwebemodi des Helikopters gesammelt und aufgezeichnet, die statistischen Daten zum Rotorschub werden mit einem Bord mit den Ausgangswerten verglichen Computer, und im Falle einer Abnahme der Größe des Hauptrotorschubs vom Anfangswert wird mit Hilfe eines Bordcomputers ein Signal an den Monitor generiert, dass die Triebwerksparameter auf Werte angepasst werden müssen ​die eine Abweichung des Rotorschubs innerhalb von 0,5% des Anfangswertes liefern. Die Regelung der Motorparameter erfolgt entweder im Automatikbetrieb oder durch Servicepersonal am Boden. EFFEKT: erhöhte Effizienz des Hubschraubereinsatzes.

Der Nachteil dieser Betriebsweise ist die Unmöglichkeit, die Höhe der Ermüdungsspannungen an der Rotorwelle anhand der erhaltenen Ergebnisse zu bestimmen, da die Ermüdungsspannungen an ihr durch Biegespannungen bestimmt werden. Nachteilig ist auch die Notwendigkeit, Sensoren und elektronische Einheiten an Hubschraubern zu installieren, die für die sekundäre Datenverarbeitung unter Bodenbedingungen benötigt werden. Nachteilig ist auch die Notwendigkeit, Anfangsdaten über die Eigenschaften der Triebwerke des Kraftwerks gemäß den Formularen zu sammeln und die Anfangsdaten über die Größe des Hauptrotorschubs während des Steuerschwebens des Hubschraubers zu sammeln, bevor der Betrieb aufgenommen wird der Hubschrauber.

Als nächstliegendes Analogon ist das US-Patent Nr. 2011112806, Publ. 2011.05.12, IPC G06F 17/10. Die Erfindung betrifft ein Verfahren zum Bereitstellen von Informationen über den kritischen Zustand einer Komponente eines Drehflüglers, umfassend mindestens ein Triebwerk, das einen Rotor antreibt, einschließlich einer Verkleidung, einer Welle und einer Vielzahl von Schaufeln. Ein Sensor zum Messen von Biege- und zyklischen Belastungen, die auf einen Flugzeugrotor wirken, umfasst eine Recheneinheit, die dazu ausgelegt ist, (a) die aktuelle Lagertemperatur der Hauptrotorbaugruppe unter Verwendung des ersten Rechenmodells zu berechnen, (b) die Lagertemperatur unter Verwendung des ersten Rechenmodells vorherzusagen und (c) Aufbringen einer Last auf eine ausgewählte Komponente der Rotoranordnung unter Verwendung eines zweiten Rechenmodells, wobei das erste und das zweite Rechenmodell konfiguriert sind, um jeweils den vorhergesagten und den aktuellen Wert der Lagertemperatur und der Last zu berechnen, die auf die ausgewählte Komponente basierend auf den Kontrollflugparametern; und eine Anzeigeeinheit zum Anzeigen eines beweglichen Anzeigers auf einer einzigen Skala, der durch die höchste projizierte Lagertemperatur und Last auf die ausgewählte Komponente angetrieben wird. Das Display zeigt eine weitere bewegliche Anzeige, die von der aktuellen Lagertemperatur gesteuert wird.

Der Nachteil des Prototyps ist die Notwendigkeit, externe Sensoren zu installieren, was gewisse Schwierigkeiten bereitet, da das Design von Serienhubschraubern nicht an den Einbau externer Sensoren angepasst ist, außerdem in den Verfahren Instandhaltung und Feldreparatur sind externe Sensoren nicht vollständig in die übrige Luftfahrtausrüstung integriert, sie benötigen zusätzliche Handbücher und Handbücher für den technischen Betrieb und zusätzlich geschultes Fachpersonal.

Ziel der vorgeschlagenen technischen Lösung ist es, ein Verfahren zur Überwachung von Biegespannungen an der Rotorwelle während der gesamten Flugzeit (vom Start bis zur Landung) zu schaffen, um Wellenermüdungsschäden zu erkennen und Notfällen vorzubeugen.

Das technische Ergebnis ist die Ermittlung der Restressourcen und die Kontrolle des zulässigen Belastungsniveaus.

Das technische Ergebnis wird dadurch erreicht, dass das Verfahren zur Bestimmung der Biegespannungen an der Hauptrotorwelle eines Helikopters mit einer Torsionsbuchse des Hauptrotors im Flug die Messung während der gesamten Flugzeit mit üblichen Mitteln zur Überwachung der Flugleistung von des Hubschraubers, die Belastungen der Hauptrotorwelle anhand eines mathematischen Modells berechnet und deren Überschreitung signalisiert, aus der Anzahl der gemessenen Leistungsmerkmale, die einen direkten Einfluss auf die Belastung der Rotorwelle haben, wesentliche Parameter ausgewählt und systematisiert werden, Näherungsfunktionen signifikanter Parameter werden bestimmt, um die endgültige Funktion der Abhängigkeit der Spannungen in der Rotorwelle σ (t) aus den ausgewählten Parametern der Flugleistung, den Absolutwerten der Änderungsraten der Taumelscheibendrehwinkel, zu bestimmen in Längs- und Querrichtung kommen zur Endfunktion hinzu:

Das vorgeschlagene Verfahren ermöglicht es, den Belastungsgrad der Rotorwelle zu jedem Zeitpunkt ihres Flugbetriebs zu beurteilen. Basierend auf den üblichen Mitteln zur Überwachung der Parameter eines Helikopterfluges erlaubt es, die Höhe der Biegespannungen während der gesamten Flugzeit zu bestimmen, Flugeinschränkungen zu registrieren und die Besatzung über die Überschreitung des zulässigen Belastungsniveaus zu informieren, da sowie die Restlebensdauer bestimmen.

In der beanspruchten Erfindung werden die Voraussetzungen zur Begründung der Festlegung von Grenzwerten für besonders kritische Diagnosemerkmale am Beispiel der Angabe der tatsächlichen Biegespannungen der Hauptrotorwelle eines Einrotorhubschraubers im Flug analysiert, in insbesondere für ANSAT-Hubschrauber.

Der Kern der Erfindung liegt darin, dass aus der Anzahl der im Flug überwachten Parameter diejenigen Parameter ausgewählt und systematisiert werden, die einen direkten Einfluss auf die Belastung des NV-Schachts haben. Die Näherungsfunktionen signifikanter Parameter werden bestimmt, um die endgültige Funktion der Abhängigkeit der Spannungen in der NV-Welle von den ausgewählten Parametern des LTH zu bestimmen. Zur endgültigen Funktion werden die Absolutwerte der Änderungsgeschwindigkeiten der Taumelscheibendrehwinkel in Längs- und Querrichtung addiert.

Ein Flugexperiment wird durchgeführt. Die Wahl des kritischen Parameters wird aus den aktuellen Werten der Leistungsmerkmale des Hubschraubers (LTH) bestimmt. Dazu wird ein Dehnungsmessstreifen an der Welle des Hubschraubers installiert und im realen Flug die Werte der Spannungen σ ist (t) sowie die Werte der Flugbahnparameter mit Standardmitteln zur Überwachung der Parameter gemessen von den Helikopterflug, zum Beispiel: Längs- und Querneigungswinkel der Taumelscheibe, Gesamtanstellwinkel des Hauptrotors, Helikoptergeschwindigkeit, Helikopternickwinkel, Helikopterrollwinkel, Änderungsgeschwindigkeit des Taumelscheibenneigungswinkels in Längs- und Querrichtung , etc.

Die vorläufige Analyse wählt die Parameter der Leistungsmerkmale aus, die die Belastungen der NV-Welle am stärksten beeinflussen, für die die Kurven der Spannungsänderung an der Welle in Abhängigkeit von den von den Standardsteuermitteln aufgezeichneten Parameterwerten aufgezeichnet werden , und die Korrelationskoeffizienten werden gefunden und ausgewertet, um die Parameter der Leistungsmerkmale zu filtern.

Als signifikant werden die Trajektorienparameter des LTC mit einem Korrelationskoeffizienten von mehr als 0,2 gewählt.

Näherungskurven (Abhängigkeiten der Beanspruchungen der Rotorwelle von den gewählten Parametern der Flugeigenschaften) werden erstellt und ein Gleichungssystem erstellt, um die Näherung der Funktion für die Biegespannung in der Zeit σ calc (t) zu bestimmen:

und die entsprechenden Gewichtungskoeffizienten A1, A2, A3, ..., An werden gefunden.

Die Koeffizienten A1, A2, A3 werden durch polynomielle Näherung nach der Methode der kleinsten Quadrate (für einen bestimmten Hubschrauber mit bestimmten Flugeigenschaften) ermittelt.

Die endgültige Formel hat die Form:

wobei Dprod der Neigungswinkel der Taumelscheibe in Längsrichtung ist,

Dpop - der Neigungswinkel der Taumelscheibe in Querrichtung,

Dosh - gemeinsame Steigung des Hauptrotors,

X n - andere wesentliche Flugleistungsparameter,

- der Absolutwert der Änderungsgeschwindigkeit des Drehwinkels der Taumelscheibe in Längsrichtung,

- der Absolutwert der Änderungsgeschwindigkeit des Drehwinkels der Taumelscheibe in Querrichtung.

Die Berechnung der Biegespannung der Rotorwelle des Hubschraubers erfolgt in Echtzeit während der gesamten Flugzeit in der Recheneinheit des Bordcomputers auf Basis des programmierten Programms. Beim Überschreiten des sicheren Spannungsniveaus wird der Pilot alarmiert und die Berechnung der verbrauchten Ressource in Stunden beginnt nach der Formel:

wobei Pr der Schaden ist, der dadurch verursacht wird, dass der Spannungspegel den sicheren überschreitet;

Fr. - Schaden pro Stunde eines typischen Fluges, der bei der Berechnung der Ressource für normale Betriebsbedingungen berücksichtigt wird.

Schäden, die durch den Spannungspegel verursacht werden, der den sicheren Pr überschreitet, wird nach der folgenden Methode bestimmt:

Für jede Belastungsstufe, die die sichere überschreitet, wird anhand der Ermüdungskurve (die Kurve wird aus den Ermüdungsversuchsergebnissen der Hauptrotorwelle entnommen) die entsprechende Anzahl von Zyklen bis zum Versagen (Ni) bestimmt;

Ein Schaden, der durch das Spannungsniveau, das das sichere Pd überschreitet, eingeführt wird, wird als das Verhältnis der Anzahl der Zyklen auf diesem Niveau zur Anzahl der Zyklen bis zum Ausfall (Ni) definiert.

Somit wird nach jedem Flug die verbrauchte Ressource der Hauptrotorwelle berechnet. Wurde das maximale Belastungsniveau nicht überschritten, so entspricht die verbrauchte Hauptrotorwellenressource der tatsächlichen Flugzeit, wurde das sichere Belastungsniveau überschritten, wird die nach dem oben beschriebenen Verfahren ermittelte Zeit zur tatsächlichen Flugzeit addiert.

Da für jedes Diagnosemerkmal immer ein Messverfahren notwendig ist, um zuverlässige Informationen zu erhalten, müssen dementsprechend auch die unvermeidlichen Messfehler für jedes Diagnosemerkmal berücksichtigt werden. Dann sollte die Entscheidung, seine Grenzwerte zu überschreiten oder nicht zu überschreiten, auch unter Berücksichtigung der oberen (oder unteren) Toleranz des Bereichs von Grenzzuständen getroffen werden.

Es sollte ein bestimmter Grenzwert von σ CR eingestellt werden, dessen Überschreitung eine schnelle Erschöpfung der Rotorwellen-Ermüdungslebensdauer und deren mögliche Zerstörung in der nachfolgenden Flugzeit zur Folge hat. Da dieser Parameter bzw. diese Diagnosefunktion besonders kritisch ist, ist es notwendig, seinen aktuellen Wert im Cockpit anzuzeigen. Bezeichnen wir als - zulässig durch den Indikatorwert des aktuellen Messwertes σf.

Der aktuelle Stromwert von σph kann als Summe dargestellt werden:

wo mσ - erwarteter Wert Biegespannungen im am stärksten belasteten Abschnitt der Rotorwelle im betrachteten Flugmodus, ist die Abweichung des tatsächlichen Wertes von σf von seiner mathematischen Erwartung.

Beschreibung der Implementierung der Erfindung

Praktische Ermittlung von Parametern, die die Wellenbelastung beeinflussen.

1. An einem Hubschrauber mit einem Einrotor-ANSAT-Schema wurde ein Flugexperiment durchgeführt, bei dem die Werte der Biegebelastungen in einem bestimmten Zeitintervall mit einem an der Hauptrotorwelle montierten Dehnungsmessstreifen gemessen wurden. Die experimentelle Abhängigkeit σ ist (t) ist in Abb. 1 (Kurve 1). Diese Abhängigkeit wurde für einen typischen Flugmodus erhalten, der die folgenden Modi umfasst:

a) Schweben (einschließlich Schwebeflug)

b) Übertaktung

c) Niedrige Geschwindigkeiten am Boden

d) Klettern

e) Horizontalflug mit unterschiedlichen Geschwindigkeiten

f) Kurven

g) Motorplanung

h) Bremsen

Während des Fluges wurden die folgenden Flugbahnparameter mit den Standardkontrolleinrichtungen des Hubschraubers zeitlich gemessen.

1. Geschwindigkeit, Maßeinheit km/h.

Gemessen wurde es mit dem Gerät "Geschwindigkeitsanzeige USVITs-350 mit digitalem Ausgang". Der Fehler in der digitalen Signalausgabe der aktuell angezeigten Geschwindigkeit unter normalen klimatischen Bedingungen bei den Nennwerten der Eingangssignale überschreitet nicht ± 6 km / h.

2. Höhe, Maßeinheit m.

Gemessen von Geräten:

- "Höhenanzeige VMC-10" - mechanischer Höhenmesser mit digitalem Ausgang. Der Fehler im digitalen Signal der relativen Flughöhe, die Abweichung der Messwerte mit dem auf dem Messgerät eingestellten Luftdruck von 760 mm Hg. (1013 hPa) bei normalen klimatischen Bedingungen beträgt je nach Höhenlage: von ± 10 m (in Ohm Höhe) bis ± 30 m (in 6000 m Höhe);

- "Radio Altimeter A-053-05.02" - eine luftgestützte Radarstation mit kontinuierlicher Aussendung von frequenzmodulierten Funkwellen. Höhenmessfehler beim Überfliegen jeder glatten Oberfläche (Landebahntyp) mit horizontaler Geschwindigkeit bis 120 m/s und vertikaler Geschwindigkeit nicht mehr als 8 m/s bei Roll- und Nickwinkeln bis ± 20° im Höhenbereich von 0 bis 1500 m in 95 % Höhenmessung, m: durch Digitalausgang 0,45 oder ± 0,02 N (je nachdem, welcher Wert größer ist).

3. Roll- und Nickwinkel des Helikopters, Grad.

Er wird vom Gerät "Aviogorizont AGB-96D" gemessen - es gibt die Roll- und Nicksignale des Helikopters aus. Der Fehler der Lageanzeige in Roll und Nick auf einer vibrierenden Unterlage beträgt nicht mehr als ± 2,5°.

4. Die Position der Bedienelemente, die Maßeinheit ist Grad.

Er wird vom Gerät "Potentiometrische zweikanalige Positionssensoren der Steuerung DP-M" gemessen. Messfehler ± 30".

5. Position der Abtriebslenker (Stangen) der Lenkantriebe (Neigungswinkel der Taumelscheibe in Längs- und Querrichtung) RP-14, mm.

Er wird mit dem Gerät "Potentiometrische Sensoren MU-615A Serie 1" gemessen. Winkelmessfehler unter normalen Bedingungen: ± 2% des Nennmessbereichs.

6. Winkelgeschwindigkeiten, rad / s.

Gemessen mit dem Gerät "Block der Sensoren der Primärinformation BDPI-09" - liefert Informationen über die Projektionen der Vektoren der Winkelgeschwindigkeit und Linearbeschleunigung.

Die Abbildungen 2-7 zeigen die Abhängigkeit der Belastungen der Rotorwelle von den gemessenen Parametern. Die Liste der angegebenen Parameter ist nicht auf die angegebenen Parameter beschränkt und hängt vom jeweiligen Helikopter ab.

Während des Experiments wurden folgende Parameter über die Zeit gemessen:

σ (t) ist der Wert der Biegespannung über die Zeit, gemessen mit einem Dehnungsmessstreifen an der Welle,

Dprod (t) - der Neigungswinkel der Taumelscheibe in Längsrichtung,

Dpop (t) - der Neigungswinkel der Taumelscheibe in Querrichtung,

Dosh (t) - gemeinsame Steigung des Hauptrotors,

V (t) - Hubschraubergeschwindigkeit,

f t (t) ist der Nickwinkel des Helikopters,

f bis (t) - der Rollwinkel des Hubschraubers.

Die Korrelationskoeffizienten werden für jeden Parameter bestimmt

Alle Parameter (Korrelationskoeffizient > 0,2) wurden signifikant gewählt und für sie wurden Näherungskurven erstellt und Gleichungen für jeden Zeitpunkt und für jeden Parameter erstellt:

Entsprechend den ausgewählten signifikanten Parametern hat die endgültige Formel die Form:

Die Koeffizienten A1, A2, A3, A4, A5, A6 werden durch Lösen der Matrixgleichung ermittelt:

Die berechneten Werte der Biegespannung sind in Abbildung 1 dargestellt (Kurve σ calc (t)).

Das vorgeschlagene Verfahren ermöglicht es, den Belastungsgrad des NV-Schachts zu jedem Zeitpunkt seines Flugbetriebs zu beurteilen. Basierend auf den üblichen Mitteln zur Überwachung der Parameter eines Helikopterfluges erlaubt es, die Höhe der Biegespannungen während der gesamten Flugzeit zu bestimmen, Flugeinschränkungen zu registrieren und die Besatzung über die Überschreitung des zulässigen Belastungsniveaus zu informieren, da sowie die Restlebensdauer bestimmen.

1. Verfahren zur Bestimmung der Biegespannungen im Flug an der Hauptrotorwelle eines Hubschraubers mit einer Hauptrotor-Torsionsbuchse, einschließlich Messung während der gesamten Flugzeit durch Standardmittel zur Überwachung der Flugleistung des Hubschraubers, Berechnung der Belastungen auf dem Hauptrotor Rotorwelle anhand eines mathematischen Modells und Signalisierung bei Überschreitung, dadurch gekennzeichnet, dass aus der Anzahl der gemessenen Leistungsmerkmale signifikante Parameter ausgewählt und systematisiert werden, die einen direkten Einfluss auf die Belastung der Hauptrotorwelle haben, Näherungsfunktionen signifikanter Parameter bestimmt, um die endgültige Funktion der Abhängigkeit der Spannungen in der Hauptrotorwelle σ (t) von den ausgewählten Flugleistungsparametern zu bestimmen, die Absolutwerte der Änderungsgeschwindigkeiten der Taumelscheibendrehwinkel in Längs- und Querrichtung Richtungen werden der letzten Funktion hinzugefügt:

2. Verfahren zur Bestimmung der Biegespannungen an der Hauptrotorwelle eines Hubschraubers mit einer Torsionsbuchse des Hauptrotors im Flug nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass zur Bestimmung der Bedeutung der Leistungsparameter die Abhängigkeiten der Spannungen von die Hauptrotorwelle nach den ausgewählten Parametern konstruiert und die Koeffizienten berechnet und korreliert bewertet werden.

3. Verfahren zur Ermittlung von Biegespannungen im Flug an der Hauptrotorwelle eines Hubschraubers mit einer Hauptrotortorsionsbuchse nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Signifikanz der Parameter durch den Wert des Korrelationskoeffizienten > 0,2 bestimmt wird.

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Die Erfindung bezieht sich auf das Gebiet des Maschinenbaus, hauptsächlich auf den Flugzeugtriebwerksbau, und insbesondere auf ein Verfahren zur Bestimmung des physikalischen und mechanischen Zustands von Turbinenrotorblättern hoher Druck(TVD), insbesondere der Spannungszustand der Schaufel.

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Einführung

Hubschrauberdesign ist ein komplexer, sich entwickelnder Prozess, der in miteinander verbundene Designphasen und -phasen unterteilt ist. Das entstehende Luftfahrzeug muss den technischen Anforderungen sowie den in der Konstruktionsspezifikation festgelegten technischen und wirtschaftlichen Merkmalen entsprechen. Die Leistungsbeschreibung enthält die erste Beschreibung des Hubschraubers und seiner Leistungsmerkmale, die eine hohe Wirtschaftlichkeit und Wettbewerbsfähigkeit der konstruierten Maschine gewährleisten, nämlich: Nutzlast, Fluggeschwindigkeit, Reichweite, statische und dynamische Obergrenze, Ressourcen, Haltbarkeit und Kosten.

Die Aufgabenstellung wird im Stadium der Vorentwurfsstudien festgelegt, in denen Patentrecherchen, Analysen bestehender technischer Lösungen, Forschungs- und Entwicklungsarbeiten durchgeführt werden. Die Hauptaufgabe der Pre-Design-Forschung ist die Suche und experimentelle Überprüfung neuer Funktionsprinzipien des entworfenen Objekts und seiner Elemente.

In der Phase des Vorentwurfs wird das aerodynamische Schema ausgewählt, das Erscheinungsbild des Hubschraubers geformt und die Hauptparameter berechnet, um die Erreichung der angegebenen Flugleistungsmerkmale sicherzustellen. Zu diesen Parametern gehören: die Masse des Hubschraubers, die Leistung des Antriebssystems, die Abmessungen des Haupt- und Heckrotors, die Kraftstoffmasse, die Masse der Instrumenten- und Sonderausrüstung. Die Berechnungsergebnisse fließen in die Entwicklung des Layouts des Helikopters und die Erstellung des Ausrichtungsblattes zur Bestimmung der Schwerpunktlage ein.

Die Auslegung einzelner Aggregate und Baugruppen des Helikopters unter Berücksichtigung der gewählten technischen Lösungen erfolgt in der Entwicklungsphase technisches Projekt... In diesem Fall müssen die Parameter der entworfenen Einheiten den Werten entsprechen, die dem Entwurfsentwurf entsprechen. Einige der Parameter können verfeinert werden, um das Design zu optimieren. Während der technischen Auslegung werden aerodynamische Festigkeits- und kinematische Berechnungen von Einheiten, Auswahl von Strukturmaterialien und Strukturschemata durchgeführt.

In der Phase des Arbeitsprojekts erfolgt die Erstellung von Arbeits- und Montagezeichnungen des Hubschraubers, Spezifikationen, Kommissionierlisten und anderen technischen Unterlagen gemäß den anerkannten Standards

In diesem Beitrag wird eine Methodik zur Berechnung der Parameter eines Helikopters in der Vorentwurfsphase vorgestellt, mit der ein Kursprojekt in der Disziplin „Konstruktion von Helikoptern“ abgeschlossen wird.

1. Berechnung des Startgewichts des Helikopters in erster Näherung

2. Berechnung der Parameter des Hauptrotors des Hubschraubers

2.1Radius R, m, der Hauptrotor eines Einrotor-Hubschraubers berechnet sich nach der Formel:

g- Erdbeschleunigung gleich 9,81 m / s 2;

P- spezifische Belastung der vom Rotor überstrichenen Fläche,

P =3,14.

Spezifischer Lastwert P der von der Schraube weggefegte Bereich wird gemäß den Empfehlungen in der Arbeit / 1 / ausgewählt: wobei P = 280

Wir nehmen den Radius des Rotors gleich R = 7.9

Winkelgeschwindigkeit w, s -1, die Rotation des Hauptrotors wird durch den Wert der Umfangsgeschwindigkeit begrenzt w R die Enden der Schaufeln, die vom Abfluggewicht abhängig sind

2.2 Relative Luftdichten an statischen und dynamischen Decken

2.3 Berechnung der wirtschaftlichen Geschwindigkeit am Boden und an der dynamischen Decke

Die relative Fläche wird bestimmt

Der Wert der wirtschaftlichen Geschwindigkeit am Boden wird berechnet V S, km/h:

wo ich

Der Wert der wirtschaftlichen Geschwindigkeit an der dynamischen Obergrenze wird berechnet V Dean, km/h:

wo ich= 1,09 ... 1,10 ist der Induktionskoeffizient.

2.4 Die relativen Werte der maximalen und wirtschaftlichen auf der dynamischen Obergrenze der horizontalen Fluggeschwindigkeiten werden berechnet:

wo Vmax= 250 km/h und V Dean= 182,298 km / h - Fluggeschwindigkeit;

w R= 232 m / s - die Umfangsgeschwindigkeit der Schaufeln.

2.5 Berechnung des zulässigen Verhältnisses von Schub zu Rotorfüllung für maximale Geschwindigkeit am Boden und für wirtschaftliche Geschwindigkeit an einer dynamischen Decke:

2.6 Schubbeiwerte des Hauptrotors am Boden und an der dynamischen Decke:

2.7 Berechnung der Rotorfüllung:

Hauptrotorfüllung S berechnet für Flüge mit maximaler und wirtschaftlicher Geschwindigkeit:

Als berechneter Füllwert S der Hauptrotor ist der größte Wert von S Vmax und S V Dean .

G. V. Makhotkin

Propellerdesign

Luftpropeller hat sich als unersetzlicher Antrieb für schwimmende Hochgeschwindigkeitsfahrzeuge in seichten und bewachsenen Gewässern sowie für amphibische Schneemobile, die auf Schnee, Eis und Wasser arbeiten müssen, einen Namen gemacht. Wir haben bereits umfangreiche Erfahrungen im In- und Ausland gesammelt. Propelleranwendungen auf Hochgeschwindigkeits-Kleinbooten und Amphibien... So sind in unserem Land seit 1964 amphibische Schneemobile (Abb. 1) KB im. A. N. Tupolew. In den USA werden in Florida mehrere Zehntausend Airboats, wie die Amerikaner sie nennen, betrieben.

Das Problem, ein Hochgeschwindigkeits-Motorboot mit flachem Tiefgang mit einem Propeller zu bauen, interessiert weiterhin unsere Hobbyschiffbauer. Die am besten zugängliche Leistung für sie beträgt 20-30 Liter. mit. Daher werden wir die Hauptprobleme bei der Entwicklung eines Luftantriebs mit der Erwartung einer solchen Leistung betrachten.

Gründliche Ermittlung geometrischer Abmessungen Propeller ermöglicht es Ihnen, die Motorleistung vollständig zu nutzen und mit der verfügbaren Leistung einen Schub nahe dem Maximum zu erzielen. Dabei kommt der richtigen Wahl des Schneckendurchmessers eine besondere Bedeutung zu, von der nicht nur der Wirkungsgrad des Propellers in vielerlei Hinsicht abhängt, sondern auch der Geräuschpegel, der direkt von der Größe der Umfangsgeschwindigkeiten bestimmt wird.

Untersuchungen zur Abhängigkeit des Schubes von der Fahrgeschwindigkeit haben ergeben, dass sich die Fähigkeiten des Propellers mit einer Leistung von 25 Litern realisieren lassen. mit. sie muss einen Durchmesser von ca. 2 m haben Um möglichst geringe Energiekosten zu gewährleisten, muss die Luft durch einen Strahl mit größerem Querschnitt zurückgeworfen werden; In unserem speziellen Fall beträgt die von der Schnecke überstrichene Fläche ca. 3 m². Eine Reduzierung des Propellerdurchmessers auf 1 m zur Reduzierung des Geräuschpegels reduziert die vom Propeller überstrichene Fläche um das Vierfache, was trotz der Erhöhung der Geschwindigkeit des Jets zu einem Schubabfall an den Festmacherleinen um 37 % führt. . Leider ist es nicht möglich, diesen Schubabfall weder stufenweise noch durch die Anzahl der Schaufeln oder deren Breite zu kompensieren.

Mit zunehmender Bewegungsgeschwindigkeit nimmt der Traktionsverlust durch eine Verringerung des Durchmessers ab; somit ermöglicht eine Erhöhung der Drehzahlen die Verwendung kleinerer Propeller. Bei Propellern mit einem Durchmesser von 1 und 2 m, die am Liegeplatz maximalen Schub liefern, werden bei einer Geschwindigkeit von 90 km / h die Schubwerte gleich. Eine Vergrößerung des Durchmessers auf 2,5 m, eine Erhöhung der Schubkraft am Liegeplatz, führt bei Geschwindigkeiten über 50 km / h nur zu einer geringfügigen Schuberhöhung. Im Allgemeinen hat jeder Betriebsdrehzahlbereich (bei einer bestimmten Motorleistung) seinen eigenen optimalen Schneckendurchmesser. Mit einer Leistungssteigerung bei konstanter Drehzahl nimmt der wirkungsgradoptimale Durchmesser zu.

Wie aus dem, was in Abb. 2 Diagramme, der Schub des Propellers mit einem Durchmesser von 1 m ist größer als der Schub des Wasserpropellers (Standard) des Außenbordmotors "Neptune-23" oder "Privet-22" bei Geschwindigkeiten über 55 km / h, und der Propeller mit 2 m Durchmesser - schon bei Geschwindigkeiten über 30 -35 km/h. Berechnungen zeigen, dass der Kraftstoffverbrauch eines Motors mit einem Propeller von 2 m Durchmesser bei einer Geschwindigkeit von 50 km / h um 20-25% geringer ist als der sparsamste Außenbordmotor "Privet-22".

Die Reihenfolge der Auswahl von Propellerelementen gemäß den angegebenen Diagrammen ist wie folgt. Der Durchmesser des Propellers wird in Abhängigkeit vom erforderlichen Schub an den Festmacherleinen bestimmt bei gegebene Macht auf der Schraubenwelle. Wenn das Motorboot in besiedelten Gebieten oder Gebieten mit Lärmbeschränkungen betrieben werden soll, entspricht der (für heute) akzeptable Geräuschpegel der Umfangsgeschwindigkeit - 160-180 m / s. Nachdem wir auf der Grundlage dieser bedingten Norm und des Durchmessers der Schnecke die maximale Anzahl ihrer Umdrehungen bestimmt haben, bestimmen wir das Übersetzungsverhältnis von der Motorwelle zur Schneckenwelle.

Bei einem Durchmesser von 2 m beträgt der zulässige Geräuschpegel etwa 1500 U / min (bei einem Durchmesser von 1 m - etwa 3000 U / min); somit beträgt das Übersetzungsverhältnis bei einer Motordrehzahl von 4500 U/min etwa 3 (bei einem Durchmesser von 1 m - etwa 1,5).

Mit Hilfe der Grafik in Abb. 3 können Sie die Schubkraft des Propellers bestimmen, wenn Propellerdurchmesser und Motorleistung bereits ausgewählt wurden. Für unser Beispiel wird der Motor mit der höchsten verfügbaren Leistung ausgewählt - 25 PS. mit., und der Durchmesser des Propellers - 2 m Für diesen speziellen Fall beträgt die Schubgröße 110 kg.

Der Mangel an zuverlässigen Getrieben ist vielleicht das größte Hindernis, das es zu überwinden gilt. Ketten- und Riemenantriebe, die von Amateuren unter handwerklichen Bedingungen hergestellt werden, sind in der Regel unzuverlässig und haben einen geringen Wirkungsgrad. Die Zwangsmontage direkt auf der Motorwelle führt dazu, dass der Durchmesser reduziert werden muss und folglich der Wirkungsgrad des Propellers reduziert wird.

Verwenden Sie zur Bestimmung der Blattbreite und -steigung das in Abb. 4. Ziehen Sie auf der horizontalen rechten Skala von dem Punkt, der der Kraft auf der Schraubenwelle entspricht, eine vertikale Linie, bis sie die Kurve schneidet, die dem zuvor gefundenen Schraubendurchmesser entspricht. Ziehen Sie vom Schnittpunkt eine horizontale Linie zum Schnittpunkt mit der Vertikalen, die von einem Punkt auf der linken Skala der Umdrehungszahl gezogen wird. Der resultierende Wert bestimmt die Abdeckung des zu entwickelnden Propellers (Flugzeughersteller nennen das Verhältnis der Summe der Breiten der Blätter zum Durchmesser).

Bei zweiblättrigen Propellern entspricht die Abdeckung dem Verhältnis der Blattbreite zum Propellerradius R. Oberhalb der Abdeckungswerte sind die Werte der optimalen Propellersteigungen angegeben. Für unser Beispiel ergeben sich: Überdeckung σ = 0,165 und relative Steigung (Verhältnis Steigung zu Durchmesser) h = 0,52. Für eine Schraube mit einem Durchmesser von 1 m = 0,50 m und h = 0,65. Der Propeller mit einem Durchmesser von 2 m sollte 2-blättrig mit einer Blattbreite von 16,5% R sein, da die Abdeckung gering ist; ein Propeller mit einem Durchmesser von 1 m kann 6-blättrig mit einer Blattbreite von 50: 3 = 16,6% R oder 4-blättrig mit einer Blattbreite von 50: 2 = 25% R sein sorgen für zusätzliche Geräuschreduzierung.

Bei hinreichender Genauigkeit kann davon ausgegangen werden, dass die Propellersteigung nicht von der Blattzahl abhängt. Wir geben die geometrischen Abmessungen einer Holzklinge mit einer Breite von 16,5% R an. Alle Abmessungen in der Zeichnungsabb. 5 sind als Prozentsatz des Radius angegeben. Zum Beispiel ist Abschnitt D 16,4% R und befindet sich bei 60% R. Der Akkord des Abschnitts ist in 10 gleiche Teile unterteilt, dh jeweils 1,64% R; die Socke ist durch 0,82 % R durchbrochen. Die Profil-Ordinaten in Millimetern werden durch Multiplizieren des Radius mit dem jeder Ordinate entsprechenden Prozentwert, d. h. mit 1,278, bestimmt; 1.690; 2.046 ... 0.548.

Wir haben gestern ein Gespräch begonnen mit, im Licht Streitigkeiten und Diskussionen über die indische Ausschreibung... Werfen wir nun einen kurzen Blick auf den Konkurrenten, unseren Mi-26, und vergleichen wir dann die beiden Helikopter.

Entwerfen eines schweren Drehflüglers bei M.L. Die Meile begann mit der Suche nach dem optimalen Layout und Layout. Wie bei der Entwicklung des V-12 wurden drei Schemata in Betracht gezogen: Einschnecken- und zwei Doppelschnecken - quer und längs. Zunächst wurde beschlossen, die Haupteinheiten der Mi-6 und V-12 für die neuen Maschinen zu verwenden: Rotorblätter - für einen Einrotor-Hubschrauber; Rotorblätter, Hauptgetriebe und Steuersystemverstärker - für Doppelrotorhubschrauber; und ab Mi-8: Rotorblätter - für einen Querhubschrauber mit 23 m Hauptrotor Folgende Optionen wurden untersucht: ein Einrotorhubschrauber mit einem 35 m Hauptrotor; Doppelschnecken-Querschema mit Schnecken mit einem Durchmesser von 23 und 35 m; Längs-Doppelschnecken-Konfiguration mit 35-m-Rotoren.Allerdings hatten sie alle die gleichen Nachteile - Inkonsistenz der Parameter Leistungsbeschreibung, geringes Rücklauf- und hohes Abfluggewicht und damit geringe Leistungsmerkmale.

Die Analysten des Unternehmens kamen zu dem Schluss, dass es zur Lösung des Problems nicht ausreicht, sich auf die Wahl der optimalen Parameter zu beschränken – es bedarf unkonventioneller Entwurfsmethoden. Gleichzeitig war es notwendig, sowohl auf die Verwendung von Seriengeräten als auch auf die Verwendung allgemein anerkannter Konstruktionslösungen zu verzichten.

Das schwere Hubschrauberprojekt erhielt eine neue Bezeichnung Mi-26 oder "Produkt 90". Die Mitarbeiter des MVZ im. M. L. Mile "" begann im August 1971 mit der Entwicklung eines Vorentwurfs, der drei Monate später fertiggestellt wurde. Zu diesem Zeitpunkt änderte der militärische Kunde die technischen Anforderungen an den Hubschrauber - erhöhte die Masse der maximalen Nutzlast von 15 auf 18 Tonnen Das Projekt wurde neu konzipiert. Der Mi-26-Hubschrauber war wie sein Vorgänger Mi-6 für den Transport gedacht verschiedene Typen militärische Ausrüstung, Lieferung von Munition, Nahrungsmitteln, Ausrüstung und anderem Material, innerfrontseitige Überführung von Truppen mit militärischer Ausrüstung und Waffen, Evakuierung von Kranken und Verwundeten und in Einzelfälle, für die Landung von taktischen Angriffstruppen.

Die Mi-26 war der erste russische Hubschrauber der neuen dritten Generation. Solche Drehflügler wurden Ende der 60er - Anfang der 70er Jahre entwickelt. von vielen ausländischen Firmen und unterschied sich von ihren Vorgängern in verbesserten technischen und wirtschaftlichen Indikatoren, vor allem in der Transporteffizienz. Aber die Parameter des Mi-26 übertrafen sowohl die inländischen als auch die ausländischen Indikatoren von Hubschraubern mit Laderaum deutlich. Die Gewichtseffizienz betrug 50% (statt 34% beim Mi-6), die Kraftstoffeffizienz betrug 0,62 kg / (t * km). Mit praktisch den gleichen geometrischen Abmessungen wie der Mi-6, neues Gerät hatte die doppelte Nutzlast und deutlich bessere Flugleistungen. Die Verdopplung der Nutzlast hatte fast keinen Einfluss auf das Startgewicht des Helikopters.

Der wissenschaftlich-technische Rat des Ministeriums für Luftfahrtindustrie genehmigte den vorläufigen Entwurf der Mi-26 im Dezember 1971. Der Entwurf des Luftgiganten beinhaltete einen großen Aufwand an Forschung, Design und technologischer Arbeit sowie die Entwicklung neuer Ausrüstung . V kurze Zeit es war vorgesehen, Einheiten und Systeme mit geringen relativen Massen und hohen Ressourcen, einem Prüfstand, Testkomponenten und Baugruppen zu erstellen und zu bauen, die Eigenschaften von Strukturen aus neuen Materialien zu untersuchen, neue Blattprofile, aerodynamische Eigenschaften eines Hubschraubers, Stabilität von leichte Klingen usw. Diesbezüglich "" MVZ im. M. L. Mil "" zog die enge Zusammenarbeit TsAGI, LII, VIAM, NIAT, TsIAM und andere Organisationen an.

1972 ""MVZ im. M. L. Mil "" erhielt positive Meinungen von den Instituten der Luftfahrtindustrie und dem Kunden. Von den beiden Vorschlägen, die dem Luftwaffenkommando vorgelegt wurden: der Mi-26 und des vom Ukhtomsk Helicopter Plant entwickelten Drehflüglers, wählte das Militär das Milev-Flugzeug. Ein wichtiger Schritt bei der Konstruktion des Helikopters war die kompetente Vorbereitung der technischen Aufgabe. Der Kunde verlangte zunächst den Einbau eines Radantriebs, schwerer Waffen, die Abdichtung des Laderaums des Helikopters, den Betrieb von Motoren mit Autokraftstoffen und ähnliche Verbesserungen, die eine erhebliche Gewichtung der Struktur mit sich brachten. Die Ingenieure fanden einen vernünftigen Kompromiss – kleinere Anforderungen wurden abgelehnt, die wichtigsten erfüllt. Als Ergebnis wurde ein neues Cockpit-Layout erstellt, das es ermöglichte, die Besatzung von vier auf fünf Personen zu erhöhen; die Höhe des Laderaums ist im Gegensatz zum ursprünglichen Projekt über die gesamte Länge gleich geworden. Das Design einiger anderer Teile des Hubschraubers wurde ebenfalls modifiziert.

1974 wurde das Erscheinungsbild des schweren Hubschraubers Mi-26 fast vollständig geformt. Es hatte ein klassisches Layout für Mil-Transporthubschrauber: Fast alle Kraftwerkssysteme befanden sich über dem Frachtraum; die gegenüber dem Hauptgetriebe vorgezogenen Motoren und das im Bug befindliche Cockpit balancierten das Heck. Bei der Konstruktion eines Hubschraubers wurden erstmals Rumpfkonturen durch Vorgabe von Flächen mit Krümmungen zweiter Ordnung berechnet, wodurch der Ganzmetall-Semi-Monocoque-Rumpf der Mi-26 seine charakteristischen stromlinienförmigen "delfinähnlichen" Formen erhielt. Bei seiner Konstruktion war zunächst die Verwendung von Plattenaufbau und Leimfugen des Rahmens vorgesehen.

Im vorderen Rumpf der Mi-26, abgedichtet und mit einer Klimaanlage ausgestattet, befand sich ein geräumiges und komfortables Cockpit mit Sitzen für den Kommandanten (linker Pilot), rechten Piloten, Navigator und Flugausrüstung sowie ein Cockpit für vier Personen, die die Fracht begleiten, und das fünfte Besatzungsmitglied - Flugmechaniker. An den Seiten der Kabinen befanden sich Blisterluken für die Notflucht aus dem Hubschrauber sowie Panzerplatten. Unter dem Boden der Kabinen befanden sich Fächer für Navigations- und Funkausrüstung, Lebenserhaltungssysteme und Auxiliary Power Point- Gasturbineneinheit TA-8A, die das autonome Starten von Motoren, die Stromversorgung von Lade- und Entlademechanismen und anderen Systemen ermöglicht. Unter der funktransparenten Verkleidung im Bug befand sich ein Navigationsradar.

Der mittlere Teil des Rumpfes wurde von einem geräumigen Laderaum mit einem in den Heckausleger übergehenden Heckraum eingenommen. Die Länge der Kabine betrug 12,1 m (mit einer Gangway - 15 m), die Breite betrug 3,2 m und die Höhe variierte von 2,95 bis 3,17 m 20 Tonnen, ausgelegt für die Ausrüstung einer motorisierten Schützendivision wie eines Schützenpanzers , selbstfahrende Haubitze, gepanzertes Aufklärungsfahrzeug usw. Das Laden der Ausrüstung erfolgte selbstständig durch die Ladeluke im hinteren Teil des Rumpfes, die mit zwei absenkbaren Seitenklappen und einer absenkbaren Leiter mit Podrapnikov ausgestattet war. Die Gangway- und Flügelsteuerung war hydraulisch. Für die Mechanisierung der Lade- und Entladevorgänge wurde der Laderaum mit zwei elektrischen Winden LG-1500 und einer Seilzugvorrichtung ausgestattet, die das Laden, Entladen und den Transport entlang der Kabine von Lasten bis zu 5 Tonnen ermöglicht, sowie das Spannen von Radfernbedienungen. angetriebene Ausrüstung. Die Beladung von Passagieren oder leichter Fracht konnte zusätzlich durch drei Gangway-Türen an den Seiten des Rumpfes erfolgen. In der Landeversion trug die Mi-26 82 Soldaten oder 68 Fallschirmjäger. Eine spezielle Ausrüstung machte es möglich, den Helikopter innerhalb weniger Stunden in einen Krankenwagen für den Transport von 60 Verwundeten auf Trage und drei begleitenden Sanitätern zu verwandeln. Übergroße Fracht mit einem Gewicht von bis zu 20 Tonnen konnte auf einer Außenschlinge transportiert werden. Seine Einheiten befanden sich in der Struktur des tragenden Bodens, so dass die Demontage des Systems beim Transport von Gütern im Inneren des Rumpfes nicht erforderlich war. Hinter der Ladeluke ging der Rumpf mit einem profilierten Endauslegerkiel und einem Stabilisator glatt in den Heckausleger über.

Unter dem Ladeboden des Rumpfes wurden acht Hauptkraftstofftanks mit einem Gesamtvolumen von 12.000 Litern platziert. In der Fährversion konnten im Laderaum der Mi-26 vier zusätzliche Tanks mit einem Gesamtvolumen von 14800 Litern installiert werden. Oben über dem Laderaum befanden sich Fächer für die Motoren, das Hauptgetriebe und zwei Versorgungstanks. An den Eingängen zu den Triebwerkslufteinlässen wurden pilzförmige Staubschutzvorrichtungen installiert. Verbrauchsfähige Treibstofftanks und Motoren wurden durch Panzerung geschützt.

Um die geplanten geringen Werte der Masse der Einheiten und Teile des Mi-26 bei hoher Belastung und das erforderliche Maß an Festigkeit und Zuverlässigkeit zu gewährleisten, wurde das OKB entwickelt und die Pilotproduktion "" MVZ im. M. L. Milya "" hat über 70 Prüfstände gebaut, darunter so einzigartige wie einen Stand für statische Tests von Rumpf und Chassis durch die Methode des "Abwerfens" eines Originalprodukts, einen geschlossenen Stand zum Testen des Hauptgetriebes, u.a Großmaßstab zum Testen der Antriebs- und Tragsysteme eines Hubschraubers, ein Stand statische Vorversuche und Feinabstimmung der Rumpffächer, ein statischer Prüfstand für das Rumpfheck. Beim Testen des Rumpfes wurde die erforderliche Festigkeit erreicht, indem Schwachstellen konsequent identifiziert und verstärkt wurden. Dadurch übertraf die Mi-26 ihren Vorgänger in Bezug auf Laderaumvolumen und Nutzlastgewicht um fast das Doppelte, während das Rumpfgewicht unverändert blieb. Es wurden auch Stände zum Testen der Getriebe und Wellen des Heckgetriebes und einzelner Teile des Hauptgetriebes, dynamische Tests der Blätter, kombinierte Tests der Anlenkungen der Buchsen und Endteile der Haupt- und Heckrotorblätter usw. erstellt durchgeführt. Die Ergebnisse von Prüfstandsversuchen wurden sofort bei der Auslegung von Geräten und Systemen berücksichtigt.

Die Hauptaufgabe bei der Konstruktion der Mi-26 war wie bei allen anderen Drehflüglern die Schaffung eines modernen Hauptrotors mit geringer Masse und hohen aerodynamischen und Festigkeitseigenschaften. Bei der Entwicklung der Mi-26-Klingen griffen die OKB-Ingenieure auf einen reichen Erfahrungsschatz in Konstruktion und Betrieb von Klingen mit einem Stahlholm und einem Aluminiumlegierungsholm zurück. Wenig Erfahrung mit der Verwendung von Fiberglas in Blättern dieser Größe führten dazu, dass sich die Konstrukteure entschieden, es nicht als Hauptmaterial für einen so großen Propeller zu verwenden. Der Stahlholm lieferte eine viel höhere Dauerfestigkeit. Darüber hinaus wurde zu dieser Zeit eine einzigartige Technologie zur Herstellung von Stahlholmen mit Ösen zur Befestigung an der Muffe, die einstückig mit dem Rohr gefertigt sind, entwickelt. Das Hauptrotorblatt des schweren Helikopters wurde auf Basis eines Stahlholms und einer Formgebungsstruktur aus Fiberglas konstruiert. Zwischen der inneren Glasfaserschicht und der äußeren Glasfaserummantelung befanden sich Glasfaser-Kraftriemen und Leichtschaum. Das Heckfach mit Fiberglas-Ummantelung und Wabenfüller aus Nomex-Papier wurde mit der Außenhaut verklebt. Jedes Blatt war mit einem pneumatischen System zum Erkennen von Mikrorissen im Holm im Stadium ihrer Bildung ausgestattet. Gemeinsam mit TsAGI durchgeführte Forschungen zur Optimierung der aerodynamischen Anordnung der Blätter haben die Effizienz des Propellers deutlich erhöht. Ein Versuchssatz von fünf dynamisch ähnlichen Mi-26-Blättern bestand 1975 im Mi-6-Fluglabor vorläufige Tests.

Erstmals in der Geschichte des Hubschrauberbaus wurde der hochbelastete Mi-26 Hauptrotor mit acht Blättern konstruiert. Um eine solche Schraube zu montieren, mussten die Hülsenhülsen abnehmbar gemacht werden. Die Befestigung der Schaufeln an der Nabe erfolgte traditionell über drei Scharniere, bei der Konstruktion des Axialscharniers haben die Ingenieure von MVZ im. ML Mil "" führte einen Torsionsstab ein, der Fliehkräfte wahrnimmt. Eine Reihe von Gelenkanordnungen wurde unter Verwendung von Metall-Fluorkunststoff-Lagern hergestellt. Die vertikalen Fugen wurden mit hydraulischen Federdämpfern ausgestattet. Um die Masse der Rotornabe zu reduzieren, wurde bei der Konstruktion Titan anstelle von Stahl verwendet. All dies ermöglichte es, einen achtblättrigen Hauptrotor mit einem um 30% mehr Schub und einer um 2 Tonnen geringeren Masse als der des fünfblättrigen Mi-6-Propellers zu schaffen. Die Vorversuche des Mi-26-Hauptrotors, die 1977 im Mi-6-Fluglabor durchgeführt wurden, bestätigten die Richtigkeit der Parameterwahl, zeigten hohe aerodynamische Eigenschaften, das Fehlen verschiedener Instabilitäten, geringe Vibrationen, mäßige Spannungen in den Blattholmen und die Höhe der Belastungen in den Einheiten des Tragsystems, die den berechneten Wert nicht überschreiten.

Beim Mi-26-Hubschrauber wurde ein Heckrotor mit Drehrichtung eingebaut, bei dem das Unterblatt gegen die Strömung ging. Ganzglasblätter eines fünfblättrigen halbstarren Heckrotors wurden über horizontale und axiale Scharniere mit einem Torsionsstab an der Nabe befestigt. Die Holme seiner Klingen wurden zuerst durch Handlegen von Stoff und dann durch eine neue Methode der maschinellen Spiralwicklung hergestellt. Trotz der Verdoppelung des Heckrotorschubs blieb seine Masse gleich der des Mi-6-Propellers. Die Haupt- und Heckrotorblätter wurden mit einem elektrothermischen Anti-Icing-System ausgestattet. Ein erfahrener Heckrotor hat Vorversuche im Mi-6 Fluglabor bestanden. Neben den Blättern wurde Glasfaser als Strukturmaterial bei der Herstellung des Stabilisators und einiger nicht kraftbelastender Elemente der Rumpfstruktur verwendet.

Eine der schwierigsten Aufgaben war die Schaffung des Hauptgetriebes, das eine Leistung von über 20.000 PS übertragen sollte. Für alle Mil-Hubschrauber, mit Ausnahme des Mi-1, wurden die Hauptgetriebe von Triebwerkskonstrukteuren entworfen, und das Mil Design Bureau führte nur einen Entwurfsplan durch. Bei der Arbeit an der Mi-26 waren die Antriebsdesignbüros nicht in der Lage, ein von den Projektmanagern für den Mi-26-Massensatz ausgelegtes Hauptgetriebe zu erstellen. Das einzigartige Hauptgetriebe wurde in Eigenregie auf der Kostenstelle entwickelt. Zwei kinematische Schemata wurden in Betracht gezogen: das traditionelle Planetengetriebe und ein grundlegend neues Multi-Threaded, das zuvor in der heimischen Hubschrauberindustrie nicht verwendet wurde. Studien haben gezeigt, dass das zweite Schema erhebliche Massegewinne bietet. Infolgedessen übertrifft das dreistufige Hauptgetriebe VR-26, das das beim Mi-6 verwendete R-7-Getriebe in Bezug auf die übertragene Leistung fast doppelt und in Bezug auf das Abtriebsdrehmoment mehr als das Eineinhalbfache übertrifft, erwies sich als schwerer als sein Vorgänger um nur 8,5%. Die Übersetzung des Hauptgetriebes betrug 62,5:1.

Das Mi-26-Chassis ist ein Dreirad, das eine Vorder- und zwei Hauptstützen mit Zweikammer-Stoßdämpfungsstreben umfasst. Unter dem Endträger wurde eine einziehbare Heckstütze installiert. Um das Be- und Entladen zu erleichtern, wurde das Hauptfahrwerk mit einem System zum Ändern der Bodenfreiheit ausgestattet.

Bei der Entwicklung des Mi-26 wurde besonderes Augenmerk auf die Autonomie der Basis gelegt, um die Zuverlässigkeit und den Bedienkomfort zu erhöhen. Das Vorhandensein von speziellen Leitern, Hauben, Mannlöchern und Luken ermöglichte die Bodenabfertigung des Hubschraubers und seiner Baugruppen ohne den Einsatz spezieller Flugplatzeinrichtungen.

Die Konstrukteure des Konstruktionsbüros beendeten 1975 die Konstruktion der meisten Einheiten und Systeme. Gleichzeitig nahm die Staatskommission das endgültige Modell des Hubschraubers an und gemäß der Regierungsverordnung begann die Montagehalle der Kostenstelle voll zu bauen -maßstabsgetreue Modelle des Mi-26. V.V.Shutov wurde zum neuen verantwortlichen leitenden Designer ernannt. Die erste Kopie des Hubschraubers, die im folgenden Jahr zusammengebaut wurde, wurde wiederholten statischen und Vibrationstests unterzogen. Im Oktober 1977 war die Montage des ersten Flugmodells vorzeitig abgeschlossen und am letzten Tag desselben Monats rollte der Traktor die erste Mi-26 aus der Werkstatt zum Entwicklungsstandort. Die Fertigstellung des ballastbeladenen Hubschraubers und seiner Systeme am Boden dauerte eineinhalb Monate. An den Blättern angebracht, ermöglichten spezielle Ladeklappen-Moulinetten, den Betrieb der Triebwerke in allen Modi ohne Helikopter-Tether zu überprüfen. Am 14. Dezember 1977 riss Testpilot G.R. Karapetian erstmals den Helikopter vom Boden und führte einen dreiminütigen Test von Systemen und Baugruppen in der Luft durch. Im Februar des folgenden Jahres flog die Mi-26 vom Werksgelände zur Flugforschungsstation MVZ, wo sie bald dem Kommando der Luftwaffe der UdSSR vorgeführt wurde.

Die Werkstestpiloten G.V. Alferov und Yu.F. Chapaev wirkten zusammen mit dem Firmenpiloten G.R. Karapetian aktiv an der Feinabstimmung des neuen Helikopters mit. Die Aufgaben des leitenden Ingenieurs für Flugtests wurden von V.A. Izakson-Elizarov wahrgenommen. Mitte 1979 wurde das Werkstestprogramm erfolgreich abgeschlossen. Die daran teilnehmenden Vertreter des Kunden zogen ein vorläufiges positives Fazit über die Übereinstimmung der ermittelten Flugleistungsmerkmale mit den vorgegebenen Parametern. Der Rostov Helicopter Production Association (RVPO) begann mit der Beherrschung der Serienproduktion des Mi-26, und der erste Prototyp nach der Fehlererkennung und dem Austausch einiger Teile Ende Oktober desselben Jahres wurde dem Kunden für die Stufe "A " von gemeinsamen staatlichen Prüfungen.

Die Zustandstests des Mi-26 fanden in Rekordzeit statt. Dies lag an den umfangreichen Vorforschungs- und Versuchsarbeiten, die im Werk durchgeführt wurden. In Stufe "A" hatten die Tester nur ein Problem - die seitlichen niederfrequenten Schwingungen des Hubschraubers in einigen Flugmodi.

Der Fehler wurde behoben, indem die Rückseite der Motorhaubenverkleidungen geändert wurde. Darüber hinaus installierten die Konstrukteure einen neuen Blattsatz mit einem verbesserten aerodynamischen Layout am Prototyp. Im Mai 1979 trat der zweite im Pilotwerk des MVZ montierte Flugprototyp in die staatlichen Tests ein, bei denen die Funktion des Außenfederungssystems, des Lufttransports, der Takelage, des Festmachens und der sanitären Ausrüstung sowie die Platzierung verschiedener Kampfmittel überprüft wurden Einheiten im Laderaum durchgeführt wurde. Im April 1980 trat der zweite Mi-26 in das Air Force Research Institute für die letzte zweite Stufe "B" der staatlichen gemeinsamen Tests ein, und das erste Gerät wurde verwendet, um Landungen im Autorotationsmodus zu üben. Der nicht-motorisierte Sink- und Landemodus sorgte bei den Testern aufgrund des relativ geringen Gewichts des Hauptrotors und der hohen Belastung für einige Bedenken, jedoch zeigte der Helikopter eine garantierte Landefähigkeit mit ausgefallenen Triebwerken.

Während der Etappe „B“ gab es keine bösen Überraschungen, außer einem einmal geplatzten Reifen. Während der staatlichen Tests machten beide Helikopter eineinhalbhundert Flüge und "punkteten" über 104 Flugstunden.

Staatliche Prüfungen endeten am 26. August 1980. In der vom Kunden im Oktober desselben Jahres unterzeichneten Schlussakte hieß es: „Erfahrenes Mittel (nach damaliger Militärklassifikation galt die Mi-26 als“ Durchschnitt). ”- Anm. des Autors) Militärtransporthubschrauber Mi- 26 Staat gemeinsame Stufe "B" Tests bestanden ... Flugtechnische, kampftechnische und betriebliche Eigenschaften entsprechen im Wesentlichen den in der Resolution festgelegten Eigenschaften. Die statische Obergrenze und die maximale Zuladungsmasse überschreiten die von der TTT spezifizierten ... Der erfahrene Militärtransporthubschrauber Mi-26 und seine Komponenten, die gemäß den Testergebnissen positiv bewertet wurden, sollten für die Einführung in die Massenproduktion und Übernahme empfohlen werden von der sowjetischen Armee." Ein gleichzeitig mit den sowjetischen Hubschrauberbauern unternommener Versuch amerikanischer Spezialisten der Firma Boeing Vertol, im Rahmen des HLH-Programms einen Drehflügelriesen mit ähnlichen Parametern wie die Mi-26 zu schaffen, scheiterte.

So haben die Erfahrungen mit der Entwicklung und Erprobung des Hubschraubers Mi-26 gezeigt, dass erstens die Entwicklung der Theorie und Praxis des Hubschrauberbaus es ermöglicht, die Grenzen zu erweitern, die die maximale Masse des Hubschraubers begrenzen; zweitens ist die Endphase des Hubschraubers umso erfolgreicher, je größer der Arbeitsaufwand in den frühen Phasen des Entwurfs ist; und drittens kann die Erprobung von Aggregaten, Einzelelementen und Systemen an Ständen und Fluglaboren vor Flugbeginn eines neuen Helikopters die Zeit für dessen Feinabstimmung und Flugerprobung deutlich verkürzen und die Sicherheit erhöhen. Es sei darauf hingewiesen, dass dies ein Beispiel für die erfolgreichste und fruchtbarste Zusammenarbeit "" MVZ im. ML Mila "" mit dem Forschungsinstitut und der Führung der Luftwaffe.

Mitte der 80er Jahre. die erfahrene Mi-26 wurde entsprechend den Ergebnissen des Kampfeinsatzes von Hubschraubern in Afghanistan mit Ejektor-Abgasvorrichtungen sowie einem passiven Flugabwehrsystem nachgerüstet Raketensysteme... Die erste Serien-Mi-26, die beim Rostower Helikopter-Produktionsverband gebaut wurde, hob am 25. Oktober 1980 ab. Der neue Hubschrauber wurde durch die Bestände der Mi-6 ersetzt. Insgesamt wurden in Rostow etwa 310 Mi-26-Hubschrauber gebaut.

Die Lieferungen von Mi-26-Hubschraubern an separate Transport- und Kampfregimenter der Bodentruppen-Luftfahrt, an Regimenter und Staffeln von Grenztruppen begannen 1983. Nach mehreren Jahren der Feinabstimmung wurden sie zu zuverlässigen und beliebten Maschinen in der Armee. Der Kampfeinsatz des Hubschraubers begann in Afghanistan. Hubschrauber, die zum 23. Luftregiment der Grenztruppen gehörten, wurden zum Transport von Gütern, zur Lieferung von Verstärkungen und zur Evakuierung von Verwundeten eingesetzt. Es gab keine Kampfverluste. Die Mi-26 nahm an fast allen bewaffneten Konflikten im Kaukasus teil, darunter auch an zwei "Tschetschenien"-Kriegen. Insbesondere auf der Mi-26 erfolgte die operative Truppenlieferung und deren Verlegung während der Kämpfe in Dagestan im Jahr 1999. Neben der Heeresluft- und Luftfahrt traten die Grenztruppen der Mi-26 in die Lufteinheiten der das damalige russische Innenministerium. Überall hat sich der Helikopter als äußerst zuverlässige und oft unersetzliche Maschine bewährt.

Fand den Einsatz des Mi-26 im Kampf gegen Brände und bei Naturkatastrophen. 1986 wurden Hubschrauber bei der Beseitigung der Folgen des Unfalls im Kernkraftwerk Tschernobolsk eingesetzt. Angesichts des Ernstes der Lage entwickelten und rüsteten die Konstrukteure in nur drei Tagen die entsprechende Modifikation aus. Die Piloten der Mi-26 ließen Zehntausende Tonnen spezieller Flüssigkeiten und anderer Schutzmaterialien von ihren schweren Lastwagen auf den todesatmenden Reaktor und das kontaminierte Gebiet ab.

Aeroflot erhielt 1986 Mi-26. Die Tyumen Aviation Enterprise war die erste, die sie erhielt. Während der Erschließung von Gas- und Ölfeldern in Westsibirien waren die schweren Lastwagen von Rostow besonders nützlich. Besonders gefragt waren die einzigartigen Kranmontagefähigkeiten der Maschine. Nur darauf kann Ladung bis zu 20 Tonnen transportiert und direkt am Einsatzort montiert werden.

Die russischen und ukrainischen Mi-26 hatten die Chance, an den UN-Friedensmissionen teilzunehmen. Sie arbeiteten auf dem Gebiet des ehemaligen Jugoslawiens, Somalias, Kambodschas, Indonesiens usw. Aufgrund ihrer einzigartigen Tragfähigkeit sind die schweren Lkw aus Rostow im Ausland sehr gefragt. Dort werden sie seit zehn Jahren sowohl von inländischen Fluggesellschaften als auch von ausländischen Fluggesellschaften betrieben, die Helikopter zur Miete oder zum Leasing angemietet haben. Eines der Unternehmen, die den Mi-26T leasen, ist das zypriotische Unternehmen Nutshell. Der dazugehörige Luftriese löschte Brände, transportierte Waren, agierte unter der Schirmherrschaft der UNO als Friedenstruppe in Osttimor. Mi-26T führte in Deutschland und anderen europäischen Ländern den Transport von schwerem Sperrgut, Bau- und Installationsarbeiten beim Bau von Stromleitungen, Antennenmaststrukturen, Wiederaufbau und Bau von Industrieanlagen, Löschen von Wald- und Stadtbränden durch.

Im Jahr 2002 unterstützte die Mi-26 der russischen Fluggesellschaft "Vertical-T" sogar das US-Militär. Ein Schwerlastträger brachte einen abgestürzten Boeing-Vertol CH-47 Chinook, das schwerste Drehflügler der US Army Aviation, aus schwer zugänglichen Regionen Afghanistans zum amerikanischen Stützpunkt Bagram. Wohlhabende Amerikaner sind sehr sensibel, wenn es darum geht, ihre Drehflügler zu retten und zu retten.

Derzeit werden schwere Drehflügler im In- und Ausland erfolgreich für zivile und militärische Zwecke eingesetzt. Sie werden für die Lieferung humanitärer Hilfe, die Evakuierung von Flüchtlingen, den Transport von Gütern und Ausrüstung, für Kran- und Montagearbeiten, beim Brückenbau, bei der Montage eingesetzt schwere Ausrüstung Industrieunternehmen, beim Bau von Bohrinseln, Stromleitungen, beim Entladen von Schiffen in der Außenreede und bei vielen anderen Arbeiten, sowohl in normalen als auch in schwer zugänglichen Bereichen.

Nach der Vorführung der Mi-26 auf der Flugschau in Le Bourget 1981 interessierten sich ausländische Kunden für den frachtstärksten Helikopter der Welt. Die ersten vier Exemplare des Luftriesen wurden von Indien gekauft. Nach dem Zusammenbruch der Sowjetunion landeten schwere Fahrzeuge neben den russischen Streitkräften in den Armeen der GUS-Staaten. Sie werden auch von Nordkorea (zwei Hubschrauber), Südkorea (einer), Malaysia (zwei), Peru (drei), Mexiko (zwei), Griechenland und Zypern betrieben. 2005 bestellte Venezuela die Mi-26. Der weitere Ausbau des Einsatzes der Mi-26 sowohl im In- als auch im Ausland wird durch die Quittung dafür im Jahr 1995 erleichtert. inländischen Lufttüchtigkeitszeugnis.

Kommen wir nun direkt zur Analyse der indischen Ausschreibungsteilnehmer.

Vor nicht allzu langer Zeit kam aus Indien die Nachricht über das Ergebnis einer Ausschreibung zum Kauf eines Kampfhubschraubers. Diese Ausschreibung wurde von der amerikanischen Boeing AH-64D gewonnen, die die russische Mi-28N in einer Reihe von Eigenschaften übertraf. Nun gibt es neue Informationen über den Verlauf einer weiteren Ausschreibung zur Lieferung von Hubschraubern, und auch hier könnte die Lage für Russland unangenehm werden. Aber das Wichtigste zuerst.

Am vergangenen Sonntag veröffentlichte die indische Ausgabe der Times Of India Informationen über den bevorstehenden Abschluss des Wettbewerbs, dessen Ziel es ist, ein Dutzend schwerer Transporthubschrauber der indischen Luftwaffe zu kaufen. Die Hauptkonkurrenten bei diesen "Wettbewerben" waren die Hubschrauber Boeing CH-47 Chinook und Mi-26T2. Trotz der Zugehörigkeit zur gleichen Klasse unterscheiden sich diese Maschinen deutlich in ihren Eigenschaften. Zuallererst ist es erwähnenswert, sich an die Nutzlast dieser Drehflügler zu erinnern. Der amerikanische CH-47-Hubschrauber der neuesten Modifikationen kann Fracht mit einem Gesamtgewicht von über zwölf Tonnen in die Luft heben, und für den russischen Mi-26T2 beträgt dieser Parameter 20.000 Kilogramm. Somit können die Eigenschaften beider Helikopter transparent auf das Ergebnis des Wettbewerbs hinweisen.

Die Times Of India brachte jedoch eine völlig unerwartete Neuigkeit. Unter Bezugnahme auf eine Quelle im indischen Verteidigungsministerium schreibt die Veröffentlichung, dass der Gewinner bereits gekürt wurde und es sich nicht um ein russisches Auto handelt. Als Hauptgrund für diese Wahl nannte die Quelle die niedrigeren Kosten des amerikanischen Hubschraubers. Darüber hinaus erwähnten indische Journalisten eine gewisse technische Überlegenheit des Chinook. Eine solche Nachricht sieht zumindest seltsam aus. Bisher endeten alle Wettbewerbe mit der Teilnahme von Mi-26-Hubschraubern verschiedener Modifikationen auf die gleiche Weise: die Unterzeichnung eines Vertrags mit Russland. Jetzt wird argumentiert, dass Russischer Hubschrauber hat den Wettbewerb nicht nur nicht gewonnen, sondern aus irgendeinem Grund schlechter als der amerikanische Drehflügler Autos, die sich deutlich von ihm unterscheidet. Versuchen wir, die aktuelle Situation zu verstehen.

Zuallererst lohnt es sich, die technischen Eigenschaften zu berühren. Wie bereits erwähnt, verfügt der russische Hubschrauber über eine große Nutzlast. Darüber hinaus kann nach diesem Parameter kein Hubschrauber der Welt mit der Mi-26 konkurrieren. Unterstützt wird die rekordhohe Tragfähigkeit durch die Größe des Laderaums: 12x3,25x3 Meter (ca. 117 Kubikmeter). Der Laderaum des CH-47 wiederum ist deutlich kleiner: 9,2 x 2,5 x 2 Meter (ca. 45 Kubikmeter). Es ist nicht schwer zu erraten, welcher Hubschrauber in der Lage sein wird, mehr Gewicht und Volumen zu befördern. In Bezug auf die Tragfähigkeit können wir uns an zwei Fälle erinnern, in denen russische Mi-26-Hubschrauber beschädigte CH-47 aus Afghanistan abholten. Außerdem liegt das normale Abfluggewicht amerikanischer Hubschrauber nur wenige Tonnen über der maximalen Nutzlast der russischen Mi-26. In Bezug auf Flugdaten, dann Geschwindigkeit und die Reichweite von Mi-26 und CH-47 sind ungefähr gleich. Technisch gewinnt also klar der russische Hubschrauber. Vorausgesetzt natürlich, der Kunde benötigt ein Fahrzeug mit einer Tragfähigkeit von zwei Dutzend Tonnen. Gemessen an der ursprünglichen Leistungsbeschreibung des Wettbewerbs will sich die indische Luftwaffe genau solche Hubschrauber besorgen.

Kommen wir zur finanziellen Seite der Sache. Laut offenen Quellen kosteten spätmodifizierte CH-47-Hubschrauber ausländische Kunden etwa 30 Millionen US-Dollar pro Stück. Zum Mi-26T2 gibt es keine solchen Informationen, aber die vorherigen Hubschrauber dieses Modells kosteten nicht mehr als 25 Millionen. Mit anderen Worten, selbst bei einer signifikanten Änderung in der Zusammensetzung der Ausrüstung, Motoren usw. Der russische Hubschrauber der neuen Modifikation ist zumindest nicht teurer als der amerikanische. Vielleicht hat das indische Ausschreibungskomitee bei der Berechnung der wirtschaftlichen Nuancen nicht nur den Preis der Hubschrauber, sondern auch die Wartungskosten berücksichtigt. Dieses Argument scheint jedoch aufgrund der besseren Tragfähigkeit des Mi-26T2 nicht ganz richtig. Es liegt auf der Hand, dass eine große Nutzlast den Betreiber einen angemessenen Betrag kostet. Hier kehren die Überlegungen wieder zu den technischen Bedingungen des Wettbewerbs zurück, in denen die Tragfähigkeit von 20 Tonnen angegeben wurde. Warum, fragt man sich, eine solche Anforderung einbeziehen, wenn Ihnen das Geld für den Kauf der Hubschrauber, die sie erfüllen, einfach leid tut?

Die interessantesten Informationen, die Aufschluss über die Ergebnisse des indischen Wettbewerbs geben können, stammen jedoch von RIA Novosti. Auch die russische Nachrichtenagentur verweist auf eine anonyme Quelle, diesmal in der Nähe unserer Rüstungsindustrie. Trotz seiner Anonymität teilte diese Person ziemlich offensichtliche und erwartete Informationen. Die Quelle Novosti behauptet, dass russische Hubschrauberhersteller noch keine offizielle Mitteilung über das Ergebnis des indischen Wettbewerbs erhalten haben. Vielleicht verfügt die Quelle von RIA Novosti aus irgendeinem Grund nicht über die richtigen Informationen, aber eine Reihe von Dingen lässt uns die Richtigkeit seiner Worte erkennen. Die Entscheidung des Wettbewerbskomitees wird wie immer sofort bekannt gegeben und durch die Medien verbreitet. Und im Moment haben wir nur Informationen aus inoffiziellen anonymen Quellen. Zunächst einmal ist eine namenlose Person des indischen Verteidigungsministeriums misstrauisch. Tatsache ist, dass die als wahr akzeptierte Aussage über den Gewinn von CH-47 zu viele Zweifel und Fragen aufwirft, sowohl in technischer als auch in wirtschaftlicher Hinsicht. Die Quelle der russischen RIA Novosti wiederum teilte Informationen, die der Logik und einer Reihe anderer Fakten nicht offensichtlich widersprachen.

Auf diese Weise, Derzeit sind die Nachrichten über die Ergebnisse der Ausschreibung zur Lieferung eines schweren Transporthubschraubers für die indische Luftwaffe als Gerücht zu werten, zumindest ohne offizielle Bestätigung. Gleichzeitig bleibt bis zur Bekanntgabe der Ergebnisse der Ausschreibung durch die Kommission des indischen Verteidigungsministeriums die Frage nach dem Gewinner offen. In einer solchen Situation lohnt es sich, das Ende der Arbeit der Wettbewerbskommission abzuwarten und Ihren Verdacht auf die eine oder andere anonyme Quelle mit der Realität zu überprüfen.