Cálculo de la fuerza centrífuga de la pala portadora del helicóptero. Fundamentos de la aerodinámica del rotor principal. Diseño de hélice

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1 UDC: V.A. Grayvoronsky, A.G. Grebenikov I.N. Shepel, T.A. Gamanukha Un método aproximado para calcular las fuerzas aerodinámicas normales distribuidas a lo largo de la pala del rotor de un helicóptero. NO. Zhukovsky "KhAI" Sobre la base de la hipótesis de las secciones oblicuas, se consideran las cuestiones de determinar los esfuerzos distribuidos a lo largo de la pala del rotor, teniendo en cuenta la compresibilidad y la inestabilidad. Palabras clave: pala, rotor, helicóptero. Una característica del flujo alrededor del rotor principal en vuelo horizontal es la presencia de velocidades variables, ángulos de deslizamiento y ángulos de ataque de los elementos de las palas del rotor principal (HB). El uso del esquema de línea portadora, así como la descomposición del flujo en transversal y longitudinal para utilizar la hipótesis de secciones planas, es posible para una velocidad de vuelo horizontal que no exceda los 8 m / s. En la Fig. se muestra el espectro del flujo alrededor de la pala situado en la parte trasera del disco en µ =, 46, de donde se deduce que los ángulos de deslizamiento a lo largo de la pala cambian significativamente. Fig. Espectro del flujo alrededor de la pala del rotor La naturaleza del flujo alrededor de la pala del rotor a lo largo del radio y acimut a baja velocidad de vuelo se muestra en la Fig. A, para alta velocidad en la Fig. B. Los ángulos de deslizamiento de las secciones de la hoja difieren en más de 5 veces. a Fig. Campos de velocidades del flujo alrededor de la pala del rotor principal b 78

2 Mesa los valores de los ángulos de deslizamiento del flujo en la pala en radios relativos, 5 y, 9 para diferentes velocidades de vuelo en azimuts y 8. Mesa. Ángulos de deslizamiento de flujo en radios relativos V, km / h r =, r = 5 Si hasta velocidades µ =, 4 la zona de flujo inverso no cambia significativamente la magnitud de las fuerzas y momentos, entonces a altas velocidades se debe tener en cuenta su influencia. El mayor valor del radio de la zona de reflujo sin tener en cuenta el control de la pala corresponde al acimut ψ = 7 y es igual a r µ. Por lo tanto, la sección de la pala fluye alrededor de un flujo que cambia constantemente de dirección y magnitud. Esta circunstancia lleva a la necesidad de calcular las características de los tramos de pala por la velocidad total en el radio correspondiente, teniendo en cuenta la compresibilidad y no estacionariedad. La velocidad total en la sección está determinada por la rotación de la pala, el movimiento del helicóptero, el movimiento de oscilación de la pala, el flujo inductivo en la hélice, así como el movimiento centrífugo longitudinal a lo largo de la pala. El flujo centrífugo se produce debido a la capa límite. Como muestran los cálculos numéricos, este flujo no tiene un efecto significativo sobre el flujo alrededor de la pala. En la Fig. 3 muestra los diagramas de las capas límite laminares y turbulentas. Con una capa límite turbulenta, el flujo radial está prácticamente ausente debido a fuerzas tangenciales significativas. La coordenada x define un punto a lo largo de la cuerda en sistema relacionado coordenadas. Por ejemplo, con un valor de x =, 5 my ω en = 5 rad / s, la velocidad más alta de la fuerza centrífuga en el modo laminar es Vr = .4 m / s, y en el modo turbulento, que es más probable , es diez veces menor, es decir este flujo puede ignorarse. Arroz. 3. Distribución de velocidades radiales en la capa límite: PS turbulento, PS laminar 79

3 La razón del flujo radial en la capa límite también puede ser la distribución de la presión a lo largo de la pala. Esto puede conducir a una redistribución de la carga aerodinámica para hélices muy cargadas. El plano de base para determinar los parámetros cinemáticos es el plano de diseño de rotación del tornillo (Fig. 4). Arroz. 4. Cinemática del flujo alrededor de la pala en el plano de diseño de la rotación del rotor El diagrama cinemático de las velocidades en la sección transversal de la pala se muestra en la Fig. 5. Fig. 5. Triángulo de velocidad de la sección de la pala La velocidad relativa en el plano de diseño de rotación en el radio r se determina mediante la expresión W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) =. () La componente vertical de la velocidad relativa V y = λ r β. () Entonces la velocidad relativa total en la sección (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) + λ + r β λ β = r En estas expresiones, se aceptan los parámetros relativos conocidos: µ = V cos (α); λ = V sen (α) + υ; β = a sin (ψ) b cos (ψ). en en y. (3) En vuelo nivelado, velocidades inductivas relativas (4) 8

4 υ>; tú<. 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 deformación de la pala y especialmente en las zonas de cambio de perfil y en la zona de flujo inverso. La sección de la pala está determinada por las líneas de corriente locales, que se consideran rectilíneas en la sección de la pala y se desvían de la sección normal hacia un lado u otro en un ángulo δ (tabla). Cambio en χ y δ dependiendo del acimut ψ, rad Expresión para 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 >de la cola. Para los helicópteros modernos, los cambios en la velocidad y el ángulo de ataque en las secciones a lo largo del tiempo alcanzan valores grandes: V & ma> ± m / s, & α ma> ± o / s. Esto conduce a un cambio no estacionario en todos los parámetros aerodinámicos; hay un retraso en la avería. El movimiento del helicóptero difiere significativamente de las características estacionarias previstas. Los coeficientes aerodinámicos en un momento de tiempo fijo estarán determinados no solo por los valores de la velocidad y el ángulo de ataque en un momento de tiempo dado, sino también por el proceso de su cambio en el tiempo anterior. Naturalmente, los momentos más distantes en el tiempo tendrán un efecto más débil en este proceso. La naturaleza de las dependencias α & = f (t) y V & = f (t) también tiene un impacto significativo. Lo suficientemente confiable 8

6 no existen dependencias en este tema, pero existen algunas dependencias experimentales que permiten tener en cuenta este fenómeno. En particular, el artículo describe un método de aproximación de datos experimentales mediante tres parámetros que determinan la naturaleza del cambio en el ángulo de ataque, lo que permite transferir los resultados obtenidos a otras condiciones. Los datos de este trabajo se utilizaron para determinar el coeficiente de fuerza normal del perfil en secciones normales y secciones a lo largo de la línea de corriente. Además, el coeficiente de fuerza normal se corrigió en función del grosor relativo de la sección y la compresibilidad. En el proceso de cálculo preliminar, los parámetros cinemáticos en las secciones de la hoja se determinaron de acuerdo con las dependencias anteriores. Como parámetros iniciales geométricos, cinemáticos y de equilibrio del helicóptero Mi- se toman: C =,; ω = 5,8 / s; a = 4,7; a = 5,7; en = ,; T V =, 35; D =, 7; k =, 4; ϕ 7 = 4. En la Fig. 6 muestra los parámetros cinemáticos en azimut W y W P en la séptima sección, así como los ángulos de ataque α y α y los ángulos del flujo convencionalmente no perturbado δ y χ. w w P α ep 5 α e 6 e HB ep 3 8 w α e 8 w P α ep Ψ Fig. 6. Parámetros cinemáticos de la sección de pala en la sección "7" sobre la hipótesis de secciones oblicuas; el subíndice "p" marca los parámetros según la hipótesis de las secciones normales Las velocidades totales en la sección W y W P prácticamente cambian según el 1er armónico. Naturalmente, en todos los azimuts, la velocidad total W es mayor que la velocidad W P, y el ángulo de ataque a lo largo de la línea de corriente es menor que el ángulo de ataque en la sección normal. Los ángulos de orientación del flujo total δ y χ, que son más sensibles al movimiento de aleteo de las palas, difieren significativamente de un simple cambio armónico. En la Fig. 7 muestra el cambio en las aceleraciones angulares y lineales en la sección "7". Para el caso específico de cálculo, α & prácticamente varía en el rango 83

7 + - / s. Este cambio está cerca del 1er armónico. Aceleración lineal W & en el rango de + - m / s. Las circunstancias indicadas de un cambio significativo tanto en el ángulo de ataque como en la velocidad total son la razón de la no estacionariedad de las características aerodinámicas. Desafortunadamente, no se ha estudiado la influencia separada de estos dos factores en el rendimiento aerodinámico. En la Fig. 7 muestra el cambio en la carga de flujo normal según la hipótesis de secciones oblicuas y normal 5 ẇ p α. P. ẇ α p Fig. 7. Cambio de fuerza normal en acimut en la sección "7"; el subíndice "p" marca los parámetros según la hipótesis W & y α & aceleración angular y lineal Ψ Estos datos se obtuvieron teniendo en cuenta la no estacionariedad en el ángulo de ataque. La carga según la hipótesis de las secciones oblicuas es ligeramente superior a la de las secciones normales, especialmente en la zona de la pala en retroceso n ψ = ψ = 3 ψ = n ψ = Fig. 8. Cambio en la carga lineal a lo largo del radio para acimut ψ = 3 y 84

8 Cambio en la carga lineal a lo largo del radio para acimut ψ = 3 y se muestra en la Fig. 8. Para acimut ψ = 3, la carga normal para ambas opciones de cálculo es prácticamente la misma. En el acimut ψ = la carga normal según la hipótesis de las secciones "oblicuas" es mayor que según la hipótesis de las secciones normales. Esto se debe al efecto simultáneo de los cambios en la velocidad y el ángulo de ataque sobre la carga lineal. Bibliografía. Teoría del rotor principal. [Texto] Ed. ALASKA. Martynova, M.: Ingeniería mecánica, 973. p .. Mikheev S.V., Anikin V.Kh., Sviridenko Yu.N., Kolomensky D.S. La dirección del desarrollo de métodos para modelar las características aerodinámicas de los rotores. [Texto] // Actas del VI Forum Ros VO. M., 4.5 p. 3. Shaidakov, V.I. Teoría del vórtice de disco de un rotor principal con una carga constante en el disco. [Texto] / V.I. Shaidakov // Diseño de helicópteros: tecnología. Senté. científico. tr. // MAI, no. 38, M., p. 4. Principales etapas de la actividad científica de TsAGI, / M., Fizmatlit, p. 5. Baskin, V.E. Fuerza normal de la sección de la pala del rotor principal durante la pérdida dinámica. [Texto] / V.E. Baskin, V.R. Lipatov // Actas de TsAGI, vol. 865, página 6. Graivoronskiy, V.A. La dinámica de un vuelo en helicóptero. [Texto]: libro de texto. Manual / V.A. Grayvoronsky, V.A. Zakharenko, V.V. Chmovzh. X.: Nat. aeroespacial un-t ellos. NO. Zhukovsky KhAI, 4. 8 p. 7. Fogarty, L.E. La capa límite laminar en una cuchilla giratoria. / J. aeronaut Sei., Vol. 8, no. 3, 95. Recibido por los editores del método Approaches para desarrollar gusanos aerodinámicos normales, gusanos de pala, gwent sin pala, helicóptero Un método adecuado de cálculo del esfuerzo aerodinémico normal distribuido sobre las palas del rotor del helicóptero Sobre la base de la hipótesis de las secciones transversales oblicuas se consideran cuestiones de definición del esfuerzo distribuido sobre las palas del rotor con la compresibilidad y la inestabilidad. Palabras clave: pala, rotor, helicóptero. 85

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29 UDC 629.7.023 A.A. Tsaritsinsky ESTIMACIÓN DE LA INFLUENCIA DE LA DEFORMACIÓN TÉRMICA DE UN PANEL COMPUESTO DE UNA BATERÍA SOLAR ESPACIAL EN SU ILUMINACIÓN Las baterías solares son las principales fuentes de energía

Universidad Técnica Nacional de Ucrania "Instituto Politécnico de Kiev" Departamento de dispositivos y sistemas de orientación y navegación Instrucciones metódicas para el trabajo de laboratorio en la disciplina "Navegación

SUSTANCIA: la invención se refiere a un método para determinar en vuelo las tensiones de flexión en un eje de rotor de un helicóptero con un casquillo de torsión de rotor principal. Para determinar las tensiones se miden las características de performance de vuelo por medios estándar durante todo el tiempo de vuelo, a partir de lo cual se seleccionan y sistematizan parámetros significativos, se determinan sus funciones de aproximación con el fin de obtener la función final de la dependencia de las tensiones en el rotor. eje en los parámetros de vuelo seleccionados. características técnicas, calcule las cargas en el eje del rotor utilizando modelo matemático, señalizar si se superan. Se proporciona la determinación del recurso residual y el control del nivel permisible de cargas. 2 c.p. f-ly, 7 enfermos.

La invención se refiere al campo de la aviación, en particular a los sistemas para monitorear el estado técnico de la aeronave, a saber, monitorear el nivel de esfuerzos de flexión del eje del rotor principal de un helicóptero en vuelo, en particular para un helicóptero ligero polivalente con palas articuladas, por ejemplo, helicópteros: ANSAT, VK-117, EC -145.

La transmisión es el elemento más complejo del diseño de un helicóptero. Se sabe que el mayor porcentaje de accidentes de helicópteros (hasta un 39%), según las estadísticas, está asociado precisamente a la falla de las unidades de transmisión de helicópteros.

En la etapa de desarrollo de sistemas de monitoreo, lo más importante es determinar y establecer signos de diagnóstico del estado técnico de las unidades de transmisión de helicópteros. La tarea principal en el desarrollo de un sistema de monitoreo es establecer valores de umbral de los indicadores de diagnóstico, una vez alcanzados los cuales deben tomarse las decisiones apropiadas sobre seguridad de vuelo adicional en operación. Si alguna señal de diagnóstico ha alcanzado su valor umbral, entonces se toma la decisión de limitar el recurso, reemplazar una pieza extraordinaria o retirar la unidad de transmisión del funcionamiento. Como regla general, la gran mayoría de las señales de diagnóstico no se muestran en la cabina durante el vuelo. Su análisis se lleva a cabo después de la finalización del vuelo. Sin embargo, se pueden mostrar algunas señales de diagnóstico particularmente críticas durante el vuelo, si así lo requieren las condiciones de seguridad.

En las últimas décadas, los helicópteros prometedores comenzaron a utilizar el llamado rotor principal sin bisagras, equipado con un casquillo sin bisagras, en el que las funciones de las bisagras horizontales, verticales y axiales se realizan mediante un elemento elástico de tipo extendido: una barra de torsión. La parte principal del diseño de la barra de torsión es una sección elásticamente deformable. La presencia de madera contrachapada de capas y ranuras proporciona a las corrientes de torsión una carga predominantemente en un estado de tensión-deformación uniaxial con cizallamiento transversal y flexión cuando la hoja se balancea en el plano de rotación. Esto permite reducir el costo de operación del helicóptero, pero al mismo tiempo aumenta los costos iniciales para el diseño y fabricación de tales estructuras. Por lo tanto, la precisión de la predicción de la carga y, en consecuencia, la estimación del recurso del sistema de transporte del helicóptero es hoy una de las tareas clave de la industria de los helicópteros.

El eje del rotor se carga por fuerzas y momentos de su cubo y el par generado en la salida de la caja de cambios principal. La longitud del eje del rotor principal está determinada por consideraciones de diseño, aerodinámicas y operativas.

Dado que el cubo semirrígido tiene un momento de flexión mayor en comparación con el pivotante, el control de las tensiones de flexión del eje del rotor principal de un helicóptero con un cubo sin juntas en vuelo es un problema urgente.

Un sistema conocido para monitorear la carga del eje del rotor (patente de EE. UU. No. 2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, fecha de publicación 09/02/2010, IPC G06F 15/00, G08B 21/00).

Un método para el control virtual de una carga en un sistema de rotor principal de helicóptero de acuerdo con una realización de la presente invención incluye seleccionar al menos un parámetro de la aeronave durante una rotación completa del rotor principal. Cálculo de coeficientes para obtener un conjunto de señales de alta frecuencia a partir de un parámetro de al menos una aeronave. Multiplicar cada una de la pluralidad de señales de alta frecuencia por un factor para obtener una pluralidad de señales analizadas. Estimación de la carga del rotor en base a las señales analizadas.

Un sistema de estado del rotor en tiempo real de acuerdo con una realización de la presente invención incluye un sistema sensor para medir cargas para obtener datos. El módulo está hecho con la posibilidad de monitoreo virtual de cargas para obtener datos calculados y detectar fallas en tiempo real y obtener un algoritmo para restar las señales calculadas de las señales medidas para obtener valores, que luego se comparan con valores estándar para dar el resultado final en el estado del rotor.

Los sensores leen parámetros como el peso de despegue de la aeronave, la altitud de densidad, la velocidad del rotor, la velocidad del flujo de aire, la aceleración normal, la velocidad de ascenso, el par motor, el ángulo de cabeceo, el ángulo de alabeo, la velocidad de guiñada, la velocidad de cabeceo, la velocidad angular de alabeo, la deflexión en la dirección longitudinal, posición lateral, posición del pedal y un conjunto de posiciones por revolución del rotor principal. Los vectores de los dieciséis parámetros dados se multiplican por los valores dados de la matriz, que incluye 10 filas y 16 columnas, para obtener diez coeficientes (c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, y c10) para determinar diez valores de las oscilaciones ... Los valores de oscilación se multiplican por un factor para obtener oscilaciones amplificadas. Si los vectores de vibración se denotan como w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9 y w10, y los coeficientes son c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, y c10, entonces la señal calculada de la fuerza cortante del eje del rotor principal se escribirá en la forma:

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

La amplitud y la fase de la fuerza cortante se calculan mediante la transformada de Fourier.

Un sistema conocido para recopilar datos, monitorear y diagnosticar el estado técnico de las unidades de propulsión de hélices de helicópteros (patente de RF para la invención No. 2519583, publ. 27/02/2014, IPC B64D 45/00), incluidos los sensores de vibración piezoeléctricos, que están instalados en el cuerpo, al menos, una de las unidades de accionamiento del rotor del helicóptero y están ubicadas de modo que reciban datos con la integridad suficiente para diagnosticar el estado técnico de las piezas, conjuntos de al menos una unidad de accionamiento del rotor de un helicóptero en funcionamiento, y un Unidad electrónica de a bordo. La unidad electrónica está conectada a las salidas de los sensores de vibración y está configurada con la posibilidad de procesamiento digital de señales de vibración, control e implementación de recolección, procesamiento primario y evaluación de los parámetros de señales de sensores individuales y / o sus combinaciones, acumulación de datos del sensor y guardarlos en medios externos y / o extraíbles adecuados para lectura por computadora y procesamiento secundario en condiciones terrestres. La eficiencia de la recopilación de datos, el contenido de información de la supervisión y el diagnóstico del estado técnico de las unidades de propulsión de hélice de un helicóptero en funcionamiento está aumentando.

La desventaja de este sistema de control es la imposibilidad de llegar a una conclusión inequívoca sobre el nivel de tensiones de fatiga en los conjuntos de helicópteros, incluido el eje del rotor, en función de las vibraciones medidas en vuelo. Además, la desventaja es la necesidad de instalar sensores y unidades electrónicas en helicópteros, el tiempo requerido para el procesamiento de datos secundarios en condiciones terrestres.

Existe un método conocido para operar un helicóptero (patente RF n. ° 2543111, publ. 27/02/2015, IPC В64С 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), que consiste en el hecho de que durante cada vuelo , se monitorea el empuje real del rotor principal del helicóptero, y Antes del inicio de la operación del helicóptero, se recopilan datos iniciales sobre las características de los motores de la central eléctrica de acuerdo con los formularios y los datos iniciales se recopilan sobre la magnitud de la empuje del rotor principal durante el control de vuelo estacionario del helicóptero. Durante toda la operación del helicóptero, los datos reales sobre la magnitud del empuje del rotor principal en los modos de vuelo estacionario del helicóptero se recopilan y registran, los datos estadísticos sobre el empuje del rotor principal se comparan con los valores iniciales utilizando un -valor de computadora de a bordo, se genera una señal al monitor con la ayuda de una computadora de a bordo sobre la necesidad de ajustar los parámetros del motor a valores que proporcionen una desviación del empuje del rotor dentro del 0.5% del valor inicial. La regulación de los parámetros del motor se lleva a cabo en modo automático o por personal de servicio en tierra. EFECTO: mayor eficiencia de la aplicación del helicóptero.

La desventaja de este método de operación es la imposibilidad de determinar el nivel de tensiones de fatiga en el eje del rotor en función de los resultados obtenidos, porque las tensiones de fatiga sobre él están determinadas por tensiones de flexión. Además, la desventaja es la necesidad de instalar sensores y unidades electrónicas en helicópteros, el tiempo requerido para el procesamiento de datos secundarios en condiciones de tierra. Además, una desventaja es la necesidad de recopilar datos iniciales sobre las características de los motores de la planta de energía de acuerdo con los formularios y recopilar los datos iniciales sobre la magnitud del empuje del rotor principal durante el control de vuelo estacionario del helicóptero antes de iniciar la operación de el helicóptero.

Como análogo más cercano, la patente de EE. UU. Núm. 2011112806, publ. 2011.05.12, IPC G06F 17/10. La invención se refiere a un método para proporcionar información sobre el estado crítico de un componente de un helicóptero, que incluye al menos un motor que acciona un rotor, que incluye un carenado, un eje y una pluralidad de palas. El sensor para medir la flexión y las cargas cíclicas que actúan sobre el rotor de un avión incluye una unidad de cálculo diseñada para calcular (a) la temperatura actual del cojinete del conjunto del rotor principal usando el primer modelo computacional, (b) prediciendo la temperatura del cojinete usando el primer modelo computacional , y (c) aplicando una carga a un componente seleccionado del ensamblaje del rotor usando un segundo modelo computacional, el primer y segundo modelos computacionales están configurados para calcular, respectivamente, el valor predicho y actual de la temperatura del rodamiento y la carga que actúa sobre el componente seleccionado basado en los parámetros de vuelo de control; y una unidad de visualización para visualizar en una sola escala un indicador móvil que es impulsado por la temperatura y carga proyectadas más altas del cojinete en el componente seleccionado. La pantalla muestra otro indicador móvil impulsado por la temperatura actual del rodamiento.

La desventaja del prototipo es la necesidad de instalar sensores externos, lo que presenta ciertas dificultades, ya que el diseño de helicópteros en serie no se adapta a la instalación de sensores externos, además, en los procedimientos. Mantenimiento y reparación de campo, los sensores externos no están completamente integrados con el resto del equipo de aviación, requieren manuales y manuales adicionales para la operación técnica y especialistas capacitados adicionales.

El objetivo de la solución técnica propuesta es crear un método para monitorear las tensiones de flexión en el eje del rotor durante todo el tiempo de vuelo (desde el despegue hasta el aterrizaje) para identificar los daños por fatiga del eje y prevenir emergencias.

El resultado técnico es la determinación del recurso residual y el control del nivel permisible de cargas.

El resultado técnico se logra por el hecho de que el método para determinar en vuelo las tensiones de flexión en el eje del rotor principal de un helicóptero con un casquillo de torsión del rotor principal incluye la medición durante todo el tiempo de vuelo por medios estándar de monitoreo del rendimiento de vuelo de el helicóptero, calculando las cargas en el eje del rotor principal utilizando un modelo matemático y señalando si se superan, se seleccionan y sistematizan parámetros significativos a partir del número de características de rendimiento medidas que tienen un impacto directo en el nivel de carga del eje del rotor, Las funciones de aproximación de los parámetros significativos se determinan para determinar la función final de la dependencia de las tensiones en el eje del rotor σ (t) a partir de los parámetros seleccionados de rendimiento de vuelo, los valores absolutos de las tasas de cambio de los ángulos de rotación del plato cíclico. en las direcciones longitudinal y transversal se añaden a la función final:

El método propuesto permite evaluar el nivel de carga del eje del rotor en cualquier momento de su operación de vuelo. Basado en el uso de medios estándar para monitorear los parámetros de un vuelo en helicóptero, permite determinar el nivel de esfuerzos de flexión durante todo el tiempo de vuelo, usarlo para registrar restricciones de vuelo e informar a la tripulación sobre exceder el nivel de carga permisible, como así como determinar la vida residual.

En la invención reivindicada, se analizan las condiciones para justificar el establecimiento de valores límite para características de diagnóstico particularmente críticas en el ejemplo de indicación de las tensiones de flexión reales del eje del rotor principal de un helicóptero de un solo rotor en vuelo, en particular para helicópteros ANSAT.

La esencia de la invención radica en que a partir de la cantidad de parámetros monitoreados en vuelo, se seleccionan y sistematizan aquellos parámetros que tienen un impacto directo en el nivel de carga del eje NV. Las funciones de aproximación de los parámetros significativos se determinan para determinar la función final de la dependencia de las tensiones en el eje NV de los parámetros seleccionados del LTH. Los valores absolutos de las tasas de cambio de los ángulos de rotación del plato cíclico en las direcciones longitudinal y transversal se agregan a la función final.

Se está realizando un experimento de vuelo. La elección del parámetro crítico se determina a partir de los valores actuales de las características de rendimiento del helicóptero (LTH). Para ello, se instala una galga extensométrica en el eje del helicóptero y en vuelo real los valores de las tensiones σ ist (t), así como los valores de los parámetros de trayectoria medidos por los medios estándar de monitorización de los parámetros. del vuelo del helicóptero, se fijan en el tiempo, por ejemplo: el ángulo de inclinación longitudinal y transversal del plato cíclico, el paso total del rotor principal, la velocidad del helicóptero, el ángulo de paso del helicóptero, el ángulo de alabeo del helicóptero, la tasa de cambio del ángulo de inclinación del plato cíclico en las direcciones longitudinal y transversal, etc.

El análisis preliminar selecciona los parámetros de las características de rendimiento que tienen el mayor efecto sobre las tensiones en el eje NV, para lo cual se trazan gráficos de cambios en la tensión en el eje en función de los valores de los parámetros registrados por los medios estándar. de control, y los coeficientes de correlación se encuentran y estiman para filtrar los parámetros de las características de desempeño.

Los parámetros de trayectoria del LTC con un coeficiente de correlación de más de 0,2 se seleccionan como significativos.

Se construyen curvas aproximadas (dependencias de las tensiones en el eje del rotor de los parámetros seleccionados de las características de vuelo) y se elabora un sistema de ecuaciones para determinar la aproximación de la función para la tensión de flexión en el tiempo σ calc (t):

y se encuentran los coeficientes de ponderación correspondientes A1, A2, A3, ..., An.

Los coeficientes A1, A2, A3 se encuentran por aproximación polinomial utilizando el método de mínimos cuadrados (para un helicóptero específico con características de vuelo específicas).

La fórmula final toma la forma:

donde Dprod es el ángulo de inclinación del plato cíclico en la dirección longitudinal,

Dpop - el ángulo de inclinación de la placa oscilante en la dirección transversal,

Dosh - paso común del rotor principal,

X n - otros parámetros importantes de performance de vuelo,

- el valor absoluto de la tasa de variación del ángulo de rotación del plato cíclico en la dirección longitudinal,

- el valor absoluto de la tasa de cambio del ángulo de rotación del plato cíclico en la dirección transversal.

El cálculo de la tensión de flexión del eje del rotor del helicóptero se realiza en tiempo real durante todo el tiempo de vuelo en la unidad de cálculo del ordenador de a bordo basado en el programa programado. Cuando se supera el nivel de tensión seguro, se señaliza el piloto y se inicia el cálculo del recurso consumido en horas según la fórmula:

donde Pr es el daño causado por el nivel de voltaje que excede el seguro;

Vie. - daño por hora de un vuelo típico, tomado al calcular el recurso para condiciones normales de operación.

El daño introducido por el nivel de voltaje que excede el Pr seguro se determina mediante el siguiente método:

Para cada nivel de carga que exceda el seguro, utilizando la curva de fatiga (la curva se toma de los resultados de la prueba de fatiga del eje del rotor principal), se determina el número correspondiente de ciclos hasta la falla (Ni);

El daño introducido por el nivel de tensión que excede el Pd seguro se define como la relación entre el número de ciclos en este nivel y el número de ciclos hasta la falla (Ni).

Así, después de cada vuelo, se calcula el recurso consumido del eje del rotor principal. Si no se excedió el nivel de carga máximo, entonces el recurso consumido del eje del rotor principal es igual al tiempo de vuelo real; si se excedió el nivel de carga seguro, entonces el tiempo determinado por el método descrito anteriormente se suma al tiempo de vuelo real.

Dado que siempre es necesario un procedimiento de medición para obtener información confiable para cada característica de diagnóstico, entonces, en consecuencia, también se requiere tener en cuenta los inevitables errores de medición para cada característica de diagnóstico. Entonces, la decisión de exceder o no exceder sus valores límite también debe tomarse teniendo en cuenta la tolerancia superior (o inferior) de la región de estados límite.

Debería establecerse un cierto valor límite de σ CR, superando lo que conlleva un rápido agotamiento de la vida a fatiga del eje del rotor y su posible destrucción en el tiempo de vuelo posterior. Dado que este parámetro, o función de diagnóstico, es especialmente crítico, es necesario mostrar su valor actual en la cabina. Denotemos como - permitido por el valor del indicador del valor medido actual σf.

El valor actual real de σph se puede representar como una suma:

donde mσ - valor esperado tensiones de flexión en la sección más cargada del eje del rotor en el modo de vuelo considerado, Δσ es la desviación del valor real de σf de su expectativa matemática.

Descripción de la implementación de la invención.

Determinación práctica de parámetros que afectan el nivel de carga del eje.

1. Se llevó a cabo un experimento de vuelo en un helicóptero con un esquema ANSAT de un solo rotor, durante el cual se midieron los valores de las cargas de flexión en un intervalo de tiempo específico utilizando una galga extensométrica montada en el eje del rotor principal. La dependencia experimental σ ist (t) se muestra en la Fig. 1 (curva 1). Esta dependencia se obtuvo para un modo de vuelo típico, que incluye los siguientes modos:

a) Hovering (incluidos los giros de hover)

b) Overclocking

c) Baja velocidad en el suelo

d) Subir

e) Vuelo horizontal a diferentes velocidades

f) Curvas

g) Planificación del motor

h) Frenado

Durante el vuelo, los siguientes parámetros de trayectoria se midieron en el tiempo utilizando las instalaciones de control estándar del helicóptero.

1. Velocidad, unidad de medida km / h.

Se midió con el dispositivo "Indicador de velocidad USVITs-350 con salida digital". El error en la salida de la señal digital de la velocidad indicada actual en condiciones climáticas normales a los valores nominales de las señales de entrada no excede ± 6 km / h.

2. Altura, unidad de medida m.

Medido por dispositivos:

- "Indicador de altura VMC-10" - Altímetro mecánico con salida digital. El error en la señal digital de la altitud relativa de vuelo, la variación de las lecturas a la presión atmosférica establecida en el medidor de 760 mm Hg. (1013 hPa) en condiciones climáticas normales, dependiendo de la altitud, es: de ± 10 m (a una altura de Ohm) a ± 30 m (a una altitud de 6000 m);

- "Radio altímetro A-053-05.02" - una estación de radar aerotransportada con radiación continua de ondas de radio moduladas en frecuencia. Error de medición de altura al volar sobre cualquier superficie lisa (tipo pista) con velocidad horizontal de hasta 120 m / sy velocidad vertical no más de 8 m / s en ángulos de balanceo y cabeceo de hasta ± 20 ° en el rango de altitud de 0 a 1500 m en medidas de altura al 95%, m: por salida digital 0.45 o ± 0.02N (lo que sea mayor).

3. Ángulo de alabeo y ángulo de cabeceo del helicóptero, grados.

Se mide con el dispositivo "Aviogorizont AGB-96D": emite las señales de balanceo y cabeceo del helicóptero. El error del indicador de actitud en balanceo y cabeceo sobre una base vibratoria no es más de ± 2.5 °.

4. La posición de los controles, la unidad de medida son los grados.

Se mide mediante el dispositivo "Sensores de posición potenciométricos de dos canales de los controles DP-M". Error de medida ± 30 ".

5. Posición de los eslabones de salida (varillas) de los accionamientos de la dirección (ángulos de inclinación del plato cíclico en las direcciones longitudinal y transversal) RP-14, mm.

Se mide mediante el dispositivo "Sensores potenciométricos MU-615A serie 1". Error de medición de ángulo en condiciones normales: ± 2% del rango de medición nominal.

6. Velocidades angulares, rad / s.

Medido por el dispositivo "Bloque de sensores de información primaria BDPI-09" - proporciona información sobre las proyecciones de los vectores de velocidad angular y aceleración lineal.

Las figuras 2-7 muestran la dependencia de las tensiones en el eje del rotor de los parámetros medidos. La lista de los parámetros dados no se limita a los parámetros dados y depende del helicóptero específico.

Durante el experimento, se midieron los siguientes parámetros a lo largo del tiempo:

σ (t) es el valor del esfuerzo de flexión a lo largo del tiempo, medido con una galga extensométrica en el eje,

Dprod (t) - el ángulo de inclinación de la placa oscilante en la dirección longitudinal,

Dpop (t) - el ángulo de inclinación del plato cíclico en la dirección transversal,

Dosh (t) - paso común del rotor principal,

V (t) - velocidad del helicóptero,

f t (t) es el ángulo de cabeceo del helicóptero,

f a (t) - el ángulo de alabeo del helicóptero.

Los coeficientes de correlación se determinan para cada parámetro.

Todos los parámetros (coeficiente de correlación> 0.2) fueron elegidos significativos y se construyeron curvas aproximadas para ellos y se elaboraron ecuaciones para cada momento en el tiempo y para cada parámetro:

Según los parámetros significativos seleccionados, la fórmula final toma la forma:

Los coeficientes A1, A2, A3, A4, A5, A6 se encuentran resolviendo la ecuación matricial:

Los valores calculados de la tensión de flexión se muestran en la figura 1 (curva σ calc (t)).

El método propuesto permite evaluar el nivel de carga del eje NV en cualquier momento de su operación de vuelo. Basado en el uso de medios estándar para monitorear los parámetros de un vuelo en helicóptero, permite determinar el nivel de esfuerzos de flexión durante todo el tiempo de vuelo, usarlo para registrar restricciones de vuelo e informar a la tripulación sobre exceder el nivel de carga permisible, como así como determinar la vida residual.

1. Un método para determinar en vuelo las tensiones de flexión en el eje del rotor principal de un helicóptero con un buje de torsión del rotor principal, incluida la medición durante todo el tiempo de vuelo mediante medios estándar de seguimiento del rendimiento de vuelo del helicóptero, calculando las cargas en la eje del rotor mediante un modelo matemático y señalización en caso de exceso, caracterizado porque a partir del número de características de rendimiento medidas, se seleccionan y sistematizan parámetros significativos que afectan directamente el nivel de carga del eje del rotor principal, se determinan en orden funciones aproximadas de parámetros significativos para determinar la función final de la dependencia de las tensiones en el eje del rotor principal σ (t) de los parámetros de rendimiento de vuelo seleccionados, se suman los valores absolutos de las tasas de cambio en los ángulos de rotación del plato cíclico en las direcciones longitudinal y transversal a la función final:

2. El método para determinar en vuelo las tensiones de flexión en el eje del rotor principal de un helicóptero con un casquillo de torsión del rotor principal según la reivindicación 1, caracterizado porque para determinar la importancia de los parámetros de rendimiento, las dependencias de las tensiones en Se construye el eje del rotor principal sobre los parámetros seleccionados y se calculan los coeficientes y se evalúa la correlación.

3. Método para determinar en vuelo tensiones de flexión sobre el eje del rotor principal de un helicóptero con casquillo de torsión del rotor principal según la reivindicación 2, caracterizado porque el significado de los parámetros viene determinado por el valor del coeficiente de correlación> 0,2.

Patentes similares:

La invención se refiere al campo de la ingeniería mecánica, principalmente a la construcción de motores de avión, y en particular a un método para determinar el estado físico y mecánico de las palas del rotor de la turbina. alta presión(TVD), en particular, el estado de tensión de la hoja.

La invención se refiere al diagnóstico técnico de transmisiones de potencia hidráulica de máquinas autopropulsadas. El método para evaluar la calidad de los embragues hidráulicos al cambiar de marcha de cajas de cambios hidroficadas se lleva a cabo sin interrumpir el flujo de potencia en las marchas durante su cambio.

La invención se refiere a equipos de medición y se puede utilizar en el funcionamiento de motores eléctricos y otros equipos con conjuntos de cojinetes para determinar el estado actual de los cojinetes y predecir el recurso después de un cierto tiempo desde el inicio de la operación.

La invención se refiere a equipos de medición y puede utilizarse para determinar la carga axial sobre los rodamientos de bolas de los rotores, así como para determinar y controlar las frecuencias de vibración natural de los rotores de pequeños mecanismos y dispositivos.

La invención se refiere a la tecnología de medición, en particular a los medios y métodos para medir la estanqueidad del lumen del segmento de pistón. Al implementar el método, el anillo de pistón abierto se sujeta en la dirección de la periferia mediante un dispositivo auxiliar con cierre máximo de la articulación, y la impermeabilidad del lumen se determina mediante medios ópticos.

Introducción

El diseño de helicópteros es un proceso complejo y en evolución que se divide en etapas y etapas de diseño interrelacionadas. La aeronave que se cree debe cumplir los requisitos técnicos y las características técnicas y económicas especificadas en la especificación de diseño. Los términos de referencia contienen la descripción inicial del helicóptero y sus características de desempeño que proporcionan un alto eficiencia económica y la competitividad de la máquina diseñada, a saber: capacidad de carga, velocidad de vuelo, alcance, techo estático y dinámico, recursos, durabilidad y costo.

Los términos de referencia se especifican en la etapa de investigación de prediseño, durante la cual se llevan a cabo la búsqueda de patentes, el análisis de las soluciones técnicas existentes y el trabajo de investigación y desarrollo. La tarea principal de la investigación de prediseño es la búsqueda y verificación experimental de nuevos principios de funcionamiento del objeto diseñado y sus elementos.

En la etapa de diseño preliminar, se selecciona el esquema aerodinámico, se forma la apariencia del helicóptero y se calculan los parámetros principales para garantizar el logro de las características de rendimiento de vuelo especificadas. Estos parámetros incluyen: la masa del helicóptero, la potencia del sistema de propulsión, las dimensiones del rotor principal y de cola, la masa del combustible, la masa del equipo instrumental y especial. Los resultados del cálculo se utilizan en el desarrollo del diseño del helicóptero y la compilación de la hoja de alineación para determinar la posición del centro de masa.

El diseño de unidades individuales y conjuntos del helicóptero, teniendo en cuenta las soluciones técnicas seleccionadas, se lleva a cabo en la etapa de desarrollo. proyecto tecnico... En este caso, los parámetros de las unidades diseñadas deben satisfacer los valores correspondientes al anteproyecto de diseño. Algunos de los parámetros se pueden refinar para optimizar el diseño. Durante el diseño técnico, se realizan cálculos de resistencia aerodinámica y cinemática de unidades, selección de materiales estructurales y esquemas estructurales.

En la etapa del diseño detallado, el diseño de los planos de trabajo y montaje del helicóptero, las especificaciones, las listas de selección y otra documentación técnica se lleva a cabo de acuerdo con los estándares aceptados.

Este trabajo presenta una metodología para el cálculo de los parámetros de un helicóptero en la etapa de diseño preliminar, que se utiliza para completar un proyecto de curso en la disciplina "Diseño de helicópteros".

1. Cálculo de la masa de despegue del helicóptero de primera aproximación

2. Cálculo de los parámetros del rotor principal del helicóptero

2.1 Radio R, m, el rotor principal de un helicóptero de un solo rotor se calcula mediante la fórmula:

gramo- aceleración de la gravedad, igual a 9,81 m / s 2;

pag- carga específica en el área barrida por el rotor,

pag =3,14.

Valor de carga específico pag el área barrida por el tornillo se selecciona de acuerdo con las recomendaciones presentadas en el trabajo / 1 /: donde pag = 280

Tomamos el radio del rotor igual a R = 7.9

Velocidad angular w, s -1, la rotación del rotor principal está limitada por el valor de la velocidad periférica w R los extremos de las palas, que depende del peso de despegue

2.2 Densidades relativas del aire en techos estáticos y dinámicos

2.3 Cálculo de la velocidad económica en el suelo y en el techo dinámico

El área relativa está determinada

Se calcula el valor de la velocidad económica en el suelo V s, km / h:

dónde I

Se calcula el valor de la velocidad económica en el techo dinámico V decano, km / h:

dónde I= 1.09 ... 1.10 es el coeficiente de inducción.

2.4 Se calculan los valores relativos del máximo y económico sobre el techo dinámico de las velocidades de vuelo horizontal:

dónde V máx.= 250 km / hy V decano= 182,298 km / h - velocidad de vuelo;

w R= 232 m / s - la velocidad periférica de las palas.

2.5 Cálculo de la relación admisible entre el empuje y el llenado del rotor para la velocidad máxima en el suelo y para la velocidad económica en un techo dinámico:

2.6 Coeficientes de empuje del rotor principal en el suelo y en el techo dinámico:

2.7 Cálculo del llenado del rotor:

Llenado del rotor principal s calculado para casos de vuelo a velocidades máximas y económicas:

Como valor de llenado calculado s el rotor principal es el mayor valor de s Vmax y s V decano .

G.V. Makhotkin

Diseño de hélice

Hélice de aire se ha ganado la reputación de ser un dispositivo de propulsión insustituible para embarcaciones flotantes de alta velocidad que operan en aguas poco profundas y cubiertas de maleza, así como para motos de nieve anfibias, que deben trabajar sobre nieve, hielo y agua. Ya hemos acumulado una experiencia considerable tanto en nuestro país como en el exterior. aplicaciones de hélice en pequeñas embarcaciones de alta velocidad y anfibios... Entonces, desde 1964 en nuestro país, las motos de nieve anfibias (Fig. 1) KB im. A. N. Tupolev. En los Estados Unidos, varias decenas de miles de hidroaviones, como los llaman los estadounidenses, operan en Florida.

El problema de crear una lancha a motor de gran calado y alta velocidad con hélice sigue interesando a nuestros constructores navales aficionados. La potencia más accesible para ellos es de 20 a 30 litros. con. Por lo tanto, consideraremos los principales problemas del diseño de una unidad de propulsión aérea con la expectativa de tal potencia.

Determinación exhaustiva de dimensiones geométricas hélice te permitirá aprovechar al máximo la potencia del motor y conseguir un empuje cercano al máximo con la potencia disponible. En este caso será de especial importancia la correcta elección del diámetro del husillo, de la que no solo depende en muchos aspectos la eficiencia de la hélice, sino también el nivel de ruido, que viene directamente determinado por la magnitud de las velocidades periféricas.

Los estudios de la dependencia del empuje de la velocidad de desplazamiento han establecido que para la implementación de las capacidades de la hélice con una potencia de 25 litros. con. debe tener un diámetro de aproximadamente 2 m Para garantizar el menor consumo de energía, el aire debe ser devuelto por un chorro con un área de sección transversal más grande; en nuestro caso particular, el área barrida por el tornillo será de unos 3 m². Reducir el diámetro de la hélice a 1 m para reducir el nivel de ruido reducirá 4 veces el área barrida por la hélice, y esto, a pesar del aumento de velocidad en el jet, provocará una caída del empuje en las líneas de amarre en un 37%. . Desafortunadamente, no es posible compensar esta disminución en el empuje ni por paso, ni por el número de palas, ni por su ancho.

Con un aumento en la velocidad de movimiento, la pérdida de tracción debido a una disminución en el diámetro disminuye; por tanto, aumentar las velocidades permite utilizar hélices más pequeñas. Para hélices con un diámetro de 1 y 2 m, que proporcionan el máximo empuje en el amarre, a una velocidad de 90 km / h, los valores de empuje se igualan. Aumentando el diámetro a 2,5 m, aumentando el empuje en el amarre, sólo se obtiene un ligero aumento del empuje a velocidades superiores a 50 km / h. En general, cada rango de velocidades de funcionamiento (a una determinada potencia del motor) tiene su propio diámetro de hélice óptimo. Con un aumento de potencia a velocidad constante, aumenta el diámetro óptimo en términos de eficiencia.

Como se desprende de lo que se muestra en la Fig. 2 gráficos, el empuje de la hélice con un diámetro de 1 m es mayor que el empuje de la hélice de agua (estándar) del motor fueraborda "Neptune-23" o "Privet-22" a velocidades superiores a 55 km / h, y la hélice con un diámetro de 2 m, ya a velocidades superiores a 30-35 km / h. Los cálculos muestran que a una velocidad de 50 km / h, el consumo de combustible por kilómetro de un motor con una hélice con un diámetro de 2 m será un 20-25% menor que el motor fueraborda más económico "Privet-22".

La secuencia de selección de los elementos de la hélice de acuerdo con los gráficos dados es la siguiente. El diámetro de la hélice se determina dependiendo del empuje requerido en los amarres en dado poder en el eje del tornillo. Si se supone que la lancha debe operar en áreas pobladas o áreas donde hay restricciones de ruido, el nivel de ruido aceptable (hoy) corresponderá a la velocidad periférica: 160-180 m / s. Habiendo determinado, sobre la base de esta norma condicional y el diámetro del tornillo, el número máximo de sus revoluciones, estableceremos la relación de transmisión desde el eje del motor hasta el eje del tornillo.

Para un diámetro de 2 m, el nivel de ruido permitido será de aproximadamente 1500 rpm (para un diámetro de 1 m - aproximadamente 3000 rpm); por lo tanto, la relación de transmisión a una velocidad del motor de 4500 rpm será de aproximadamente 3 (para un diámetro de 1 m, aproximadamente 1,5).

Usando el gráfico de la Fig. 3, podrá determinar la cantidad de empuje de la hélice si ya se han seleccionado el diámetro de la hélice y la potencia del motor. Para nuestro ejemplo, se selecciona el motor de mayor potencia disponible: 25 hp. con., y el diámetro de la hélice - 2 m Para este caso particular, la magnitud del empuje es de 110 kg.

La falta de cajas de cambios fiables es quizás el mayor obstáculo a superar. Como regla general, las transmisiones por cadena y correa fabricadas por aficionados en condiciones artesanales no son confiables y tienen baja eficiencia. La instalación forzada directamente sobre el eje del motor conlleva la necesidad de reducir el diámetro y, en consecuencia, reducir la eficiencia de la hélice.

Para determinar el ancho y el paso de la hoja, use el nomograma que se muestra en la Fig. 4. En la escala horizontal derecha, desde el punto correspondiente a la potencia en el eje del tornillo, trazar una línea vertical hasta que se cruce con la curva correspondiente al diámetro del tornillo encontrado anteriormente. Desde el punto de intersección, dibuje una línea horizontal hasta la intersección con la vertical dibujada desde un punto en la escala izquierda del número de revoluciones. El valor resultante determina la cobertura de la hélice que se está diseñando (los fabricantes de aviones llaman a la relación entre la suma de los anchos de las palas y el diámetro).

Para hélices de dos palas, la cobertura es igual a la relación entre el ancho de la pala y el radio de la hélice R. Por encima de los valores de cobertura, se indican los valores de los pasos óptimos de la hélice. Para nuestro ejemplo, se obtiene lo siguiente: cobertura σ = 0,165 y paso relativo (relación de paso a diámetro) h = 0,52. Para un tornillo con un diámetro de 1 m σ = 0,50 my h = 0,65. Una hélice con un diámetro de 2 m debe ser de 2 palas con un ancho de pala de 16,5% R, ya que la cobertura es pequeña; una hélice con un diámetro de 1 m puede tener 6 palas con un ancho de pala de 50: 3 = 16,6% R o 4 palas con un ancho de pala de 50: 2 = 25% R. Un aumento en el número de palas dar una reducción adicional en el nivel de ruido.

Con un grado de precisión suficiente, se puede suponer que el paso de la hélice no depende del número de palas. Damos las dimensiones geométricas de una hoja de madera con un ancho de 16,5% R. Todas las dimensiones en el dibujo fig. 5 se dan como porcentaje del radio. Por ejemplo, la sección D es 16,4% R, ubicada al 60% R. La cuerda de la sección se divide en 10 partes iguales, es decir, 1,64% R cada una; el calcetín se rompe 0.82% R. Las ordenadas del perfil en milímetros se determinan multiplicando el radio por el valor porcentual correspondiente a cada ordenada, es decir, por 1.278; 1.690; 2.046 ... 0.548.

Ayer iniciamos una conversación con, a la luz disputas y discusiones de la licitación india... Echemos ahora un vistazo rápido a nuestro competidor, nuestro Mi-26, y luego comparemos los dos helicópteros.

Diseñar un helicóptero pesado en M.L. La milla comenzó con la búsqueda del diseño y la distribución más óptimos. Al igual que con la creación del V-12, se consideraron tres esquemas: de un solo tornillo y dos de doble tornillo: transversal y longitudinal. Inicialmente, se decidió utilizar las unidades principales del Mi-6 y V-12 para las nuevas máquinas: palas - para un helicóptero de un solo rotor; palas, cajas de cambios principales y propulsores del sistema de control - para helicópteros de doble rotor; y del Mi-8: palas - para un helicóptero transversal con rotores principales de 23 m. Se estudiaron las siguientes opciones: un helicóptero de un solo rotor con un rotor principal de 35 m; esquema transversal de doble tornillo con tornillos con un diámetro de 23 y 35 m; configuración longitudinal de doble tornillo con rotores de 35 m, sin embargo, todos tenían los mismos inconvenientes: inconsistencia de los parámetros términos de referencia, bajo peso de retorno y alto peso de despegue y, por lo tanto, características de bajo rendimiento.

Los analistas de la firma llegaron a la conclusión de que para resolver el problema no basta con limitarnos a la elección de los parámetros óptimos, se necesitan métodos de diseño no convencionales. Al mismo tiempo, era necesario abandonar tanto el uso de unidades en serie como el uso de soluciones de diseño generalmente aceptadas.

El proyecto de helicópteros pesados ​​recibió una nueva designación Mi-26 o "producto 90". Habiendo recibido una opinión positiva del NII MAP, el personal de la MVZ im. M.L. Mile "" en agosto de 1971 comenzó a desarrollar un diseño preliminar, que se completó tres meses después. En ese momento, el cliente militar realizó cambios en los requisitos técnicos del helicóptero: aumentó la masa de la carga útil máxima de 15 a 18 toneladas. El proyecto fue rediseñado. El helicóptero Mi-26, como su predecesor Mi-6, estaba destinado al transporte. diferentes tipos equipamiento militar, entrega de municiones, alimentos, equipo y otro material, traslado intrafronterizo de unidades militares con equipo y armas militares, evacuación de enfermos y heridos y, en casos individuales, para el desembarco de fuerzas de asalto táctico.

El Mi-26 fue el primer helicóptero ruso de la nueva tercera generación. Estos helicópteros se desarrollaron a finales de los 60 y principios de los 70. por muchas empresas extranjeras y se diferenciaron de sus predecesores en la mejora de los indicadores técnicos y económicos, principalmente en la eficiencia del transporte. Pero los parámetros del Mi-26 superaron significativamente los indicadores nacionales y extranjeros de helicópteros con compartimento de carga. La eficiencia de peso fue del 50% (en lugar del 34% para el Mi-6), la eficiencia de combustible fue de 0,62 kg / (t * km). Con prácticamente las mismas dimensiones geométricas que el Mi-6, nuevo aparato tenía el doble de carga útil y un rendimiento de vuelo significativamente mejor. La duplicación de la carga útil casi no tuvo ningún efecto sobre el peso de despegue del helicóptero.

El Consejo Científico y Técnico del MAP aprobó el diseño preliminar del Mi-26 en diciembre de 1971. El diseño del gigante aéreo implicó una gran cantidad de investigación, diseño y trabajo tecnológico, así como el desarrollo de nuevos equipos. V poco tiempo Se previó crear y construir unidades y sistemas con masas relativas bajas y altos recursos, una base de banco, probar componentes y ensamblajes, estudiar las propiedades de estructuras hechas de nuevos materiales, estudiar nuevos perfiles de palas, características aerodinámicas de un helicóptero, estabilidad de cuchillas ligeras, etc. En este sentido, "" MVZ im. M.L. Mil "" atraído a la estrecha cooperación TsAGI, LII, VIAM, NIAT, TsIAM y otras organizaciones.

En 1972 "" MVZ im. M.L. Mil "" recibió opiniones positivas de los institutos de la industria de la aviación y del cliente. De las dos propuestas presentadas al mando de la Fuerza Aérea: el Mi-26 y el helicóptero desarrollado por la Planta de Helicópteros de Ukhtomsk, los militares eligieron el avión Milev. Una etapa importante en el diseño del helicóptero fue la preparación competente de la tarea técnica. El cliente exigió inicialmente la instalación de tracción a las ruedas, armamento pesado, sellado del compartimento de carga del helicóptero, asegurando el funcionamiento de los motores con combustibles de automoción y mejoras similares, lo que conlleva un importante ponderado de la estructura. Los ingenieros encontraron un compromiso razonable: se rechazaron los requisitos menores y se cumplieron los principales. Como resultado, se realizó un nuevo diseño de cabina, que permitió aumentar la tripulación de cuatro a cinco personas; la altura del compartimento de carga, a diferencia del proyecto original, se ha vuelto igual en toda su longitud. El diseño de algunas otras partes del helicóptero también ha sufrido mejoras.

En 1974, la aparición del helicóptero pesado Mi-26 se formó casi por completo. Tenía un diseño clásico para los helicópteros de transporte Mil: casi todos los sistemas de la planta de energía estaban ubicados sobre el compartimiento de carga; los motores adelantados en relación con la caja de cambios principal y la cabina ubicada en la proa equilibraron la sección de cola. Al diseñar un helicóptero, por primera vez, los contornos del fuselaje se calcularon especificando superficies con curvas de segundo orden, gracias a las cuales el fuselaje semimonocasco totalmente metálico del Mi-26 recibió sus características formas aerodinámicas de "delfín". . En su diseño, inicialmente se pensó en utilizar un ensamblaje de paneles y uniones encoladas del marco.

En el fuselaje delantero del Mi-26, sellado y equipado con un sistema de aire acondicionado, había una cabina espaciosa y cómoda con asientos para el comandante (piloto izquierdo), piloto derecho, navegador y equipo de vuelo, así como una cabina para cuatro personas acompañando la carga y el quinto tripulante.- Mecánico de vuelo. A los lados de las cabinas, se proporcionaron escotillas tipo blíster para el escape de emergencia del helicóptero, así como placas de blindaje. Bajo el piso de las cabinas había compartimentos para equipos de navegación y radiocomunicación, sistemas de soporte vital y auxiliares. PowerPoint- Unidad de turbina de gas TA-8A, que proporciona arranque autónomo de motores, suministro de energía de los mecanismos de carga y descarga y otros sistemas. Un radar de navegación se ubicó debajo del carenado radio-transparente en la proa.

La parte central del fuselaje estaba ocupada por un espacioso compartimento de carga con un compartimento trasero que se fusionaba con el brazo de cola. La longitud de la cabina era de 12,1 m (con una escalera - 15 m), el ancho era de 3,2 my la altura variaba de 2,95 a 3,17 m.20 toneladas, diseñadas para equipar una división de rifles motorizados, como un vehículo de combate de infantería , obús autopropulsado, vehículo blindado de reconocimiento, etc. La carga del equipo se realizó por sus propios medios a través de la escotilla de carga en la parte trasera del fuselaje, equipada con dos faldillas laterales abatibles y una pasarela descendente con podraps. El control de la pasarela y la hoja era hidráulico. Para la mecanización de las operaciones de carga y descarga, el compartimiento de carga se equipó con dos cabrestantes eléctricos LG-1500 y un dispositivo telfer que brinda carga, descarga y transporte a lo largo de la cabina de cargas de hasta 5 toneladas, así como apriete con ruedas no propias. -Equipo propulsado. La carga de pasajeros o carga ligera podría realizarse, además, a través de tres puertas de pasarela a lo largo de los lados del fuselaje. En la versión de aterrizaje, el Mi-26 llevaba 82 soldados o 68 paracaidistas. Un equipo especial permitió convertir el helicóptero en una ambulancia para transportar a 60 heridos en camillas y tres paramédicos acompañantes en unas pocas horas. La carga de gran tamaño que pesa hasta 20 toneladas se puede transportar en una eslinga externa. Sus unidades se ubicaron en la estructura del piso de carga, por lo que no fue necesario el desmantelamiento del sistema al transportar mercancías dentro del fuselaje. Detrás de la escotilla de carga, el fuselaje pasó suavemente hacia el brazo de cola con un brazo-quilla de extremo perfilado y un estabilizador.

Se colocaron ocho tanques de combustible principales con una capacidad total de 12.000 litros debajo del piso de carga del fuselaje. En la versión de ferry, se podrían instalar cuatro tanques adicionales con una capacidad total de 14800 litros en el compartimiento de carga del Mi-26. Arriba, encima del compartimento de carga, había compartimentos para los motores, la caja de cambios principal y dos tanques de suministro de combustible. Se instalaron dispositivos de protección contra el polvo en forma de hongo en las entradas a las tomas de aire del motor. Los tanques de combustible consumible y los motores estaban protegidos por blindaje.

Para garantizar los pequeños valores planificados de la masa de unidades y partes del Mi-26, que operan a altas cargas, y el nivel requerido de resistencia y confiabilidad, el OKB diseñó y la producción piloto "" MVZ im. M.L. Milya "" construyó más de 70 bancos de pruebas, incluidos algunos únicos como un soporte para pruebas reestáticas del fuselaje y el chasis mediante el método de "dejar caer" un producto a gran escala, un soporte cerrado para probar la caja de cambios principal, un -Scale para probar los sistemas de potencia y carga de un helicóptero, un stand de pruebas estáticas preliminares y puesta a punto de los compartimentos del fuselaje, un banco de pruebas estáticas para la parte trasera del fuselaje. Al probar el fuselaje, la resistencia requerida se logró identificando constantemente los puntos débiles y fortaleciéndolos. Como resultado, el Mi-26 superó a su predecesor en términos de volumen del compartimiento de carga y masa de carga útil en casi dos veces, mientras que la masa del fuselaje se mantuvo sin cambios. También se crearon soportes para probar las cajas de cambios y ejes de la transmisión de cola y partes individuales de la caja de cambios principal, pruebas dinámicas de las palas, pruebas combinadas de las articulaciones de los casquillos y las partes de tope de las palas del rotor principal y de cola, etc. se llevaron a cabo. Los resultados de las pruebas de banco se tuvieron en cuenta inmediatamente al diseñar unidades y sistemas.

La tarea principal en el diseño del Mi-26, como todos los demás aviones de ala giratoria, fue la creación de un rotor principal moderno con una masa baja y altas características aerodinámicas y de resistencia. Al desarrollar las palas Mi-26, los ingenieros de OKB confiaron en una gran experiencia en el diseño y operación de palas con un larguero de acero y un larguero de aleación de aluminio. La poca experiencia en el uso de fibra de vidrio en palas de este tamaño llevó a los diseñadores a la decisión de no usarla como material principal para una hélice tan grande. El larguero de acero proporcionó una resistencia a la fatiga mucho mayor. Además, en ese momento, se había desarrollado una tecnología única para la producción de largueros de acero con orejetas para fijación al manguito, hechos en una sola pieza con la tubería. La pala del rotor principal del helicóptero pesado se diseñó sobre la base de un larguero de acero y una estructura de fibra de vidrio. Entre la capa interior de fibra de vidrio y el revestimiento exterior de fibra de vidrio había cinturones de seguridad de fibra de vidrio y espuma ligera. El compartimento trasero con piel de fibra de vidrio y relleno de nido de abeja hecho de papel nomex se pegó a la piel exterior. Cada pala estaba equipada con un sistema neumático para la detección a través de microfisuras en el larguero en la etapa de su formación. La investigación realizada conjuntamente con TsAGI para optimizar el diseño aerodinámico de las palas ha aumentado significativamente la eficiencia de la hélice. Un conjunto experimental de cinco palas Mi-26 dinámicamente similares pasó las pruebas preliminares en 1975 en el laboratorio de vuelo Mi-6.

Por primera vez en la historia de la ingeniería de helicópteros, el rotor principal del Mi-26 altamente cargado se diseñó con ocho palas. Para montar un tornillo de este tipo, los manguitos tenían que hacerse desmontables. La fijación de las palas al buje era tradicional, mediante tres bisagras, sin embargo, en el diseño de la bisagra axial, los ingenieros de MVZ im. ML Mil "" introdujo una barra de torsión que percibe cargas centrífugas. Se realizaron varios conjuntos de juntas utilizando cojinetes de metal fluoroplástico. Las juntas verticales se equiparon con amortiguadores de resorte hidráulico. Para reducir la masa del cubo del rotor, se utilizó titanio en su diseño en lugar de acero. Todo esto permitió crear un rotor de ocho palas con un empuje un 30% mayor y una masa de 2 toneladas menos que la de la hélice Mi-6 de cinco palas. Las pruebas preliminares del rotor principal del Mi-26 realizadas en 1977 en el laboratorio de vuelo del Mi-6 confirmaron la exactitud de la elección de los parámetros, mostraron altas características aerodinámicas, la ausencia de varios tipos de inestabilidad, un bajo nivel de vibraciones, moderado tensiones en los largueros de las palas y el nivel de cargas en las unidades del sistema portante que no supere el calculado.

En el helicóptero Mi-26, se instaló un rotor de cola con el sentido de rotación, en el que la pala inferior iba en contra de la corriente. Las palas de vidrio de un rotor de cola semirrígido de cinco palas se unieron al buje mediante bisagras horizontales y axiales con una barra de torsión. Los largueros de sus palas se hicieron primero con tela colocada a mano y luego con un nuevo método de enrollado en espiral a máquina. A pesar del doble aumento del empuje del rotor de cola, su masa siguió siendo la misma que la de la hélice Mi-6. Las palas del rotor principal y de cola estaban equipadas con un sistema antihielo electrotérmico. Un rotor de cola experimentado ha pasado las pruebas preliminares en el laboratorio de vuelo Mi-6. Además de las palas, se utilizó fibra de vidrio como material estructural en la fabricación del larguero estabilizador y algunos elementos no eléctricos de la estructura del fuselaje.

Una de las tareas más difíciles fue la creación de la caja de cambios principal, que se suponía que transmitía potencia por encima de los 20 mil CV. Para todos los helicópteros Mil, con la excepción del Mi-1, las cajas de cambios principales fueron diseñadas por diseñadores de motores, y la Oficina de Diseño Mil realizó solo un diseño preliminar. Al trabajar en el Mi-26, las oficinas de diseño de propulsión no pudieron crear una caja de cambios principal diseñada para la masa del Mi-26 establecida por los gerentes del proyecto. La caja de cambios principal única fue desarrollada internamente en el centro de costos. Se consideraron dos esquemas cinemáticos: el planetario tradicional y un multiproceso fundamentalmente nuevo, que anteriormente no se utilizaba en la industria nacional de helicópteros. Los estudios han demostrado que el segundo esquema proporcionará ganancias significativas en masa. Como resultado, la caja de cambios principal de tres etapas VR-26, que supera a la caja de cambios R-7 utilizada en el Mi-6 en términos de potencia transmitida casi dos veces, y en términos de par de salida, más de una vez y media, resultó ser más pesado que su predecesor en sólo un 8,5%. La relación de transmisión de la caja de cambios principal fue de 62,5: 1.

El chasis del Mi-26 es un triciclo, que incluye un frente y dos soportes principales, con puntales amortiguadores de dos cámaras. Se instaló un soporte de cola retráctil debajo de la viga final. Para la conveniencia de las operaciones de carga y descarga, el tren de aterrizaje principal estaba equipado con un sistema para cambiar la distancia al suelo.

Al desarrollar el Mi-26, se prestó especial atención a garantizar la autonomía de la base, aumentando la confiabilidad y facilidad de operación. La presencia de escaleras especiales, capotas, pozos de inspección y escotillas hizo posible llevar a cabo el manejo en tierra del helicóptero y sus conjuntos sin el uso de instalaciones especiales de aeródromo.

Los diseñadores de la oficina de diseño completaron el diseño de la mayoría de las unidades y sistemas en 1975. Al mismo tiempo, la comisión estatal adoptó el modelo final del helicóptero y, de acuerdo con el decreto del gobierno, el taller de ensamblaje del centro de costos comenzó a construir por completo. -Modelos a escala del Mi-26. V.V.Shutov fue nombrado nuevo diseñador líder responsable. La primera copia del helicóptero, ensamblada al año siguiente, entró en repetidas pruebas estáticas y de vibraciones. En octubre de 1977, el montaje del primer modelo de vuelo se completó antes de lo previsto, y el último día del mismo mes, el tractor lanzó el primer Mi-26 del taller al sitio de desarrollo. La finalización del helicóptero cargado con lastre y sus sistemas en tierra continuó durante un mes y medio. Montadas en las palas, las flaps-moulinettes de carga especiales permitieron verificar el funcionamiento de los motores en todos los modos sin una correa de helicóptero. El 14 de diciembre de 1977, el piloto de pruebas G.R. Karapetian arrancó por primera vez el helicóptero del suelo y llevó a cabo una prueba de tres minutos de sistemas y conjuntos en el aire. En febrero del año siguiente, el Mi-26 voló desde el sitio de la fábrica hasta la estación de investigación de vuelo MVZ, donde pronto se demostró al mando de la Fuerza Aérea de la URSS.

Junto con el piloto de la empresa G.R. Karapetian, los pilotos de prueba de fábrica G.V. Alferov y Yu.F. Chapaev participaron activamente en el ajuste del nuevo helicóptero. Las funciones del ingeniero jefe para las pruebas de vuelo fueron realizadas por V.A. Izakson-Elizarov. A mediados de 1979, se completó con éxito el programa de pruebas de fábrica. Los representantes del cliente que participaron en ellos dieron una conclusión positiva preliminar sobre el cumplimiento de las características de rendimiento de vuelo obtenidas con los parámetros especificados. La Asociación de Producción de Helicópteros de Rostov (RVPO) comenzó a dominar la producción en serie del Mi-26, y el primer prototipo después de la detección de fallas y el reemplazo de algunas partes a fines de octubre del mismo año se presentó al cliente para la etapa "A "de pruebas estatales conjuntas.

Las pruebas estatales del Mi-26 se realizaron en un tiempo récord. Esto se debió a la gran investigación preliminar y al trabajo experimental realizado en la planta. En la etapa "A", los probadores solo enfrentaron un problema: las oscilaciones laterales de baja frecuencia del helicóptero en algunos modos de vuelo.

La falla se eliminó después de cambiar la parte trasera de los carenados del capó. Además, los diseñadores instalaron un nuevo juego de palas con un diseño aerodinámico mejorado en el prototipo. En mayo de 1979, el segundo prototipo de vuelo ensamblado en la planta piloto de la MVZ ingresó a las pruebas estatales, en las que se verificó el funcionamiento del sistema de suspensión externa, el transporte aéreo, el aparejo, el amarre y el equipo sanitario, y también la ubicación de varios combates. unidades en el compartimento de carga se llevó a cabo tecnología. En abril de 1980, el segundo Mi-26 ingresó al Instituto de Investigación de la Fuerza Aérea para la segunda etapa final "B" de las pruebas conjuntas estatales, y el primer dispositivo se utilizó para practicar aterrizajes en modo de autorrotación. El modo de descenso y aterrizaje no motorizado causó algunas preocupaciones entre los probadores debido al peso relativamente bajo del rotor principal y la alta carga en él, pero el helicóptero demostró una capacidad de aterrizaje garantizada con motores fuera de servicio.

Durante la etapa B, no hubo sorpresas desagradables, a excepción de un neumático que una vez estalló. Durante las pruebas estatales, ambos helicópteros realizaron un centenar y medio de vuelos y "puntuaron" más de 104 horas de vuelo.

Las pruebas estatales finalizaron el 26 de agosto de 1980. En el acta final suscrita por el cliente en octubre del mismo año, se expresó: “Medio experimentado (según la clasificación militar de esa época, el Mi-26 era considerado“ medio ”. ”- Nota de la autora) Helicóptero de transporte militar Mi-26 estado conjunto de pruebas fase" B "superadas ... Las características técnicas de vuelo, de combate y operativas corresponden básicamente a las características especificadas en la Resolución. El techo estático y la masa de carga máxima exceden los especificados por el TTT ... El helicóptero de transporte militar experimentado Mi-26 y sus componentes, que recibieron una evaluación positiva de acuerdo con los resultados de las pruebas, deben recomendarse para su lanzamiento a la producción y adopción en masa. por el ejército soviético ". Un intento de los especialistas estadounidenses de la compañía Boeing Vertol, emprendido simultáneamente con los constructores de helicópteros soviéticos, de crear un gigante de alas giratorias similar en parámetros al Mi-26 bajo el programa HLH, terminó en fracaso.

Así, la experiencia en el desarrollo y prueba del helicóptero Mi-26 ha demostrado que, en primer lugar, el desarrollo de la teoría y práctica de la construcción de helicópteros permite ampliar los límites que limitan la masa máxima del helicóptero; en segundo lugar, cuanto mayor sea la cantidad de trabajo realizado en las primeras etapas del diseño, más exitosa será la etapa final del helicóptero; y, en tercer lugar, las pruebas de unidades, elementos individuales y sistemas en las gradas y laboratorios de vuelo antes del inicio de los vuelos del nuevo helicóptero pueden reducir significativamente el tiempo para su puesta a punto y pruebas de vuelo, así como aumentar la seguridad. Cabe señalar que este fue un ejemplo de la cooperación más exitosa y fructífera "" MVZ im. ML Mila "" con el Instituto de Investigación y el liderazgo de la Fuerza Aérea.

A mediados de los 80. el experimentado Mi-26 fue modernizado, de acuerdo con los resultados del uso de helicópteros en combate en Afganistán, con dispositivos de escape eyectores, así como un sistema de defensa antiaéreo pasivo sistemas de misiles... El primer Mi-26 en serie, construido en la Asociación de Producción de Helicópteros de Rostov, despegó el 25 de octubre de 1980. El nuevo helicóptero fue reemplazado en las existencias del Mi-6. En total, se construyeron alrededor de 310 helicópteros Mi-26 en Rostov.

Las entregas de helicópteros Mi-26 para separar regimientos de transporte y combate de la aviación de las Fuerzas Terrestres, a regimientos y escuadrones de tropas fronterizas comenzaron en 1983. Después de varios años de ajustes, se convirtieron en máquinas confiables y queridas en el ejército. El uso de helicópteros en combate comenzó en Afganistán. Los helicópteros que formaban parte del 23º regimiento aéreo de las tropas fronterizas se utilizaron para transportar mercancías, entregar refuerzos y evacuar a los heridos. No hubo pérdidas en combate. El Mi-26 participó en casi todos los conflictos armados del Cáucaso, incluidas dos guerras "chechenas". En particular, fue en el Mi-26 donde se llevó a cabo la entrega operativa de tropas y su redespliegue durante las batallas en Daguestán en 1999. Además de la aviación y la aviación del ejército, las tropas fronterizas del Mi-26 ingresaron a las unidades aéreas de el Ministerio del Interior de Rusia en ese momento. En todas partes, el helicóptero ha demostrado ser una máquina extremadamente confiable y, a menudo, insustituible.

Encontró el uso del Mi-26 en la lucha contra incendios y durante desastres naturales. En 1986, se utilizaron helicópteros en la liquidación de las consecuencias del accidente en la central nuclear de Chernobolsk. Dada la gravedad de la situación, los diseñadores desarrollaron y equiparon la modificación correspondiente en tan solo tres días. Los pilotos del Mi-26 arrojaron decenas de miles de toneladas de líquido especial y otros materiales protectores de sus camiones pesados ​​al reactor que respiraba la muerte y al área contaminada.

Aeroflot comenzó a recibir Mi-26 en 1986. Tyumen Aviation Enterprise fue la primera en recibirlos. Fue durante el desarrollo de los campos de gas y petróleo en Siberia occidental cuando los camiones pesados ​​de Rostov fueron especialmente útiles. Las capacidades únicas de montaje de grúas de la máquina eran especialmente demandadas. Solo en él se puede transportar e instalar directamente en el lugar de operación carga que pese hasta 20 toneladas.

Los Mi-26 rusos y ucranianos tuvieron la oportunidad de participar en las misiones de mantenimiento de la paz de la ONU. Trabajaron en el territorio de la ex Yugoslavia, Somalia, Camboya, Indonesia, etc. Debido a su capacidad de carga única, los camiones pesados ​​de Rostov tienen una gran demanda en el extranjero. Allí, durante los últimos diez años, han sido operados tanto por aerolíneas nacionales como como parte de aerolíneas extranjeras que han alquilado helicópteros para alquilar o arrendar. Una de las empresas que alquila el Mi-26T es la empresa chipriota Nutshell. El gigante del aire que le pertenecía extinguió incendios, transportó mercancías, actuó bajo los auspicios de la ONU como pacificador en Timor Oriental. Mi-26T realizó en Alemania y otros países europeos el transporte de carga pesada y voluminosa, trabajos de construcción e instalación durante la construcción de líneas eléctricas, estructuras de mástiles de antenas, reconstrucción y construcción de instalaciones industriales, extinción de incendios forestales y urbanos.

En 2002, el Mi-26 de la aerolínea rusa "Vertical-T" brindó asistencia incluso al ejército estadounidense. Un cargador pesado llevó un helicóptero Chinook Boeing-Vertol CH-47 derribado, el avión de ala giratoria más pesado de la Aviación del Ejército de EE. UU., Desde las regiones de difícil acceso de Afganistán hasta la base estadounidense en Bagram. Los estadounidenses adinerados son muy sensibles a la hora de salvar y salvar sus helicópteros.

Actualmente, los aviones pesados ​​de alas rotativas se operan con éxito con fines civiles y militares tanto en nuestro país como en el extranjero. Se utilizan para la entrega de ayuda humanitaria, la evacuación de refugiados, el transporte de bienes y equipos, para trabajos de grúa y montaje, durante la construcción de puentes, en montaje Equipamiento pesado empresas industriales, durante la construcción de plataformas de perforación, líneas eléctricas, descarga de barcos en la rada exterior y muchos otros tipos de trabajo, tanto en áreas ordinarias como de difícil acceso.

Después de la demostración del Mi-26 en la exhibición aérea de Le Bourget en 1981, los clientes extranjeros se interesaron por el helicóptero de carga más grande del mundo. Las primeras cuatro copias del gigante aéreo fueron compradas por India. Después del colapso de la Unión Soviética, los vehículos pesados ​​terminaron, además de las Fuerzas Armadas Rusas, en los ejércitos de los países de la CEI. También son operados por Corea del Norte (dos helicópteros), Corea del Sur (uno), Malasia (dos), Perú (tres), México (dos), Grecia y Chipre. En 2005, Venezuela hizo un pedido del Mi-26. La mayor expansión del uso del Mi-26, tanto en nuestro país como en el exterior, se ve facilitada por la recepción del mismo en 1995. certificado nacional de aeronavegabilidad.

Bien, pasemos ahora directamente al análisis de los participantes de la licitación indios.

No hace mucho, llegaron noticias de la India sobre el resultado de una licitación para la compra de un helicóptero de ataque. Esa licitación fue ganada por el Boeing AH-64D estadounidense, que superó al Mi-28N ruso en varias características. Ahora hay nueva información sobre el curso de otra licitación relacionada con el suministro de helicópteros y, nuevamente, la situación puede ser desagradable para Rusia. Pero lo primero es lo primero.

El domingo pasado, la edición india del Times Of India publicó información sobre la próxima finalización de la competencia, cuyo objetivo es comprar una docena de helicópteros de transporte pesado de la Fuerza Aérea India. Los principales competidores durante estas "competencias" fueron los helicópteros Boeing CH-47 Chinook y Mi-26T2. A pesar de pertenecer a la misma clase, estas máquinas difieren significativamente en sus características. En primer lugar, vale la pena recordar la carga útil de estos helicópteros. El helicóptero CH-47 estadounidense de las últimas modificaciones puede levantar carga con un peso total de más de doce toneladas en el aire, y para el Mi-26T2 ruso este parámetro es de 20 mil kilogramos. Así, las características de ambos helicópteros pueden insinuar de forma transparente el resultado de la competición.

Sin embargo, el Times Of India presentó una noticia completamente inesperada. Con referencia a una fuente en el Ministerio de Defensa de la India, la publicación escribe que el ganador ya ha sido elegido, y este no es un automóvil ruso. La fuente mencionó el menor costo del helicóptero estadounidense como la razón principal de esta elección. Además, los periodistas indios mencionaron cierta superioridad técnica del Chinook. Un mensaje así parece al menos extraño. Hasta ahora, todas las competiciones con la participación de helicópteros Mi-26 de diferentes modificaciones terminaban de la misma manera: la firma de un contrato con Rusia. Ahora se argumenta que Helicóptero ruso no solo no ganó la competencia, sino que por alguna razón se volvió peor que el helicóptero estadounidense carros, que es marcadamente diferente de él. Intentemos comprender la situación actual.

En primer lugar, vale la pena tocar las características técnicas. Como ya se mencionó, el helicóptero ruso tiene una gran carga útil. Además, según este parámetro, ningún helicóptero del mundo puede competir con el Mi-26. La capacidad récord de carga está respaldada por el tamaño del compartimento de carga: 12x3,25x3 metros (aproximadamente 117 metros cúbicos). La bahía de carga del CH-47, a su vez, es notablemente más pequeña: 9,2x2,5x2 metros (unos 45 metros cúbicos). No es difícil adivinar qué helicóptero podrá transportar más peso y carga volumétrica. En términos de capacidad de carga, podemos recordar dos casos en los que helicópteros Mi-26 rusos sacaron CH-47 dañados de Afganistán. Además, el peso normal de despegue de los helicópteros estadounidenses es solo un par de toneladas más alto que la carga útil máxima del Mi-26 ruso. Con respecto a los datos de vuelo, entonces velocidad y el rango de Mi-26 y CH-47 son aproximadamente iguales. Por lo tanto, en términos técnicos, el helicóptero ruso gana claramente. Por supuesto, siempre que el cliente necesite un automóvil con una capacidad de carga de dos docenas de toneladas. A juzgar por los términos de referencia iniciales de la competencia, la Fuerza Aérea de la India quiere obtener esos helicópteros.

Pasemos al aspecto financiero del asunto. Según fuentes abiertas, los helicópteros CH-47 de modificación tardía cuestan a los clientes extranjeros alrededor de $ 30 millones cada uno. No existe tal información con respecto al Mi-26T2, pero los helicópteros anteriores de este modelo no cuestan más de 25 millones. En otras palabras, incluso con un cambio significativo en la composición del equipo, motores etc. el helicóptero ruso de la nueva modificación resulta, al menos, no más caro que el estadounidense. Quizás, al calcular los matices económicos, el comité de licitación indio tuvo en cuenta no solo el precio de los helicópteros, sino también el costo de mantenimiento. Sin embargo, este argumento no parece del todo correcto debido a la mejor capacidad de carga del Mi-26T2. Es bastante obvio que una gran carga útil le costará al operador una cantidad adecuada. Aquí el razonamiento vuelve nuevamente a las condiciones técnicas de la competencia, en la que se especificó la capacidad de carga de 20 toneladas. ¿Por qué, uno se pregunta, incluir tal requisito si simplemente siente pena por el dinero para comprar los helicópteros que lo cumplen?

Sin embargo, la información más interesante que puede arrojar luz sobre los resultados de la competencia india provino de RIA Novosti. La agencia de noticias rusa también se refiere a una fuente anónima, esta vez cercana a nuestra industria de defensa. A pesar de su anonimato, esta persona compartió información bastante obvia y esperada. La fuente de Novosti afirma que los constructores de helicópteros rusos aún no han recibido ninguna notificación oficial del resultado de la competencia india. Quizás la fuente de RIA Novosti, por alguna razón, no tenga la información adecuada, pero una serie de cosas nos permiten reconocer la veracidad de sus palabras. La decisión del comité de competición, como siempre ocurre, será inmediatamente anunciada y difundida por los medios medios de comunicación en masa... Y por el momento solo tenemos información de fuentes anónimas no oficiales. En primer lugar, una persona anónima del Ministerio de Defensa de la India sospecha. El hecho es que la afirmación aceptada como cierta acerca de ganar el CH-47 plantea demasiadas dudas y preguntas, tanto técnicas como económicas. La fuente de la rusa RIA Novosti, a su vez, compartió información que obviamente no contradice la lógica y una serie de otros hechos.

Por lo tanto, Actualmente noticias sobre los resultados de la licitación para el suministro de pesados helicóptero de transporte para la Fuerza Aérea de la India debe reconocerse como un rumor, al menos sin tener confirmación oficial. Al mismo tiempo, hasta el anuncio de los resultados de la licitación por parte de la comisión del Ministerio de Defensa de la India, la cuestión del ganador permanece abierta. En tal situación, vale la pena esperar el final del trabajo de la comisión de competencia y verificar con la realidad sus sospechas sobre una u otra fuente anónima.