Helikopteri kandetera tsentrifugaaljõu arvutamine. Pearootori aerodünaamika alused. Propelleri disain

Suurus: px

Alustage kuvamist lehelt:

Ärakiri

1 UDC: V.A. Grayvoronsky, A.G. Grebenikov I.N. Shepel, T.A. Gamanukha Ligikaudne meetod helikopteri rootorile jaotunud normaalsete aerodünaamiliste jõudude arvutamiseks. MITTE. Žukovski "KhAI" Kaldlõigete hüpoteesi alusel kaalutakse rootori labal jaotatud jõupingutuste määramise küsimusi, võttes arvesse kokkusurutavust ja ebakindlust. Märksõnad: tera, rootor, helikopter. Horisontaalse lennu ajal pearootori ümber voolu eripäraks on pearootori laba (HB) elementide muutuvate kiiruste, libisemisnurkade ja ründenurkade olemasolu. Kandeliini skeemi kasutamine, samuti voolu lagundamine põiki ja pikisuunas, et kasutada lamedate lõikude hüpoteesi, on võimalik horisontaalse lennukiiruse korral, mis ei ületa 8 m / s. Joonisel fig. näitab ketta tagaosas asuva laba ümber voolu spektrit µ =, 46, millest järeldub, et libisemisnurgad piki tera muutuvad oluliselt. Joonis fig. Rootori laba ümbritseva voolu spekter Rootorilaba ümbritseva voolu olemus piki raadiust ja asimuut madalal lennukiirusel on näidatud joonisel A, suure kiiruse korral joonisel B. Teraosade libisemisnurgad erinevad rohkem kui 5 korda. a Joonis .. Pearootori laba ümber voolu kiiruste väljad b 78

2 Tabel on esitatud tera voolu libisemisnurkade väärtused suhtelistel raadiustel, 5 ja, 9 erinevatel lennukiirustel asimuutidel ja 8. Tabel. Voolu libisemisnurgad suhtelistel raadiustel V, km / h r =, r = 5 Kui kuni kiirusteni µ =, 4 ei muuda tagasivoolutsoon jõudude ja momentide suurust oluliselt, siis suurtel kiirustel tuleb selle mõju arvesse võtta. Tagasivoolutsooni raadiuse suurim väärtus, võtmata arvesse o tera juhtimist, vastab asimuudile ψ = 7 ja võrdub r µ. Seega voolab lõiketera ümber vool, mis muutub pidevalt suuna ja suuruse järgi. See asjaolu toob kaasa vajaduse arvutada lõiketerade omadused vastava raadiuse kogukiiruse järgi, võttes arvesse kokkusurutavust ja mittestatsionaarsust. Lõigu kogukiiruse määravad laba pöörlemine, helikopteri liikumine, laba pöörlemisliikumine, tiiviku induktiivne vool, samuti pikisuunaline tsentrifugaalliikumine piki tera. Piirkihi tõttu tekib tsentrifugaalvool. Nagu numbrilised arvutused näitavad, ei mõjuta see vool tera ümber voolu märkimisväärselt. Joonisel fig. 3 on kujutatud laminaarse ja turbulentse piirikihi diagrammid. Turbulentse piirikihiga radiaalvool oluliste puutujajõudude tõttu praktiliselt puudub. X -koordinaat määrab punkti piki akordi seotud süsteem koordinaadid. Näiteks kui väärtus x =, 5 m ja ω in = 5 rad / s, on laminaarses režiimis tsentrifugaaljõu suurim kiirus Vr = 0,4 m / s ja turbulentses režiimis, mis on tõenäolisem , seda on kümme korda vähem, st seda voogu võib ignoreerida. Riis. 3. Radiaalsete kiiruste jaotus piirkihis: turbulentne PS, laminaarne PS 79

3 Radiaalse voolu põhjus piirkihis võib olla ka rõhu jaotus piki tera. See võib viia tugevalt koormatud propellerite aerodünaamilise koormuse ümberjaotamiseni. Kinemaatiliste parameetrite määramise alusplaat on kruvi pöörlemistasand (joonis 4). Riis. 4. Tera ümber voolu kinemaatika rootori pöörlemise projekteerimistasandil Terade ristlõike kiiruste kinemaatiline diagramm on näidatud joonisel fig. 5. Joonis fig. 5. Teraosa kiiruse kolmnurk Suhteline kiirus kavandatud pöörlemistasandil raadiuses r määratakse avaldisega W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) =. () Suhtelise kiiruse vertikaalne komponent V y = λ r β. () Siis suhteline kogukiirus lõigus (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) + λ + r β λ β = r Nendes avaldistes aktsepteeritakse teadaolevaid suhtelisi parameetreid: µ = V cos (a); λ = V sin (α) + υ; β = a sin (ψ) b cos (ψ). aastal y. (3) Tasapinnalisel lennul suhtelised induktiivkiirused (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 lõiketera deformatsiooni ja eriti profiili muutmise piirkondades ning tagasivoolutsoonis. Tera lõik määratakse kohalike voolujoonte järgi, mida peetakse lõikelõigus sirgjoonelisteks ja mis kalduvad tavalisest lõigust ühele või teisele nurgale δ (tabel). Muutused χ ja δ sõltuvalt asimuudist ψ, rad Väljend for, rad δ, rad r cos (ψ) arktan 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 >sabast. Kaasaegsete helikopterite puhul saavutavad kiiruse ja ründenurga muutused lõikudes aja jooksul suuri väärtusi: V & ma> ± m / s, & α ma> ± o / s. See toob kaasa mittestatsionaarse muutuse kõigis aerodünaamilistes parameetrites; lagunemises on viivitus. Kopteri liikumine erineb oluliselt prognoositud statsionaarsetest omadustest. Aerodünaamilised koefitsiendid kindlal ajahetkel määravad mitte ainult kiiruse ja ründenurga väärtused antud ajahetkel, vaid ka nende muutumise protsess eelmisel ajal. Loomulikult mõjutavad kaugemad ajahetked sellele protsessile nõrgemat mõju. Olulist mõju avaldab ka sõltuvuste α & = f (t) ja V & = f (t) olemus. Piisavalt õiglane 8

6 selles küsimuses ei ole sõltuvusi, kuid on mõningaid eksperimentaalseid sõltuvusi, mis võimaldavad meil seda nähtust arvesse võtta. Eelkõige kirjeldab töö meetodit katseandmete lähendamiseks kolme parameetri järgi, mis määravad ründenurga muutuse olemuse, mis võimaldab saadud tulemusi teisendada teistesse tingimustesse. Selle töö andmeid kasutati profiili normaaljõu koefitsiendi määramiseks normaalsetes lõikudes ja lõikudes piki voolujoont. Lisaks korrigeeriti normaalset jõu koefitsienti sõltuvalt sektsiooni suhtelisest paksusest ja kokkusurutavusest. Esialgse arvutamise käigus määrati tera lõikude kinemaatilised parameetrid vastavalt ülaltoodud sõltuvustele. Helikopteri Mi- esialgseteks geomeetrilisteks, kinemaatilisteks ja tasakaalustavateks parameetriteks võetakse: C =,; ω = 5,8 / s; a = 4,7; a = 5,7; aastal = ,; TV =, 35; D =, 7; k =, 4; ϕ 7 = 4. Joonisel fig. Joonisel 6 on näidatud seitsmendas lõigus asimuudi W ja W P kinemaatilised parameetrid, samuti rünnakunurgad α ja α ning tavapäraselt häirimata voolu nurgad δ ja χ. w w P α ep 5 α e 6 e HB ep 3 8 w α e 8 w P α ep Ψ Joonis. 6. lõiketera kinemaatilised parameetrid jaotises "7" kaldus lõikude hüpoteesi kohta; alaindeks "p" tähistab parameetreid vastavalt normaallõikude hüpoteesile. Lõigu W ja W P kogukiirused praktiliselt muutuvad vastavalt 1. harmoonilisele. Loomulikult on kõigi asimuutide korral kogukiirus W suurem kui kiirus W P ja ründenurk piki voolujoont on väiksem kui normaallõike ründenurk. Kogu voolu δ ja χ orientatsiooninurgad, mis on terade lehvimise suhtes tundlikumad, erinevad lihtsast harmoonilisest muutusest oluliselt. Joonisel fig. 7 näitab nurk- ja lineaarkiirenduste muutumist jaotises "7". Arvutamise konkreetsel juhul varieerub α & praktiliselt vahemikus 83

7 + - / s. See muudatus on 1. harmoonilise lähedal. Lineaarne kiirendus W & vahemikus + - m / s. Aerodünaamiliste omaduste mittestatsionaarsuse põhjuseks on märgitud asjaolud olulise muutuse kohta nii ründenurgas kui ka kogukiiruses. Kahjuks ei ole nende kahe teguri eraldi mõju aerodünaamilisele jõudlusele uuritud. Joonisel fig. 7 näitab normaalse voolukoormuse muutust vastavalt kaldus lõikude ja normaalse 5 ẇ p α hüpoteesile. P. ẇ α p Joonis. 7. Normaalse jõu muutus asimuudis jaos "7"; alaindeks "n" tähistab parameetreid vastavalt hüpoteesile W & ja α & nurk- ja lineaarkiirendus Ψ Need andmed saadi, võttes arvesse ründenurga mittestatsionaarsust. Koormus kaldus lõikude hüpoteesi kohaselt on veidi suurem kui normaallõikude hüpoteesi järgi, eriti taanduva tera tsoonis n ψ = ψ = 3 ψ = n ψ = joonis. 8. Lineaarse koormuse muutus piki raadiust asimuudi ψ = 3 ja 84 korral

8 Muutus lineaarses koormuses piki raadiust asimuudi ψ = 3 jaoks ja näidatud joonisel fig. 8. Asimuudi ψ = 3 korral on mõlema arvutusvõimaluse tavaline koormus praktiliselt sama. Asimuudi korral ψ = normaalkoormus "kaldus" lõikude hüpoteesi kohaselt on suurem kui normaallõikude hüpoteesi kohaselt. Selle põhjuseks on kiiruse ja ründenurga muutuste samaaegne mõju lineaarsele koormusele. Bibliograafia. Pearootori teooria. [Tekst] Toim. A.K. Martynova, M.: Masinaehitus, 973. lk .. Mikheev S.V., Anikin V.Kh., Sviridenko Yu.N., Kolomensky D.S. Rootorite aerodünaamiliste omaduste modelleerimise meetodite väljatöötamise suund. [Tekst] // VI foorumi Ros VO toimetised. M., 4.5 lk 3. Shaidakov, V.I. Ketta keerise teooria rootori kohta, millel on ketas pidev koormus. [Tekst] / V.I. Shaidakov // Kopterite projekteerimine: tech. Laup. teaduslik. tr. // MAI, ei. 38, M., lk 4. TsAGI teadusliku tegevuse põhietapid, / M., Fizmatlit, lk. 5. Baskin, V.E. Pearootori labaosa normaalne jõud dünaamilise seiskumise ajal. [Tekst] / V.E. Baskin, V.R. Lipatov // TsAGI toimetised, kd. 865, lk 6. Graivoronskiy, V.A. Kopterilendu dünaamika. [Tekst]: Õpik. Käsiraamat / V.A. Grayvoronsky, V.A. Zahharenko, V.V. Chmovzh. X: Nat. lennundus un-t neid. MITTE. Žukovski KhAI, 4. 8 lk 7. Fogarty, L.E. Laminaarne piirikiht pöörleval teral. / J. aeronaut Sei., Kd. 8, ei. 3, 95. Toimetuse toimetajad said tavaliste aerodünaamiliste usside, labidusside, labidavaba helikopterite väljatöötamise meetodi Helikopteri rootori labadele jaotatud normaalse aerodünaamilise koormuse ligikaudne arvutusmeetod Kaldus ristlõike hüpoteesi alusel käsitletakse rootori labade vahel jaotatava pingutusküsimuse kokkusurutavuse ja ebakindlusega. Märksõnad: tera, rootor, helikopter. 85

MAI toimetised. Number 92 UDC 629.735.45 www.mai.ru/science/trud/ Arvutusuuringud erineva täitmisväärtusega sabarootori kruvide omaduste kohta hõljukrežiimis helikopteri pöörlemise ajal V.A.

UDC 69.7.07 V.P. Zinchenko Tera pühkimisotsiku mõju pearootori aerodünaamilistele omadustele suure helikopteri lennukiirusel Teadus- ja Tootmisühendus "AVIA"

UDC 568 VV Tyurev, VA Taranenko Õhukanali voolu tunnuste uurimine ebakindla liikumise ajal NE Zhukovsky "KhAI" nime kandev riiklik lennundusülikool

UDC 69.735.45.015.3 (075.8) V.P. Zinchenko Tõukejõu kadude arvutamine helikopteri lennukikere puhumisel pearootoriga hõljukrežiimis Teadus- ja Tootmisühendus "Avia" Hover ja vertikaalsed tõusurežiimid

Elektrooniline ajakiri "Trudy MAI". Väljaanne 45 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Helikopteri pearootori "pöörisrõnga" režiimide arvuline modelleerimine. Makeev P.V., Shomov A.I. Märkus. Abiga

MAI toimetised. Number 87 UDC 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ Tõukejõu pulseerimisest tingitud rootori vibratsiooni ülekoormuse arvutusuuringud, mis põhinevad keerise teoorial Animitsa V.A. *, Borisov E.A. *,

TSAGI TEADUSLIKUD MÄRKUSED Köide XXXX 2009 1 UDC 629.735.015.3.035.62 UDC PIKA VORTEXI MÕJU KRUVIST LÄHEDA KELOCITSIOONIVÄLJU OMA TUNNUSED R. M. MIRGAZOV, V. M. SHCHEGLOVO

UDC 69.735.0168.519.673 (045) A.I. Ždanov, E.P. Udartsev, A.I. Shvets, A.G. Shcherbonos Lennukite lendude dünaamika simulatsioon mittestatsionaarses liikumises Riiklik Lennuülikool Sissejuhatus Definitsioon

Keskne aerohüdrodünaamiline instituut on nimetatud prof. MITTE. Žukovski TASAKAALUSTAMISE MÕJU KANDEKRUVI AKUSTIKALISTELE OMADUSTELE B.S. Kritsky, R.M. Mirgazovi kuues ülevenemaaline konverents

Teema 3. Propellerite aerodünaamika omadused Propeller on mootoriga käitatav labakruv, mis on loodud tõukejõu tekitamiseks. Seda rakendatakse lennukitel

Elektrooniline ajakiri "Trudy MAI". Väljaanne 38 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Tarkvarapakett pea- ja tagarootoriga helikopterite aerodünaamiliste omaduste arvutamiseks, mis põhineb mittelineaarsel

Elektrooniline ajakiri "Trudy MAI". Väljaanne 69 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Kopteri pea- ja sabarootori vaheliste häirete numbriline modelleerimine horisontaalse libiseva lennurežiimi korral

CH E N Y E Z A P I S K I C A G And T o m X L I I UDC 53.56. VOOL ÕHUKA TIIVI ESIOSA NAABRUSES TUGEVA SUHTLEMISE KORRAL G. N. DUDIN A. V. LEDOVSKI

MAI toimetised. Väljaanne 95 http://trudymai.ru/ UDC 629.735.45.015 Pearootori töö iseärasuste analüüs horisontaalsete hingede negatiivse nihkega Borisov E.A. *, Leontiev V.A. **, Novak V.N. *** Centralny

UDC 629.7.016.7 P.I. Motsar, V.A. Udovenko Teraosade ründenurkade ja rootori aerodünaamiliste omaduste arvutamine, teades keerise kihi intensiivsuse jaotust diskreetse keerise meetodi raames

15.1.2. KONVEKTIIVNE SOOJUSE ÜLEKANNE VEDELIKU SUNDLIKU LIIKUMISE AJAL TORUDES JA KANALIDES Sel juhul sõltub mõõtmeteta soojusülekandetegur, Nusselti kriteerium (arv) Grashofi kriteeriumist (kell

2014 TEADUSLIK KUULUTUS MSTU GA 200 UDC 534.83: 629.735.45 KIIRKOPRI KANDURROTTORI NIHUMISE UURIMISMÜRA TAGASIVÄLJAL V.A. GOLOVKIN, B. S. KRITSKY, R. M. MIRGAZOV Uuringu tulemused on esitatud.

8 UDC 69.7.06: 69.7.018 E.D. Kovaljov, Cand. tech. Teadused, P.I. Motsar, V.A. Udovenko, Cand. tech. Teadused MATEMAATILISED Mudelid helikopterilendude dünaamika simuleerimiseks komplekssel simulaatoril eri- ja kriitilisel

Elektrooniline ajakiri "Trudy MAI", väljaanne 55 wwwrusenetrud UDC 69735335 Seosed tiiva rull- ja pöördemomendi koefitsientide pöörlemistuletiste jaoks MA Golovkin Abstrakt Vektori kasutamine

Avatud teave ja arvutiga integreeritud tehnoloogiad 66, 4 UDC 69.75,45, 5,5 (75,8) A.G. Dibir, A.A. Kirpikin, N.I.

Eksperimentaalsed viited XLIV 2 0 1 3 5 UDC 629.735.45.015.4 Helikopteri maandumisomaduste uurimine SANERI šassiil lennueksperimendi tulemuste põhjal koos S. A. ALIMOV -iga A.

Hüdromehaanika moodul 1 1. Vedeliku omadused. 2. Hüdromehaanika väline ja sisemine probleem. 3. Massi- ja pinnajõud. 4. Massijõudude potentsiaal. 5. Põhivektor ja hüdrodünaamika peamine moment

MIPT MENETLUSED. 2014. Vol. 6, 1 A. M. Gaifullin jt. 101 UDC 532.527 A. M. Gaifullin 1.2, G. G. Sudakov 1, A. V. Voevodin 1, V. G. Sudakov 1.2, Yu N. Sviridenko 1.2, A. S. Petrov 1 1 Keskne aerohüdrodünaamika

74 KOHALDATUD MEHAANIKA JA TEHNILINE FÜÜSIKA 11 T 5, N- 3

Irkutski oblasti haridusministeerium Riigieelarve spetsialist haridusasutus Irkutski oblasti "Irkutski lennukolledž" "KINNITATUD" Asetäitja. SD GBPOUIO direktor

UD 5394: 62972 helikopteri pearootori laba väsimustugevusest tuulekoormuse toimel AI Bratukhina

SISU 3 Eessõna ... 11 I PEATÜKK SISSEJUHATUS 1. Aerodünaamika teema. Lühiülevaade aerodünaamika arengu ajaloost ... 13 2. Aerodünaamika rakendamine lennunduses ja raketitehnoloogias ... 21 3. Põhiline

148 MIPTI KORD. 2012. Kd 4, 2 UDC 533.6.011.35 T. Ch. Wu 1, V. V. Võšinski 1,2, N. T. Dang 3 1 Moskva Füüsika ja Tehnoloogia Instituut (Riiklik Ülikool) 2 Central Aerohydrodynamic

UDC 533.6.011 Eraldatud ja pideva voolu protsesside matemaatiline modelleerimine pöörlevate õhusõidukite ümber # 05, mai 2012 Tikhonova Yu.V. Raketilendude dünaamika ja juhtimise osakonna üliõpilane

KOHALDATUD MEHAANIKA JA TEHNILINE FÜÜSIKA. 28. kd 49, N- 6 99 UDC 533.692 TIIVAPROFILI EHITUS

Avatud teave ja arvutiga integreeritud tehnoloogiad 62, 203 UDC 532.582.2 V.А. Zakharenko Riikliku lennundusülikooli vool ümber kõrgete ja madalate ründenurkade

Avatud teave ja arvutiga integreeritud tehnoloogiad 44, 009 UDC 533.68 Т.А. Gamanukha, A.G. Grebenikov, V.V. Tyurevi meetod transpordilennukit mõjutavate aerodünaamiliste momentide määramiseks

Vene Föderatsiooni haridus- ja teadusministeerium Föderaalne osariigi autonoomne kõrgkool kutseharidus"Kaasani (Volga oblasti) föderaalülikool" MATEMAATIKAinstituut

Tšeljabinski teaduskeskuse bülletään, kd. 3 (33), 26 MASINATE EHITAMISE UDC PROBLEEMID 621.9 LÕIKELISE KIHI JÄRELEVUSE ARVUTAMINE AJALIKU ETAPIGA RATSIAALSELT KERGE PINNADE Freesimisel

HELIOGEOPHYSICAL RESUARCH 2015 GEOPHYSICAL RISKIDE UURINGUTE TULEMUSED UDC 551.508.8 Mudel kopterite propellerite kandmise intensiivsuse muutuste prognoosimiseks Võttes arvesse helikopteri liikumist

VESTSI NATSYYANALNAYA ACADEMII TEADUSED BELARUS 3

UDC 622.7 Gravitatsiooniline eraldamine V.I. KRIVOSCHEKOV, Cand. tech. Sci. (Ukraina, Dnepropetrovsk, riiklik mäeülikool) SILINDERVOOLU UURIMINE SEINA VISKOOSSE VOOLU PROBLEEMI

04 MSTU GA 00 UDC TEADUSLIK KUULUTUS 553.65..3: 68.3: 69.7.05 RAHVAMATU Õhusõiduki propelleri arvutamine, võttes arvesse REYNOLDI arvu ja vähendusastet O.V. B. S. GERASIMOV KRITSKY Esitatakse

UDC533.6.011.32 ETTEVAATLIKE ÜLEMINEKU VOOLUDE MÕJU ÜLESILINDERI MÕJU UURIMINE HILJEMASTE JÕUDUDE VÄLJAMISE KOHTA А.А. Sergeeva, R. V. Sidelnikov Käesolevas töös käsitletakse mittestatsionaarse põiki lahendust

UDC 69.7.36 / 534 .. A.V. IVANOV, tehnikateaduste kandidaat, M.K. LEONTIEV, tehnikateaduste doktor MAI, Moskva DÜNAAMILISTE ROTORISÜSTEEMIDE MODAALANALÜÜS

32 UDC 629.735.33 D.V. Tinyakov PIIRANGAPIIRANGUTE MÕJU ÕHUSÕIDUKITE TRAPEZIUM TIIVADE TEATAVATELE TÕHUSUSKRITEERIUMIDELE

Samara State Aerospace University ÕHUSÕIDUKIPOLAARIDE UURIMINE AERODÜNAAMILISE TORU T-3 SSAU 2003 KAALUKATSETAMISE AJAL 2003 Samara State Aerospace University V.

PRAKTILINE ÕPPETUNN distsipliini "TPP puhurid" kohta Ülesanne Pumba tiiviku arvutamine Arvutage pumba tiivik, et tarnida vett tihedusega ülerõhul väljalaskeava p ja sisselaskeava p juures

S.V. Wallander HÜDROAEROMEHANIKA LOENGUD L.: Izd. Leningradi Riiklik Ülikool, 1978, 296. lk. Õpetus hõlmab järgmisi küsimusi: järeldus ühine süsteem hüdromehaanika võrrandid, kirjutades selle süsteemi erinevatele

ÕHUKESEINILISE ÜMBERKIRJALIKU SÜGLILÕIKE SISALDAMISEKS, KUI RINGLIKUD LÕIKED EI OLE TELGI KOMPRESSIOONIL Menshenin Alexander Arkadievich Uljanovski Riiklik Ülikool Selle ülesanne

12. juuni 2017 Konvektsiooni ja soojusjuhtimise kombineeritud protsessi nimetatakse konvektiivseks soojusülekandeks. Looduslikku konvektsiooni põhjustab ebaühtlaselt kuumutatud keskkonna erikaal

KOHALDATUD MEHAANIKA JA TEHNILINE FÜÜSIKA. 200. kd 42, N-79 UDC 628.23 TERA TUGEVUSE ARVUTAMINE LINEARI MUUTUVA PAHUSUSE ORTOTROOPILISEKS PLAADIKS V.I. Solovjev Novosibirski sõjaväeinstituut, 6307

KOHALDATUD MEHAANIKA JA TEHNILINE FÜÜSIKA. 2002. V. 43, N-1 45 UDC 532.5: 533.6 PROFIILI NURGASERVA PARADOKS MITTEVAHELISES VOOLAS D. N. Gorelov Omski matemaatikainstituudi filiaal SB RAS, 644099 Omsk

UDC 621.452.3 Yu. M. Temis, D. A. Yakushev, E. A. Tarasova TERA LUKUSTUSÜHENDUSE OPTIMEERIMINE KOMPRESSORKETTAGA Kontaktide suhtlemise tunnused ühenduses

Teooria ja tööprotsessid 54 UDC 621.515: 438 V.P. GERASIMENKO 1, E.V. OSIPOV 2, M.Yu. ŠELKOVSKI 2 1 Riiklik Lennundusülikool, mille nimi on nimetatud MITTE. Žukovski KhAI, Ukraina 2 Zarya Mashproekt GPNPK gaasiturbiinide hoone,

UDC 629.127.4 V.V. Vel'tischev MUUDATAVA PIKKUSE PAINDLIKU KAABLI LIHTSUSTATUD ESITAMINE TELEVISIOONI KONTROLLITAVA ALLVEEKOMPLEKSI DÜNAAMIKA modelleerimiseks.

LIHTSA KUJU TIIVADE AERODÜNAAMILISTE OMADUSTE SÕLTUMINE GEOMEETRILISTE PARAMETRITE KAVAS Spiridonov AN, Melnikov AA, Timakov EV, Minazova AA, Kovaleva Ya.I. Orenburgi osariik

TSAGI TEADUSLIKUD MÄRKUSED Köide XXXVI I 6 3 UDC 69.735.45.5.3.35.6 KRUVITEOORIA ERIFUNKTSIOONID V.V.VOZHDAYEV, V.S.

ARVUTUSKATSE KOPTERROTORLUBA KUJU MÕJU HINDAMISEKS MUUDETASEMELE TAGASI VÄLJAL V.A. Ivchin (Mil Moskva helikopteritehas) A. A. Ryzhov, V.G. Sudakov, (TsAGI) Arvutuslik eksperiment

Termiline füüsika ja aeromehaanika 013 maht 0 1 UDC 69.735.33.015.3 Reisilennukimudeli aerodünaamilised omadused, millel on harmoonilised võnkumised rull- ja pöördenurgas suurte ründenurkade korral V.I.

Loeng 1 Viskoosse vedeliku liikumine. Poiseuille'i valem. Laminaar- ja turbulentsed voolud, Reynoldsi arv. Kehade liikumine vedelikes ja gaasides. Lennuki tiivalift, Žukovski valem. L-1: 8,6-8,7;

90 UDC 69.735.33 V.I. Rjabkov, dr. Sciences, N.N. Melnik, V.V. Utenkova, Cand. tech. Sci. SABADE PIIRKONNA MÄÄRAMINE ESIMENE KUJUNDAMISE ETAPIS, ARVESTADES LENNUKITIIVA KUJU

TSAGI TEADUSLIKUD MÄRKUSED Köide XXXVI 2005 1 2 UDC 629.782.015.3 TIIVAKEHA SÜSTEEMI KÕRVALDAMISKVALITEET KÕRGETEL KIIRUSTEL S. D. Životov, V. S. Nikolajev Variatsiooniprobleemi kaalutakse

ARVUTATUD UURINGUD AERODÜNAAMILISTE OMADUSTE KOHTA Õhusõidukite skeemi "Lendav tiib" TEEMA MUDELIST VÕIMALUSTARKVARA KOMPLEKS S.V. Kalašnikov 1, A.A. Krivoshchapov 1, A.L. Mitin 1, N.V.

Loeng 3 Teema 1.2: TIIVAERODÜNAAMIKA Loengukava: 1. Valmis aerodünaamiline jõud... 2. Tiivaprofiili rõhu keskpunkt. 3. Tiivaprofiili sammu hetk. 4. Tiibprofiili fookus. 5. Žukovski valem. 6. Pakkimine

VENE FÖDERATSIOONI HARIDUS- JA TEADUSMINISTEERIUM ----------- föderaalne Moskva riigieelarveline kõrgharidusasutus

KOHALDATUD MEHAANIKA JA TEHNILINE FÜÜSIKA. 2011. Vol. 52, N- 3 153 UDC 534.1 KANALIS VISKOOSILISE VEDELIKUGA VÕTMETUD PLAADI PIKAD VIBRATSIOONID, MIS ON PÕHJENDATUD PLAADI SUNDLIKUD ÜLEMINEKUD

Termofüüsika ja aeromehaanika, 2010, köide 17, 2 UDC 621.311 Vertikaalse pöörlemisteljega turbiinilabade aerohüdrodünaamiliste omaduste määramine B.P. Hozyainov, I.G. Kostin Kuzbassi osariik

Helikopteri pearootori dünaamika arvutisimulatsioonimudel Simulatsioonimudeli loomise eesmärk on välja töötada juhtimisalgoritmid ja meetodid rootori dünaamilise oleku tuvastamiseks erinevates režiimides

MASINAD JA MATERJALID TEADUSBULLETIN TOGU 014 1 (3) UDC 6036: 60331 AD Lovtsov, NA Ivanov, 014 KEVALISE RATTAGA RAAMIDE KUJUNDAMINE JA ARVUTAMINE LÕPPEHISE MEETODI KASUTAMISEL

VENEMAA KÕRGHARIDUSE FEDERATSIOONI RIIKKOMITEE R. Aleksejevi nimeline NIZHNY NOVGOROD RIIGI TEHNILINE ÜLIKOOL

114 Aerohüdromehaanika MIPTI PROJEKTID. 2014. 6. kd, 2 UDC 532,526,048,3; 532,527; 532.529 V. V. Võšinski 1,2, A. A. Kornyakov 2, Yu. N. Sviridenko 2 1 Moskva füüsika ja tehnoloogia instituut (riik

29 UDC 629.7.023 A.A. Tsaritsynsky HINNANG KOSPOSE PANEELI KOMPOSEERITUD MÕJU MÕJUGA VALGUSTUSEL Päikesepatareid on peamised energiaallikad

Ukraina Riiklik Tehnikaülikool "Kiievi Polütehniline Instituut" Orienteerumis- ja navigatsiooniseadmete ja -süsteemide osakond Metoodilised juhised distsipliini laboratoorseks tööks

AINE: Leiutis käsitleb meetodit, mille abil määratakse lennupöördepinged helikopteri rootori võllil, millel on pearootori väändepuks. Pingete kindlaksmääramiseks mõõdetakse kogu lennuaja vältel standardsete vahenditega lennu jõudluse karakteristikuid, mille hulgast valitakse välja ja süstematiseeritakse olulised parameetrid, määratakse nende ligikaudsed funktsioonid, et saada lõplik funktsioon rootori pingete sõltuvusest võll valitud lennuparameetritel. tehnilised omadused, arvutage rootori võlli koormused matemaatiline mudel, andke märku, kui need ületatakse. Pakutakse jääkressursi määramist ja lubatud koormuste taseme kontrollimist. 2 c.p. f-ly, 7 ill.

Leiutis käsitleb lennundusvaldkonda, eriti õhusõidukite tehnilise seisukorra jälgimise süsteeme, nimelt helikopteri pearootori võlli paindepingete taseme jälgimist lennu ajal, eriti kergete mitmeotstarbeliste hingedega labadega helikopterite puhul näiteks helikopterid: ANSAT, VK -117, EC -145.

Ülekanne on helikopteri disaini kõige keerulisem element. On teada, et statistika kohaselt on suurim protsent (kuni 39%) helikopteriõnnetustest seotud just helikopterite ülekandeüksuste rikkega.

Seiresüsteemide väljatöötamise etapis on kõige tähtsam helikopteri ülekandeüksuste tehnilise seisukorra diagnostiliste märkide kindlaksmääramine ja kehtestamine. Peamine ülesanne seiresüsteemi väljatöötamisel on diagnostiliste näitajate läviväärtuste kehtestamine, mille saavutamisel tuleb teha asjakohased otsused edasise lennuohutuse kohta. Kui mõni diagnostiline märk on saavutanud oma läviväärtuse, tehakse otsus ressursi piiramise, erakorralise osa asendamise või ülekandeseadme töölt kõrvaldamise kohta. Reeglina ei kuvata valdavat osa diagnostilisi märke lennu ajal kokpitis. Nende analüüs viiakse läbi pärast lennu lõppu. Siiski võivad lennu ajal kuvada mõned eriti kriitilised diagnostilised märgid, kui ohutustingimused seda nõuavad.

Viimastel aastakümnetel hakkasid paljulubavad helikopterid kasutama liigendpuksiga varustatud niinimetatud liigendita pearootoreid, milles horisontaalsete, vertikaalsete ja aksiaalsete hingede funktsioone täidab laiendatud tüüpi elastne element - väändetang. Väändevarre konstruktsiooni põhiosa on elastselt deformeeruv osa. Kihtide ja pilude vineeri olemasolu annab torsioonivooludele koormuse valdavalt ühesuunalise pinge-venituse olekus, põikisuunalise nihke ja painutusega, kui tera pöörlemistasandil õõtsub. See võimaldab vähendada kopteri käitamise kulusid, kuid suurendab samal ajal selliste konstruktsioonide projekteerimise ja tootmise esialgseid kulusid. Seetõttu on laadimisprognoosi täpsus ja vastavalt ka kopteri kandesüsteemi ressursi hindamine tänapäeval üks helikopteritööstuse põhiülesandeid.

Rootori võlli koormavad selle rummu jõud ja momendid ning põhikäigukasti väljundis tekkiv pöördemoment. Pearootori võlli pikkus määratakse paigutuse, aerodünaamiliste ja töökaalutluste põhjal.

Kuna pooljäik rumm on pöördemomendiga võrreldes suurema paindemomendiga, on lennu ajal liigendita rummuga helikopteri pearootori võlli paindepingete kontroll kiireloomuline probleem.

Tuntud süsteem rootori võlli koormuse jälgimiseks (USA patent nr 2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, avaldamiskuupäev 09.02.2010, IPC G06F 15/00, G08B 21/00).

Meetod kopteri pearootorisüsteemi koormuse virtuaalseks jälgimiseks vastavalt käesoleva leiutise ühele teostusele hõlmab vähemalt ühe õhusõiduki parameetri valimist pearootori ühe täieliku pöörlemise ajal. Koefitsientide arvutamine kõrgsagedussignaalide kogumi saamiseks vähemalt ühe õhusõiduki parameetrilt. Kõigi kõrgsageduslike signaalide korrutamine teguriga, et saada analüüsitud signaale. Rootori koormuse hindamine analüüsitud signaalide põhjal.

Käesoleva leiutise ühele teostusele vastav reaalajas rootori tervisesüsteem sisaldab andurite süsteemi koormuste mõõtmiseks andmete saamiseks. Moodul on loodud koormuste virtuaalseks jälgimiseks, et saada arvutatud andmeid ja avastada tõrkeid reaalajas ning saada algoritm arvutatud signaalide lahutamiseks mõõdetud signaalidest väärtuste saamiseks, mida seejärel võrreldakse standardväärtustega. rootori oleku lõpptulemus.

Andurid loevad selliseid parameetreid nagu õhusõiduki õhkutõusmiskaal, tiheduskõrgus, rootori kiirus, õhuvoolu kiirus, tavaline kiirendus, tõusukiirus, mootori pöördemoment, kaldenurk, veeremisnurk, kaldenurk, kaldenurk, veeremisnurk, läbipaine pikisuunas, külgpositsioon, pedaali asend ja positsioonide komplekt pearootori pöörde kohta. Antud kuueteistkümne parameetri vektorid korrutatakse maatriksi antud väärtustega, mis sisaldab 10 rida ja 16 veergu, et saada kümme koefitsienti (c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, ja c10) võngete kümne väärtuse määramiseks ... Võnkumisväärtused korrutatakse teguriga, et saada võimendatud võnkumisi. Kui vibratsioonivektorid on tähistatud kui w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9 ja w10 ning koefitsiendid on c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, ja c10, siis kirjutatakse pearootori võlli nihkejõu arvutatud signaal järgmisel kujul:

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

Nihkejõu amplituud ja faas arvutatakse Fourier 'teisenduse abil.

Tuntud süsteem andmete kogumiseks, kopteri sõukruvi ajamite tehnilise seisundi jälgimiseks ja diagnoosimiseks (RF patent leiutisele nr 2519583, avaldus 27.02.2014, IPC B64D 45/00), sealhulgas piesoelektrilised vibratsiooniandurid, mis on paigaldatud vähemalt ühel helikopteri rootori ajamil ja on paigutatud selliselt, et nad saaksid andmeid täieliku täielikkusega, et diagnoosida osade tehnilist seisukorda, vähemalt ühe töötava helikopteri rootori ajamiüksust ja pardal olev elektrooniline seade. Elektrooniline seade on ühendatud vibratsiooniandurite väljunditega ja see on valmistatud vibratsioonisignaalide digitaalse töötlemise võimalusega, üksikute andurite ja / või nende kombinatsioonide signaalide parameetrite kogumise, esmase töötlemise ja hindamise juhtimine ja rakendamine, kogumine andurite andmete salvestamine ja nende salvestamine välisele ja / või eemaldatavale andmekandjale, mis sobib arvuti lugemiseks ja teiseseks töötlemiseks maapealsetes tingimustes. Andmete kogumise tõhusus, töötava helikopteri sõukruvi ajamite tehnilise seisukorra jälgimise ja diagnostika infosisu suureneb.

Selle juhtimissüsteemi puuduseks on võimatu teha üheselt mõistetavaid järeldusi väsimuspingete taseme kohta helikopterisõlmedes, sealhulgas rootori võllil, mis põhinevad lennu ajal mõõdetud vibratsioonidel. Samuti on puuduseks vajadus paigaldada andurid ja elektroonilised seadmed helikopteritele, see on aeg, mis kulub maapinna tingimustes teiseseks andmetöötluseks.

On teada helikopteri käitamise meetod (RF -patent nr 2543111, avaldus 27.02.2015, IPC В64С 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), mis seisneb selles, et iga lennu ajal jälgitakse helikopteri pearootori tegelikku tõukejõudu ja enne helikopteri töö alustamist kogutakse vastavalt vormidele esialgsed andmed elektrijaama mootorite omaduste kohta ja kogutakse lähteandmeid. pearootori tõukejõud helikopteri juhtimise ajal. Kogu helikopteri kasutamise ajal kogutakse ja registreeritakse tegelikud andmed pearootori tõukejõu suuruse kohta helikopteri hõljumisrežiimides, võrreldakse pearootori tõukejõu statistilisi andmeid algväärtustega, kasutades -pardaarvuti väärtus, genereeritakse monitorile pardaarvuti abil signaal vajadusest kohandada mootori parameetreid väärtustele, mis tagavad rootori tõukejõu kõrvalekalde 0,5% ulatuses algväärtusest. Mootori parameetrite reguleerimist teostavad kas automaatrežiimis või kohapealsed hooldustöötajad. MÕJU: helikopterite kasutamise tõhususe suurendamine.

Selle töömeetodi puuduseks on võimatus määrata saadud tulemuste põhjal rootori võlli väsimuspingete taset, sest sellel tekkivad väsimuspinged määratakse painutuspingete abil. Samuti on puuduseks vajadus paigaldada andurid ja elektroonilised seadmed helikopteritele - see on aeg, mis kulub sekundaarseks andmetöötluseks maapinna tingimustes. Puuduseks on ka vajadus koguda esialgseid andmeid elektrijaama mootorite omaduste kohta vastavalt vormidele ja koguda esialgseid andmeid pearootori tõukejõu suuruse kohta enne helikopteri juhtimise alustamist. helikopter.

Lähima analoogina USA patent nr 2011112806, publ. 2011.05.12, IPC G06F 17/10. AINE: leiutis käsitleb meetodit rootorlaeva komponendi, sealhulgas vähemalt ühe rootoriga töötava mootori, sealhulgas korpuse, võlli ja paljude labade kriitilise oleku kohta teabe saamiseks. Andur õhusõiduki rootorit mõjutavate painutus- ja tsükliliste koormuste mõõtmiseks sisaldab arvutusseadet, mis on ette nähtud (a) peamise rootori sõlme praeguse laagritemperatuuri arvutamiseks esimese arvutusmudeli abil, (b) laagritemperatuuri ennustamiseks esimese arvutusmudeli abil. ja (c) rakendades koormust rootorisõlme valitud komponendile, kasutades teist arvutusmudelit, on esimene ja teine ​​arvutusmudel konfigureeritud arvutama vastavalt laagritemperatuuri ja koormust mõjutava koormuse prognoositavat ja praegust väärtust. valitud komponent, mis põhineb juhtlennu parameetritel; ja kuvar, mis kuvab ühel skaalal liikuvat indikaatorit, mida juhib valitud komponendi kõrgeim prognoositav laagritemperatuur ja koormus. Ekraanil kuvatakse teine ​​liikuv indikaator, mida juhib praegune laagritemperatuur.

Prototüübi puuduseks on vajadus paigaldada väliseid andureid, mis tekitab teatavaid raskusi, kuna seeriahelikopterite disain ei ole kohandatud lisaks protseduuridele väliste andurite paigaldamisega Hooldus ja välitööde remont, välisandurid ei ole ülejäänud lennundusseadmetega täielikult integreeritud; need nõuavad täiendavaid käsiraamatuid ja käsiraamatuid tehniliseks kasutamiseks ning täiendavaid koolitatud spetsialiste.

Kavandatud tehnilise lahenduse eesmärk on luua meetod rootori võlli paindepingete jälgimiseks kogu lennuaja jooksul (õhkutõusmisest maandumiseni), et tuvastada võlli väsimuskahjustusi ja vältida hädaolukordi.

Tehniliseks tulemuseks on jääkressursi määramine ja lubatud koormuste taseme kontroll.

Tehnilise tulemuse saavutab asjaolu, et meetod, mille abil määratakse lennuki painutuspingeid pearootori väändepuksiga helikopteri pearootori võllil, hõlmab mõõtmist kogu lennuaja jooksul standardseadmete abil, mis jälgivad lennuki jõudlust helikopter, arvutades pearootori võlli koormusi matemaatilise mudeli abil ja andes märku nende ületamisest, valitakse ja süstematiseeritakse olulised parameetrid mõõdetud jõudlusnäitajate hulgast, millel on otsene mõju rootori võlli koormusastmele. määratakse oluliste parameetrite funktsioonid, et määrata lõplik funktsioon, mis sõltub rootori võlli pingete sõltuvusest σ (t) valitud sooritusparameetritest; lõplikule funktsioonile lisatakse piki- ja põikisuunad:

Kavandatud meetod võimaldab hinnata rootori võlli koormuse taset igal lennutöö ajal. Põhineb helikopterilendu parameetrite jälgimiseks kasutatavate standardsete vahendite kasutamisel ja võimaldab määrata kogu lennu kestel painutuspingete taset, kasutada seda lennupiirangute registreerimiseks ja meeskonna teavitamiseks lubatud koormustaseme ületamisest. , samuti määrata järelejäänud eluiga.

Käesolevas leiutises analüüsitakse tingimusi, mis õigustavad eriti kriitiliste diagnostiliste tunnuste piirväärtuste kehtestamist, näidates näiteks ühe rootoriga helikopteri pearootori võlli tegelikke paindepingeid lennu ajal. eriti ANSATi helikopterite jaoks.

Leiutise olemus seisneb selles, et lennu ajal jälgitavate parameetrite hulgast valitakse ja süstematiseeritakse need parameetrid, millel on otsene mõju NV -võlli koormustasemele. Oluliste parameetrite ligikaudsed funktsioonid määratakse kindlaks, et määrata lõplik funktsioon NV võlli pingete sõltuvusest LTC valitud parameetritest. Lõppfunktsioonile lisatakse liugplaadi pöörlemisnurkade muutumiskiiruste absoluutväärtused piki- ja põikisuunas.

Tehakse lennukatse. Kriitilise parameetri valik määratakse kopteri tööomaduste (LTH) praeguste väärtuste põhjal. Selleks paigaldatakse kopteri võllile pingutusmõõtur ja reaalsel lennul on pingete väärtused σ ist (t), samuti parameetrite jälgimise standardmeetoditega mõõdetud trajektoori parameetrite väärtused. helikopterilendu, on ajaliselt fikseeritud, näiteks: liugplaadi piki- ja põikisuunaline kaldenurk, pearootori kogu samm, kopteri kiirus, helikopteri kaldenurk, helikopteri pöördenurk, kaldenurga kaldenurga muutumise kiirus piki- ja põikisuunas jne.

Esialgne analüüs valib LTC parameetrid, mis mõjutavad kõige enam NV võlli pingeid, mille jaoks joonistatakse võlli pinge muutumise graafikud sõltuvalt standardjuhtimisvahendite poolt registreeritud parameetrite väärtustest ja korrelatsioonikoefitsiendid leitakse ja hinnatakse, et filtreerida LTH parameetreid.

Olulisteks valitakse LTC trajektoori parameetrid, mille korrelatsioonikoefitsient on üle 0,2.

Konstrueeritakse ligikaudsed kõverad (rootori võlli pingete sõltuvus lennuomaduste valitud parameetritest) ja koostatakse võrrandisüsteem, et määrata painutuspinge funktsiooni lähendamine ajas σ calc (t):

ja leitakse vastavad kaalukoefitsiendid A1, A2, A3, ..., An.

Koefitsiendid A1, A2, A3 leitakse polünoomi lähendamise teel, kasutades vähimruutude meetodit (konkreetse lennuomadustega konkreetse helikopteri puhul).

Lõplik valem on järgmine:

kus Dprod on plaadi kaldenurk pikisuunas,

Dpop - plaadi kaldenurk põikisuunas,

Dosh - pearootori ühine samm,

X n - muud olulised lennuparameetrid,

- liugplaadi pöördenurga pikisuunas muutumise absoluutväärtus,

- liugplaadi pöörlemisnurga ristisuunas muutumise absoluutväärtus.

Kopteri rootori võlli paindepinge arvutatakse reaalajas kogu lennuaja jooksul pardaarvuti arvutusüksuses programmeeritud programmi alusel. Kui ohutu pingetase on ületatud, antakse piloodile märku ja tarbitud ressursi arvutamine tundides algab järgmise valemi abil:

kus Pr on kahju, mis on põhjustatud ohutust ületavast pingetasemest;

P - tüüpilise lennu kahjustused tunnis, mis võetakse tavapäraste töötingimuste jaoks ressursi arvutamisel.

Kahjustused, mis tekivad ohutu Pr ületava pingetasemega, määratakse järgmise meetodiga:

Iga koormustase, mis ületab ohutu, määratakse väsimuskõvera abil (kõver võetakse pearootori võlli väsimuskatse tulemustest) kindlaks vastav tsüklite arv rikkele (Ni);

Kahjustusi, mis tekivad ohutu Pd ületava pingetasemega, määratletakse kui tsüklite arvu suhet sellel tasemel tsüklite arvu ja rikke (Ni) vahel.

Seega arvutatakse pärast iga lendu pearootori võlli tarbitud ressurss. Kui maksimaalset koormustaset ei ületatud, võrdub pearootori võlli ressurss tegeliku lennuajaga; kui ohutu laadimistase ületati, lisatakse tegelikule lennuajale ülalkirjeldatud meetodil määratud aeg.

Kuna iga diagnostikafunktsiooni kohta usaldusväärse teabe saamiseks on alati vaja mõõteprotseduure, on seega vaja arvestada ka iga diagnostikafunktsiooni vältimatute mõõtmisvigadega. Seejärel tuleks teha otsus piirväärtuste ületamise või mitte ületamise kohta, võttes arvesse piiravate piirkondade ülemist (või alumist) tolerantsi.

Tuleks määrata teatav piirväärtus σ CR, mille ületamine toob kaasa rootori võlli kiire eluiga ja selle võimaliku hävimise järgneval lennuajal. Kuna see parameeter või diagnostikafunktsioon on eriti kriitiline, tuleb selle praegune väärtus kuvada kokpitis. Tähistame kui - lubatud praeguse mõõdetud väärtuse σf indikaatorväärtusega.

Σph tegelikku praegust väärtust saab esitada summana:

kus mσ - oodatud väärtus paindepinged rootori võlli kõige koormatud osas vaadeldaval lennurežiimil, Δσ on σf tegeliku väärtuse kõrvalekalle selle matemaatilisest ootusest.

Leiutise rakendamise kirjeldus

Võlli koormuse taset mõjutavate parameetrite praktiline määramine.

1. Ühe rootoriga ANSAT-skeemiga helikopteril viidi läbi lennukatse, mille käigus mõõdeti painutuskoormuste väärtusi kindlal ajavahemikul, kasutades pearootori võllile paigaldatud pingutusmõõdikut. Eksperimentaalne sõltuvus σ ist (t) on näidatud joonisel fig. 1 (kõver 1). See sõltuvus saadi tüüpilise lennurežiimi puhul, mis sisaldab järgmisi režiime:

a) Hõljumine (sealhulgas hõljukipöörded)

b) Kiirendamine

c) Madalad kiirused maapinnal

d) Ronida

e) Horisontaalne lend erinevate kiirustega

f) Kurvid

g) Mootori planeerimine

h) Pidurdamine

Lennu ajal mõõdeti helikopteri standardsete juhtimisseadmete abil õigeaegselt järgmisi trajektoori parameetreid.

1. Kiirus, mõõtühik km / h.

Seda mõõdeti seadmega "Kiiruseindikaator USVITs-350 digitaalse väljundiga". Viga praeguse näidatud kiiruse digitaalsignaali väljundis normaalsetes kliimatingimustes sisendsignaalide nimiväärtuste juures ei ületa ± 6 km / h.

2. Kõrgus, mõõtühik m.

Seadmetega mõõdetuna:

- "Kõrgusnäidik VMC -10" - mehaaniline kõrgusmõõtja digitaalse väljundiga. Viga suhtelise lennukõrguse digitaalsignaalis, näitude varieerumine 760 mm Hg arvestile seatud atmosfäärirõhuga. (1013 hPa) normaalsetes kliimatingimustes, sõltuvalt kõrgusest, on: ± 10 m (oomi kõrgusel) kuni ± 30 m (6000 m kõrgusel);

-"Raadiokõrgusmõõtur A-053-05.02"-õhus leviv radarijaam, mis kiirgab pidevalt sagedusmoduleeritud raadiolaineid. Kõrguse mõõtmisviga lendamisel üle mis tahes sileda pinna (raja tüüp) horisontaalse kiirusega kuni 120 m / s ja vertikaalse kiirusega mitte üle 8 m / s rullimis- ja kaldenurkadega kuni ± 20 ° kõrguste vahemikus 0–1500 m 95% kõrguse mõõtmisel, m: digitaalse väljundi abil 0,45 või ± 0,02N (olenevalt sellest, kumb on suurem).

3. Kopteri pöördenurk ja kaldenurk, kraadi.

Seda mõõdetakse seadmega "Aviogorizont AGB -96D" - see annab välja helikopteri veere- ja tõususignaalid. Suhtenäidiku viga veeremisel ja sammul vibreerival alusel ei ole suurem kui ± 2,5 °.

4. Juhtseadiste asend, mõõtühik on kraadid.

Seda mõõdetakse seadmega "Juhtseadiste DP-M potentsiomeetrilised kahe kanaliga positsiooniandurid". Mõõtmisviga ± 30 ".

5. Rooliajamite väljundlingide (varraste) asukoht (liugplaadi kaldenurgad piki- ja põikisuunas) RP-14, mm.

Seda mõõdetakse seadmega "Potentsiomeetrilised andurid MU-615A seeria 1". Nurga mõõtmisviga normaaltingimustes: ± 2% nominaalsest mõõtepiirkonnast.

6. Nurkkiirused, rad / s.

Mõõdetud seadmega "Esmase teabe andurite plokk BDPI -09" - annab teavet nurkkiiruse ja lineaarse kiirenduse vektorite projektsioonide kohta.

Joonistel 2-7 on näidatud rootori võlli pingete sõltuvus mõõdetud parameetritest. Antud parameetrite loend ei piirdu antud parameetritega ja sõltub konkreetsest helikopterist.

Katse ajal mõõdeti aja jooksul järgmisi parameetreid:

σ (t) on paindepinge väärtus ajas, mõõdetuna võlli pingutusmõõturiga,

Dprod (t) - plaadi kaldenurk pikisuunas,

Dpop (t) - plaadi kaldenurk põikisuunas,

Dosh (t) - pearootori ühine samm,

V (t) - helikopteri kiirus,

f t (t) on helikopteri kaldenurk,

f kuni (t) - helikopteri pöördenurk.

Iga parameetri jaoks määratakse korrelatsioonikoefitsiendid

Kõik parameetrid (korrelatsioonikordaja> 0,2) valiti olulisteks ja nende jaoks koostati ligikaudsed kõverad ning koostati võrrandid iga ajahetke ja iga parameetri jaoks:

Vastavalt valitud olulistele parameetritele on lõplik valem järgmine:

Koefitsiendid A1, A2, A3, A4, A5, A6 leitakse maatriksvõrrandi lahendamisega:

Painutuspinge arvutatud väärtused on näidatud joonisel 1 (kõver σ calc (t)).

Kavandatud meetod võimaldab hinnata NV võlli koormusastet selle lennutegevuse igal hetkel. Põhineb helikopterilendu parameetrite jälgimiseks kasutatavate standardsete vahendite kasutamisel ja võimaldab määrata kogu lennu kestel painutuspingete taset, kasutada seda lennupiirangute registreerimiseks ja meeskonna teavitamiseks lubatud koormustaseme ületamisest. , samuti määrata järelejäänud eluiga.

1. Meetod pearootori väändepuksiga helikopteri pearootori võllil lennu painutuspingete määramiseks, sealhulgas mõõtmine kogu lennuaja jooksul helikopteri lennutulemuste standardmeetodite abil, arvutades peamassi koormused rootori võll, kasutades matemaatilist mudelit ja signaali andmist, kui see on üleliigne, mida iseloomustab see, et mõõdetud jõudlusnäitajate hulgast valitakse ja süstematiseeritakse olulised parameetrid, millel on otsene mõju pearootori võlli koormusastmele, oluliste parameetrite ligikaudsed funktsioonid määratakse kindlaks pearootori võlli σ (t) pingete sõltuvuse lõpliku funktsiooni määramiseks valitud lennutulemuslikkuse parameetritest, pöörlemisplaadi pöördenurkade muutuste absoluutväärtustest piki- ja põikisuunas juhised lisatakse lõppfunktsioonile:

2. Meetod, mille abil määratakse lennu ajal painutuspinged pearootori torsioonpuksiga helikopteri pearootori võllile vastavalt nõudluspunktile 1, mida iseloomustab see, et jõudlusparameetrite olulisuse kindlakstegemiseks määratakse pingete sõltuvus konstrueeritakse pearootori võll valitud parameetritele ning arvutatakse koefitsiendid ja hinnatakse korrelatsiooni.

3. Meetod peapöörleva torsioonpuksiga helikopteri pearootori võllil lennu paindekoormuste määramiseks vastavalt nõudluspunktile 2, mida iseloomustab see, et parameetrite olulisus määratakse korrelatsioonikoefitsiendi väärtusega> 0,2.

Sarnased patendid:

Leiutis käsitleb masinaehituse valdkonda, peamiselt lennukimootorite ehitust, ja eelkõige meetodit turbiini rootori labade füüsilise ja mehaanilise oleku määramiseks kõrgsurve(TVD), eriti tera pingeseisundit.

Leiutis käsitleb iseliikuvate masinate hüdrauliliste jõuülekannete tehnilist diagnostikat. Meetod hüdrosidurite töö kvaliteedi hindamiseks hüdrogeenitud käigukastide käikude vahetamisel viiakse läbi ilma katkestamata käiguvahetust nende vahetamise ajal.

Leiutis käsitleb mõõteseadmeid ja seda saab kasutada elektrimootorite ja muude laagrisõlmedega seadmete töös, et määrata kindlaks laagrite praegune olek ja ennustada ressurssi teatud aja möödudes töö algusest.

Leiutis käsitleb mõõteseadmeid ja seda saab kasutada rootorite kuullaagrite aksiaalkoormuse määramiseks, samuti väikeste mehhanismide ja seadmete rootorite loomulike vibratsioonisageduste määramiseks ja juhtimiseks.

Leiutis käsitleb mõõtmistehnoloogiat, eelkõige vahendeid ja meetodeid kolvirõnga valendiku tiheduse mõõtmiseks. Meetodi rakendamisel klammerdatakse avatud kolvirõngas perifeeria suunas abiseadme abil, millel on maksimaalne liigendi sulgemine ja luumeni läbilaskvus määratakse optiliste vahenditega.

Sissejuhatus

Helikopteri projekteerimine on keeruline ja arenev protsess, mis on jagatud omavahel seotud projekteerimisetappideks ja etappideks. Loodav õhusõiduk peab vastama tehnilistele nõuetele ning vastama projekteerimise spetsifikatsioonis täpsustatud tehnilistele ja majanduslikele omadustele. Lähteülesanne sisaldab helikopteri esialgset kirjeldust ja selle tööomadusi, mis tagavad kavandatud masina suure majandusliku efektiivsuse ja konkurentsivõime, nimelt: kasulik koormus, lennukiirus, vahemik, staatiline ja dünaamiline ülemmäär, ressurss, vastupidavus ja maksumus.

Lähteülesanded täpsustatakse projekteerimiseelsete uuringute etapis, mille käigus viiakse läbi patendiotsing, olemasolevate tehniliste lahenduste analüüs, uurimis- ja arendustöö. Disainieelse uurimistöö põhiülesanne on kavandatud objekti ja selle elementide uute toimimispõhimõtete otsimine ja eksperimentaalne kontrollimine.

Eelprojekteerimise etapis valitakse aerodünaamiline skeem, kujundatakse helikopteri välimus ja arvutatakse peamised parameetrid, et tagada kindlaksmääratud lennuomaduste saavutamine. Need parameetrid hõlmavad järgmist: helikopteri mass, tõukejõusüsteemi võimsus, pea- ja sabarootori mõõtmed, kütuse mass, instrumentaal- ja eriseadmete mass. Arvutustulemusi kasutatakse helikopteri paigutuse väljatöötamisel ja joonduslehe koostamisel, et määrata kindlaks massikeskme asukoht.

Kopteri üksikute üksuste ja sõlmede projekteerimine, võttes arvesse valitud tehnilisi lahendusi, viiakse läbi arendusetapis tehniline projekt... Sellisel juhul peavad projekteeritud üksuste parameetrid vastama eelnõule vastavatele väärtustele. Mõnda parameetrit saab disaini optimeerimiseks täiustada. Tehnilise projekteerimise käigus viiakse läbi üksuste aerodünaamiline tugevus ja kinemaatilised arvutused, konstruktsioonimaterjalide valik ja struktuuriskeemid.

Üksikasjaliku kavandamise etapis teostatakse helikopteri töö- ja koostamisjooniste, spetsifikatsioonide, valimisnimekirjade ja muu tehnilise dokumentatsiooni kavandamine vastavalt heakskiidetud standarditele

Käesolevas artiklis esitatakse metoodika helikopteri parameetrite arvutamiseks eelprojekteerimise etapis, mida kasutatakse distsipliini "Helikopterite projekteerimine" kursuse projekti lõpuleviimiseks.

1. Esimese lähendushelikopteri stardimassi arvutamine

2. Helikopteri pearootori parameetrite arvutamine

2.1 Raadius R m, arvutatakse ühe rootoriga helikopteri pearootor järgmise valemi abil:

g- raskuskiirendus, 9,81 m / s 2;

lk- erikoormus rootori poolt pühitud alale,

lk =3,14.

Konkreetne koormuse väärtus lk kruviga pühitud ala valitakse vastavalt töös esitatud soovitustele / 1 /: kus lk = 280

Võtame rootori raadiuse võrdseks R = 7.9

Nurkkiirus w, s -1, piirab pearootori pöörlemist perifeerse kiiruse väärtus w R labade otsad, mis sõltub stardimassist

2.2 Suhteline õhutihedus staatilistel ja dünaamilistel lagedel

2.3 Majandusliku kiiruse arvutamine maapinnal ja dünaamilisel ülemmääral

Suhteline pindala määratakse kindlaks

Arvutatakse majandusliku kiiruse väärtus maapinnal V s, km / h:

kus Mina

Arvutatakse majandusliku kiiruse väärtus dünaamilise ülemmäära juures V dekaan, km / h:

kus Mina= 1,09 ... 1,10 on induktsioonikoefitsient.

2.4 Horisontaalsete lennukiiruste dünaamilise ülemmäära maksimaalse ja ökonoomse suhtelised väärtused arvutatakse:

kus V max= 250 km / h ja V dekaan= 182,298 km / h - lennukiirus;

w R= 232 m / s - labade perifeerne kiirus.

2.5 Lubatud tõukejõu ja rootori täitmissuhte arvutamine maksimaalse kiiruse korral maapinnal ja ökonoomse kiiruse dünaamilise ülemmäära korral:

2.6 Pearootori tõukejõud maapinnal ja dünaamilisel lael:

2.7 Rootori täitmise arvutamine:

Pearootori täitmine s arvutatud maksimaalse ja ökonoomse kiirusega lendude puhul:

Arvutatud täitmisväärtusena s pearootor on suurim väärtus s Vmax ja s V dekaan .

G. V. Makhotkin

Propelleri disain

Õhupropeller on saavutanud maine asendamatu tõukejõuna madalatel ja võsastunud vetes tegutsevatel kiirujuvatel veesõidukitel, aga ka amfiibmootorratastel, mis peavad töötama lume, jää ja vee peal. Oleme juba kogunud märkimisväärseid kogemusi nii oma riigis kui ka välismaal. propellerirakendused kiirlaevadel ja kahepaiksetel... Niisiis, alates 1964. aastast on meie riigis amfiibmootorsaanid (joonis 1) KB im. A. N. Tupolev. Ameerika Ühendriikides opereeritakse Floridas mitukümmend tuhat lennukit, nagu ameeriklased neid nimetavad.

Propelleriga kiire madala pinnaga mootorpaadi loomise probleem huvitab meie amatöörlaevaehitajaid jätkuvalt. Nende jaoks on kõige kättesaadavam võimsus 20-30 liitrit. koos. Seetõttu kaalume õhujõuseadme projekteerimise põhiküsimusi, eeldades just sellist võimsust.

Geomeetriliste mõõtmete põhjalik määramine propeller võimaldab teil täielikult kasutada mootori võimsust ja saada olemasoleva võimsusega maksimaalsele tõukejõule. Sellisel juhul on eriti oluline kruvi läbimõõdu õige valik, millest sõltub mitte ainult propelleri efektiivsus paljudes aspektides, vaid ka müratase, mille määrab otseselt perifeersete kiiruste suurus.

Tõukejõu sõltuvust sõidukiirusest on kindlaks tehtud, et 25 -liitrise propelleri võimaluste rakendamiseks. koos. selle läbimõõt peab olema umbes 2 m. Väikseima energiatarbimise tagamiseks tuleb õhk tagasi visata suurema ristlõikepinnaga juga; meie konkreetsel juhul on kruviga pühitud ala umbes 3 m². Propelleri läbimõõdu vähendamine müra vähendamiseks 1 m -ni vähendab propelleri poolt pühitud ala 4 korda ja see, vaatamata reaktiivkiiruse suurenemisele, põhjustab tõukejõu langust sildumisliinidel 37% . Kahjuks ei ole seda tõukejõu vähenemist võimalik kompenseerida ei sammu ega terade arvu ega nende laiuse järgi.

Liikumiskiiruse suurenemisega väheneb veojõukadu läbimõõdu vähenemisest; seega võimaldab kiiruste suurendamine kasutada väiksemaid propellereid. Propellerite läbimõõduga 1 ja 2 m, mis tagavad sildumisel maksimaalse tõukejõu, kiirusel 90 km / h muutuvad tõukejõu väärtused võrdseks. Läbimõõdu suurendamine 2,5 m -ni, tõukejõu suurendamine sildumisel annab tõukejõu vaid kerge tõusu kiirusel üle 50 km / h. Üldiselt on igal töökiiruste vahemikul (teatud mootori võimsusel) oma optimaalne kruvi läbimõõt. Võimsuse suurenemisega konstantsel kiirusel suureneb efektiivsuse seisukohalt optimaalne läbimõõt.

Nagu nähtub joonisel fig. Joonisel 2 on näidatud, et 1 m läbimõõduga propelleri tõukejõud on suurem kui Neptune-23 või Privet-22 päramootori veepropelleri (standard) tõukejõud kiirusel üle 55 km / h ja propeller läbimõõt 2 m - juba kiirustel üle 30 -35 km / h. Arvutused näitavad, et kiirusel 50 km / h on 2 m läbimõõduga propelleriga mootori kilomeetri kütusekulu 20-25% väiksem kui kõige ökonoomsem päramootor "Privet-22".

Propelleri elementide valimise järjekord vastavalt antud graafikutele on järgmine. Propelleri läbimõõt määratakse sõltuvalt nõutavast tõukejõust sildumiskohtades kell antud võim kruvivõlli peal. Kui mootorpaati kavatsetakse kasutada asustatud piirkondades või piirkondades, kus on mürapiirangud, vastab vastuvõetav (täna) müratase perifeersele kiirusele - 160–180 m / s. Olles selle tingimusliku normi ja kruvi läbimõõdu alusel määranud selle pöörete maksimaalse arvu, määrame ülekandearvu mootori võllilt kruvivõllini.

2 m läbimõõdu korral on lubatud müratase umbes 1500 p / min (läbimõõduga 1 m - umbes 3000 p / min); seega on ülekandearv mootori pöörlemiskiirusel 4500 p / min umbes 3 (läbimõõduga 1 m - umbes 1,5).

Kasutades joonist fig. 3, saate sõukruvi tõukejõu suuruse määrata, kui propelleri läbimõõt ja mootori võimsus on juba valitud. Meie näite jaoks valitakse kõige kättesaadavama võimsusega mootor - 25 hj. koos. ja propelleri läbimõõt - 2 m. Sel konkreetsel juhul on tõukejõu suurus 110 kg.

Usaldusväärsete käigukastide puudumine on võib -olla suurim takistus. Reeglina on amatööride poolt käsitöötingimustes valmistatud keti- ja rihmülekanded ebausaldusväärsed ja nende kasutegur on madal. Sunnitud paigaldamine otse mootori võllile toob kaasa vajaduse vähendada läbimõõtu ja seega vähendada propelleri efektiivsust.

Tera laiuse ja sammu määramiseks kasutage joonisel fig. 4. Tõmmake horisontaalsel paremal skaalal kruvivõlli võimsusele vastavast punktist vertikaalne joon, kuni see ristub eelnevalt leitud kruvi läbimõõdule vastava kõveraga. Joonestage ristumispunktist horisontaaljoon ristumiskohani, kus vertikaal on tõmmatud pöörete arvu vasaku skaala punktist. Saadud väärtus määrab kavandatava propelleri katvuse (lennukitootjad nimetavad labade laiuste ja läbimõõdu summa suhet).

Kahe labaga sõukruvide puhul on katvus võrdne laba laiuse ja propelleri raadiuse suhtega. Katvusväärtuste kohal on näidatud optimaalsete sõukruvi sammude väärtused. Meie näite puhul saadakse järgmine: katvus σ = 0,165 ja suhteline samm (sammu ja läbimõõdu suhe) h = 0,52. Kruvi läbimõõduga 1 m σ = 0,50 m ja h = 0,65. 2 m läbimõõduga sõukruvi peaks olema kahe labaga, laba laius 16,5% R, kuna katvus on väike; 1 m läbimõõduga propeller võib olla 6 labaga, mille tera laius on 50: 3 = 16,6% R või 4 labaga, mille laba laius on 50: 2 = 25% R. Labade arvu suurenemine vähendada mürataset veelgi.

Piisava täpsusega võib eeldada, et propelleri samm ei sõltu labade arvust. Anname puidust tera geomeetrilised mõõtmed laiusega 16,5% R. Kõik mõõtmed joonisel joon. 5 on toodud protsendina raadiusest. Näiteks jagu D on 16,4% R, mis asub 60% R. Lõigu akord on jagatud 10 võrdseks osaks, st igaüks 1,64% R; sokk purustatakse läbi 0,82% R. Profiilordinaadid millimeetrites määratakse raadius korrutades igale ordinaadile vastava protsentuaalse väärtusega, see tähendab 1,278; 1690; 2,046 ... 0,548.

Alustasime eile vestlust, valguses vaidlused ja arutelud India pakkumise üle... Nüüd vaatame kiirelt pilku konkurendile, meie Mi-26-le, ja võrdleme siis kahte helikopterit.

Raske rootorlaeva projekteerimine M.L. Mile alustas optimaalseima paigutuse ja paigutuse otsimisega. Nagu ka V-12 loomisel, kaaluti kolme skeemi: ühe kruvi ja kaks kaksikruvi-põiki ja pikisuunas. Esialgu otsustati uute masinate jaoks kasutada Mi-6 ja V-12 põhiseadmeid: labad-ühe rootoriga helikopteri jaoks; labad, peamised käigukastid ja juhtimissüsteemi võimendid - kaherootoriliste helikopterite jaoks; ja Mi-8-st: labad-põikhelikopteri jaoks, mille pearootorid on 23 m. Uuriti järgmisi võimalusi: ühe rootoriga helikopter 35 m pearootoriga; kahe kruviga põikisuunaline skeem kruvidega, mille läbimõõt on 23 ja 35 m; pikisuunaline kahe kruviga konfiguratsioon 35 m rootoritega. Kuid neil kõigil olid samad puudused - parameetrite ebajärjekindlus lähteülesanne, madal kaalu ja suure stardimassiga ja seega madalate jõudlusomadustega.

Ettevõtte analüütikud jõudsid järeldusele, et probleemi lahendamiseks ei piisa ainult optimaalsete parameetrite valimisest - vaja on ebatraditsioonilisi projekteerimismeetodeid. Samas oli vaja loobuda nii seeriaüksuste kasutamisest kui ka üldtunnustatud disainilahenduste kasutamisest.

Raskehelikopteri projektile anti uus nimetus Mi-26 või "toode 90". Olles saanud NII MAPilt positiivse arvamuse, asusid MVZ töötajad im. M.L. Mil "" hakkas augustis 1971 välja töötama eelprojekti, mis valmis kolm kuud hiljem. Selleks ajaks tegi sõjaväetellija helikopteri tehnilistes nõuetes muudatusi - suurendas maksimaalse kandevõime massi 15 tonnilt 18. Projekt kujundati ümber. Helikopter Mi-26, nagu ka tema eelkäija Mi-6, oli mõeldud transportimiseks erinevad tüübid sõjatehnika, laskemoona, toidu, varustuse ja muu varustuse kohaletoimetamine, sõdurite varustuse ja relvadega relvade üleviimine rindele, haigete ja haavatute evakueerimine ning üksikjuhtumid, taktikaliste ründejõudude maandumiseks.

Mi-26 oli esimene kolmanda põlvkonna vene helikopter. Sellised rootorlaevad töötati välja 60ndate lõpus - 70ndate alguses. paljude välisettevõtete poolt ja erinesid eelkäijatest paremate tehniliste ja majanduslike näitajate poolest, eelkõige transpordi tõhususe poolest. Kuid Mi-26 parameetrid ületasid oluliselt nii kaubaruumiga helikopterite kodumaiseid kui ka välismaiseid näitajaid. Kaalutõhusus oli 50% (Mi-6 34% asemel), kütusekulu 0,62 kg / (t * km). Praktiliselt samade geomeetriliste mõõtmetega nagu Mi-6, uus aparaat oli kahekordse kandevõimega ja oluliselt parema lennuga. Kasuliku koormuse kahekordistamine ei mõjutanud helikopteri stardimassi peaaegu üldse.

MAP teadus- ja tehnikanõukogu kiitis Mi-26 eelprojekti heaks 1971. aasta detsembris. Õhuhiiglase projekteerimine hõlmas palju uurimis-, projekteerimis- ja tehnoloogilisi töid ning uute seadmete väljatöötamist. V lühike aeg kavatseti luua ja ehitada väikese suhtelise massi ja suurte ressurssidega üksused ja süsteemid, stendi alus, katsekomponendid ja sõlmed, uurida uutest materjalidest konstruktsioonide omadusi, uurida uusi teraprofiile, kopteri aerodünaamilisi omadusi, stabiilsust kerged terad jne. Sellega seoses "" MVZ im. M.L. Mil "" meelitas tihedat koostööd TsAGI, LII, VIAM, NIAT, TsIAM ja teised organisatsioonid.

Aastal 1972 "" MVZ im. M.L. Mil "" sai lennundustööstuse instituutidelt ja kliendilt positiivseid arvamusi. Kahest õhuväe juhtkonnale esitatud ettepanekust: Mi-26 ja Uhtomski helikopteritehase välja töötatud rootorlaev, valisid sõjaväelased lennuki Milev. Oluline etapp helikopteri projekteerimisel oli tehnilise ülesande pädev ettevalmistamine. Klient nõudis esialgu rattaveo, raskerelvade paigaldamist, kaubaruumi tihendamist helikopterile, mootorikütuste töötamise tagamist autokütustel ja sarnaseid täiustusi, millega kaasnes konstruktsiooni märkimisväärne kaalumine. Insenerid leidsid mõistliku kompromissi - väiksemad nõuded lükati tagasi ja peamised olid täidetud. Selle tulemusena tehti uus kokpiti paigutus, mis võimaldas suurendada meeskonda neljalt inimeselt viiele; kaubaruumi kõrgus, erinevalt esialgsest projektist, on kogu pikkuses muutunud samaks. Samuti on täiustatud mõnede helikopteri osade konstruktsiooni.

1974. aastal kujunes raske Mi-26 helikopteri välimus peaaegu täielikult välja. Sellel oli klassikaline paigutus transpordikopteritele Mil: peaaegu kõik elektrijaamade süsteemid asusid kaubaruumi kohal; põhikäigukasti ja vööris asuva kokpiti suhtes esitatud mootorid tasakaalustasid sabaosa. Helikopteri projekteerimisel arvutati esmakordselt kere kontuurid, määrates teise astme kõveratega pinnad, mille tõttu Mi-26 täismetallist poolmonokokk-kere sai oma iseloomuliku voolujoonelise "delfiinitaolise" kuju . Selle konstruktsioonis oli algselt ette nähtud paneelide kokkupanek ja raami liimühendused.

Mi-26 esiosa õhukindlas ja õhukonditsioneeriga varustatud korpuses oli avar ja mugav kabiin koos istmetega komandörile (vasakpoolne piloot), parempoolsele piloodile, navigaatorile ja lennutehnikale ning kabiin neli last kaasas olnud inimest ja viies meeskonnaliige - lennumehaanik. Kajutite külgedel olid helikopterist avariipõgenemiseks mõeldud mullide luugid, samuti soomusplaadid. Kabiinide põranda all olid kupeed navigeerimis- ja raadiosideseadmete, elutoetussüsteemide ja abiseadmete jaoks toitepunkt- gaasiturbiiniseade TA-8A, mis tagab mootorite autonoomse käivitamise, laadimis- ja mahalaadimismehhanismide ja muude süsteemide toiteallika. Vööris raadio-läbipaistva ümbrise all paiknes navigatsioonradar.

Kere keskosa hõivas mahukas kaubaruum, mille tagumine osa läks saba poomi. Kabiini pikkus oli 12,1 m (läbikäiguga - 15 m), laius 3,2 m ja kõrgus varieerus 2,95 kuni 3,17 m. 20 tonni, mis on ette nähtud mootoriga vintpüsside, näiteks jalaväe lahingumasina varustamiseks , iseliikuv haubits, soomustatud luureauto jne. Seadmete laadimine viidi läbi oma jõu abil kere tagaosas asuva kaubaluugi kaudu, mis oli varustatud kahe rippmenüüga külgklapiga ja laskumisredeliga, millel olid podrapsid. Käigutee ja aknaluugi juhtimine oli hüdrauliline. Laadimis- ja mahalaadimistööde mehhaniseerimiseks oli kaubaruum varustatud kahe elektrilise vintsiga LG-1500 ja telferseadmega, mis võimaldab kuni 5-tonniste koormate peale-, maha- ja transportimist mööda salongi, aga ka ratastega isekeermestamist. -mootorid. Reisijaid või kergeid lasti saab peale laadida ka kolme korpuseukse kaudu piki kere külgi. Maandumisversioonis kandis Mi-26 82 sõdurit või 68 langevarjurit. Erivarustus võimaldas muuta helikopterist kiirabi, et transportida mõne tunni jooksul kanderaamidel 60 haavatut ja kolm kaasasolevat kiirabitöötajat. Liiga suuri lasti, mis kaaluvad kuni 20 tonni, saab transportida välise tropi abil. Selle üksused asusid kandva põranda konstruktsioonis, nii et kaupade transportimisel kere sees ei olnud süsteemi demonteerimine vajalik. Kaubaluugi taga läbis kere sujuvalt saba poomi koos profileeritud otsapoomi-kiilu ja stabilisaatoriga.

Kere lastipõranda alla paigutati kaheksa peamist kütusepaaki kogumahuga 12 000 liitrit. Praamiversioonis sai Mi-26 kaubaruumi paigaldada neli lisapaaki kogumahuga 14800 liitrit. Eespool, kaubaruumi kohal, olid mootorite, peamise käigukasti ja kahe kütusepaagi sahtlid. Mootori õhuvõtuavade sissepääsudele paigaldati seenekujulised tolmukaitseseadmed. Tarbitavad kütusepaagid ja mootorid olid kaitstud soomukitega.

Et tagada suurte koormuste korral töötavate üksuste ja Mi-26 osade massi kavandatud väikesed väärtused ning nõutav tugevus ja töökindlus, kavandas OKB ja piloottoodangu "" MVZ im. M.L. Milya "" on ehitanud üle 70 katsestendi, sealhulgas sellised ainulaadsed, nagu stend kere ja šassii staatiliste testide läbiviimiseks täismõõdus toote "kukutamise" meetodil, suletud alus põhikäigukasti testimiseks, täismõõdus stend helikopteri võimsus- ja kandesüsteemide testimiseks, stendi esialgsed staatilised testid ja kereosade peenhäälestus, staatiline katsestend kere tagaosa jaoks. Kere katsetamisel saavutati nõutav tugevus, tuvastades järjekindlalt nõrgad kohad ja tugevdades neid. Selle tulemusena ületas Mi-26 oma eelkäijat kaubaruumi mahu ja kandevõime massi poolest ligi kaks korda, samal ajal kui kere mass ei muutunud. Samuti loodi stendid sabaülekande käigukastide ja võllide ning põhikäigukasti üksikute osade testimiseks, labade dünaamilisteks testideks, pukside liigendite ning pea- ja sabarootori labade põkkosade kombineeritud testideks jne. viidi läbi. Stendikatsete tulemusi võeti kohe arvesse üksuste ja süsteemide projekteerimisel.

Esmane ülesanne Mi-26 projekteerimisel, nagu kõik teised pöörleva tiivaga lennukid, oli moodsa pearootori loomine, millel oleks väike mass ning kõrged aerodünaamilised ja tugevusomadused. Mi-26 lõiketerade väljatöötamisel tuginesid OKB insenerid terasekooriku ja alumiiniumisulamist teraga terade projekteerimisel ja kasutamisel rikkalikule kogemusele. Väikesed kogemused klaaskiu kasutamisest sellise suurusega labades viisid disainerite otsuseni mitte kasutada seda nii suure propelleri põhimaterjalina. Terasest varras andis palju suurema väsimustugevuse. Lisaks oli selleks ajaks välja töötatud ainulaadne tehnoloogia varrukatega kinnitusdetailidega terasest vaherõngaste tootmiseks, mis on valmistatud toruga ühes tükis. Raske helikopteri pearootori laba kujundati terasest ja klaaskiust kujundava struktuuri alusel. Sisemise klaaskiudkihi ja välimise klaaskiust ümbrise vahel olid klaaskiust toitevööd ja kerge vaht. Tagaosa klaaskiust naha ja kärgstruktuuri täiteainega, mis oli valmistatud nomex -paberist, liimiti väliskesta külge. Iga tera oli varustatud pneumaatilise süsteemiga, mis tuvastas nende tekkimise staadiumis olevad mikropraod. Koos TsAGI -ga labade aerodünaamilise paigutuse optimeerimiseks läbi viidud uuringud on oluliselt suurendanud propelleri efektiivsust. Viie dünaamiliselt sarnase Mi-26 teraga eksperimentaalkomplekt läbis 1975. aastal Mi-6 lendavas laboris eeltestid.

Esimest korda helikopteritehnika ajaloos kavandati suure koormusega Mi-26 pearootor kaheksa labaga. Sellise kruvi kokkupanekuks tuli hülsihülsid eemaldada. Terade kinnitamine rummu külge oli traditsiooniline, kolme liigendi abil, kuid telghingede projekteerimisel said MVZ insenerid im. ML Mil "" tutvustas torsioonvarda, mis tajub tsentrifugaalkoormusi. Metallfluoroplastilistest laagritest valmistati mitmeid liigendkomplekte. Vertikaalsed liigendid olid varustatud hüdrauliliste vedrusiibritega. Rootori rummu massi vähendamiseks kasutati selle kujunduses terase asemel titaani. Kõik see võimaldas luua kaheksa labaga rootori, mille tõukejõud oli 30% suurem ja mass 2 tonni väiksem kui viie labaga Mi-6 propelleril. 1977. aastal Mi-6 lendlaboratooriumis tehtud pearootori Mi-26 eeltestid kinnitasid parameetrite valiku õigsust, näitasid kõrgeid aerodünaamilisi omadusi, mitmesuguse ebastabiilsuse puudumist, madalat vibratsiooni, mõõdukat pinged terade vaheseintes ja koormuste tase kandesüsteemi üksustes. mitte üle arvutatud.

Mi-26 helikopterile paigaldati pöörlemissuunaga sabarootor, milles alumine tera läks vastuvoolu. Viie labaga pooljäiga sabarootori täisklaasist labad kinnitati rummu külge torsioonvardaga horisontaalsete ja aksiaalsete hingede abil. Selle terade varred valmistati esmalt käsitsi asetatud kangaga ja seejärel uue masina spiraalmähise meetodiga. Vaatamata sabarootori tõukejõu kahekordsele suurenemisele jäi selle mass samaks, mis Mi-6 propelleril. Pea- ja sabarootori labad olid varustatud elektrotermilise jäätumisvastase süsteemiga. Kogenud sabarootor on läbinud Mi-6 lendlaboratooriumi eeltestid. Lisaks teradele kasutati stabiliseerimisvarraste ja kerekonstruktsiooni mõnede mittejõuliste elementide valmistamisel konstruktsioonimaterjalina klaaskiudu.

Üks raskemaid ülesandeid oli põhikäigukasti loomine, mis pidi edastama võimsust üle 20 tuhande hj. Kõigi Mil-helikopterite, välja arvatud Mi-1, peamised käigukastid kujundasid mootorikonstruktorid ja Mil Design Bureau teostas ainult mustandi paigutuse. Mi-26 kallal töötades ei suutnud tõukejõu projekteerimisbürood luua projektijuhtide seatud Mi-26 massi jaoks mõeldud peamist käigukasti. Ainulaadne põhikäigukast töötati välja kulukeskuses. Kaaluti kahte kinemaatilist skeemi: traditsiooniline planeetiline ja põhimõtteliselt uus mitme keermega, mida varem kodumaises helikopteritööstuses ei kasutatud. Uuringud on näidanud, et teine ​​skeem suurendab oluliselt massi. Selle tulemusel ületab kolmeastmeline põhikäigukast VR-26, mis ületab ülekantava võimsuse poolest Mi-6-l kasutatavat käigukasti R-7 peaaegu kaks korda ja väljundpöördemomenti-rohkem kui poolteist korda, osutus eelkäijast raskemaks vaid 8,5%. Põhikäigukasti ülekandearv oli 62,5: 1.

Šassii Mi-26 on kolmerattaline jalgratas, mis sisaldab eesmist ja kahte peamist tuge, kahekambriliste löögikindlate tugipostidega. Otsatala alla paigaldati sissetõmmatav sabatugi. Peale- ja mahalaadimistoimingute mugavuse huvides oli peamine telik varustatud kliirensi muutmise süsteemiga.

Mi-26 väljatöötamisel pöörati erilist tähelepanu baasi autonoomia tagamisele, töökindluse ja lihtsuse suurendamisele. Spetsiaalsete redelite, kapotide, luukide ja luukide olemasolu võimaldas teostada helikopteri ja selle sõlmede maapealset käitlemist ilma spetsiaalseid lennuvälja rajatisi kasutamata.

OKB projekteerijad lõpetasid enamiku üksuste ja süsteemide projekteerimise 1975. aastal. Samal ajal võttis riiklik komisjon vastu helikopteri lõpliku mudeli ja vastavalt valitsuse määrusele alustas MVZ montaažitöökoda Mi-26 täismõõdus mudeleid. Uueks vastutavaks juhtdisaineriks määrati V. V. Shutov. Järgmisel aastal kokku pandud helikopteri esimene eksemplar läbis korduvaid staatilisi ja vibratsioonikatsetusi. Oktoobris 1977 lõpetati esimese lennumudeli kokkupanek enne tähtaega ja sama kuu viimasel päeval veeretas traktor esimese Mi-26 töökojast arenduskohale. Ballastkoormusega helikopteri ja selle kohapealsete süsteemide lõplik valmimine jätkus poolteist kuud. Terade külge kinnitatud spetsiaalsed laadimisklapid-moulinetted võimaldasid kontrollida mootorite tööd kõikides režiimides ilma helikopteri kinnituseta. 14. detsembril 1977 rebis katselendur G. R. Karapetian esmakordselt helikopteri maapinnalt maha ning viis läbi õhus olevate süsteemide ja sõlmede kolmeminutilise testimise. Järgmise aasta veebruaris lendas Mi-26 tehasekohast MVZ lennuuuringute jaama, kus seda NSV Liidu õhuväe juhtkonnale peagi demonstreeriti.

Koos ettevõtte piloodi G. R. Karapetianiga osalesid tehase katsepiloodid G. V. Alferov ja Yu.F. Chapaev aktiivselt uue helikopteri peenhäälestamisel. Lennukatsete peainseneri ülesandeid täitis V.A. Izakson-Elizarov. 1979. aasta keskel lõpetati tehase testimisprogramm edukalt. Neis osalenud kliendi esindajad tegid esialgse positiivse järelduse saadud lennuomaduste vastavuse kohta kindlaksmääratud parameetritele. Rostovi helikopteritootmise ühing (RVPO) hakkas valdama Mi-26 seeriatootmist ning esimene prototüüp pärast vigade avastamist ja mõnede osade vahetamist sama aasta oktoobri lõpus esitati kliendile etapiks "A "ühistest riiklikest testidest.

Mi-26 riigieksamid läbisid rekordilise aja. Selle põhjuseks olid tehases tehtud suured eeluuringud ja katsetööd. Etapis "A" seisid testijad silmitsi vaid ühe probleemiga - kopteri külgmised madala sagedusega võnkumised mõnes lennurežiimis.

Viga kõrvaldati, vahetades kaanepiirde tagaosa. Lisaks paigaldasid disainerid prototüübile uue terade komplekti täiustatud aerodünaamilise paigutusega. 1979. aasta mais sisenes MVZ piloottehases kokku pandud teine ​​lennu prototüüp riiklikesse katsetesse, mille käigus kontrolliti välise vedrustussüsteemi tööd, õhutransporti, taglast, sildumist ja sanitaarseadmeid ning ka erinevate lahingute paigutust. viidi läbi kaubaruumi ühikuid.tehnoloogia. Aprillis 1980 sisenes teine ​​Mi-26 õhujõudude uurimisinstituuti ühiste riigikatsete viimasele teisele etapile "B" ning esimest seadet kasutati maandumiste harjutamiseks autorotatsioonirežiimis. Mootorita laskumine ja maandumisrežiim tekitasid katsetajates mõningast muret pearootori suhteliselt väikese kaalu ja selle suure koormuse tõttu, kuid helikopter näitas mittetöötavate mootoritega garanteeritud maandumisvõimet.

B -etapi ajal ei olnud ebameeldivaid üllatusi, välja arvatud kord lõhkenud rehv. Riigikatsete käigus tegid mõlemad kopterid poolteist sada lendu ja "viskasid" üle 104 lennutunni.

Riigieksamid lõppesid 26. augustiks 1980. Lõplikus aktis, millele klient allkirjastas sama aasta oktoobris, öeldi: „Kogenud meedium (tolleaegse sõjalise klassifikatsiooni järgi peeti Mi-26 keskmiseks). ”- Umbes aut.) Sõjaväetranspordi helikopter Mi- 26 riikliku ühisetapi" B "katsed läbitud ... Lennutehnilised, lahingu- ja operatiivsed omadused vastavad põhimõtteliselt resolutsioonis täpsustatud omadustele. Staatiline lagi ja maksimaalne koormusmass ületavad TTT-s ettenähtut ... Kogenud Mi-26 sõjaväetranspordi helikopter ja selle komponendid, mis said katsetulemuste kohaselt positiivse hinnangu, tuleks soovitada masstootmisse laskmiseks ja kasutuselevõtmiseks Nõukogude armee poolt. " Ettevõtte Boeing-Vertol Ameerika spetsialistide katse, mis tehti samaaegselt Nõukogude helikopteriehitajatega, luua HLH programmi raames Mi-26 parameetritega sarnane pöörleva tiivaga hiiglane, lõppes ebaõnnestumisega.

Seega on kopteri Mi-26 väljatöötamise ja katsetamise kogemus näidanud, et esiteks võimaldab helikopteri ehitamise teooria ja praktika arendamine laiendada piire, mis piiravad kopteri maksimaalset massi; teiseks, mida suurem on projekteerimise varases staadiumis tehtav töö, seda edukam on kopteri viimane etapp; ja kolmandaks, üksuste, üksikute elementide ja süsteemide katsetamine stendidel ja lendlaboratooriumides enne uue helikopteri lendude algust võib oluliselt vähendada selle peenhäälestus- ja lennukatsete aega ning suurendada ohutust. Tuleb märkida, et see oli näide kõige edukamast ja viljakamast koostööst "" MVZ im. ML Mila "" koos uurimisinstituudi ja õhuväe juhtkonnaga.

80ndate keskel. kogenud Mi-26 varustati vastavalt helikopterite lahingukasutuse tulemustele Afganistanis uuesti väljatõmbeseadmetega ning passiivse õhutõrjesüsteemiga raketisüsteemid... Esimene seeria Mi-26, mis ehitati Rostovi helikopteritootjate ühingus, startis 25. oktoobril 1980. Mi-6 varudel asendati uus helikopter. Kokku ehitati Rostovis umbes 310 Mi-26 helikopterit.

Kopterite Mi-26 tarnimine maaväe lennunduse transpordi- ja lahingurügementide eraldamiseks, piirivägede rügementidele ja eskadrillidele algas 1983. aastal. Pärast mitmeaastast peenhäälestamist said neist armees usaldusväärsed ja armastatud masinad. Afganistanis alustati helikopteri võitlust. Piirivägede 23. õhurügemendi koosseisu kuuluvaid helikoptereid kasutati kaupade transportimiseks, kaitseväe tarnimiseks ja haavatute evakueerimiseks. Lahingukaotusi ei olnud. Mi-26 osales peaaegu kõigis Kaukaasia relvakonfliktides, sealhulgas kahes "Tšetšeenia" sõjas. Eelkõige Mi-26-l viidi läbi vägede operatiivne kohaletoimetamine ja nende ümberpaigutamine lahingute ajal Dagestanis 1999. Lisaks armee lennundusele ja lennundusele sisenesid Mi-26 piiriväed ka õhuüksustesse. Venemaa siseministeerium. Kõikjal on helikopter osutunud äärmiselt usaldusväärseks ja sageli asendamatuks masinaks.

Leiti Mi-26 kasutamine tulekahjude vastases võitluses ja loodusõnnetuste ajal. 1986. aastal kasutati Tšernobolski tuumaelektrijaamas toimunud õnnetuse tagajärgede likvideerimisel helikoptereid. Arvestades olukorra tõsidust, töötasid disainerid välja ja varustasid vastava modifikatsiooni vaid kolme päevaga. Mi-26 piloodid lasid oma raskelt veokilt kümneid tuhandeid tonne spetsiaalset vedelikku ja muud kaitsvat materjali surmavalt hingavale reaktorile ja saastunud alale.

Aeroflot hakkas Mi-26-sid saama 1986. aastal. Tjumeni lennundusettevõte sai need esimesena. Rostovi raskeveokid olid eriti kasulikud just Lääne -Siberi gaasi- ja naftaväljade arendamise ajal. Eriti nõudlikud olid masina ainulaadsed kraana kokkupanekuvõimalused. Ainult sellel saab kuni 20 tonni kaaluvat kaupa vedada ja paigaldada otse tegevuskohale.

Vene ja Ukraina Mi-26-l oli võimalus osaleda ÜRO rahuvalvemissioonidel. Nad töötasid endise Jugoslaavia, Somaalia, Kambodža, Indoneesia jne territooriumil. Oma unikaalse kandevõime tõttu on Rostovi raskeveokid välismaal väga nõutud. Seal on neid kümme viimast aastat opereerinud nii kodumaised lennufirmad kui ka välisfirmade koosseisus, kes on rentinud või liisinud helikoptereid. Üks Mi-26T-d liisivatest ettevõtetest on Küprose ettevõte Nutshell. Sellele kuuluv õhuhiiglane kustutas tulekahjusid, vedas kaupu, tegutses ÜRO egiidi all rahuvalvajana Ida -Timoris. Mi-26T teostas Saksamaal ja teistes Euroopa riikides raskeveokite veo, ehitus- ja paigaldustöid elektriliinide, antennimastide ehitamise, tööstusrajatiste rekonstrueerimise ja ehitamise ajal, metsa- ja linnatulekahjude kustutamisel.

2002. aastal osutas Vene lennufirma "Vertical-T" Mi-26 abi isegi USA sõjaväele. Raskelaadur viis raskesti ligipääsetavatelt Afganistani aladelt Ameerika baasini Bagramis alla kukkunud helikopteri Boeing-Vertol CH-47 Chinook, mis on USA armee lennunduse raskeim pöörleva tiivaga lennuk. Rikkad ameeriklased on rootorlennukite päästmise ja päästmise suhtes väga tundlikud.

Raskeid pöörleva tiivaga lennukeid kasutatakse praegu edukalt tsiviil- ja sõjalistel eesmärkidel nii meie riigis kui ka välismaal. Neid kasutatakse humanitaarabi kohaletoimetamiseks, pagulaste evakueerimiseks, kaupade ja seadmete transportimiseks, kraana- ja monteerimistöödeks, sildade ehitamise ajal, kokkupanekul raske varustus tööstusettevõtted puurimisplatvormide, elektriliinide ehitamise, laevade mahalaadimise ajal välimisel reidil ja paljude muude tööde tegemisel nii tavalistes kui ka raskesti ligipääsetavates piirkondades.

Pärast Mi-26 demonstratsiooni 1981. aastal Le Bourget’i lennunäitusel hakkasid väliskliendid tundma huvi maailma kõige lasti tõstvate helikopterite vastu. Esimesed neli õhuhiiglase eksemplari ostis India. Pärast Nõukogude Liidu kokkuvarisemist sattusid raskeveokid lisaks Vene relvajõududele ka SRÜ riikide armeedesse. Neid opereerivad ka Põhja -Korea (kaks helikopterit), Lõuna -Korea (üks), Malaisia ​​(kaks), Peruu (kolm), Mehhiko (kaks), Kreeka ja Küpros. 2005. aastal esitas Venezuela Mi-26 tellimuse. Mi-26 kasutamise edasist laiendamist nii meie riigis kui ka välismaal soodustab selle kättesaamine 1995. aastal. kodumaine lennukõlblikkussertifikaat.

Noh, liigume nüüd otse India pakkumistel osalejate analüüsi juurde.

Mitte nii kaua aega tagasi tuli Indiast uudis ründekopteri ostmiseks tehtud hanke tulemuse kohta. Selle hanke võitis ameeriklane Boeing AH-64D, mis ületas mitmete omaduste poolest Venemaa Mi-28N. Nüüd on uut teavet helikopterite tarnimist puudutava teise hanke käigu kohta ja jällegi võib olukord Venemaale ebameeldiv olla. Aga kõigepealt asjad.

Möödunud pühapäeval avaldas Times of India India väljaanne teavet võistluse eelseisva lõpuleviimise kohta, mille eesmärk on osta India õhuväelt tosin raskeveokopterit. Peamised konkurendid neil "võistlustel" olid helikopterid Boeing CH-47 Chinook ja Mi-26T2. Vaatamata samasse klassi kuulumisele erinevad need masinad nende omaduste poolest oluliselt. Kõigepealt tasub meeles pidada nende rootorlaevade kasulikku koormust. Viimaste modifikatsioonidega Ameerika helikopter CH-47 suudab õhku tõsta lasti kogumassiga üle kaheteistkümne tonni ja Venemaa Mi-26T2 puhul on see parameeter 20 tuhat kilogrammi. Seega võivad mõlema helikopteri omadused läbipaistvalt vihjata võistluse tulemusele.

Times Of India tuli aga välja täiesti ootamatu uudisega. Viidates India kaitseministeeriumi allikale, kirjutab väljaanne, et võitja on juba valitud ja see pole vene auto. Allikas nimetas selle valiku peamiseks põhjuseks Ameerika helikopteri madalamat hinda. Lisaks mainisid India ajakirjanikud teatavat Chinooki tehnilist paremust. Selline sõnum tundub vähemalt kummaline. Siiani lõppesid kõik erineva modifikatsiooniga helikopterite Mi-26 osavõtul võistlused ühtemoodi: lepingu sõlmimine Venemaaga. Nüüd väidetakse, et Vene helikopter mitte ainult ei võitnud võistlust, vaid mingil põhjusel muutus see halvemaks kui Ameerika rootorlaev autod, mis erineb temast märgatavalt. Proovime mõista praegust olukorda.

Kõigepealt tasub puudutada tehnilisi omadusi. Nagu juba mainitud, on Vene helikopteril suur kandevõime. Pealegi ei saa selle parameetri järgi ükski helikopter maailmas Mi-26-ga konkureerida. Rekordiliselt suurt kandevõimet toetab kaubaruumi suurus: 12x3,25x3 meetrit (ligikaudu 117 kuupmeetrit). Kaubalaev CH-47 on omakorda märgatavalt väiksem: 9,2x2,5x2 meetrit (umbes 45 kuupmeetrit). Pole raske arvata, milline helikopter suudab kanda rohkem kaalu ja mahulist lasti. Kandevõime osas võime meenutada kahte juhtumit, kui Venemaa Mi-26 helikopterid viisid Afganistanist välja kahjustatud CH-47. Lisaks on Ameerika helikopterite tavaline stardimass vaid paar tonni suurem kui Vene Mi-26 maksimaalne kandevõime. Mis puudutab lennuandmeid, siis kiirus ning Mi-26 ja CH-47 vahemik on ligikaudu võrdne. Seega tehnilises mõttes võidab selgelt Vene helikopter. Loomulikult eeldusel, et klient vajab autot, mille kandevõime on kaks tosinat tonni. Võistluse esialgse lähteülesande põhjal otsustades soovib India õhujõud endale hankida just sellised helikopterid.

Liigume edasi asja rahalise poole juurde. Avatud allikate kohaselt maksavad hilise modifikatsiooniga helikopterid CH-47 välisklientidele umbes 30 miljonit dollarit tükk. Mi-26T2 kohta sellist teavet pole, kuid selle mudeli varasemad helikopterid maksid mitte rohkem kui 25 miljonit. Teisisõnu, isegi kui seadme koostis on oluliselt muutunud, mootorid jne. uue modifikatsiooni Vene helikopter osutub vähemalt mitte kallimaks kui Ameerika. Võib -olla võttis India pakkumiskomisjon majanduslike nüansside arvutamisel arvesse mitte ainult helikopterite hinda, vaid ka hoolduskulusid. See väide ei tundu aga Mi-26T2 parema kandevõime tõttu täiesti õige. On üsna ilmne, et suur kandevõime maksab operaatorile sobiva summa. Siin naaseb arutluskäik taas võistluse tehniliste tingimuste juurde, milles oli välja toodud kandevõime 20 tonni. Miks imestada, lisada selline nõue, kui teil on lihtsalt kahju sellest rahast, et osta sellele vastavaid helikoptereid?

Kõige huvitavam teave, mis võib India võistluse tulemusi valgustada, pärines aga RIA Novostilt. Venemaa uudisteagentuur viitab ka anonüümsele allikale, seekord meie kaitsetööstuse lähedusse. Vaatamata oma anonüümsusele jagas see inimene üsna ilmset ja oodatud teavet. Novosti allikas väidab, et Venemaa helikopteritootjad ei ole veel saanud ametlikku teatist India võistluse tulemuste kohta. Võib -olla pole RIA Novosti allikal mingil põhjusel õiget teavet, kuid mitmed asjad võimaldavad meil tema sõnade õigsust ära tunda. Konkursikomisjoni otsuse, nagu alati juhtub, teeb meedia kohe teatavaks ja levitab. Ja hetkel on meil teavet ainult mitteametlikest anonüümsetest allikatest. Esiteks on India kaitseministeeriumi nimetu isik kahtlane. Fakt on see, et aktsepteeritud tõese avaldusena CH-47 võitmise kohta tekitab liiga palju kahtlusi ja küsimusi, nii tehnilisi kui ka majanduslikke. Vene RIA Novosti allikas jagas omakorda teavet, mis ei ole ilmselgelt loogikaga vastuolus ja mitmete muude faktidega.

Seega, praegu tuleks kuulutust kuulutada kuulujutte India õhujõududele raskeveokopteri tarnimise hanke tulemuste kohta., vähemalt pole ametlikku kinnitust. Samal ajal, kuni India kaitseministeeriumi komisjon kuulutab välja hanke tulemused, jääb võitja küsimus lahtiseks. Sellises olukorras tasub oodata konkursikomisjoni töö lõppu ja kontrollida reaalsusega oma kahtlusi ühe või teise anonüümse allika osas.