Proračun centrifugalne sile noža helikoptera. Osnove aerodinamike glavnog rotora. Dizajn propelera

Veličina: px

Počni prikazivati ​​sa stranice:

Prijepis

1 UDK: V.A. Grayvoronski, A.G. Grebenikov I.N. Shepel, T.A. Gamanukha Približna metoda za izračunavanje normalnih aerodinamičkih sila raspoređenih duž lopatice rotora helikoptera. NE. Zhukovsky "KhAI" Na temelju hipoteze o kosim presjecima razmatraju se pitanja određivanja napora raspoređenih duž lopatica rotora, uzimajući u obzir stišljivost i nestabilnost. Ključne riječi: oštrica, rotor, helikopter. Značajka strujanja oko glavnog rotora u vodoravnom letu je prisutnost promjenjivih brzina, kutova klizanja i napadnih kutova elemenata lopatice glavnog rotora (HB). Korištenje sheme nosećih linija, kao i razlaganje protoka na poprečni i uzdužni kako bi se upotrijebila hipoteza o ravnim presjecima, moguće je za horizontalnu brzinu leta koja ne prelazi 8 m / s. Na sl. prikazan je spektar strujanja oko lopatice koja se nalazi u stražnjem dijelu diska pri µ =, 46, iz čega proizlazi da se kutovi klizanja uz oštricu značajno mijenjaju. Slika Spektar strujanja oko lopatice rotora Priroda strujanja oko lopatice rotora po radijusu i azimutu pri maloj brzini leta prikazana je na slici A, za velike brzine na slici B. Kutovi klizanja presjeka noževa razlikuju se više od 5 puta. a Slika .. Polja brzina strujanja oko lopatice glavnog rotora b 78

2 Tablica prikazane su vrijednosti kutova klizanja strujanja na lopatici pri relativnim radijusima 5 i, 9 za različite brzine leta po azimutima i 8. Stol. Kutovi klizanja protoka pri relativnim radijusima V, km / h r =, r = 5 Ako do brzina µ =, 4 zona obrnutog toka ne mijenja značajno veličinu sila i momenata, tada se pri velikim brzinama mora uzeti u obzir njezin utjecaj. Najveća vrijednost polumjera zone povratnog toka bez uzimanja u obzir o kontrole lopatice odgovara azimutu ψ = 7 i jednaka je r µ. Dakle, dio lopatice teče oko strujanja koja se stalno mijenja u smjeru i veličini. Ta je okolnost nužna za izračunavanje karakteristika presjeka noževa prema ukupnoj brzini pri odgovarajućem radijusu, uzimajući u obzir stišljivost i nestacionarnost. Ukupna brzina u presjeku određena je okretanjem lopatice, kretanjem helikoptera, zamahnim kretanjem lopatice, induktivnim strujanjem na propeleru, kao i uzdužnim centrifugalnim kretanjem po lopatici. Centrifugalno strujanje nastaje zbog graničnog sloja. Kako pokazuju numerički izračuni, ovaj protok nema značajniji utjecaj na protok oko lopatice. Na sl. 3 prikazuje dijagrame laminarnog i turbulentnog graničnog sloja. Kod turbulentnog graničnog sloja radijalni tok je praktično odsutan zbog značajnih tangencijalnih sila. X koordinata definira točku duž tetive u srodnog sustava koordinate. Na primjer, s vrijednošću x =, 5 m i ω in = 5 rad / s, najveća brzina centrifugalne sile u laminarnom načinu rada je Vr = .4 m / s, a u turbulentnom načinu rada, što je vjerojatnije , to je deset puta manje, tj ovaj tok se može zanemariti. Riža. 3. Raspodjela radijalnih brzina u graničnom sloju: turbulentna PS, laminarna PS 79

3 Razlog radijalnog strujanja u graničnom sloju može biti i raspodjela tlaka duž lopatice. To može dovesti do preraspodjele aerodinamičkog opterećenja za jako opterećene propelere. Osnovna ravnina za određivanje kinematičkih parametara je proračunska ravnina rotacije vijka (slika 4). Riža. 4. Kinematika strujanja oko lopatice u projektnoj ravnini rotacije rotora Kinematički dijagram brzina u presjeku lopatice prikazan je na Sl. 5. Sl. 5. Trokut brzine presjeka noža Relativna brzina u projekcijskoj ravnini rotacije u radijusu r određena je izrazom W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) =. () Okomita komponenta relativne brzine V y = λ r β. () Tada je ukupna relativna brzina u presjeku (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) + λ + r β λ β = r U ovim izrazima prihvaćeni su poznati relativni parametri: µ = V cos (α); λ = V sin (α) + υ; β = a sin (ψ) b cos (ψ). u u y. (3) U ravninskom letu relativne induktivne brzine (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 deformacije lopatice, a osobito u područjima promjene profila i u zoni obrnutog toka. Presjek oštrice određen je lokalnim strujnicama, koje se u presjeku oštrice smatraju pravocrtnima i odstupaju od normalnog presjeka u jednom ili drugom smjeru za kut δ (tablica). Promjena χ i δ ovisno o azimutu ψ, rad Izražavanje za 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 >od repa. Za moderne helikoptere promjene brzine i kuta napada u dionicama s vremenom dosežu velike vrijednosti: V & ma> ± m / s, & α ma> ± o / s. To dovodi do nestacionarne promjene svih aerodinamičkih parametara; dolazi do kašnjenja u kvaru. Kretanje helikoptera značajno se razlikuje od predviđenih stacionarnih karakteristika. Aerodinamički koeficijenti u fiksnom trenutku neće biti određeni samo vrijednostima brzine i napadnog kuta u datom trenutku vremena, već i procesom njihove promjene u prethodnom vremenu. Naravno, udaljeniji trenuci u vremenu će imati slabiji učinak na ovaj proces. Priroda ovisnosti α & = f (t) i V & = f (t) također ima značajan utjecaj. Pošteno 8

6 nema ovisnosti o ovom pitanju, ali postoje neke eksperimentalne ovisnosti koje nam omogućuju da uzmemo u obzir ovaj fenomen. Konkretno, rad opisuje metodu aproksimacije eksperimentalnih podataka pomoću tri parametra koji određuju prirodu promjene napadnog kuta, što omogućuje prijenos dobivenih rezultata u druge uvjete. Podaci ovog rada korišteni su za određivanje koeficijenta normalne sile profila u normalnim presjecima i presjecima duž struje. Osim toga, koeficijent normalne sile korigiran je ovisno o relativnoj debljini presjeka i stišljivosti. U procesu preliminarnog proračuna, kinematički parametri u presjecima oštrice određeni su prema gornjim ovisnostima. Kao početni geometrijski, kinematički i balansni parametri helikoptera Mi- uzimaju se: C =,; ω = 5,8 / s; a = 4,7; a = 5,7; u = ,; T V =, 35; D =, 7; k =, 4; ϕ 7 = 4. Na sl. 6 prikazuje kinematičke parametre po azimutu W i W P u sedmom odjeljku, kao i napadne kutove α i α i kutove konvencionalno neometanog strujanja δ i χ. w w P α ep 5 α e 6 e HB ep 3 8 w α e 8 w P α ep Ψ Sl. 6. Kinematički parametri presjeka noža u odjeljku "7" o hipotezi kosih presjeka; indeks "p" označava parametre prema hipotezi normalnih presjeka. Ukupne brzine u presjeku W i W P praktički se mijenjaju prema 1. harmoniku. Naravno, pri svim azimutima ukupna brzina W veća je od brzine W P, a napadni kut uz struju manji je od napadačkog kuta u normalnom presjeku. Orijentacijski kutovi ukupnog protoka δ i χ, koji su osjetljiviji na kretanje lopatica, značajno se razlikuju od jednostavne promjene harmonika. Na sl. 7 prikazuje promjenu kutnih i linearnih ubrzanja u odjeljku "7". Za specifični slučaj izračuna, α & praktički varira u rasponu 83

7 + - / s. Ova je promjena blizu 1. harmonika. Linearno ubrzanje W & u rasponu od + - m / s. Navedene okolnosti značajne promjene napadnog kuta i ukupne brzine razlog su nestacionarnosti aerodinamičkih karakteristika. Nažalost, zasebni utjecaj ova dva faktora na aerodinamičke performanse nije proučavan. Na sl. 7 prikazuje promjenu normalnog protočnog opterećenja prema hipotezi kosih presjeka i normalne 5 ẇ p α. P. ẇ α p Sl. 7. Promjena normalne sile po azimutu u odjeljku "7"; oznaka "p" označava parametre prema hipotezi W & i α & kutno i linearno ubrzanje Ψ Ti su podaci dobiveni uzimajući u obzir nestacionarnost u napadnom kutu. Opterećenje prema hipotezi kosih presjeka nešto je veće nego prema hipotezi normalnih presjeka, osobito u zoni povlačne oštrice n ψ = ψ = 3 ψ = n ψ = Sl. 8. Promjena linearnog opterećenja duž radijusa za azimut ψ = 3 i 84

8 Promjena linearnog opterećenja duž radijusa za azimut ψ = 3 i prikazana na Sl. 8. Za azimut ψ = 3, normalno opterećenje za obje opcije izračuna je praktički isto. Na azimutu ψ = normalno opterećenje prema hipotezi "kosih" presjeka veće je nego prema hipotezi normalnih presjeka. To je zbog istovremenog utjecaja promjena brzine i napadnog kuta na linearno opterećenje. Bibliografija. Teorija glavnog rotora. [Tekst] Ed. A.K. Martynova, M.: Strojarstvo, 973. str .. Mikheev S.V., Anikin V.Kh., Sviridenko Yu.N., Kolomensky D.S. Smjer razvoja metoda za modeliranje aerodinamičkih karakteristika rotora. [Tekst] // Zbornik radova VI foruma Ros VO. M., 4,5 p. 3. Shaidakov, V.I. Teorija vrtložnog diska glavnog rotora s konstantnim opterećenjem diska. [Tekst] / V.I. Shaidakov // Projektiranje helikoptera: tech. Sub. znanstveni. tr. // MAI, br. 38, M., str. 4. TsAGI glavne etape znanstvene djelatnosti, / M., Fizmatlit, str. 5. Baskin, V.E. Normalna sila dijela lopatice glavnog rotora tijekom dinamičkog zastoja. [Tekst] / V.E. Baskin, V.R. Lipatov // Zbornik TsAGI, sv. 865, str. 6. Graivoronskiy, V.A. Dinamika leta helikopterom. [Tekst]: Udžbenik. Priručnik / V.A. Grayvoronsky, V.A. Zakharenko, V.V. Chmovzh. X.: Nat. zrakoplovstvo un-t njih. NE. Zhukovsky KhAI, 4. 8 p. 7. Fogarty, L.E. Laminarni granični sloj na rotirajućoj oštrici. / J. aeronaut Sei., Sv. 8, ne. 3, 95. Primljeno od urednika Editors -a o metodi razvoja normalnih aerodinamičkih crva, lopatastih gitara, helikoptera bez lopatica Odgovarajuća metoda izračuna normalnog aerodinemičkog napora raspoređenog po lopaticama rotora helikoptera Na temelju hipoteze o kosim presjecima razmatraju se pitanja napora definiranja raspoređena po lopaticama rotora sa stišljivošću i nestabilnošću. Ključne riječi: oštrica, rotor, helikopter. 85

Zbornik radova MAI -a. Izdanje 92.

UDK 69.7.07 V.P. Zinchenko Utjecaj vrha oštrice oštrice na aerodinamičke karakteristike glavnog rotora pri velikim brzinama leta helikoptera Istraživačko -proizvodno udruženje "AVIA"

UDC 568 VV Tyurev, VA Taranenko Istraživanje značajki strujanja profila pri nestabilnom kretanju Nacionalno svemirsko sveučilište nazvano po NE Žukovskom "KhAI"

UDK 69.735.45.015.3 (075.8) V.P. Zinchenko Proračun gubitaka potiska uslijed puhanja okvira helikoptera s glavnim rotorom u načinu lebdenja Istraživačko -proizvodno udruženje "Avia" Načini lebdenja i vertikalnog podizanja

Elektronički časopis "Trudy MAI". Izdanje 45 www.mai.ru/science/trudy/ UDK 629.735.33 Numeričko modeliranje načina rada "vrtložnog prstena" glavnog rotora helikoptera. Makeev P.V., Shomov A.I. Zabilješka. Uz pomoć

Zbornik radova MAI -a. Broj 87 UDK 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ Računske studije preopterećenja vibracijama rotora uzrokovanih pulsiranjem sile potiska, temeljene na teoriji vrtloga Animitsa V.A. *, Borisov E.A. *,

ZNANSTVENE BILJEŠKE TSAGIJA Vol. XXXX 2009. 1

UDK 69.735.0168.519.673 (045) A.I. Ždanov, E.P. Udartsev, A.I. Shvets, A.G. Shcherbonos Modeliranje dinamike leta zrakoplova u nestacionarnom kretanju National Aviation University Uvod Definicija

Središnji aerohidrodinamički institut po imenu prof. NE. Zhukovsky O UTJECAJU URAVNOTEŽENJA NA AKUSTIČKE KARAKTERISTIKE VIJKA NOSAČA B.S. Kritsky, R.M. Šesta sveruska konferencija Mirgazov

Tema 3. Značajke aerodinamike propelera Propeler je propeler s lopaticama koji pokreće motor i dizajniran je za stvaranje potiska. Primjenjuje se na avionima

Elektronički časopis "Trudy MAI". Izdanje 38 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Softverski paket za izračunavanje aerodinamičkih karakteristika glavnih i repnih helikoptera s rotorom na temelju nelinearnog

Elektronički časopis "Trudy MAI". Izdanje 69 www.mai.ru/science/trudy/ UDK 629.735.33 Numeričko modeliranje smetnji između glavnog i repnog rotora helikoptera u načinu horizontalnog klizanja

CH E N Y E Z A P I S K I C A G I T o m X L I I UDK 53,56. TEKUĆI U SUSJEDU PREDNJEG OBRATA TANOG KRILA U REŽIMU JAKE INTERAKCIJE G. N. DUDIN A. V. LEDOVSKY

Zbornik radova MAI -a. 95. izdanje http://trudymai.ru/ UDC 629.735.45.015 Analiza osobitosti rada glavnog rotora s negativnim pomakom horizontalnih spojeva Borisov E.A. *, Leontiev V.A. **, Novak V.N. *** Central

UDK 629.7.016.7 P.I. Motsar, V.A. Udovenko Proračun napadnih kutova presjeka lopatica i aerodinamičkih karakteristika rotora, poznavajući raspodjelu intenziteta vrtložnog sloja, u okviru metode diskretnog vrtloga

15.1.2. KONVEKTIVNI PRIJENOS TOPLINE TIJEKOM PRISILNOG KRETANJA TEKUĆINE U CIJEVIMA I KANALIMA U ovom slučaju, bezdimenzionalni koeficijent prijenosa topline, Nusseltov kriterij (broj) ovisi o Grashofovom kriteriju (pri

2014 ZNANSTVENI BILTEN MSTU GA 200 UDK 534.83: 629.735.45 ISTRAŽIVAČKA BUKA RASMJENE S ROTORA NOSAČA HELIKOPTERA NA DALJEM POLJU V.A. GOLOVKIN, B. S. KRITSKY, R. M. MIRGAZOV Predstavljeni su rezultati istraživanja.

8 UDK 69.7.06: 69.7.018 E.D. Kovalev, kand. tech. Znanosti, P.I. Motsar, V.A. Udovenko, kand. tech. Znanosti MATEMATIČKI MODELI ZA IMITACIJU DINAMIKE LETA HELIKOPTERA NA SLOŽENOM SIMULATORU ZA POSEBNE I KRITIČNE

Elektronički časopis "Trudy MAI" Broj 55 wwwrusenetrud UDK 69735335 Odnosi za rotacijske derivate koeficijenata momenta kotrljanja i zakretanja krila MA Golovkin Sažetak Korištenje vektora

Otvorene informacijske i računalno integrirane tehnologije 66, 4 UDC 69.75.45, 5.5 (75.8) A.G. Dibir, A.A.

EKSPERIMENTALNE KARAKTERISTIKE BRUSANJA XLIV 2 0 1 3 5 UDK 629.735.45.015.4 ISTRAŽIVANJE ZNAČAJAKA SESANJA HELIKOPTERA NA SKIDNOJ ŠASIJI O REZULTATIMA EKSPERIMENTA LETA, SA S. A. ALIMOVOM. A.

Hidromehanički modul 1 1. Svojstva fluida. 2. Vanjski i unutarnji problem hidromehanike. 3. Masene i površinske sile. 4. Potencijal masovnih snaga. 5. Glavni vektor i glavni moment hidrodinamike

POSTUPCI MIPTIRANJA. 2014. svezak 6, 1 A. M. Gaifullin i sur. 101 UDK 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 Središnja aerohidrodinamika

74 PRIMJENA MEHANIKE I TEHNIČKA FIZIKA 11 T 5, N- 3

Ministarstvo obrazovanja regije Irkutsk Državni proračunski stručnjak obrazovna ustanova Irkutska regija "Irkutski zrakoplovni koledž" "ODOBRENO" Zamjenik. Direktor SD GBPOUIO

UD 5394: 62972 O čvrstoći na zamor lopatice glavnog rotora helikoptera pod djelovanjem opterećenja vjetrom AI Bratukhina

SADRŽAJ 3 Predgovor ... 11 POGLAVLJE I UVOD 1. Predmet aerodinamike. Kratak pregled povijesti razvoja aerodinamike ... 13 2. Primjena aerodinamike u zrakoplovstvu i raketnoj tehnologiji ... 21 3. Osnovne

148 POSTUPCI MIPT -a. 2012. svezak 4, 2 UDK 533.6.011.35 T. Ch. Wu 1, V. V. Vyshinsky 1,2, N. T. Dang 3 1 Moskovski fizičko -tehnološki institut (Državno sveučilište) 2 Centralna aerohidrodinamička

UDC 533.6.011 Matematičko modeliranje procesa odvojenog i kontinuiranog strujanja oko rotirajućih zrakoplova # 05, svibanj 2012. Tikhonova Yu.V. Student, odjel za dinamiku i upravljanje raketnim letom

PRIMJENJENA MEHANIKA I TEHNIČKA FIZIKA. 28. svezak 49, N- 6 99 UDK 533.692 KONSTRUKCIJA PROFILA KRILA, JASNO PROTEKANI KOMPRESIVNIM TOKOM U ODREĐENOM RASPOLU KUTOVA NAPADA O.S. Dunaeva, N. B. Ilyinsky

Otvorene informacije i računalno integrirane tehnologije 62, 203 UDC 532.582.2 V.A. Zakharenko Airfoil rešetkasto strujanje pod visokim i niskim napadnim kutom Nacionalno svemirsko sveučilište

Otvorene informacije i računalno integrirane tehnologije 44, 009 UDC 533.68 T.A. Gamanukha, A.G. Grebenikov, V.V. Tyurev Metoda za određivanje aerodinamičkih momenata koji djeluju na transportni zrakoplov

Ministarstvo obrazovanja i znanosti Ruske Federacije Savezna državna autonomna visoka obrazovna ustanova strukovno obrazovanje"Kazansko (Povolško područje) Savezno sveučilište" ZAVOD ZA MATEMATIKU

Glasnik Čeljabinskog znanstvenog centra, sv. 3 (33), 26 PROBLEMI IZGRADNJE STROJEVA UDK 621.9 IZRAČUN DEBLJINE REZANOG SLOJA KOD SLUBENJA PROSTORNO TEŠKIH POVRŠINA KOJI SU KORAK

HELIOGEOFIZIČKA ISTRAŽIVANJA 2015. REZULTATI STUDIJA GEOFIZIČKIH RIZIKA UDK 551.508.8 MODEL ZA Predviđanje promjena intenziteta zaleđivanja nošenja helikopterskih propelera Uzimajući u obzir kretanje helikoptera

VESTSI NATSYYANALNAYA ACADEMII ZNANOSTI BELORUSIJE 3 2014 SIVE AGRARNE ZNANOSTI UDK 621.929: 636 (476) Mehanika i energetika I. M. SHVED 1, A. V. KITUN 1, V. I. PEREDNYA 2, N. N. DEDOKIT 1 M. KOL DONK

UDK 622.7 Gravitacijsko odvajanje V.I. KRIVOSCHEKOV, Cand. tech. Sci. (Ukrajina, Dnepropetrovsk, Nacionalno rudarsko sveučilište) STUDIJA PROTOKA CILINDRA ZIDOM PROBLEM TEKUĆA VISKUSA

04 ZNANSTVENI BILTEN MSTU GA 00 UDK 553.65..3: 68.3: 69.7.05 IZRAČUN PROPELERA BEZ POSLOVNOG ZRAKOPLOVA UZIMAJUĆI U OBZIR REYNOLDOV BROJ I STUPANJ SMANJENJA O.V. B. S. GERASIMOV KRITSKY Predstavljeno

UDC533.6.011.32 ISTRAŽIVANJE UTJECAJA NESTACIONALNIH PRIJENOSNIH TOKOVA OKO CILINDRA NA IZGLED LATERALNIH SILA A.A. Sergeeva, R.V. Sidelnikov Ovaj rad razmatra rješenje nestacionarne poprečne

UDK 69.7.36 / 534 .. A.V. IVANOV, kandidat tehničkih znanosti, M.K. LEONTIEV, doktor tehničkih znanosti MAI, Moskva MODALNA ANALIZA DINAMIČKIH ROTORSKIH SUSTAVA Metode modalne analize za rješavanje

32 UDK 629.735.33 D.V. Tinyakov UTJECAJ OGRANIČENJA IZGRADNJE NA POSEBNE KRITERIJE UČINKOVITOSTI TRAPEZIJSKIH KRILA ZRAKOPLOVA

Državno svemirsko sveučilište u Samari ISTRAŽIVANJE ZRAČNIH POLARA TIJEKOM ISPITIVANJA TEŽINE U AERODINAMSKOJ CIJEVI T-3 SSAU 2003. Državno svemirsko sveučilište u Samari V.

PRAKTIČNI SASTAV iz discipline "Puhala za TPP" Zadatak Izračun rotora pumpe Izračunajte rotor pumpe za opskrbu vodom gustoće pri prekomjernim tlakovima na izlazu p n i na ulazu p

S.V. Wallander PREDAVANJA O HIDROAEROMEHANICI L.: Izd. Lenjingradsko državno sveučilište, 1978., 296 stranica .. Vodič pokriva sljedeća pitanja: zaključak zajednički sustav jednadžbe hidromehanike, pišući ovaj sustav za razne

O STABILNOSTI CILINDRIČNE LUŠKE S TANKIM ZIDAMA S KRUGLIM REZANJIMA BEZ ČVRSTIH OBRADA NA SVOJOJ KOMPRESIJI Menshenin Alexander Arkadievich Ulyanovsk State University Zadaća ovog

12. lipnja 2017. Kombinirani proces konvekcije i provođenja topline naziva se konvektivni prijenos topline. Prirodna konvekcija uzrokovana je razlikom u specifičnoj težini neravnomjerno zagrijanog medija

PRIMJENJENA MEHANIKA I TEHNIČKA FIZIKA. 200. svezak 42, N-79 UDK 628.23 IZRAČUN Čvrstoće oštrice kao ortotropske ploče linearne promjenjive debljine V.I.Solovjev Novosibirski vojni institut, 6307

PRIMJENJENA MEHANIKA I TEHNIČKA FIZIKA. 2002. V. 43, N-1 45 UDK 532.5: 533.6 PARADOKS KUTNOG RUGA PROFILA U NESTAŽIONARNOM TOKU D. N. Gorelov Omska podružnica Instituta za matematiku SB RAS, 644099 Omsk

UDK 621.452.3 Yu. M. Temis, D. A. Yakushev, E. A. Tarasova OPTIMIZACIJA ZAKLJUČNE VEZE OŠTRICE S KOMPRESORSKIM DISKOM Značajke kontaktne interakcije u vezi

Teorija i procesi rada 54 UDK 621.515: 438 V.P. GERASIMENKO 1, E.V. OSIPOV 2, M.Yu. SHELKOVSKY 2 1 Nacionalno svemirsko sveučilište nazvano po NE. Zhukovsky KhAI, Ukrajina 2 Zarya Mashproekt GPNPK zgrada plinske turbine,

UDK 629.127.4 V.V. Vel'tischev JEDNOSTAVNO PREDSTAVLJANJE FLEKSIBILNOG KABLA PROMJENLJIVE DUŽINE ZA MODELIRANJE DINAMIKE TELEVIZIJSKI KOMPLEKSA KOJI SE VODI.

ZAVISNOST AERODINAMIČKIH KARAKTERISTIKA KRILA JEDNOSTAVNOG OBLIKA U PLANU NA GEOMETRIJSKIM PARAMETRIMA Spiridonov A.N., Melnikov A.A., Timakov E.V., Minazova A.A., Kovaleva Ya.I. Država Orenburg

ZNANSTVENE BILJEŠKE TSAGI -ja Svezak XXXVI I 6 3 UDK 69.735.45.5.3.35.6 POSEBNE FUNKCIJE U TEORIJI VIJAKA V.V. VOZHDAEV, V.S.

RAČUNAČKI EKSPERIMENT ZA PROCJENU UTJECAJA OBLIKA LOTORICE HOTELA NA HOLICOPTERU NA RAZINI BUKE NA DALJEM POLJU V.A. Ivchin (Moskovska tvornica helikoptera Mil) A.A. Ryzhov, V.G. Sudakov, (TsAGI) Računski eksperiment

Toplinska fizika i aeromehanika 013 svezak 0 1 UDK 69.735.33.015.3 Aerodinamičke karakteristike modela putničkog zrakoplova s ​​harmonijskim oscilacijama u kutu kotrljanja i zavoja pri visokim napadnim kutovima V.I.

Predavanje 1 Kretanje viskozne tekućine. Poiseuilleova formula. Laminarni i turbulentni tokovi, Reynoldsov broj. Kretanje tijela u tekućinama i plinovima. Zračno podizanje krila, formula Žukovskog. L-1: 8,6-8,7;

90 UDK 69.735.33 V.I. Ryabkov, dr. Znanosti, N.N. Melnik, V.V. Utenkova, kand. tech. Znanstveno UTVRĐIVANJE PODRUČJA REPOVA U STUPANJU PRETHODNOG PROJEKTIRANJA UZIMAJUĆI U OBZIR OBRAT ZRAKOPLOVNOG KRILA

ZNANSTVENE BILJEŠKE TSAGI -ja Svezak XXXVI 2005 1 2 UDK 629.782.015.3 URAVNOTEŽAVANJE KVALITETE SUSTAVA TIJELA KRILA NA VISOKIM NADZVONIM BRZINAMA S. D. Zhivotov, V. S. Nikolayev Razmatra se varijacijski problem

IZRAČUNANE STUDIJE AERODINAMIČKIH KARAKTERISTIKA TEMATSKOG MODELA SEME ZRAKOPLOVA "Flying WING" UZ POMOĆ FLOWVISION SOFTWARE COMPLEX S.V. Kalašnjikov 1, A.A. Krivoshchapov 1, A.L. Mitin 1, N.V.

Predavanje 3 Tema 1.2: AERODINAMIKA KRILA Plan predavanja: 1. Dovršiti aerodinamička sila... 2. Centar pritiska profila krila. 3. Moment nagiba profila krila. 4. Fokus profila krila. 5. Formula Žukovskog. 6. Omatanje

MINISTARSTVO PROSVJETE I ZNANOSTI RUSKE FEDERACIJE ----------- Federalni državna proračunska obrazovna ustanova visokog stručnog obrazovanja Moskva

PRIMJENJENA MEHANIKA I TEHNIČKA FIZIKA. 2011. vol. 52, N- 3 153 UDK 534.1 DUŽNE VIBRACIJE PLOČE KOJA VISKOZNOM TEKUĆINOM TEČE U KANALU, UZROKOVANE PRISILNIM PRIJENOSNIM VIBRACIJAMA PLOČE

Thermophysics and Aeromechanics, 2010, volume 17, 2 UDK 621.311 Određivanje aerohidrodinamičkih karakteristika lopatica turbine s okomitom osi rotacije B.P. Hozyainov, I.G. Država Kostin Kuzbass

Računalni simulacijski model dinamike glavnog rotora helikoptera Svrha izrade simulacijskog modela je razvoj upravljačkih algoritama i metoda za identifikaciju dinamičkog stanja rotora u različitim načinima rada

BILTEN O ZNANOSTI O STROJEVIMA I MATERIJALIMA TOGU 014 1 (3) UDK 6036: 60331 AD Lovtsov, NA Ivanov, 014 PROJEKTIRANJE I IZRAČUN OKVIRA SVE STANDARDNOG KOLA KOJIMA METODA KONAČNIH ELEMENTA

DRŽAVNI ODBOR RUSKE FEDERACIJE ZA VISOKO OBRAZOVANJE Državno tehničko sveučilište Nižnji Novgorod po imenu R. Alekseev

114 Aerohidromehanika PROJEKTI MIPT -a. 2014.Vol.6, 2 UDK 532.526.048.3; 532.527; 532.529 V. V. Vyshinsky 1,2, A. A. Kornyakov 2, Yu. N. Sviridenko 2 1 Moskovski institut za fiziku i tehnologiju (State

29 UDK 629.7.023 A.A. Tsaritsynsky PROCJENA UTJECAJA TOPLOTNE DEFORMACIJE SASTAVLJENE PLOČE SOLARNE BATERIJE NAMJENJENE PROSTOROM NA OSVJETLJENJE Solarne baterije glavni su izvori energije

Nacionalno tehničko sveučilište Ukrajine "Kijevski politehnički institut" Odjel za uređaje i sustave orijentacije i navigacije Metodička uputstva za laboratorijske radove iz discipline "Navigacija

Izum se odnosi na metodu za određivanje naprezanja savijanja u letu na osovini rotora helikoptera s torzijskom čahurom glavnog rotora. Za određivanje naprezanja, karakteristike leta se mjere standardnim sredstvima tijekom cijelog vremena leta, od čega se biraju i sistematiziraju značajni parametri, određuju se njihove aproksimacijske funkcije kako bi se dobila konačna funkcija ovisnosti naprezanja u rotoru vratila na odabranim parametrima leta. tehničke karakteristike, izračunajte opterećenja na osovini rotora pomoću matematički model, signaliziraju ako su prekoračene. Omogućeno je određivanje preostalog resursa i kontrola dopuštene razine opterećenja. 2 k.č. f-ly, 7 bolesnih.

Izum se odnosi na zrakoplovstvo, posebno na sustave za praćenje tehničkog stanja zrakoplova, naime na nadzor razine naprezanja na savijanje glavne osovine rotora helikoptera u letu, posebno za lagani višenamjenski helikopter sa šarkama , na primjer, helikopteri: ANSAT, VK -117, EC -145.

Prijenos je najsloženiji element dizajna helikoptera. Poznato je da je najveći postotak helikopterskih nesreća (do 39%), prema statistikama, povezan upravo s kvarom prijenosnih jedinica helikoptera.

U fazi razvoja sustava nadzora najvažnije je utvrditi i uspostaviti dijagnostičke znakove tehničkog stanja prijenosnih jedinica helikoptera. Glavni zadatak u razvoju nadzornog sustava je utvrđivanje graničnih vrijednosti dijagnostičkih pokazatelja, nakon čega se moraju donijeti odgovarajuće odluke o daljnjoj sigurnosti leta. Ako je neki dijagnostički znak dosegao svoju graničnu vrijednost, tada se donosi odluka o ograničavanju resursa, zamjeni izvanrednog dijela ili uklanjanju prijenosne jedinice iz rada. U pravilu se velika većina dijagnostičkih znakova ne prikazuje u kabini tijekom leta. Njihova se analiza provodi nakon završetka leta. Međutim, neki posebno kritični dijagnostički znakovi mogu se pojaviti tijekom leta, ako to zahtijevaju sigurnosni uvjeti.

Posljednjih desetljeća obećavajući helikopteri počeli su koristiti takozvane glavne rotore bez šarki opremljene zglobnom čahurom, u kojima funkcije vodoravnih, okomitih i aksijalnih šarki obavlja elastični element produženog tipa - torzijska šipka. Glavni dio torzijske šipke je elastično deformabilni dio. Prisutnost šperploče u slojevima i utorima omogućuje torzionim strujama opterećenje pretežno u jednoosnom stanju naprezanja i naprezanja s poprečnim smicanjem i savijanjem kada se oštrica njiše u ravnini rotacije. To omogućuje smanjenje troškova upravljanja helikopterom, ali se istodobno povećavaju početni troškovi projektiranja i proizvodnje takvih konstrukcija. Stoga je točnost predviđanja utovara i, shodno tome, procjena resursa nosivog sustava helikoptera danas jedan od ključnih zadataka helikopterske industrije.

Osovina rotora opterećena je silama i momentima iz svoje glavčine i zakretnim momentom generiranim na izlazu glavnog mjenjača. Duljina vratila glavnog rotora određena je rasporedom, aerodinamičkim i operativnim razmatranjima.

Budući da polukruto čvorište ima veći moment savijanja u odnosu na zglobno čvorište, hitan je problem kontrola naprezanja na savijanje glavne osovine rotora helikoptera sa glavčinom bez spojeva.

Poznati sustav za nadzor opterećenja osovine rotora (US patent br. 2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, datum objave 09/02/2010, IPC G06F 15/00, G08B 21/00).

Metoda za virtualno praćenje opterećenja na sustavu glavnog rotora helikoptera u skladu s jednom izvedbom ovog izuma uključuje odabir najmanje jednog parametra zrakoplova tijekom jedne potpune rotacije glavnog rotora. Izračun koeficijenata za dobivanje skupa visokofrekventnih signala iz parametra najmanje jednog zrakoplova. Pomnoženje svakog od mnoštva visokofrekventnih signala s faktorom da se dobije mnoštvo analiziranih signala. Procjena opterećenja rotora na temelju analiziranih signala.

Zdravstveni sustav rotora u stvarnom vremenu u skladu s jednom izvedbom ovog izuma uključuje senzorski sustav za mjerenje opterećenja radi dobivanja podataka. Modul je izrađen s mogućnošću virtualnog praćenja opterećenja za dobivanje izračunatih podataka i otkrivanje kvarova u stvarnom vremenu te dobivanje algoritma za oduzimanje izračunatih signala od izmjerenih signala radi dobivanja vrijednosti, koje se zatim uspoređuju sa standardnim vrijednostima kako bi se dobile konačni rezultat o stanju rotora.

Senzori očitavaju parametre kao što su težina uzlijetanja zrakoplova, visina gustoće, brzina rotora, brzina strujanja zraka, normalno ubrzanje, brzina uspona, okretni moment motora, kut nagiba, kut kotrljanja, brzina zakretanja, brzina nagiba, kutna brzina kotrljanja, otklon u uzdužnom smjeru, bočni položaj, položaj papučice i skup položaja po okretaju glavnog rotora. Vektori danih šesnaest parametara množe se s danim vrijednostima matrice, koja uključuje 10 redaka i 16 stupaca, kako bi se dobilo deset koeficijenata (c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, i c10) za određivanje deset vrijednosti oscilacija ... Vrijednosti titranja pomnožuju se s faktorom da se dobiju pojačane oscilacije. Ako se vektori vibracija označe kao w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9 i w10, a koeficijenti su c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, i c10, tada će se izračunati signal posmične sile glavnog vratila rotora zapisati u obliku:

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

Amplituda i faza posmične sile izračunavaju se pomoću Fourierove transformacije.

Poznati sustav za prikupljanje podataka, praćenje i dijagnosticiranje tehničkog stanja pogonskih jedinica propelera helikoptera (RF patent za izum br. 2519583, objavljen 27.02.2014., IPC B64D 45/00), uključujući piezoelektrične senzore vibracija, koji su ugrađeni na tijelu barem jedne od pogonskih jedinica rotora helikoptera i smještene su tako da primaju podatke potpunosti dovoljne za dijagnosticiranje tehničkog stanja dijelova, sklopova najmanje jedne pogonske jedinice rotora operativnog helikoptera i ugrađena elektronička jedinica. Elektronička jedinica spojena je na izlaze senzora vibracija i konfigurirana je s mogućnošću digitalne obrade vibracijskih signala, kontrolom i provedbom prikupljanja, primarnom obradom i vrednovanjem parametara signala s pojedinačnih senzora i / ili njihovih kombinacija, akumulacijom senzorskih podataka i spremajući ih na vanjske i / ili izmjenjive medije prikladne za računalno očitavanje i sekundarnu obradu u zemaljskim uvjetima. Učinkovitost prikupljanja podataka, sadržaj informacija praćenja i dijagnostike tehničkog stanja pogonskih jedinica propelera operativnog helikoptera raste.

Nedostatak ovog sustava upravljanja je nemogućnost donošenja nedvosmislenog zaključka o razini napona zamora u sklopovima helikoptera, uključujući osovinu rotora, na temelju vibracija izmjerenih u letu. Također, nedostatak je potreba instaliranja senzora i elektroničkih jedinica na helikoptere, vrijeme potrebno za sekundarnu obradu podataka u zemaljskim uvjetima.

Poznata je metoda upravljanja helikopterom (RF patent br. 2543111, objavljen 27.02.2015., IPC V64S 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), koji se sastoji u činjenici da tijekom svakog leta , prati se stvarni potisak glavnog rotora helikoptera, a prije početka rada helikoptera prikupljaju se početni podaci o karakteristikama motora elektrane u skladu s obrascima i prikupljaju se početni podaci o veličini potisak glavnog rotora tijekom kontrolnog lebdenja helikoptera. Tijekom cijelog rada helikoptera prikupljaju se i bilježe stvarni podaci o veličini potiska glavnog rotora u načinima lebdenja helikoptera, statistički podaci o potisku glavnog rotora uspoređuju se s početnim vrijednostima pomoću -vrijednost računala na vozilu, pomoću monitora na vozilu generira se signal do monitora o potrebi podešavanja parametara motora na vrijednosti koje osiguravaju odstupanje potiska rotora unutar 0,5% početne vrijednosti. Regulaciju parametara motora provodi ili u automatskom načinu rada ili servisno osoblje na terenu. UČINAK: povećana učinkovitost primjene helikoptera.

Nedostatak ove metode rada je nemogućnost određivanja razine zamornih naprezanja na vratilu rotora na temelju dobivenih rezultata, jer se zamorna naprezanja na njoj određuju naprezanjem savijanja. Također, nedostatak je potreba instaliranja senzora i elektroničkih jedinica na helikoptere, vrijeme potrebno za sekundarnu obradu podataka u zemaljskim uvjetima. Također, nedostatak je potreba prikupljanja početnih podataka o karakteristikama motora elektrane u skladu s obrascima i prikupljanja početnih podataka o veličini potiska glavnog rotora tijekom kontrolnog lebdenja helikoptera prije početka rada helikoptera. helikopter.

Kao najbliži analog, US patent br. 2011112806, objavljen. 2011.05.12, IPC G06F 17/10. Izum se odnosi na metodu pružanja informacija o kritičnom stanju komponente rotorcraft -a, uključujući najmanje jedan motor koji pokreće rotor, uključujući okret, osovinu i više lopatica. Senzor za mjerenje savijanja i cikličkih opterećenja koja djeluju na rotor zrakoplova uključuje računalnu jedinicu dizajniranu za izračunavanje (a) trenutne temperature ležaja sklopa glavnog rotora pomoću prvog računskog modela, (b) predviđanja temperature ležaja pomoću prvog računskog modela i (c) primjenom opterećenja na odabranu komponentu sklopa rotora pomoću drugog računskog modela, prvi i drugi računski model konfigurirani su za izračunavanje predviđene i trenutne vrijednosti temperature ležaja i opterećenja koje djeluje na odabrana komponenta na temelju parametara upravljačkog leta; i prikaznu jedinicu za prikaz pokretnog indikatora na jednoj ljestvici koji pokreće najviša projicirana temperatura ležaja i opterećenje na odabranoj komponenti. Na zaslonu se prikazuje još jedan pomični indikator pogonjen trenutnom temperaturom ležaja.

Nedostatak prototipa je potreba za ugradnjom vanjskih senzora, što predstavlja određene poteškoće, budući da dizajn serijskih helikoptera nije prilagođen ugradnji vanjskih senzora, osim toga, u postupcima Održavanje i popravak na terenu, vanjski senzori nisu u potpunosti integrirani s ostatkom zrakoplovne opreme, zahtijevaju dodatne priručnike i priručnike za tehnički rad te dodatno obučene stručnjake.

Cilj predloženog tehničkog rješenja je stvoriti metodu za praćenje naprezanja savijanja na osovini rotora tijekom cijelog leta (od polijetanja do slijetanja) za identifikaciju oštećenja zamora vratila i sprječavanje hitnih slučajeva.

Tehnički rezultat je određivanje zaostalog resursa i kontrola dopuštene razine opterećenja.

Tehnički rezultat postiže se činjenicom da metoda za određivanje naprezanja savijanja na vratilu glavnog rotora helikoptera s torzijskom čahurom glavnog rotora tijekom leta uključuje mjerenje tijekom cijelog leta standardnim načinima praćenja letačkih performansi helikopter, računajući opterećenja na osovini glavnog rotora pomoću matematičkog modela i signalizirajući njihova prekoračenja, odabiru se i sistematiziraju značajni parametri iz broja izmjerenih karakteristika izvedbe koje imaju izravan utjecaj na razinu opterećenja vratila rotora, određuju se aproksimacijske funkcije značajnih parametara kako bi se odredila konačna funkcija ovisnosti naprezanja u vratilu rotora σ (t) od odabranih parametara izvedbe, apsolutne vrijednosti brzina promjene kutova zakretanja krivine uzdužni i poprečni smjer dodani su konačnoj funkciji:

Predložena metoda omogućuje procjenu razine opterećenja osovine rotora u bilo kojem trenutku leta. Na temelju korištenja standardnih sredstava za praćenje parametara leta helikoptera, omogućuje utvrđivanje razine naprezanja savijanja tijekom cijelog leta, korištenje za registraciju ograničenja leta i obavještavanje posade o prekoračenju dopuštene razine opterećenja, kao kao i odrediti preostali vijek trajanja.

U izumu koji se zahtijeva, analiziraju se uvjeti za opravdavanje utvrđivanja graničnih vrijednosti za posebno kritične dijagnostičke značajke na primjeru ukazivanja na stvarna naprezanja na savijanje glavne osovine rotora jednorotornog helikoptera u letu, u posebno za helikoptere ANSAT.

Bit izuma leži u činjenici da se iz broja parametara koji se prate tijekom leta odabiru i sistematiziraju oni parametri koji imaju izravan utjecaj na razinu opterećenja NV vratila. Aproksimacijske funkcije značajnih parametara određuju se kako bi se odredila konačna funkcija ovisnosti naprezanja u NV vratilu o odabranim parametrima LTH. Apsolutne vrijednosti brzina promjene kutova zakretanja krivine u uzdužnom i poprečnom smjeru dodaju se konačnoj funkciji.

Provodi se letni eksperiment. Odabir kritičnog parametra određuje se prema trenutnim vrijednostima karakteristika rada helikoptera (LTH). Da bi se to učinilo, na osovinu helikoptera ugrađen je mjerač naprezanja, a u stvarnom letu vrijednosti naprezanja σ ist (t), kao i vrijednosti parametara putanje izmjerene standardnim sredstvima za praćenje parametara let helikoptera, na primjer: uzdužni i poprečni kut nagiba okretne ploče, ukupni nagib glavnog rotora, brzina helikoptera, kut nagiba helikoptera, kut nagiba helikoptera, brzina promjene kuta nagiba krivine u uzdužnom i poprečnom smjeru itd.

Preliminarnom analizom odabiru se parametri radnih karakteristika koji najviše utječu na naprezanja na NV vratilu, za koje se iscrtavaju grafikoni promjene napona na vratilu ovisno o vrijednostima parametara zabilježenih standardnim upravljačkim sredstvima , te se koeficijenti korelacije pronalaze i procjenjuju kako bi se filtrirali parametri karakteristika performansi.

Parametri trajektorije LTC -a s koeficijentom korelacije većim od 0,2 odabrani su kao značajni.

Konstruiraju se približne krivulje (ovisnosti naprezanja na vratilu rotora o odabranim parametrima letnih karakteristika) i sastavlja sustav jednadžbi kako bi se odredila aproksimacija funkcije za naprezanje na savijanje u vremenu σ kalc (t):

i odgovarajući težinski koeficijenti A1, A2, A3, ..., An su pronađeni.

Koeficijenti A1, A2, A3 nalaze se polinomskom aproksimacijom metodom najmanjih kvadrata (za određeni helikopter sa specifičnim karakteristikama leta).

Konačna formula ima oblik:

gdje je Dprod kut nagiba okretne ploče u uzdužnom smjeru,

Dpop - kut nagiba obrtne ploče u poprečnom smjeru,

Dosh - uobičajeni korak glavnog rotora,

X n - drugi značajni parametri izvedbe leta,

- apsolutna vrijednost brzine promjene kuta zakretanja okretne ploče u uzdužnom smjeru,

- apsolutna vrijednost brzine promjene kuta zakretanja okretne ploče u poprečnom smjeru.

Proračun naprezanja na savijanje vratila rotora helikoptera provodi se u stvarnom vremenu tijekom cijelog leta u računalnoj jedinici putnog računala na temelju programiranog programa. Kad se prekorači sigurna razina napona, pilot se upozorava i izračun potrošenog resursa u satima započinje prema formuli:

gdje je Pr oštećenje uzrokovano razinom napona koja prelazi sigurnu;

Pet. - štete po satu tipičnog leta, uzete pri izračunavanju resursa za normalne radne uvjete.

Oštećenja uzrokovana razinom napona koja prelazi sigurnu Pr određuje se sljedećom metodom:

Za svaku razinu opterećenja koja prelazi sigurnu, pomoću krivulje zamora (krivulja je uzeta iz rezultata ispitivanja zamora osovine glavnog rotora), određuje se odgovarajući broj ciklusa do kvara (Ni);

Oštećenja uzrokovana razinom naprezanja koja prelazi siguran Pd definira se kao omjer broja ciklusa na ovoj razini i broja ciklusa do kvara (Ni).

Tako se nakon svakog leta izračunava potrošeni resurs osovine glavnog rotora. Ako maksimalna razina opterećenja nije premašena, tada je potrošeni resurs glavnog rotora jednak stvarnom vremenu leta; ako je prekoračena razina sigurnog opterećenja, tada se vrijeme određeno gore opisanom metodom dodaje stvarnom vremenu leta.

Budući da je za dobivanje pouzdanih informacija o svakoj dijagnostičkoj značajci uvijek potreban postupak mjerenja, prema tome je također potrebno uzeti u obzir neizbježne pogreške mjerenja za svaku dijagnostičku značajku. Tada se odluka o prekoračenju ili ne prekoračenju graničnih vrijednosti također treba donijeti uzimajući u obzir gornju (ili donju) toleranciju područja graničnih stanja.

Treba postaviti određenu graničnu vrijednost σ CR, čije prekoračenje dovodi do brzog iscrpljivanja vijeka trajanja zamora vratila rotora i njegovog mogućeg uništenja u narednom vremenu leta. Budući da je ovaj parametar ili dijagnostička značajka posebno kritičan, potrebno je prikazati njegovu trenutnu vrijednost u kokpitu. Označimo kao - dopušteno vrijednošću pokazatelja trenutne izmjerene vrijednosti σf.

Stvarna trenutna vrijednost σph može se predstaviti kao zbroj:

gdje je mσ - očekivana vrijednost naprezanja savijanja u najopterećenijem dijelu osovine rotora u razmatranom načinu leta, Δσ je odstupanje stvarne vrijednosti σf od njegovih matematičkih očekivanja.

Opis provedbe izuma

Praktično određivanje parametara koji utječu na razinu opterećenja vratila.

1. Eksperiment leta izveden je na helikopteru s jednorotornom ANSAT shemom, tijekom kojeg su mjerene vrijednosti opterećenja savijanjem u određenom vremenskom intervalu pomoću mjerača naprezanja montiranog na osovinu glavnog rotora. Eksperimentalna ovisnost σ ist (t) prikazana je na Sl. 1 (krivulja 1). Ta je ovisnost dobivena za tipičan način leta, koji uključuje sljedeće načine:

a) Lebdenje (uključujući okretanje lebdjenja)

b) Overclocking

c) Male brzine na tlu

d) Uspon

e) Vodoravni let različitim brzinama

f) Zavoji

g) Planiranje motora

h) Kočenje

Tijekom leta, sljedeći parametri putanje mjereni su na vrijeme pomoću standardnih uređaja za upravljanje helikopterom.

1. Brzina, mjerna jedinica km / h.

Mjereno je uređajem "Pokazivač brzine USVITs-350 s digitalnim izlazom". Pogreška u izlazu digitalnog signala trenutne naznačene brzine u normalnim klimatskim uvjetima pri nominalnim vrijednostima ulaznih signala ne prelazi ± 6 km / h.

2. Visina, mjerna jedinica m.

Mjereno instrumentima:

- "Pokazivač visine VMC -10" - mehanički visinomjer s digitalnim izlazom. Pogreška u digitalnom signalu relativne visine leta, varijacija očitanja s atmosferskim tlakom od 760 mm Hg postavljena na mjeraču. (1013 hPa) u normalnim klimatskim uvjetima, ovisno o nadmorskoj visini, iznosi: od ± 10 m (na nadmorskoj visini od Ohma) do ± 30 m (na nadmorskoj visini od 6000 m);

-"Radio visinomjer A-053-05.02"-radarska postaja u zraku s kontinuiranim odašiljanjem frekvencijski moduliranih radio valova. Pogreška mjerenja visine pri letenju preko bilo koje glatke površine (vrsta piste) s vodoravnom brzinom do 120 m / s i okomitom brzinom ne većom od 8 m / s pri kutovima kotrljanja i nagiba do ± 20 ° u visinskom rasponu od 0 do 1500 m u 95% mjerenjima visine, m: digitalnim izlazom 0,45 ili ± 0,02 N (ovisno o tome što je veće).

3. Kut kotrljanja i kut nagiba helikoptera, stupnjevi.

Mjeri se uređajem "Aviogorizont AGB -96D" - odaje signale kotrljanja i nagiba helikoptera. Pogreška pokazivača položaja pri kotrljanju i nagibu na vibrirajućoj podlozi nije veća od ± 2,5 °.

4. Položaj kontrola, mjerna jedinica su stupnjevi.

Mjeri se uređajem "Potenciometrijski dvokanalni senzori položaja komandi DP-M". Pogreška mjerenja ± 30 ".

5. Položaj izlaznih karika (šipki) pogona upravljača (kutovi nagiba okretne ploče u uzdužnom i poprečnom smjeru) RP-14, mm.

Mjeri se uređajem "Potenciometrijski senzori MU-615A serije 1". Pogreška mjerenja kuta u normalnim uvjetima: ± 2% nominalnog mjernog područja.

6. Kutne brzine, rad / s.

Mjereno uređajem "Blok senzora primarnih informacija BDPI -09" - daje podatke o projekcijama vektora kutne brzine i linearnog ubrzanja.

Slike 2-7 prikazuju ovisnost naprezanja na vratilu rotora o izmjerenim parametrima. Popis navedenih parametara nije ograničen na zadane parametre i ovisi o konkretnom helikopteru.

Tijekom pokusa mjereni su sljedeći parametri tijekom vremena:

σ (t) - vrijednost naprezanja na savijanje u vremenu, mjereno mjeračem naprezanja na vratilu,

Dprod (t) - kut nagiba obrtne ploče u uzdužnom smjeru,

Dpop (t) - kut nagiba okretne ploče u poprečnom smjeru,

Dosh (t) - zajednički korak glavnog rotora,

V (t) - brzina helikoptera,

f t (t) je kut nagiba helikoptera,

f to (t) - kut kotrljanja helikoptera.

Za svaki parametar određuju se koeficijenti korelacije

Svi parametri (koeficijent korelacije> 0,2) odabrani su značajni i za njih su konstruirane aproksimativne krivulje te su izrađene jednadžbe za svaki trenutak u vremenu i za svaki parametar:

Prema odabranim značajnim parametrima, konačna formula ima oblik:

Koeficijenti A1, A2, A3, A4, A5, A6 nalaze se rješavanjem matrične jednadžbe:

Izračunate vrijednosti naprezanja na savijanje prikazane su na slici 1 (krivulja σ izračun (t)).

Predložena metoda omogućuje procjenu razine opterećenja vratila NV u bilo kojem trenutku leta. Na temelju korištenja standardnih sredstava za praćenje parametara leta helikoptera, omogućuje utvrđivanje razine naprezanja savijanja tijekom cijelog leta, korištenje za registraciju ograničenja leta i obavještavanje posade o prekoračenju dopuštene razine opterećenja, kao kao i odrediti preostali vijek trajanja.

1. Metoda za određivanje naprezanja savijanja u letu na glavnoj rotorskoj osovini helikoptera s torzijskom čahurom glavnog rotora, uključujući mjerenje tijekom cijelog leta standardnim načinima praćenja letačkih performansi helikoptera, izračunavanje opterećenja na glavnoj strani rotorsko vratilo pomoću matematičkog modela i signaliziranje u slučaju viška, karakterizirano time da se iz broja izmjerenih karakteristika performansi odabiru i sistematiziraju značajni parametri koji imaju izravan utjecaj na razinu opterećenja osovine glavnog rotora, aproksimativne funkcije značajnih parametara su određene kako bi se utvrdila konačna funkcija ovisnosti naprezanja u osovini glavnog rotora σ (t) o odabranim parametrima leta, apsolutne vrijednosti brzina promjene kutova zakretanja krivine u uzdužnoj i poprečnoj upute se dodaju završnoj funkciji:

2. Metoda za određivanje naprezanja pri savijanju na vratilu glavnog rotora helikoptera s torzijskom čahurom glavnog rotora u skladu s patentnim zahtjevom 1, naznačena time da se za utvrđivanje značaja parametara performansi ovise naprezanja o konstruira se vratilo glavnog rotora prema odabranim parametrima te se izračunavaju koeficijenti i procjenjuje korelacija.

3. Postupak za određivanje naprezanja savijanja tijekom leta na vratilu glavnog rotora helikoptera s torzijskom čahurom glavnog rotora prema zahtjevu 2, naznačen time da je značaj parametara određen vrijednošću koeficijenta korelacije> 0,2.

Slični patenti:

Izum se odnosi na područje strojarstva, uglavnom na konstrukciju zrakoplovnih motora, a posebno na metodu za određivanje fizičkog i mehaničkog stanja lopatica rotora turbine visokotlačni(TVD), posebno stanje naprezanja oštrice.

Izum se odnosi na tehničku dijagnostiku prijenosnika hidraulične snage samohodnih strojeva. Metoda ocjenjivanja kvalitete hidrauličkih kvačila pri mijenjanju stupnjeva prijenosa hidriranih mjenjača provodi se bez prekida protoka snage u zupčanicima tijekom njihovog mijenjanja.

Izum se odnosi na mjernu opremu i može se koristiti u radu elektromotora i druge opreme sa sklopovima ležajeva za određivanje trenutnog stanja ležajeva i predviđanje resursa nakon određenog vremena od početka rada.

Izum se odnosi na mjernu opremu i može se koristiti za određivanje aksijalnog opterećenja na kugličnim ležajevima rotora, kao i za određivanje i kontrolu prirodnih frekvencija vibracija rotora malih mehanizama i uređaja.

Izum se odnosi na mjernu tehnologiju, posebno na sredstva i metode za mjerenje nepropusnosti lumena klipnog prstena. Prilikom provedbe metode, otvoreni klipni prsten se steže u smjeru periferije pomoću pomoćnog uređaja s maksimalnim zatvaranjem zgloba, a nepropusnost lumena određuje se optičkim sredstvima.

Uvod

Dizajn helikoptera složen je proces koji se razvija i podijeljen je u međusobno povezane faze i faze projektiranja. Zrakoplov koji se stvara mora ispunjavati tehničke uvjete i tehničke i ekonomske karakteristike navedene u specifikaciji projekta. Projektni zadatak sadrži početni opis helikoptera i njegove letne karakteristike koje osiguravaju visoku ekonomsku učinkovitost i konkurentnost projektiranog stroja, naime: nosivost, brzinu leta, domet, statički i dinamički strop, resurse, trajnost i cijenu.

Projektni zadatak je određen u fazi istraživanja prije projektiranja, tijekom kojega se provodi pretraživanje patenata, analiza postojećih tehničkih rješenja, istraživačko-razvojni rad. Glavni zadatak istraživanja pred projektiranjem je traženje i eksperimentalna provjera novih principa funkcioniranja projektiranog objekta i njegovih elemenata.

U fazi idejnog projekta odabire se aerodinamička shema, oblikuje izgled helikoptera i izračunavaju se glavni parametri kako bi se osiguralo postizanje navedenih karakteristika letačkih performansi. Ti parametri uključuju: masu helikoptera, snagu pogonskog sustava, dimenzije glavnog i repnog rotora, masu goriva, masu instrumentalne i posebne opreme. Rezultati proračuna koriste se u razvoju izgleda helikoptera i sastavljanju poravnavajućeg lista za određivanje položaja središta mase.

Projektiranje pojedinih jedinica i sklopova helikoptera, uzimajući u obzir odabrana tehnička rješenja, provodi se u fazi razvoja tehnički projekt... U tom slučaju parametri projektiranih jedinica moraju zadovoljiti vrijednosti koje odgovaraju nacrtu projekta. Neki se parametri mogu poboljšati kako bi se optimizirao dizajn. Tijekom tehničkog projektiranja izvode se aerodinamička čvrstoća i kinematički proračuni jedinica, odabir konstrukcijskih materijala i strukturne sheme.

U fazi glavnog projekta, projektiranje radnih i montažnih crteža helikoptera, specifikacija, lista za odabir i druga tehnička dokumentacija provodi se u skladu s prihvaćenim standardima

U ovom se radu prikazuje metodologija izračuna parametara helikoptera u fazi idejnog projekta, koja se koristi za dovršetak tečajnog projekta iz discipline "Dizajn helikoptera".

1. Proračun uzletne težine helikoptera prve aproksimacije

2. Proračun parametara glavnog rotora helikoptera

2.1Radije R, m, glavni rotor jednorotornog helikoptera izračunava se po formuli:

g- ubrzanje gravitacije jednako 9,81 m / s 2;

str- specifično opterećenje na području koje zahvaća rotor,

str =3,14.

Specifična vrijednost opterećenja str područje koje je vijkom odneseno odabire se prema preporukama iznesenim u radu / 1 /: gdje str = 280

Polumjer rotora uzimamo jednakim R = 7.9

Kutna brzina w, s -1, rotacija glavnog rotora ograničena je vrijednošću periferne brzine w R krajeve lopatica, što ovisi o težini pri polijetanju

2.2 Relativna gustoća zraka na statičkim i dinamičkim stropovima

2.3 Izračun ekonomske brzine na tlu i na dinamičkom stropu

Određuje se relativna površina

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine na tlu V. s, km / h:

gdje Ja

Izračunava se vrijednost ekonomske brzine pri dinamičkom stropu V. dekan, km / h:

gdje Ja= 1,09 ... 1,10 je koeficijent indukcije.

2.4 Izračunavaju se relativne vrijednosti najvećih i ekonomskih pri dinamičkom stropu horizontalnih brzina leta:

gdje V max= 250 km / h i V. dekan= 182.298 km / h - brzina leta;

w R= 232 m / s - periferna brzina lopatica.

2.5 Proračun dopuštenog omjera potiska i punjenja rotora za najveću brzinu na tlu i za ekonomsku brzinu na dinamičkom stropu:

2.6 Koeficijenti potiska glavnog rotora pri tlu i na dinamičkom stropu:

2.7 Proračun punjenja rotora:

Punjenje glavnog rotora s izračunato za slučajeve leta najvećom i ekonomskom brzinom:

Kao izračunata vrijednost punjenja s glavni rotor je najveća vrijednost od s Vmax i s V. dekan .

G. V. Makhotkin

Dizajn propelera

Propeler za zrak stekao je reputaciju kao nezamjenjiv pogonski uređaj za brze plutajuće letjelice koje rade u plitkim i obraslim vodama, kao i za amfibijske motorne sanjke koje moraju raditi na snijegu, ledu i vodi. Već smo stekli značajno iskustvo u zemlji i inozemstvu. primjene propelera na brzim malim letjelicama i vodozemcima... Dakle, od 1964. u našoj zemlji amfibijske motorne sanjke (slika 1) KB im. A. N. Tupolev. U Sjedinjenim Državama na Floridi upravlja nekoliko desetaka tisuća zračnih brodova, kako ih Amerikanci zovu.

Problem stvaranja brzih motornih brodova plitkog gaza s propelerom i dalje zanima naše brodograditelje amatere. Najpristupačnija snaga za njih je 20-30 litara. s. Stoga ćemo razmotriti glavna pitanja projektiranja zračnopogonske jedinice s očekivanjem upravo takve snage.

Temeljito određivanje geometrijskih dimenzija propeler omogućit će vam da u potpunosti iskoristite snagu motora i dobijete potisak blizu maksimalnog raspoložive snage. U tom će slučaju od posebne važnosti biti ispravan odabir promjera vijka, o čemu ne samo što učinkovitost propelera ovisi u mnogim aspektima, već i razina buke, koja je izravno određena veličinom perifernih brzina.

Studije o ovisnosti potiska o brzini kretanja pokazale su da se za provedbu sposobnosti propelera snage 25 litara. s. mora imati promjer od oko 2 m. Kako bi se osigurali najniži troškovi energije, zrak mora biti odbačen mlazom veće površine poprečnog presjeka; u našem konkretnom slučaju, površina koja je zahvaćena vijkom bit će oko 3 m². Smanjenjem promjera propelera na 1 m radi smanjenja razine buke smanjit će se površina propelera za 4 puta, a to će, unatoč povećanju brzine u mlazu, uzrokovati pad potiska na veznim linijama za 37% . Nažalost, to smanjenje potiska nije moguće nadoknaditi ni korak po korak, ni po broju lopatica, ni po njihovoj širini.

S povećanjem brzine kretanja, gubitak vuče zbog smanjenja promjera opada; stoga povećanje brzina omogućuje upotrebu manjih propelera. Za propelere promjera 1 i 2 m, koji osiguravaju najveći potisak na privezu, pri brzini od 90 km / h, vrijednosti potiska postaju jednake. Povećanjem promjera do 2,5 m, povećanjem potiska na privezu, dobiva se tek neznatno povećanje potiska pri brzinama preko 50 km / h. Općenito, svaki raspon radnih brzina (pri određenoj snazi ​​motora) ima svoj vlastiti optimalni promjer vijka. S povećanjem snage pri konstantnoj brzini, povećava se promjer optimalan u smislu učinkovitosti.

Kako slijedi ono što je prikazano na Sl. 2 grafikona, potisak propelera promjera 1 m veći je od potiska vodenog propelera (standardno) vanbrodskog motora "Neptun-23" ili "Privet-22" pri brzinama većim od 55 km / h, i elisa promjera 2 m - već pri brzinama preko 30 -35 km / h. Izračuni pokazuju da će pri brzini od 50 km / h potrošnja goriva u kilometru motora s propelerom promjera 2 m biti 20-25% manja od najekonomičnijeg vanbrodskog motora "Privet-22".

Slijed odabira elemenata elise prema danim grafikonima je sljedeći. Promjer propelera određuje se ovisno o potrebnom potisku pri privezu kod dana moć na osovini vijka. Ako se motornim čamcem treba upravljati u naseljenim mjestima ili područjima gdje postoje ograničenja buke, prihvatljiva (današnja) razina buke odgovarat će perifernoj brzini - 160-180 m / s. Utvrdivši, na temelju ove uvjetne norme i promjera vijka, najveći broj njegovih okretaja, ustanovit ćemo prijenosni omjer od osovine motora do osovine vijka.

Za promjer od 2 m, dopuštena razina buke bit će oko 1500 o / min (za promjer od 1 m - oko 3000 o / min); stoga će prijenosni omjer pri broju okretaja motora od 4500 o / min biti oko 3 (za promjer od 1 m - oko 1,5).

Koristeći graf na Sl. 3, moći ćete odrediti količinu potiska propelera ako su promjer propelera i snaga motora već odabrani. Za naš primjer odabran je motor najdostupnije snage - 25 KS. s., a promjer propelera - 2 m. Za ovaj konkretni slučaj, veličina potiska je 110 kg.

Nedostatak pouzdanih mjenjača možda je najveća prepreka koju treba prevladati. U pravilu, lančani i remenski pogoni amatera u zanatskim uvjetima nisu pouzdani i imaju nisku učinkovitost. Prisilna ugradnja izravno na osovinu motora dovodi do potrebe za smanjenjem promjera i posljedično smanjenjem učinkovitosti propelera.

Za određivanje širine i nagiba oštrice upotrijebite nomogram prikazan na Sl. 4. Na vodoravnoj desnoj ljestvici, od točke koja odgovara snazi ​​na osovini vijka, povucite okomitu crtu sve dok se ne presiječe s krivuljom koja odgovara prethodno pronađenom promjeru vijka. Od točke raskrižja povucite vodoravnu liniju do raskrižja s okomitom crtom iz točke na lijevoj ljestvici broja okretaja. Dobivena vrijednost određuje pokrivenost propelera koji se projektira (proizvođači zrakoplova nazivaju omjer zbroja širina lopatica prema promjeru).

Za propelere s dvije lopatice, pokrivenost je jednaka omjeru širine lopatice prema polumjeru propelera R. Iznad vrijednosti pokrivenosti, navedene su vrijednosti optimalnih nagiba propelera. Za naš primjer dobiveno je sljedeće: pokrivenost σ = 0,165 i relativni korak (omjer koraka prema promjeru) h = 0,52. Za vijak promjera 1 m σ = 0,50 m i h = 0,65. Propeler promjera 2 m trebao bi imati 2 lopatice širine lopatice 16,5% R, budući da je pokrivenost mala; propeler promjera 1 m može biti sa 6 lopatica širine lopatice 50: 3 = 16,6% R ili 4 lopatice sa širinom lopatice 50: 2 = 25% R. Povećanje broja lopatica će dodatno smanjuju razinu buke.

S dovoljnim stupnjem točnosti može se pretpostaviti da nagib propelera ne ovisi o broju lopatica. Dajemo geometrijske dimenzije drvene oštrice širine 16,5% R. Sve dimenzije na crtežu sl. 5 su date kao postotak radijusa. Na primjer, presjek D je 16,4% R, nalazi se na 60% R. Akord presjeka podijeljen je na 10 jednakih dijelova, odnosno po 1,64% R; čarapa je probijena za 0,82% R. Profilne ordinate u milimetrima određuju se množenjem radijusa s postotnom vrijednošću koja odgovara svakoj ordinati, odnosno s 1,278; 1,690; 2,046 ... 0,548.

Jučer smo započeli razgovor s, na svjetlu sporove i rasprave o indijskom natječaju... Pogledajmo sada brzo natjecatelja, naš Mi-26, a zatim usporedimo dva helikoptera.

Projektiranje teškog rotorcraft -a u M.L. Mile je započeo s potragom za najoptimalnijim rasporedom i rasporedom. Kao i kod stvaranja V-12, uzete su u obzir tri sheme: jedno-vijčane i dvije dvo-vijčane-poprečne i uzdužne. U početku je odlučeno koristiti glavne jedinice iz Mi-6 i V-12 za nove strojeve: lopatice-za helikopter s jednim rotorom; lopatice, glavni mjenjači i pojačivači upravljačkog sustava - za helikoptere s dva rotora; a s Mi-8: lopatice-za poprečni helikopter s glavnim rotorima 23 m. Proučavane su sljedeće mogućnosti: jednorotorski helikopter s glavnim rotorom 35 m; poprečna shema s dva vijka s vijcima promjera 23 i 35 m; uzdužna shema s dva vijka s rotorima promjera 35 m. Međutim, svi su imali iste nedostatke - nedosljednost parametara projektni zadatak, mala povratna težina i velika uzletna težina te stoga niske performanse.

Analitičari tvrtke došli su do zaključka da za rješavanje problema nije dovoljno ograničiti se na izbor optimalnih parametara - potrebne su nekonvencionalne metode projektiranja. Istodobno je bilo potrebno napustiti i korištenje serijskih jedinica i korištenje općeprihvaćenih dizajnerskih rješenja.

Projekt teškog helikoptera dobio je novu oznaku Mi-26 ili "proizvod 90". Nakon što je od NII MAP -a dobilo pozitivno mišljenje, osoblje MVZ -a im. M.L. Mil "" u kolovozu 1971. počeo je razvijati idejni projekt koji je dovršen tri mjeseca kasnije. Do tada je vojni kupac promijenio tehničke zahtjeve za helikopter - povećao je masu maksimalnog korisnog tereta sa 15 na 18 tona. Projekt je redizajniran. Helikopter Mi-26, kao i njegov prethodnik Mi-6, bio je namijenjen prijevozu različiti tipovi vojnu opremu, isporuku streljiva, hrane, opreme i drugog materijala, premještanje trupa s vojne opreme i oružja unutar fronta, evakuaciju bolesnih i ranjenih, te pojedinačni slučajevi, za iskrcavanje taktičkih jurišnih snaga.

Mi-26 je bio prvi ruski helikopter nove treće generacije. Takvi rotorcraft razvijeni su krajem 60 -ih - početkom 70 -ih. mnoge strane tvrtke i razlikovale su se od svojih prethodnika po poboljšanim tehničkim i ekonomskim pokazateljima, prvenstveno po učinkovitosti transporta. No, parametri Mi-26 značajno su premašili domaće i strane pokazatelje helikoptera s teretnim prostorom. Učinkovitost mase iznosila je 50% (umjesto 34% za Mi-6), učinkovitost goriva 0,62 kg / (t * km). S praktički istim geometrijskim dimenzijama kao Mi-6, novi aparat imao dvostruko veći teret i znatno bolje performanse leta. Udvostručenje korisnog tereta nije imalo gotovo nikakav učinak na uzletnu težinu helikoptera.

Znanstveno-tehničko vijeće MAP-a odobrilo je idejni projekt Mi-26 u prosincu 1971. Dizajn zračnog diva uključivao je veliku količinu istraživanja, projektiranje i tehnološke radove, kao i razvoj nove opreme. V. kratko vrijeme bilo je predviđeno stvaranje i izgradnja jedinica i sustava s malim relativnim masama i velikim resursima, postolje za stolove, ispitne komponente i sklopovi, proučavanje svojstava konstrukcija od novih materijala, proučavanje novih profila lopatica, aerodinamičkih karakteristika helikoptera, stabilnost lagani noževi itd. S tim u vezi, "" MVZ im. M.L. Mil "" privukao je blisku suradnju TsAGI, LII, VIAM, NIAT, TsIAM i druge organizacije.

Godine 1972. "" MVZ im. M.L. Mil "" je dobio pozitivna mišljenja od instituta zrakoplovne industrije i kupaca. Od dva prijedloga podnesena zapovjedništvu zračnih snaga: Mi-26 i rotorcraft koje je razvila Ukhtomsk Helicopter Plant, vojska je odabrala zrakoplov Milev. Važna faza u projektiranju helikoptera bila je kompetentna priprema tehničkog zadatka. Kupac je u početku zahtijevao ugradnju pogona na kotače, teškog naoružanja, brtvljenje teretnog prostora na helikopteru, osiguravanje rada motora na automobilska goriva i slična poboljšanja, što podrazumijeva značajno ponderiranje konstrukcije. Inženjeri su pronašli razuman kompromis - manji zahtjevi su odbijeni, a glavni su ispunjeni. Kao rezultat toga, napravljen je novi raspored pilotske kabine, što je omogućilo povećanje posade sa četiri na pet ljudi; visina prtljažnog prostora, za razliku od izvornog projekta, ostala je jednaka cijelom svojom dužinom. Dizajn nekih drugih dijelova helikoptera također je doživio poboljšanja.

Godine 1974. gotovo je potpuno formiran izgled teškog helikoptera Mi-26. Imao je klasičan raspored za transportne helikoptere Mil: gotovo svi sustavi elektrana bili su smješteni iznad teretnog prostora; motori postavljeni u odnosu na glavni mjenjač i kokpit smješten u pramcu uravnotežili su repni dio. Prilikom projektiranja helikoptera, po prvi put su konture trupa izračunate specificiranjem površina s krivinama drugog reda, zahvaljujući čemu je potpuno metalni polumonokoki trup Mi-26 dobio karakteristične pojednostavljene oblike poput dupina . U svom dizajnu prvotno je bilo predviđeno korištenje panela i lijepljenih spojeva okvira.

U prednjem trupu Mi-26, zapečaćen i opremljen sustavom klimatizacije, nalazio se prostran i udoban kokpit sa sjedalima za zapovjednika (lijevog pilota), desnog pilota, navigacijsku i letačku opremu, kao i kokpit za četiri osobe u pratnji tereta i peti član posade - mehaničar leta. Na bočnim stranama kabina nalazili su se blister otvori za hitni bijeg iz helikoptera, kao i oklopne ploče. Ispod poda kabina nalazili su se odjeljci za navigacijsku i radio komunikacijsku opremu, sustave za održavanje života i pomoćne uređaje power point- plinsko turbinski agregat TA-8A, koji omogućuje autonomno pokretanje motora, napajanje mehanizama za utovar i istovar i drugih sustava. Navigacijski radar nalazio se ispod radio-prozirnog oplate u pramcu.

Središnji dio trupa zauzimao je prostrani prtljažni prostor sa stražnjim odjeljkom koji je prelazio u repnu konstrukciju. Duljina kabine bila je 12,1 m (s hodnikom - 15 m), širina 3,2 m, a visina je varirala od 2,95 do 3,17 m. 20 tona, dizajniranih za opremanje motorizirane puščane divizije, poput borbenog vozila pješaštva , samohodna haubica, oklopno izvidničko vozilo itd. Utovar opreme izvršen je samostalno kroz otvor za teret u stražnjem dijelu trupa, opremljen s dvije padajuće bočne zaklopke i spuštajućim ljestvama s podrapnikovima. Kontrola prolaza i krila bila je hidraulična. Za mehanizaciju utovara i istovara, teretni je prostor opremljen s dva električna vitla LG-1500 i telpher uređajem koji omogućuje utovar, istovar i transport po kabini tereta do 5 tona, kao i zatezanje kotača koji nisu sami -pogonska oprema. Ukrcaj putnika ili lakog tereta mogao se dodatno vršiti kroz tri vrata prolaza uz bočne strane trupa. U verziji za slijetanje, Mi-26 je nosio 82 vojnika ili 68 padobranaca. Posebna oprema omogućila je da se u roku od nekoliko sati helikopter pretvori u vozilo hitne pomoći za prijevoz 60 ranjenika na nosilima i tri prateća bolničara. Preveliki teret težine do 20 tona mogao se prevoziti na vanjskoj remeni. Njegove jedinice bile su smještene u strukturi nosivog poda, tako da demontaža sustava nije bila potrebna pri transportu robe unutar trupa. Iza prtljažnika, trup je glatko prešao u repnu konstrukciju s profiliranom kobilicom strele i stabilizatorom.

Osam glavnih spremnika goriva ukupnog kapaciteta 12.000 litara postavljeno je ispod poda tereta trupa trupa. U trajektnoj verziji u teretni prostor Mi-26 mogla su se ugraditi četiri dodatna spremnika ukupnog kapaciteta 14800 litara. Iznad, iznad prtljažnika, nalazili su se odjeljci za motore, glavni mjenjač i dva spremnika za gorivo. Na ulazima u usisnike zraka motora ugrađeni su uređaji za zaštitu od prašine u obliku gljiva. Potrošni spremnici goriva i motori bili su zaštićeni oklopom.

Kako bi se osigurale planirane male vrijednosti mase jedinica i dijelova Mi-26, koji rade pri velikim opterećenjima, te potrebne razine čvrstoće i pouzdanosti, OKB je projektirao, a pilot-proizvodnju "" MVZ im. M.L. Milya je "" izgradila preko 70 ispitnih štandova, uključujući takve jedinstvene kao što su postolje za ponovna statička ispitivanja trupa i šasije metodom "ispuštanja" proizvoda u punoj veličini, zatvoreno postolje za ispitivanje glavnog mjenjača, potpuno -ljestvica za ispitivanje snaga i nosivih sustava helikoptera, stalak za preliminarna statička ispitivanja i fino podešavanje odjeljaka trupa, statičko ispitno postolje za stražnji dio trupa. Prilikom ispitivanja trupa, potrebna čvrstoća postignuta je dosljednim prepoznavanjem slabih točaka i njihovim jačanjem. Kao rezultat toga, Mi-26 je nadmašio prethodnika po volumenu prtljažnog prostora i masi nosivosti gotovo dva puta, dok je masa trupa ostala nepromijenjena. Stvoreni su i stalci za ispitivanje mjenjača i vratila repnog mjenjača i pojedinačnih dijelova glavnog mjenjača, dinamička ispitivanja lopatica, kombinirana ispitivanja zglobova čahura i stražnjice dijelova glavnog i repnog lopatica rotora itd. su provedene. Rezultati laboratorijskih ispitivanja odmah su uzeti u obzir pri projektiranju jedinica i sustava.

Primarni zadatak u projektiranju Mi-26, kao i svih drugih zrakoplova s ​​rotacijskim krilima, bilo je stvaranje modernog glavnog rotora male mase i visokih aerodinamičkih i čvrstoćih karakteristika. Prilikom razvoja lopatica Mi-26, inženjeri OKB-a oslanjali su se na bogato iskustvo u projektiranju i radu lopatica s čeličnom letvom i špagom od legure aluminija. Malo iskustva u korištenju stakloplastike u lopaticama ove veličine dovelo je do odluke dizajnera da je ne koriste kao glavni materijal za tako veliki propeler. Čelični čep pruža mnogo veću čvrstoću na zamor. Osim toga, do tog je trenutka razvijena jedinstvena tehnologija za proizvodnju čeličnih nosača s ušicama za pričvršćivanje na rukav, izrađenih u jednom komadu s cijevi. Glavna lopatica rotora teškog helikoptera projektirana je na temelju čeličnog ramena i strukture za oblikovanje stakloplastike. Između unutarnjeg sloja stakloplastike i vanjskog omotača od stakloplastike nalazili su se pojasevi od stakloplastike i lagana pjena. Stražnji odjeljak s kožom od stakloplastike i punilom saća od nomex papira bio je zalijepljen na vanjsku kožu. Svaka oštrica bila je opremljena pneumatskim sustavom za otkrivanje kroz mikropukotine u lopatici u fazi njihovog formiranja. Istraživanja provedena zajedno s tvrtkom TsAGI radi optimizacije aerodinamičkog rasporeda lopatica značajno su povećala učinkovitost propelera. Eksperimentalni skup od pet dinamički sličnih lopatica Mi-26 prošao je prethodna ispitivanja 1975. u letećem laboratoriju Mi-6.

Prvi put u povijesti helikopterskog inženjeringa, visoko natovareni glavni rotor Mi-26 projektiran je s osam lopatica. Da bi se sastavio takav vijak, rukavci su morali biti uklonjivi. Pričvršćivanje lopatica na glavčinu bilo je tradicionalno, pomoću tri šarke, međutim, u dizajnu aksijalne šarke, inženjeri MVZ -a im. ML Mil "" je uveo torzijsku šipku koja percipira centrifugalna opterećenja. Brojni zglobovi sklopljeni su pomoću metalno-fluoroplastičnih ležajeva. Okomiti spojevi opremljeni su hidrauličnim opružnim prigušivačima. Kako bi se smanjila masa glavčine rotora, umjesto čelika u njegovoj je izvedbi korišten titan. Sve je to omogućilo stvaranje glavnog rotora s osam lopatica s potiskom od 30% većim i masom od 2 tone manjom od one propelera Mi-6 s pet lopatica. Preliminarna ispitivanja glavnog rotora Mi-26 provedena 1977. u letećem laboratoriju Mi-6 potvrdila su ispravnost izbora parametara, pokazala su visoke aerodinamičke karakteristike, odsutnost raznih vrsta nestabilnosti, nisku razinu vibracija, umjerenu naprezanja u lopaticama noža i razina opterećenja u jedinicama nosivog sustava.ne prelaze izračunati.

Na helikopteru Mi-26 ugrađen je repni rotor sa smjerom rotacije, u kojem je donja lopatica išla protiv strujanja. Staklene oštrice polukrutog repnog rotora s pet lopatica pričvršćene su na glavčinu pomoću vodoravnih i aksijalnih šarki s torzijskom šipkom. Nožice njegovih oštrica najprije su izrađene od ručno položene tkanine, a zatim i novom metodom strojnog spiralnog namotavanja. Unatoč dvostrukom povećanju potiska repnog rotora, njegova masa ostala je ista kao kod propelera Mi-6. Lopatice glavnog i repnog rotora opremljene su elektrotermalnim sustavom protiv zaleđivanja. Iskusni repni rotor prošao je prethodna ispitivanja u letećem laboratoriju Mi-6. Osim lopatica, stakloplastika je korištena kao konstrukcijski materijal u proizvodnji nosača stabilizatora i nekih elemenata bez sile strukture trupa.

Jedan od najtežih zadataka bilo je stvaranje glavnog mjenjača, koji je trebao prenositi snagu iznad 20 tisuća KS. Za sve helikoptere Mil, osim Mi-1, glavne mjenjače projektirali su dizajneri motora, a Mil Design Bureau je izradio samo nacrt. Prilikom rada na Mi-26, zavodi za projektiranje pogona nisu uspjeli stvoriti glavni mjenjač dizajniran za masu Mi-26 koju su postavili voditelji projekta. Jedinstveni glavni mjenjač razvijen je interno na mjestu troškova. Razmatrane su dvije kinematičke sheme: tradicionalna planetarna i bitno novi višenavojni, koji se prije nisu koristili u domaćoj industriji helikoptera. Studije su pokazale da će druga shema omogućiti značajan dobitak u masi. Kao rezultat toga, trostupanjski glavni mjenjač VR-26, koji po prijenosnoj snazi ​​gotovo dvostruko nadmašuje mjenjač R-7 koji se koristi na Mi-6, a po izlaznom zakretnom momentu-više od jedan i pol puta, pokazalo se da je teži od prethodnika za samo 8,5%. Prijenosni omjer glavnog mjenjača bio je 62,5: 1.

Šasija Mi-26 je tricikl, uključujući prednji i dva glavna nosača, s dvije komore koje amortiziraju udarce. Ispod krajnje grede ugrađena je uvlačiva repna potpora. Radi praktičnosti utovara i istovara, glavni stajni trap opremljen je sustavom za promjenu razmaka od tla.

Tijekom razvoja Mi-26 posebna je pozornost posvećena osiguravanju autonomije baze, povećanju pouzdanosti i jednostavnosti rada. Prisutnost posebnih ljestava, hauba, šahti i otvora omogućilo je obavljanje zemaljskog rukovanja helikopterom i njegovim sklopovima bez upotrebe posebnih objekata zračne luke.

Dizajneri biroa za projektiranje dovršili su projektiranje većine jedinica i sustava 1975. U isto vrijeme državno je povjerenstvo usvojilo konačni model helikoptera i, u skladu s vladinim dekretom, montažna radnja mjesta troška počela se graditi u potpunosti -umanjeni modeli Mi-26. V.V.Shutov imenovan je novim odgovornim vodećim dizajnerom. Prva kopija helikoptera, sastavljena sljedeće godine, prošla je ponovljena statička i vibracijska ispitivanja. U listopadu 1977. montaža prvog letačkog modela dovršena je prije roka, a posljednjeg dana istog mjeseca traktor je iz radionice izbacio prvi Mi-26 na mjesto razvoja. Dovršavanje helikoptera opterećenog balastom i njegovih sustava na zemlji nastavljeno je mjesec i pol dana. Na noževima su postavljene posebne utovarne klapne-moulinete koje su omogućavale provjeru rada motora u svim načinima rada bez vezice za helikopter. Dana 14. prosinca 1977. godine, pilot-ispitivač G.R. Karapetian prvi je put srušio helikopter s tla i izvršio trominutno ispitivanje sustava i sklopova u zraku. U veljači sljedeće godine Mi-26 je odletio s tvorničkog mjesta na letnu istraživačku stanicu MVZ, gdje je ubrzo demonstriran zapovjedništvu Zračnih snaga SSSR-a.

Zajedno s pilotom tvrtke G.R. Karapetian, tvornički probni piloti G.V. Alferov i Yu.F. Chapaev aktivno su sudjelovali u finom podešavanju novog helikoptera. Dužnosti glavnog inženjera za letne testove obavljao je V.A. Izakson-Elizarov. Sredinom 1979. tvornički ispitni program uspješno je završen. Predstavnici korisnika koji su sudjelovali u njima dali su preliminarni pozitivan zaključak o usklađenosti dobivenih karakteristika leta s navedenim parametrima. Rostovsko udruženje za proizvodnju helikoptera (RVPO) počelo je svladavati serijsku proizvodnju Mi-26, a prvi prototip nakon otkrivanja nedostataka i zamjene nekih dijelova krajem listopada iste godine predstavljen je kupcu za fazu „A "zajedničkih državnih ispitivanja.

Državna ispitivanja Mi-26 održana su u rekordnom roku. To je bilo zbog velikih preliminarnih istraživanja i eksperimentalnih radova provedenih u tvornici. U fazi "A" testeri su se suočili sa samo jednim problemom - bočnim niskofrekventnim oscilacijama helikoptera u nekim načinima leta.

Nedostatak je uklonjen promjenom stražnjeg dijela obloga kaputa. Osim toga, dizajneri su na prototip ugradili novi set lopatica s poboljšanim aerodinamičkim rasporedom. U svibnju 1979. godine drugi prototip leta sastavljen u pilot postrojenju MVZ -a ušao je na državna ispitivanja na kojima se provjeravalo funkcioniranje vanjskog sustava ovjesa, zračno -transportni transport, oprema za postavljanje, privez i sanitarna oprema, a također i postavljanje različitih borbenih jedinice u prtljažniku je izvršena.tehnologija. U travnju 1980. drugi je Mi-26 ušao u Istraživački institut Zračnih snaga na posljednju drugu fazu "B" državnih zajedničkih ispitivanja, a prvi uređaj korišten je za vježbanje slijetanja u načinu autorotacije. Nemotorni način spuštanja i slijetanja izazvao je određenu zabrinutost ispitivača zbog relativno male težine glavnog rotora i velikog opterećenja na njega, međutim, helikopter je pokazao zajamčenu sposobnost slijetanja s neispravnim motorima.

Tijekom faze B nije bilo neugodnih iznenađenja, osim gume koja je jednom pukla. Tijekom državnih ispitivanja oba su helikoptera obavila stotinu i pol letova i "postigla" preko 104 sata leta.

Državna ispitivanja završila su 26. kolovoza 1980. U završnom aktu, koji je kupac potpisao u listopadu iste godine, stajalo je: „Iskusni medij (prema tadašnjoj vojnoj klasifikaciji, Mi-26 se smatrao„ prosječnim “.- Ur.) Vojno-transportni helikopter Mi-26 prošao je državne zajedničke etape "B" ispitivanja ... Tehničke, borbene i operativne karakteristike leta u osnovi odgovaraju karakteristikama navedenim u Rezoluciji. Statični strop i najveća masa opterećenja premašuju one koje propisuje TTT ... Iskusni vojno-transportni helikopter Mi-26 i njegove komponente, koji su dobili pozitivnu ocjenu prema rezultatima ispitivanja, trebali bi se preporučiti za lansiranje u serijsku proizvodnju i usvajanje od strane Sovjetske armije. " Pokušaj američkih stručnjaka tvrtke Boeing-Vertol, poduzeti istodobno sa sovjetskim graditeljima helikoptera, stvoriti divovsko krilo sličnih parametara kao Mi-26 u okviru programa HLH, završio je neuspjehom.

Tako je iskustvo razvoja i ispitivanja helikoptera Mi-26 pokazalo da, prvo, razvoj teorije i prakse konstrukcije helikoptera omogućuje proširenje granica koje ograničavaju najveću masu helikoptera; drugo, što je veća količina posla izvedena u ranim fazama projektiranja, to je završna faza helikoptera uspješnija; i, treće, ispitivanje jedinica, pojedinačnih elemenata i sustava na štandovima i letećim laboratorijima prije početka letova novog helikoptera može značajno skratiti vrijeme za fino podešavanje i letne testove, kao i povećati sigurnost. Valja napomenuti da je ovo bio primjer najuspješnije i najplodonosnije suradnje "" MVZ im. ML Mila "" s Istraživačkim institutom i vodstvom zračnih snaga.

Sredinom 80 -ih. iskusni Mi-26 dograđen je, u skladu s rezultatima borbene uporabe helikoptera u Afganistanu, ispušnim uređajima za izbacivanje, kao i pasivnim protuzračnim obrambenim sustavom raketni sustavi... Prvi serijski Mi-26, izgrađen u Rostovskom udruženju za proizvodnju helikoptera, poletio je 25. listopada 1980. Novi helikopter zamijenjen je na zalihama Mi-6. Ukupno je u Rostovu izgrađeno oko 310 helikoptera Mi-26.

Isporuke helikoptera Mi-26 odvojenim transportnim i borbenim pukovnijama zrakoplovstva Kopnene vojske, pukovnijama i eskadrilama graničnih postrojbi započele su 1983. Nakon nekoliko godina dotjerivanja postale su pouzdani i omiljeni strojevi u vojsci. Borbena upotreba helikoptera započela je u Afganistanu. Helikopteri koji su bili u sastavu 23. zračne pukovnije graničnih postrojbi korišteni su za prijevoz robe, isporuku pojačanja i evakuaciju ranjenika. Nije bilo borbenih gubitaka. Mi-26 je sudjelovao u gotovo svim oružanim sukobima na Kavkazu, uključujući dva "čečenska" rata. Konkretno, upravo je na Mi-26 izvršena operativna isporuka vojnika i njihovo premještanje tijekom borbi u Dagestanu 1999. Osim vojnog zrakoplovstva i zrakoplovstva, granične postrojbe Mi-26 ušle su u zračne jedinice rusko Ministarstvo unutarnjih poslova u to vrijeme. Svuda se helikopter pokazao kao iznimno pouzdan i često nezamjenjiv stroj.

Pronašao je uporabu Mi-26 u borbi protiv požara i tijekom prirodnih katastrofa. Godine 1986. helikopteri su korišteni u otklanjanju posljedica nesreće u nuklearnoj elektrani Černobolsk. S obzirom na ozbiljnost situacije, dizajneri su u samo tri dana razvili i opremili odgovarajuću izmjenu. Piloti Mi-26 bacili su desetke tisuća tona posebne tekućine i drugih zaštitnih materijala iz svojih teških kamiona na reaktor za disanje smrću i zagađeno područje.

Aeroflot je počeo primati Mi-26 1986. Tjumensko zrakoplovno poduzeće prvo ih je primilo. Rostovski teški kamioni bili su posebno korisni tijekom razvoja plinskih i naftnih polja u zapadnom Sibiru. Jedinstvene mogućnosti sklapanja dizalice stroja bile su posebno tražene. Samo na njemu može se transportirati i instalirati teret težine do 20 tona izravno na mjestu rada.

Ruski i ukrajinski Mi-26 imali su priliku sudjelovati u mirovnim misijama UN-a. Radili su na području bivše Jugoslavije, Somalije, Kambodže, Indonezije itd. Zbog svoje jedinstvene nosivosti, rostovski teški kamioni jako su traženi u inozemstvu. Tamo su posljednjih deset godina upravljali i domaći zračni prijevoznici i kao dio stranih zračnih prijevoznika koji su unajmili ili iznajmili helikoptere. Jedna od tvrtki koje iznajmljuju Mi-26T je ciparska tvrtka Nutshell. Zračni div koji mu pripada gasio je požare, prevozio robu, djelovao je pod pokroviteljstvom UN -a kao mirovnjak u Istočnom Timoru. Mi-26T je u Njemačkoj i drugim europskim zemljama obavljao prijevoz teškog glomaznog tereta, građevinsko-instalacijske radove tijekom izgradnje dalekovoda, antenskih stupova, rekonstrukciju i izgradnju industrijskih objekata, gašenje šumskih i gradskih požara.

Godine 2002. Mi-26 ruskog zračnog prijevoznika "Vertical-T" pružio je pomoć čak i američkoj vojsci. Teški utovarivač odnio je oboreni helikopter Boeing-Vertol CH-47 Chinook, najteži zrakoplov s rotacijskim krilima zrakoplovstva američke vojske, iz teško dostupnih regija Afganistana do američke baze u Bagramu. Bogati Amerikanci vrlo su osjetljivi na spašavanje i spašavanje svojih rotorcraft.

Teški zrakoplovi s rotacijskim krilima trenutno se uspješno koriste u civilne i vojne svrhe kako u našoj zemlji tako i u inozemstvu. Koriste se za dostavu humanitarne pomoći, evakuaciju izbjeglica, prijevoz robe i opreme, za radove na montaži dizalica, tijekom izgradnje mostova, pri montaži teška oprema industrijska poduzeća, tijekom izgradnje bušaćih postrojenja, dalekovoda, istovarnih brodova na vanjskoj cesti i mnogih drugih vrsta radova, u običnim i teško dostupnim područjima.

Nakon demonstracije Mi-26 na aeromitingu u Le Bourgetu 1981., strani su se kupci zainteresirali za helikopter za podizanje tereta s najvećim brojem tereta na svijetu. Prve četiri kopije zračnog diva kupila je Indija. Nakon raspada Sovjetskog Saveza, teška vozila završila su, osim u oružanim snagama Rusije, i u vojskama zemalja ZND -a. Njima upravljaju i Sjeverna Koreja (dva helikoptera), Južna Koreja (jedan), Malezija (dva), Peru (tri), Meksiko (dva), Grčka i Cipar. Godine 2005. Venezuela je naručila Mi-26. Daljnjem proširenju uporabe Mi-26, kako u našoj zemlji tako i u inozemstvu, doprinosi primitak za njega 1995. godine. domaći certifikat o plovidbenosti.

Pa, prijeđimo sada izravno na analizu sudionika indijskog natječaja.

Ne tako davno iz Indije su stigle vijesti o rezultatu natječaja za kupnju jurišnog helikoptera. Na tom je natječaju pobijedio američki Boeing AH-64D koji je po brojnim karakteristikama nadmašio ruski Mi-28N. Sada postoje nove informacije o tijeku još jednog natječaja u vezi s opskrbom helikoptera, a opet situacija može biti neugodna za Rusiju. Ali prvo prvo.

Prošle je nedjelje indijsko izdanje Times Of India objavilo informacije o skorom završetku natjecanja čija je svrha kupiti desetak teških transportnih helikoptera od strane indijskih zračnih snaga. Glavni konkurenti tijekom ovih "natjecanja" bili su helikopteri Boeing CH-47 Chinook i Mi-26T2. Unatoč tome što pripadaju istoj klasi, ti se strojevi značajno razlikuju po svojim karakteristikama. Prije svega, vrijedi se sjetiti korisnog tereta ovih rotorcraft. Američki helikopter CH-47 najnovijih modifikacija može u zrak podići teret ukupne težine preko dvanaest tona, a za ruski Mi-26T2 taj je parametar 20 tisuća kilograma. Dakle, karakteristike oba helikoptera mogu transparentno nagovijestiti rezultat natjecanja.

Međutim, Times Of India došao je s potpuno neočekivanom viješću. Pozivajući se na izvor u indijskom Ministarstvu obrane, publikacija piše da je pobjednik već odabran, a ovo nije ruski automobil. Izvor je kao glavni razlog ovog izbora naveo nižu cijenu američkog helikoptera. Osim toga, indijski novinari spomenuli su i tehničku superiornost Chinooka. Takva poruka izgleda barem čudno. Do sada su sva natjecanja uz sudjelovanje helikoptera Mi-26 različitih modifikacija završavala na isti način: potpisivanjem ugovora s Rusijom. Sada se tvrdi da Ruski helikopter ne samo da nije pobijedio na natjecanju, već je iz nekog razloga postao gori od američkog rotorcraft -a automobili, što se izrazito razlikuje od njega. Pokušajmo razumjeti trenutno stanje.

Prije svega, vrijedi se dotaknuti tehničkih karakteristika. Kao što je već spomenuto, ruski helikopter ima veliku nosivost. Štoviše, prema ovom parametru niti jedan helikopter na svijetu ne može se natjecati s Mi-26. Rekordno velika nosivost potkrijepljena je veličinom prtljažnog prostora: 12x3,25x3 metra (približno 117 kubnih metara). Teretni prostor CH-47 je pak osjetno manji: 9,2x2,5x2 metra (oko 45 kubičnih metara). Nije teško pogoditi koji će helikopter moći nositi veću masu i volumetrijski teret. Što se tiče nosivosti, možemo se prisjetiti dva slučaja kada su ruski helikopteri Mi-26 iznosili oštećene CH-47 iz Afganistana. Osim toga, normalna poletna težina američkih helikoptera samo je par tona veća od maksimalne nosivosti ruskog Mi-26. Što se tiče podataka o letu, dakle ubrzati a domet Mi-26 i CH-47 približno je jednak. Dakle, u tehničkom smislu ruski helikopter očito pobjeđuje. Naravno, pod uvjetom da je kupcu potreban automobil nosivosti dva desetaka tona. Sudeći prema početnim projektnim zadacima natjecanja, indijsko ratno zrakoplovstvo želi nabaviti upravo takve helikoptere.

Prijeđimo na financijsku stranu stvari. Prema otvorenim izvorima, helikopteri CH-47 s kasnom izmjenom koštali su strane kupce oko 30 milijuna dolara po komadu. O Mi-26T2 nema takvih podataka, ali prethodni helikopteri ovog modela nisu koštali više od 25 milijuna. Drugim riječima, čak i uz značajnu promjenu sastava opreme, motorima itd. ruski helikopter nove modifikacije ispostavlja se da barem nije skuplji od američkog. Možda je pri izračunu ekonomskih nijansi indijski natječajni odbor uzeo u obzir ne samo cijenu helikoptera, već i troškove održavanja. Međutim, ovaj argument ne izgleda u potpunosti točan zbog bolje nosivosti Mi-26T2. Sasvim je očito da će veliki korisni teret operatora koštati odgovarajući iznos. Ovdje se obrazloženje ponovno vraća na tehničke uvjete natjecanja u kojem je navedena nosivost od 20 tona. Zašto se, pita se, uključiti takav zahtjev, ako vam je jednostavno žao novca za kupnju helikoptera koji mu odgovaraju?

Ipak, najzanimljiviji podaci koji mogu rasvijetliti rezultate indijskog natjecanja došli su iz RIA Novosti. Ruska novinska agencija također se poziva na anonimni izvor, ovaj put blizak našoj obrambenoj industriji. Unatoč anonimnosti, ta je osoba podijelila sasvim očite i očekivane informacije. Izvor Novosti tvrdi da ruski proizvođači helikoptera još nisu dobili nikakvu službenu obavijest o ishodu indijskog natjecanja. Možda izvor RIA Novosti, iz nekog razloga, nema odgovarajuće informacije, ali niz nam stvari omogućuje da prepoznamo točnost njegovih riječi. Odluku natječajnog povjerenstva, kao što se uvijek događa, odmah će objaviti i objaviti mediji. A trenutno imamo informacije samo iz neslužbenih anonimnih izvora. Prije svega, neimenovana osoba iz indijskog Ministarstva obrane sumnjičava je. Činjenica je da prihvaćena kao istinita izjava o osvajanju CH-47 izaziva previše sumnji i pitanja, kako tehničkih tako i ekonomskih. Izvor ruske RIA Novosti je pak podijelio informacije koje očito nisu u suprotnosti s logikom i nizom drugih činjenica.

Tako, trenutno bi vijest o rezultatima natječaja za isporuku teškog transportnog helikoptera za indijske zračne snage trebala biti prepoznata kao glasina, barem nema službene potvrde. Istodobno, do objave rezultata natječaja od strane povjerenstva indijskog Ministarstva obrane, pitanje pobjednika ostaje otvoreno. U takvoj situaciji vrijedi pričekati kraj rada natječajne komisije i provjeriti sa stvarnošću vaše sumnje u jedan ili drugi anonimni izvor.