Calcolo della forza centrifuga della pala portante dell'elicottero. Fondamenti di aerodinamica del rotore principale. Progettazione dell'elica

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1 UDC: V.A. Grayvoronsky, A.G. Grebenikov I.N. Shepel, T.A. Gamanukha Un metodo approssimativo per calcolare le normali forze aerodinamiche distribuite lungo la pala del rotore di un elicottero. NON. Zhukovsky "KhAI" Sulla base dell'ipotesi di sezioni oblique, vengono prese in considerazione le domande sulla determinazione degli sforzi distribuiti lungo la pala del rotore, tenendo conto della comprimibilità e dell'instabilità. Parole chiave: pala, rotore, elicottero. Una caratteristica del flusso attorno al rotore in volo orizzontale è la presenza di velocità variabili, angoli di slittamento e angoli di attacco degli elementi della pala del rotore (HB). L'utilizzo dello schema delle linee portanti, nonché la scomposizione del flusso in trasversali e longitudinali al fine di utilizzare l'ipotesi di sezioni pianeggianti, è possibile per una velocità di volo orizzontale non superiore a 8 m/s. Nella fig. mostra lo spettro del flusso attorno alla pala posta nella parte posteriore del disco a µ =, 46, da cui ne consegue che gli angoli di scorrimento lungo la pala variano sensibilmente. Fig. Spettro del flusso attorno alla pala del rotore La natura del flusso attorno alla pala del rotore lungo il raggio e l'azimut a bassa velocità di volo è mostrata in Fig. A, per l'alta velocità in Fig. B. Gli angoli di scorrimento delle sezioni della lama differiscono di oltre 5 volte. a Fig .. Campi di velocità del flusso attorno alla pala del rotore principale b 78

2 Tavolo vengono presentati i valori degli angoli di scorrimento del flusso alla pala ai relativi raggi, 5 e, 9 per varie velocità di volo agli azimut e 8. Tavolo. Angoli di scorrimento del flusso ai raggi relativi V, km / h r =, 5 r =, Con un aumento della velocità di volo orizzontale, aumenta anche l'influenza della zona di flusso inverso, dove anche lo scorrimento è significativo. Se fino a velocità µ =, 4 la zona di flusso inverso non cambia in modo significativo l'entità delle forze e dei momenti, allora ad alte velocità deve essere presa in considerazione la sua influenza. Il valore più grande del raggio della zona di riflusso senza tener conto del controllo della pala corrisponde all'azimut ψ = 7 ed è pari a r µ. Pertanto, la sezione della pala è attraversata da un flusso che cambia costantemente in direzione e grandezza. Questa circostanza porta alla necessità di calcolare le caratteristiche delle sezioni di pala per la velocità totale al raggio corrispondente, tenendo conto della comprimibilità e della non stazionarietà. La velocità totale nella sezione è determinata dalla rotazione della pala, dal movimento dell'elicottero, dal movimento di oscillazione della pala, dal flusso induttivo sull'elica, nonché dal movimento centrifugo longitudinale lungo la pala. Il flusso centrifugo si verifica a causa dello strato limite. Come mostrato da calcoli numerici, questo flusso non ha effetti significativi sul flusso attorno alla pala. Nella fig. 3 mostra i diagrammi degli strati limite laminare e turbolento. Con uno strato limite turbolento, il flusso radiale è praticamente assente a causa delle forze tangenziali significative. La coordinata x definisce un punto lungo la corda in sistema correlato coordinate. Ad esempio, con un valore di x =, 5 m e ω in = 5 rad / s, la velocità massima dalla forza centrifuga in modalità laminare è Vr = 0,4 m / s e in modalità turbolenta, che è più probabile , è dieci volte inferiore, cioè questo flusso può essere ignorato. Riso. 3. Distribuzione delle velocità radiali nello strato limite: PS turbolento, PS laminare 79

3 La ragione del flusso radiale nello strato limite può anche essere la distribuzione della pressione lungo la pala. Ciò può portare a una ridistribuzione del carico aerodinamico per le eliche molto caricate. Il piano di base per la determinazione dei parametri cinematici è il piano di rotazione di progetto della vite (Fig. 4). Riso. 4. Cinematica del flusso attorno alla pala nel piano di progetto della rotazione del rotore Il diagramma cinematico delle velocità nella sezione trasversale della pala è mostrato in Fig. 5. fig. 5. Triangolo della velocità della sezione della pala La velocità relativa nel piano di rotazione di progetto al raggio r è determinata dall'espressione W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) =. () La componente verticale della velocità relativa V y = λ r β. () Allora la velocità relativa totale nella sezione (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) + λ + r β λ β = r In queste espressioni, sono accettati i parametri relativi noti: µ = Vcos (α) ; λ = V sin (α) + υ; β = a sin (ψ) b cos (ψ). dentro in y. (3) In volo livellato, velocità induttive relative (4) 8

4 >; ?<. 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 deformazione della pala e soprattutto nelle zone di cambio profilo e nella zona di flusso inverso. La sezione della pala è determinata dalle linee di corrente locali, che sono considerate rettilinee nella sezione della pala e deviate dalla sezione normale da una parte o dall'altra di un angolo (tabella). Variazione di χ e δ in funzione dell'azimut ψ, rad Espressione per 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 >dalla coda. Per gli elicotteri moderni, le variazioni di velocità e angolo di attacco nelle sezioni nel tempo raggiungono valori elevati: V & ma > ± m / s, & α ma > ± o / s. Questo porta ad un cambiamento non stazionario di tutti i parametri aerodinamici; c'è un ritardo nella rottura. Il movimento dell'elicottero differisce significativamente dalle caratteristiche stazionarie previste. I coefficienti aerodinamici in un determinato momento saranno determinati non solo dai valori della velocità e dell'angolo di attacco in un determinato momento, ma anche dal processo del loro cambiamento nel tempo precedente. Naturalmente, momenti più lontani nel tempo avranno un effetto più debole su questo processo. Anche la natura delle dipendenze α & = f (t) e V & = f (t) ha un impatto significativo. Abbastanza affidabile 8

6 non ci sono dipendenze da questo problema, ma ci sono alcune dipendenze sperimentali che ci permettono di tener conto di questo fenomeno. In particolare, il lavoro descrive un metodo per approssimare i dati sperimentali mediante tre parametri che determinano la natura della variazione dell'angolo di attacco, che consente di tradurre i risultati ottenuti in altre condizioni. I dati di questo lavoro sono stati utilizzati per determinare il coefficiente di forza normale del profilo nelle sezioni normali e nelle sezioni lungo la linea di corrente. Inoltre, il coefficiente di forza normale è stato corretto in base allo spessore relativo della sezione e alla comprimibilità. Nel processo di calcolo preliminare, i parametri cinematici nelle sezioni della pala sono stati determinati secondo le dipendenze di cui sopra. Come parametri iniziali geometrici, cinematici e di bilanciamento dell'elicottero Mi- si prendono: C = ,; = 5,8 / s; a = 4,7; a = 5,7; in =,; TV =, 35; D =, 7; k =, 4; 7 = 4. Nella fig. 6 mostra i parametri cinematici in azimut W e W P nella settima sezione, nonché gli angoli di attacco α e α e gli angoli di flusso convenzionalmente indisturbato e . w w P α ep 5 α e 6 e HB ep 3 8 w α e 8 w P α ep Ψ Fig. 6. Parametri cinematici della sezione della pala nella sezione "7" sull'ipotesi di sezioni oblique; il pedice "p" contrassegna i parametri secondo l'ipotesi di sezioni normali Le velocità totali nella sezione W e W P cambiano praticamente secondo la 1a armonica. Naturalmente, a tutti gli azimut, la velocità totale W è maggiore della velocità W P, e l'angolo di attacco lungo la linea di corrente è minore dell'angolo di attacco nella sezione normale. Gli angoli di orientamento del flusso totale e , che sono più sensibili al movimento di sbattimento delle pale, differiscono significativamente da un semplice cambiamento armonico. Nella fig. 7 mostra la variazione delle accelerazioni angolari e lineari nella sezione "7". Per il caso specifico di calcolo, α & praticamente varia nell'intervallo 83

7 + - / s. Questo cambiamento è vicino alla prima armonica. Accelerazione lineare W & nell'intervallo + - m / s. Le circostanze indicate di un cambiamento significativo sia nell'angolo di attacco che nella velocità totale sono la ragione della non stazionarietà delle caratteristiche aerodinamiche. Sfortunatamente, l'influenza separata di questi due fattori sulle prestazioni aerodinamiche non è stata studiata. Nella fig. 7 mostra la variazione del carico di flusso normale secondo l'ipotesi di sezioni oblique e normali 5 ẇ p α. P. ẇ α p Fig. 7. Modifica della forza normale in azimut nella sezione "7"; il pedice "n" segna i parametri secondo l'ipotesi W & e α & accelerazione angolare e lineare Ψ Questi dati sono stati ottenuti tenendo conto della non stazionarietà nell'angolo di attacco. Il carico secondo l'ipotesi di sezioni oblique è leggermente superiore a quello secondo l'ipotesi di sezioni normali, specialmente nella zona della pala arretrata n ψ = ψ = 3 ψ = n ψ = Fig. 8. Variazione del carico lineare lungo il raggio per azimut ψ = 3 e 84

8 Variazione del carico lineare lungo il raggio per azimut ψ = 3 e mostrato in Fig. 8. Per l'azimut ψ = 3, il carico normale per entrambe le opzioni di calcolo è praticamente lo stesso. All'azimut ψ = il carico normale secondo l'ipotesi di sezioni "oblique" è maggiore di quello secondo l'ipotesi di sezioni normali. Ciò è dovuto all'effetto simultaneo delle variazioni di velocità e angolo di attacco sul carico lineare. Bibliografia. Teoria del rotore principale. [Messaggiato. A.K. Martynova, M .: Ingegneria meccanica, 973. p .. Mikheev S.V., Anikin V.Kh., Sviridenko Yu.N., Kolomensky D.S. La direzione dello sviluppo di metodi per modellare le caratteristiche aerodinamiche dei rotori. [Testo] // Atti del VI Forum Ros VO. M., 4.5 pagine 3. Shaidakov, V.I. Teoria del vortice del disco di un rotore principale con carico costante sul disco. [Testo] / V.I. Shaidakov // Progettazione di elicotteri: tech. Sab. scientifico. tr. // MAI, no. 38, M., P. 4. Principali fasi dell'attività scientifica di TsAGI, / M., Fizmatlit, p. 5. Baskin, V.E. Forza normale della sezione della pala del rotore principale durante lo stallo dinamico. [Testo] / V.E. Baskin, V.R. Lipatov // Atti di TsAGI, vol. 865, pagina 6. Graivoronskiy, V.A. La dinamica di un volo in elicottero. [Testo]: libro di testo. Manuale / V.A. Grayvoronsky, V.A. Zacharenko, V.V. Chmovzh. X.: Nat. aerospaziale un-t loro. NON. Zhukovsky KhAI, 4. 8 p. 7. Fogarty, L.E. Lo strato limite laminare su una lama rotante. / J. aeronauta Sei., vol. 8, nr. 3, 95. Ricevuto dagli editori del metodo Approaches per lo sviluppo di normali vermi aerodinamici, vermi a vanga, gwent senza vanga, elicottero Un metodo approssimativo di calcolo dello sforzo aerodinamico normale distribuito sulle pale del rotore dell'elicottero Sulla base dell'ipotesi di sezioni oblique si considerano questioni di definizione dello sforzo distribuito sulle pale del rotore con la comprimibilità e l'instabilità. Parole chiave: pala, rotore, elicottero. 85

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National Technical University of Ukraine "Kiev Polytechnic Institute" Dipartimento di dispositivi e sistemi di orientamento e navigazione Istruzioni metodiche per il lavoro di laboratorio sulla disciplina "Navigazione

SOSTANZA: l'invenzione riguarda un metodo per la determinazione delle sollecitazioni flettenti in volo su un albero del rotore di un elicottero con manicotto di torsione del rotore principale. Per determinare le sollecitazioni, le caratteristiche delle prestazioni di volo vengono misurate con mezzi standard durante l'intero tempo di volo, da cui vengono selezionati e sistematizzati parametri significativi, vengono determinate le loro funzioni approssimative al fine di ottenere la funzione finale della dipendenza delle sollecitazioni nel rotore albero sui parametri di volo selezionati. caratteristiche tecniche, calcolare i carichi sull'albero del rotore utilizzando modello matematico, segnalare se vengono superati. Viene fornita la determinazione della risorsa residua e il controllo del livello di carico consentito. 2 c.p. f-ly, 7 ill.

L'invenzione riguarda il settore dell'aviazione, in particolare i sistemi per il monitoraggio delle condizioni tecniche degli aeromobili, ovvero il monitoraggio del livello delle sollecitazioni flettenti dell'albero del rotore principale di un elicottero in volo, in particolare per un elicottero polivalente leggero a pale incernierate , ad esempio, elicotteri: ANSAT, VK-117, EC -145.

La trasmissione è l'elemento più complesso della progettazione dell'elicottero. È noto che la maggior percentuale di incidenti con elicotteri (fino al 39%), secondo le statistiche, è associata proprio al guasto delle unità di trasmissione degli elicotteri.

Nella fase di sviluppo dei sistemi di monitoraggio, la cosa più importante è determinare e stabilire segni diagnostici delle condizioni tecniche delle unità di trasmissione dell'elicottero. Il compito principale nello sviluppo di un sistema di monitoraggio è stabilire valori soglia degli indicatori diagnostici, al raggiungimento dei quali devono essere prese decisioni appropriate sull'ulteriore sicurezza del volo. Se un segno diagnostico ha raggiunto il suo valore di soglia, viene presa la decisione di limitare la risorsa, sostituire una parte straordinaria o rimuovere l'unità di trasmissione dal funzionamento. Di norma, la stragrande maggioranza dei segnali diagnostici non viene visualizzata nella cabina di pilotaggio durante il volo. La loro analisi viene eseguita dopo il completamento del volo. Tuttavia, alcuni segnali diagnostici particolarmente critici possono essere visualizzati durante il volo, se le condizioni di sicurezza lo richiedono.

Negli ultimi decenni, elicotteri promettenti hanno iniziato a utilizzare i cosiddetti rotori principali senza cerniera dotati di una boccola incernierata, in cui le funzioni delle cerniere orizzontali, verticali e assiali sono svolte da un elemento elastico di tipo esteso: una barra di torsione. La parte principale del design della barra di torsione è una sezione elasticamente deformabile. La presenza di compensato di strati e fessure fornisce alle correnti di torsione un carico prevalentemente in uno stato tenso-deformativo uniassiale con taglio trasversale e flessione quando la lama è oscillante nel piano di rotazione. Ciò consente di ridurre il costo di funzionamento dell'elicottero, ma allo stesso tempo aumentano i costi iniziali per la progettazione e la fabbricazione di tali strutture. Pertanto, l'accuratezza della previsione del carico e, di conseguenza, la stima della risorsa del sistema di trasporto dell'elicottero è oggi uno dei compiti chiave dell'industria degli elicotteri.

L'albero del rotore è caricato da forze e momenti dal suo mozzo e dalla coppia generata all'uscita del cambio principale. La lunghezza dell'albero del rotore principale è determinata dal layout, da considerazioni aerodinamiche e operative.

Poiché il mozzo semirigido ha un momento flettente maggiore rispetto a quello pivotante, il controllo delle sollecitazioni flettenti dell'albero del rotore principale di un elicottero con mozzo senza cerniere in volo è un problema urgente.

Un noto sistema di monitoraggio del carico dell'albero rotore (brevetto USA n. 2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, data di pubblicazione 09/02/2010, IPC G06F 15/00, G08B 21/00).

Un metodo per il monitoraggio virtuale di un carico su un sistema di rotore principale di elicottero secondo una forma di realizzazione della presente invenzione include selezionare almeno un parametro dell'aeromobile durante una rotazione completa del rotore principale. Calcolo dei coefficienti per ottenere un insieme di segnali ad alta frequenza da un parametro di almeno un aeromobile. Moltiplicando ciascuno della pluralità di segnali ad alta frequenza per un fattore per ottenere una pluralità di segnali analizzati. Stima del carico del rotore in base ai segnali analizzati.

Un sistema di integrità del rotore in tempo reale secondo una forma di realizzazione della presente invenzione include un sistema di sensori per misurare i carichi per ottenere dati. Il modulo è realizzato con la possibilità di monitoraggio virtuale dei carichi per ottenere i dati calcolati e rilevare malfunzionamenti in tempo reale e ottenere un algoritmo per sottrarre i segnali calcolati dai segnali misurati per ottenere valori, che vengono poi confrontati con valori standard per dare il risultato finale sullo stato del rotore.

I sensori leggono parametri come peso al decollo dell'aeromobile, altitudine di densità, velocità del rotore, velocità del flusso d'aria, accelerazione normale, velocità di salita, coppia del motore, angolo di beccheggio, angolo di rollio, velocità di imbardata, velocità di beccheggio, velocità di rollio, deflessione longitudinale, posizione laterale, posizione del pedale e un insieme di posizioni per rotazione del rotore principale. I vettori dei sedici parametri dati vengono moltiplicati per i valori dati della matrice, che include 10 righe e 16 colonne, per ottenere dieci coefficienti (c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, e c10) per determinare dieci valori delle oscillazioni ... I valori di oscillazione vengono moltiplicati per un fattore per ottenere oscillazioni amplificate. Se i vettori di vibrazione sono indicati come w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9 e w10 e i coefficienti sono c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, e c10, il segnale calcolato della forza di taglio dell'albero del rotore principale sarà scritto nella forma:

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

L'ampiezza e la fase della forza di taglio sono calcolate tramite la trasformata di Fourier.

Un noto sistema per la raccolta di dati, il monitoraggio e la diagnosi delle condizioni tecniche delle unità di trasmissione dell'elica per elicotteri (brevetto RF per invenzione n. 2519583, publ. 27/02/2014, IPC B64D 45/00), inclusi sensori di vibrazione piezoelettrici, che sono installati sul corpo, almeno , una delle unità di azionamento del rotore dell'elicottero e sono posizionati in modo tale da ricevere dati con completezza sufficiente per diagnosticare la condizione tecnica di parti, unità di almeno un'unità di azionamento del rotore di un elicottero funzionante, e un centralina elettronica di bordo. L'unità elettronica è collegata alle uscite dei sensori di vibrazione ed è realizzata con possibilità di elaborazione digitale dei segnali di vibrazione, controllo e realizzazione di raccolta, elaborazione primaria e valutazione dei parametri dei segnali provenienti dai singoli sensori e/o loro combinazioni, accumulo dei dati dei sensori e salvarli su supporti esterni e/o rimovibili idonei alla lettura da computer, ed elaborazioni secondarie in condizioni terrestri. L'efficienza della raccolta dati, il contenuto informativo del monitoraggio e della diagnostica delle condizioni tecniche delle unità di azionamento dell'elica di un elicottero operativo è in aumento.

Lo svantaggio di questo sistema di controllo è l'impossibilità di trarre conclusioni univoche sul livello delle sollecitazioni a fatica nei gruppi dell'elicottero, compreso l'albero del rotore, sulla base delle vibrazioni misurate in volo. Inoltre, lo svantaggio è la necessità di installare sensori e unità elettroniche sugli elicotteri, il tempo necessario per l'elaborazione dei dati secondari in condizioni di terra.

Esiste un metodo noto per far funzionare un elicottero (brevetto RF n. 2543111, publ. 27/02/2015, IPC В64С 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), che consiste nel fatto che durante ogni volo , viene monitorata la spinta effettiva del rotore principale dell'elicottero e Prima di iniziare il funzionamento dell'elicottero, vengono raccolti i dati iniziali sulle caratteristiche dei motori della centrale secondo i moduli e vengono raccolti i dati iniziali sull'entità di la spinta del rotore principale durante l'hovering di controllo dell'elicottero. Durante l'intero funzionamento dell'elicottero, vengono raccolti e registrati i dati effettivi sull'entità della spinta del rotore nelle modalità hovering dell'elicottero, i dati statistici sulla spinta del rotore vengono confrontati con i valori iniziali utilizzando un dispositivo di bordo computer e, in caso di diminuzione dell'entità della spinta del rotore principale rispetto al valore iniziale, viene generato un segnale al monitor con l'aiuto di un computer di bordo sulla necessità di regolare i parametri del motore sui valori ​che forniscono una deviazione della spinta del rotore entro lo 0,5% del valore iniziale. La regolazione dei parametri del motore viene eseguita in modalità automatica o da personale di servizio a terra. EFFETTO: aumento dell'efficienza dell'applicazione in elicottero.

Lo svantaggio di questo metodo di funzionamento è l'impossibilità di determinare il livello delle sollecitazioni a fatica sull'albero del rotore in base ai risultati ottenuti, poiché le sollecitazioni a fatica su di esso sono determinate dalle sollecitazioni di flessione. Inoltre, lo svantaggio è la necessità di installare sensori e unità elettroniche sugli elicotteri, il tempo necessario per l'elaborazione dei dati secondari in condizioni di terra. Inoltre, uno svantaggio è la necessità di raccogliere dati iniziali sulle caratteristiche dei motori della centrale in conformità con i moduli e raccogliere dati iniziali sull'entità della spinta del rotore principale durante l'hovering di controllo dell'elicottero prima di iniziare il funzionamento del elicottero.

Come l'analogo più vicino, il brevetto USA n. 2011112806, publ. 2011.05.12, IPC G06F 17/10. SOSTANZA: l'invenzione riguarda un metodo per fornire informazioni su uno stato critico di un componente di un aerogiro, comprendente almeno un motore che aziona un rotore, comprendente una carenatura, un albero e una pluralità di pale. Un sensore per misurare i carichi flettenti e ciclici che agiscono su un rotore di aeroplano include un'unità di calcolo progettata per calcolare (a) l'attuale temperatura del cuscinetto del gruppo rotore principale utilizzando il primo modello computazionale, (b) prevedere la temperatura del cuscinetto utilizzando il primo modello computazionale e (c) applicando un carico a un componente selezionato del gruppo rotore utilizzando un secondo modello di calcolo, il primo e il secondo modello di calcolo sono configurati per calcolare, rispettivamente, il valore previsto e attuale della temperatura del cuscinetto e il carico che agisce sul componente selezionato in base ai parametri di volo di controllo; e un'unità di visualizzazione per visualizzare su un'unica scala un indicatore mobile azionato dalla temperatura del cuscinetto e dal carico previsti più elevati sul componente selezionato. Il display mostra un altro indicatore mobile guidato dalla temperatura attuale del cuscinetto.

Lo svantaggio del prototipo è la necessità di installare sensori esterni, che presenta alcune difficoltà, poiché la progettazione di elicotteri di serie non è adatta all'installazione di sensori esterni, inoltre, nelle procedure Manutenzione e riparazione sul campo, i sensori esterni non sono completamente integrati con il resto dell'attrezzatura aeronautica, richiedono manuali e manuali aggiuntivi per il funzionamento tecnico e specialisti ulteriormente formati.

L'obiettivo della soluzione tecnica proposta è creare un metodo per monitorare le sollecitazioni di flessione sull'albero del rotore durante l'intero tempo di volo (dal decollo all'atterraggio) per identificare i danni da fatica dell'albero e prevenire le emergenze.

Il risultato tecnico è la determinazione della risorsa residua e il controllo del livello ammissibile dei carichi.

Il risultato tecnico è ottenuto dal fatto che il metodo per determinare in volo le sollecitazioni di flessione sull'albero del rotore principale di un elicottero con una boccola di torsione del rotore principale include la misurazione durante l'intero tempo di volo mediante mezzi standard di monitoraggio delle prestazioni di volo di l'elicottero, calcolando i carichi sull'albero del rotore principale utilizzando un modello matematico e segnalando se vengono superati, dal numero di caratteristiche prestazionali misurate, vengono selezionati e sistemati parametri significativi, che hanno un effetto diretto sul livello di carico del rotore albero, vengono determinate le funzioni approssimative dei parametri significativi al fine di determinare la funzione finale della dipendenza delle sollecitazioni nell'albero del rotore σ (t) dai parametri di prestazione selezionati, i valori assoluti delle velocità di variazione degli angoli di rotazione del piatto oscillante nelle direzioni longitudinale e trasversale si aggiungono alla funzione finale:

Il metodo proposto consente di valutare il livello di carico dell'albero del rotore in qualsiasi momento della sua operazione di volo. Basato sull'uso di mezzi standard per monitorare i parametri di un volo in elicottero, consente di determinare il livello di sollecitazioni di flessione durante l'intera durata del volo, utilizzarlo per registrare le restrizioni di volo e informare l'equipaggio del superamento del livello di carico consentito , nonché determinare la vita residua.

Nell'invenzione rivendicata si analizzano le condizioni per giustificare la fissazione di valori limite per caratteristiche diagnostiche particolarmente critiche sull'esempio dell'indicazione delle effettive sollecitazioni flettenti dell'albero del rotore principale di un elicottero monorotore in volo, in particolare per gli elicotteri ANSAT.

L'essenza dell'invenzione risiede nel fatto che dal numero di parametri monitorati in volo, vengono selezionati e sistemati quei parametri che hanno un impatto diretto sul livello di carico dell'albero NV. Le funzioni di approssimazione dei parametri significativi sono determinate al fine di determinare la funzione finale della dipendenza delle sollecitazioni nell'albero NV dai parametri selezionati dell'LTC. I valori assoluti delle velocità di variazione degli angoli di rotazione del piatto oscillante nelle direzioni longitudinale e trasversale vengono aggiunti alla funzione finale.

È in corso un esperimento di volo. La scelta del parametro critico è determinata dai valori attuali delle caratteristiche prestazionali dell'elicottero (LTH). Per fare ciò, viene installato un estensimetro sull'albero dell'elicottero e in volo reale i valori delle sollecitazioni ist (t), nonché i valori dei parametri di traiettoria misurati dai mezzi standard di monitoraggio dei parametri del volo dell'elicottero, sono fissati nel tempo, ad esempio: l'angolo di inclinazione longitudinale e trasversale del piatto oscillante, il passo totale del rotore principale, la velocità dell'elicottero, l'angolo di inclinazione dell'elicottero, l'angolo di rollio dell'elicottero, la velocità di variazione dell'angolo di inclinazione del piatto oscillante nelle direzioni longitudinale e trasversale, ecc.

L'analisi preliminare seleziona i parametri delle caratteristiche prestazionali che hanno il maggiore effetto sulle sollecitazioni sull'albero NV, per i quali vengono tracciati grafici delle variazioni della tensione sull'albero in base ai valori dei parametri registrati dai mezzi standard di controllo, e vengono individuati e stimati i coefficienti di correlazione al fine di filtrare i parametri delle caratteristiche prestazionali.

I parametri di traiettoria dell'LTC con un coefficiente di correlazione superiore a 0,2 sono selezionati come significativi.

Vengono costruite curve di approssimazione (dipendenza delle sollecitazioni sull'albero del rotore dai parametri selezionati delle caratteristiche di volo) e viene elaborato un sistema di equazioni per determinare l'approssimazione della funzione per la sollecitazione flettente nel tempo σ calc (t):

e si trovano i corrispondenti coefficienti di peso A1, A2, A3, ..., An.

I coefficienti A1, A2, A3 si trovano per approssimazione polinomiale utilizzando il metodo dei minimi quadrati (per uno specifico elicottero con caratteristiche di volo specifiche).

La formula finale assume la forma:

dove Dprod è l'angolo di inclinazione del piatto oscillante nella direzione longitudinale,

Dpop - l'angolo di inclinazione del piatto oscillante nella direzione trasversale,

Dosh - passo comune del rotore principale,

X n - altri parametri significativi delle prestazioni di volo,

- il valore assoluto della velocità di variazione dell'angolo di rotazione del piatto oscillante nella direzione longitudinale,

- il valore assoluto della velocità di variazione dell'angolo di rotazione del piatto oscillante nella direzione trasversale.

Il calcolo della sollecitazione flettente dell'albero del rotore dell'elicottero viene effettuato in tempo reale durante l'intero tempo di volo nell'unità di calcolo del computer di bordo in base al programma programmato. Quando viene superato il livello di tensione di sicurezza, il pilota viene avvisato e inizia il calcolo della risorsa consumata in ore secondo la formula:

dove Pr è il danno causato dal livello di tensione superiore a quello di sicurezza;

ven. - danno per ora di un volo tipico, preso nel calcolo della risorsa per condizioni operative normali.

Il danno introdotto dal livello di tensione che supera il Pr di sicurezza è determinato con il seguente metodo:

Per ogni livello di carico eccedente quello di sicurezza, utilizzando la curva di fatica (la curva è ricavata dai risultati delle prove di fatica sull'albero rotore), si determina il corrispondente numero di cicli a rottura (Ni);

Il danno introdotto dal livello di stress superiore al Pd di sicurezza è definito come il rapporto tra il numero di cicli a questo livello e il numero di cicli a rottura (Ni).

Pertanto, dopo ogni volo, viene calcolata la risorsa consumata dell'albero del rotore principale. Se il livello di carico massimo non è stato superato, la risorsa dell'albero del rotore principale consumata è uguale al tempo di volo effettivo; se il livello di carico di sicurezza è stato superato, il tempo determinato con il metodo sopra descritto viene aggiunto al tempo di volo effettivo.

Poiché c'è sempre una procedura di misurazione necessaria per ottenere informazioni affidabili per ogni caratteristica diagnostica, allora, di conseguenza, è anche necessario tenere conto degli inevitabili errori di misurazione per ogni caratteristica diagnostica. Quindi la decisione di superare o non superare i suoi valori limite dovrebbe essere presa anche tenendo conto della tolleranza superiore (o inferiore) della regione degli stati limite.

Occorre fissare un certo valore limite di σ CR, il cui superamento comporta un rapido esaurimento della vita a fatica dell'albero rotore e la sua possibile distruzione nel successivo tempo di volo. Poiché questo parametro, o caratteristica diagnostica, è particolarmente critico, è necessario visualizzare il suo valore corrente nel cockpit. Indichiamo come - ammissibile dal valore dell'indicatore del valore misurato corrente f.

Il valore attuale di σph può essere rappresentato come somma:

dove mσ - valore atteso sollecitazioni di flessione nella sezione più caricata dell'albero del rotore nella modalità di volo considerata, è la deviazione del valore effettivo di f dalla sua aspettativa matematica.

Descrizione dell'attuazione dell'invenzione

Determinazione pratica dei parametri che influenzano il livello di carico dell'albero.

1. È stato effettuato un esperimento di volo su un elicottero con uno schema ANSAT a rotore singolo, durante il quale i valori dei carichi flettenti sono stati misurati in un intervallo di tempo specifico utilizzando un estensimetro montato sull'albero del rotore principale. La dipendenza sperimentale ist (t) è mostrata in Fig. 1 (curva 1). Questa dipendenza è stata ottenuta per una modalità di volo tipica, che include le seguenti modalità:

a) Hovering (compresi i turni di hovering)

b) Overclock

c) Bassa velocità al suolo

d) Salita

e) Volo orizzontale a diverse velocità

f) Curve

g) Progettazione motoria

h) Frenata

Durante il volo, i seguenti parametri di traiettoria sono stati misurati nel tempo utilizzando le strutture di controllo standard dell'elicottero.

1. Velocità, unità di misura km/h.

È stato misurato dal dispositivo "Indicatore di velocità USVITs-350 con uscita digitale". L'errore nell'uscita del segnale digitale della velocità corrente indicata in condizioni climatiche normali ai valori nominali dei segnali di ingresso non supera ± 6 km / h.

2. Altezza, unità di misura m.

Misurato dai dispositivi:

- "Indicatore di altezza VMC-10" - altimetro meccanico con uscita digitale. L'errore nell'uscita del segnale digitale della relativa quota di volo, la variazione delle letture alla pressione atmosferica impostata sul misuratore di 760 mm Hg. (1013 hPa) in condizioni climatiche normali, a seconda dell'altitudine, è: da ± 10 m (a un'altitudine di Ohm) a ± 30 m (a un'altitudine di 6000 m);

- "Radio altimetro A-053-05.02" - una stazione radar aerea con emissione continua di onde radio modulate in frequenza. Errore di misurazione dell'altitudine quando si sorvola qualsiasi superficie liscia (tipo pista) con velocità orizzontale fino a 120 m/s e velocità verticale non superiore a 8 m/s ad angoli di rollio e beccheggio fino a ± 20° nell'intervallo di altitudine da 0 a 1500 m in misure di altezza al 95%, m: per uscita digitale 0,45 o ± 0,02 N (il maggiore dei due).

3. Angolo di rollio e angolo di beccheggio dell'elicottero, gradi.

Viene misurato dal dispositivo "Aviogorizont AGB-96D" - emette i segnali di rollio e beccheggio dell'elicottero. L'errore dell'indicatore di assetto in rollio e beccheggio su una base vibrante non è superiore a ± 2,5 °.

4. La posizione dei controlli, l'unità di misura sono i gradi.

Viene misurato dal dispositivo "Sensori di posizione potenziometrici a due canali dei comandi DP-M". Errore di misurazione ± 30 ".

5. Posizione dei collegamenti di uscita (aste) degli azionamenti dello sterzo (angoli di inclinazione del piatto oscillante nelle direzioni longitudinale e trasversale) RP-14, mm.

Viene misurato dal dispositivo "Sensori potenziometrici MU-615A serie 1". Errore di misura dell'angolo in condizioni normali: ± 2% del campo di misura nominale.

6. Velocità angolari, rad/s.

Misurato dal dispositivo "Blocco di sensori di informazioni primarie BDPI-09" - fornisce informazioni sulle proiezioni dei vettori di velocità angolare e accelerazione lineare.

Le figure 2-7 mostrano la dipendenza delle sollecitazioni sull'albero del rotore dai parametri misurati. L'elenco dei parametri forniti non è limitato ai parametri indicati e dipende dallo specifico elicottero.

Durante l'esperimento sono stati misurati nel tempo i seguenti parametri:

σ (t) è il valore della sollecitazione flettente nel tempo, misurata da un estensimetro sull'albero,

Dprod (t) - l'angolo di inclinazione del piatto oscillante nella direzione longitudinale,

Dpop (t) - l'angolo di inclinazione del piatto oscillante nella direzione trasversale,

Dosh (t) - passo comune del rotore principale,

V (t) - velocità dell'elicottero,

f t (t) è l'angolo di beccheggio dell'elicottero,

da f a (t) - l'angolo di rollio dell'elicottero.

I coefficienti di correlazione sono determinati per ciascun parametro

Tutti i parametri (coefficiente di correlazione > 0,2) sono stati scelti significativi e per essi sono state costruite curve approssimate e sono state redatte equazioni per ogni istante e per ogni parametro:

In base ai parametri significativi selezionati, la formula finale assume la forma:

I coefficienti A1, A2, A3, A4, A5, A6 si trovano risolvendo l'equazione della matrice:

I valori calcolati della sollecitazione di flessione sono mostrati in figura 1 (curva σ calc (t)).

Il metodo proposto consente di valutare il livello di carico dell'albero NV in qualsiasi momento della sua operazione di volo. Basato sull'uso di mezzi standard per monitorare i parametri di un volo in elicottero, consente di determinare il livello di sollecitazioni di flessione durante l'intera durata del volo, utilizzarlo per registrare le restrizioni di volo e informare l'equipaggio del superamento del livello di carico consentito , nonché determinare la vita residua.

1. Un metodo per determinare le sollecitazioni di flessione in volo sull'albero del rotore principale di un elicottero con una boccola di torsione del rotore principale, compresa la misurazione durante l'intero tempo di volo mediante mezzi standard di monitoraggio delle prestazioni di volo dell'elicottero, calcolando i carichi sull'albero principale albero rotore utilizzando un modello matematico e segnalando se eccedente, caratterizzato dal fatto che dal numero di caratteristiche prestazionali misurate vengono selezionati e sistemati parametri significativi che hanno un effetto diretto sul livello di carico dell'albero rotore principale, approssimando le funzioni dei parametri significativi determinato al fine di determinare la funzione finale della dipendenza delle sollecitazioni nell'albero del rotore principale σ (t) sui parametri delle prestazioni di volo selezionati, i valori assoluti delle velocità di variazione degli angoli di rotazione del piatto oscillante nelle direzioni longitudinale e trasversale le direzioni vengono aggiunte alla funzione finale:

2. Metodo per la determinazione in volo delle sollecitazioni flettenti sull'albero del rotore principale di un elicottero con boccola di torsione del rotore principale secondo la rivendicazione 1, caratterizzato dal fatto che, per determinare la significatività dei parametri di prestazione, le dipendenze delle sollecitazioni sull'albero del rotore principale vengono costruiti i parametri selezionati e vengono calcolati i coefficienti e valutata la correlazione.

3. Metodo per la determinazione delle sollecitazioni flettenti in volo sull'albero del rotore principale di un elicottero con bussola di torsione del rotore principale secondo la rivendicazione 2, caratterizzato dal fatto che la significatività dei parametri è determinata dal valore del coefficiente di correlazione > 0,2.

Brevetti simili:

L'invenzione si riferisce al campo dell'ingegneria meccanica, principalmente alla costruzione di motori aeronautici, ed in particolare ad un metodo per determinare lo stato fisico e meccanico delle pale del rotore della turbina alta pressione(TVD), in particolare, lo stato di sollecitazione della lama.

L'invenzione riguarda la diagnostica tecnica delle trasmissioni di potenza idraulica di macchine semoventi. Il metodo per valutare la qualità del lavoro delle frizioni idrauliche durante il cambio delle marce dei cambi idroficati viene eseguito senza interrompere il flusso di potenza negli ingranaggi durante il loro cambio.

L'invenzione riguarda apparecchiature di misurazione e può essere utilizzata nel funzionamento di motori elettrici e altre apparecchiature con gruppi di cuscinetti per determinare lo stato attuale dei cuscinetti e prevedere la risorsa dopo un certo tempo dall'inizio dell'operazione.

L'invenzione riguarda apparecchiature di misura e può essere utilizzata per determinare il carico assiale sui cuscinetti del rotore a sfere, nonché per determinare e controllare le naturali frequenze di vibrazione dei rotori di piccoli meccanismi e dispositivi.

L'invenzione riguarda la tecnologia di misura, in particolare mezzi e metodi per misurare la tenuta del lume della fascia elastica. Nell'attuazione del metodo, l'anello elastico aperto viene bloccato in direzione della periferia mediante un dispositivo ausiliario con massima chiusura del giunto e l'impermeabilità del lume viene determinata mediante mezzi ottici.

introduzione

La progettazione di elicotteri è un processo complesso e in evoluzione, suddiviso in fasi e fasi di progettazione interconnesse. L'aeromobile in fase di realizzazione deve soddisfare i requisiti tecnici e soddisfare le caratteristiche tecniche ed economiche specificate nella specifica di progetto. Il capitolato d'oneri contiene la descrizione iniziale dell'elicottero e delle sue caratteristiche prestazionali che garantiscono un'elevata efficienza economica e competitività della macchina progettata, ovvero: carico utile, velocità di volo, autonomia, soffitto statico e dinamico, risorsa, durata e costo.

I termini di riferimento sono specificati nella fase degli studi di pre-progettazione, durante i quali vengono svolte la ricerca di brevetti, l'analisi delle soluzioni tecniche esistenti, il lavoro di ricerca e sviluppo. Il compito principale della ricerca pre-progettuale è la ricerca e la verifica sperimentale di nuovi principi di funzionamento dell'oggetto progettato e dei suoi elementi.

Nella fase di progettazione preliminare, viene selezionato lo schema aerodinamico, viene formato l'aspetto dell'elicottero e vengono calcolati i parametri principali per garantire il raggiungimento delle caratteristiche prestazionali di volo specificate. Questi parametri includono: la massa dell'elicottero, la potenza del sistema di propulsione, le dimensioni del rotore principale e di coda, la massa del carburante, la massa delle attrezzature strumentali e speciali. I risultati del calcolo vengono utilizzati nello sviluppo del layout dell'elicottero e nella compilazione del foglio di allineamento per determinare la posizione del centro di massa.

La progettazione delle singole unità e degli assiemi dell'elicottero, tenendo conto delle soluzioni tecniche selezionate, viene eseguita in fase di sviluppo progetto tecnico... In questo caso, i parametri delle unità progettate devono soddisfare i valori corrispondenti al progetto di progetto. Alcuni dei parametri possono essere perfezionati per ottimizzare il design. Durante la progettazione tecnica, vengono eseguiti la resistenza aerodinamica e i calcoli cinematici delle unità, la selezione dei materiali strutturali e gli schemi strutturali.

Nella fase del progetto di lavoro, la progettazione dei disegni esecutivi e di montaggio dell'elicottero, le specifiche, le liste di prelievo e altra documentazione tecnica viene eseguita in conformità con gli standard accettati

Questo articolo presenta una metodologia per il calcolo dei parametri di un elicottero nella fase di progettazione preliminare, che viene utilizzata per completare un progetto di corso nella disciplina "Progettazione di elicotteri".

1. Calcolo del peso al decollo dell'elicottero di prima approssimazione

2. Calcolo dei parametri del rotore principale dell'elicottero

2.1 Raggio R, m, il rotore principale di un elicottero a rotore singolo è calcolato dalla formula:

G- accelerazione di gravità pari a 9,81 m/s 2;

P- carico specifico sull'area spazzata dal rotore,

P =3,14.

Valore di carico specifico P l'area spazzata via dalla vite è selezionata secondo le raccomandazioni presentate nel lavoro / 1 /: dove P = 280

Prendiamo il raggio del rotore uguale a R = 7.9

Velocità angolare w, s -1, la rotazione del rotore principale è limitata dal valore della velocità periferica w R le estremità delle pale, che dipende dal peso al decollo

2.2 Densità relative dell'aria su soffitti statici e dinamici

2.3 Calcolo della velocità economica al suolo e al soffitto dinamico

L'area relativa è determinata

Viene calcolato il valore della velocità economica al suolo V S, km/h:

dove io

Viene calcolato il valore della velocità economica al soffitto dinamico V decano, km/h:

dove io= 1,09 ... 1,10 è il coefficiente di induzione.

2.4 I valori relativi del massimo ed economico al soffitto dinamico delle velocità di volo orizzontale sono calcolati:

dove V max= 250 km/h e V decano= 182,298 km/h - velocità di volo;

w R= 232 m / s - la velocità periferica delle lame.

2.5 Calcolo del rapporto ammissibile tra spinta e riempimento del rotore per la velocità massima al suolo e per la velocità economica a soffitto dinamico:

2.6 Coefficienti di spinta del rotore principale al suolo e al soffitto dinamico:

2.7 Calcolo del riempimento del rotore:

Riempimento rotore principale S calcolato per casi di volo a velocità massime ed economiche:

Come valore di riempimento calcolato S il rotore principale è il valore più grande di S Vmax e S V decano .

G.V. Makhotkin

Progettazione dell'elica

Elica pneumatica ha guadagnato una reputazione come dispositivo di propulsione insostituibile per imbarcazioni galleggianti ad alta velocità che operano in acque poco profonde e ricoperte di vegetazione, nonché per motoslitte anfibie, che devono lavorare su neve, ghiaccio e acqua. Abbiamo già accumulato una notevole esperienza sia nel nostro paese che all'estero. applicazioni dell'elica su piccole imbarcazioni ad alta velocità e anfibi... Quindi, dal 1964 nel nostro paese, le motoslitte anfibie (Fig. 1) KB im. A.N. Tupolev. Negli Stati Uniti, diverse decine di migliaia di idroscivolanti, come li chiamano gli americani, sono gestiti in Florida.

Il problema della creazione di una barca a motore ad alta velocità a basso pescaggio con un'elica continua a interessare i nostri costruttori navali dilettanti. La potenza più accessibile per loro è di 20-30 litri. insieme a. Pertanto, considereremo i problemi principali della progettazione di un'unità di propulsione aerea con l'aspettativa di tale potenza.

Determinazione accurata delle dimensioni geometriche elica ti permetterà di sfruttare a pieno la potenza del motore e ottenere una spinta prossima al massimo con la potenza disponibile. In questo caso, sarà di particolare importanza la corretta scelta del diametro della vite, da cui dipende per molti aspetti non solo l'efficienza dell'elica, ma anche il livello di rumorosità, che è direttamente determinato dall'ampiezza delle velocità periferiche.

Gli studi sulla dipendenza della spinta dalla velocità di marcia hanno stabilito che per l'implementazione delle capacità dell'elica con una potenza di 25 litri. insieme a. deve avere un diametro di circa 2 M. Per garantire il minor consumo energetico, l'aria deve essere respinta da un getto di sezione maggiore; nel nostro caso particolare, l'area spazzata dalla vite sarà di circa 3 m². Riducendo il diametro dell'elica a 1 m per ridurre il livello di rumorosità si ridurrà di 4 volte la superficie percorsa dall'elica e questo, nonostante l'aumento di velocità del getto, provocherà un calo di spinta alle cime di ormeggio del 37% . Purtroppo non è possibile compensare questa diminuzione di spinta né con il passo, né con il numero di pale, né con la loro larghezza.

Con un aumento della velocità di movimento, la perdita di trazione da una diminuzione del diametro diminuisce; quindi, l'aumento delle velocità consente di utilizzare eliche più piccole. Per eliche con diametro di 1 e 2 m, fornendo la massima spinta all'ormeggio, a una velocità di 90 km/h, i valori di spinta diventano uguali. Aumentando il diametro a 2,5 m, aumentando la spinta all'ormeggio, si ottiene solo un leggero aumento della spinta a velocità superiori a 50 km/h. In generale, ogni gamma di velocità operative (ad una certa potenza del motore) ha il proprio diametro ottimale della vite. Con un aumento di potenza a velocità costante, aumenta il diametro ottimale in termini di efficienza.

Come segue da quanto mostrato in Fig. 2 grafici, la spinta dell'elica con un diametro di 1 m è maggiore della spinta dell'elica ad acqua (standard) del motore fuoribordo "Neptune-23" o "Privet-22" a velocità superiori a 55 km / h, e l'elica con un diametro di 2 m - già a velocità superiori a 30 -35 km / h. I calcoli mostrano che a una velocità di 50 km / h, il consumo chilometrico di un motore con un'elica con un diametro di 2 m sarà inferiore del 20-25% rispetto al motore fuoribordo più economico "Privet-22".

La sequenza di selezione degli elementi dell'elica secondo i grafici forniti è la seguente. Il diametro dell'elica è determinato in funzione della spinta richiesta agli ormeggi a dato potere sull'albero della vite. Se si suppone che il funzionamento del motoscafo avvenga in aree popolate o in aree soggette a restrizioni di rumore, il livello di rumore accettabile (per oggi) corrisponderà alla velocità periferica - 160-180 m / s. Avendo determinato, sulla base di questa norma condizionale e del diametro della vite, il numero massimo dei suoi giri, stabiliremo il rapporto di trasmissione dall'albero motore all'albero della vite.

Per un diametro di 2 m, il livello di rumore ammissibile sarà di circa 1500 giri/min (per un diametro di 1 m - circa 3000 giri/min); quindi, il rapporto di trasmissione a una velocità del motore di 4500 giri/min sarà di circa 3 (per un diametro di 1 m - circa 1,5).

Utilizzando il grafico di Fig. 3, sarai in grado di determinare la quantità di spinta dell'elica se il diametro dell'elica e la potenza del motore sono già stati selezionati. Per il nostro esempio, viene selezionato il motore della potenza più disponibile: 25 CV. con., e il diametro dell'elica - 2 M. Per questo caso particolare, l'entità della spinta è di 110 kg.

La mancanza di riduttori affidabili è forse il più grande ostacolo da superare. Di norma, le trasmissioni a catena e a cinghia realizzate da dilettanti in condizioni artigianali sono inaffidabili e hanno una bassa efficienza. L'installazione forzata direttamente sull'albero motore comporta la necessità di ridurre il diametro e, di conseguenza, ridurre l'efficienza dell'elica.

Per determinare la larghezza e il passo della pala, utilizzare il nomogramma mostrato in Fig. 4. Sulla scala orizzontale di destra, dal punto corrispondente alla potenza sull'albero della vite, tracciare una linea verticale fino ad incrociare la curva corrispondente al diametro della vite precedentemente trovato. Dal punto di intersezione, traccia una linea orizzontale fino all'intersezione con la verticale disegnata da un punto sulla scala sinistra del numero di giri. Il valore risultante determina la copertura dell'elica in progettazione (i produttori di aeromobili chiamano il rapporto tra la somma delle larghezze delle pale e il diametro).

Per le eliche bipala la copertura è pari al rapporto tra la larghezza della pala e il raggio dell'elica R. Al di sopra dei valori di copertura sono indicati i valori dei passi ottimali dell'elica. Per il nostro esempio si ottengono: copertura σ = 0,165 e relativo passo (rapporto passo/diametro) h = 0,52. Per una vite con un diametro di 1 m σ = 0,50 m e h = 0,65. L'elica con un diametro di 2 m dovrebbe essere a 2 pale con una larghezza della pala del 16,5% R, poiché la copertura è ridotta; un'elica con un diametro di 1 m può essere a 6 pale con una larghezza della lama di 50: 3 = 16,6% R o a 4 pale con una larghezza della lama di 50: 2 = 25% R. Un aumento del numero di pale danno un'ulteriore riduzione del livello di rumore.

Con un sufficiente grado di precisione, si può presumere che il passo dell'elica non dipenda dal numero di pale. Diamo le dimensioni geometriche di una lama di legno con una larghezza del 16,5% R. Tutte le dimensioni nel disegno fig. 5 sono dati come percentuale del raggio. Ad esempio, la sezione D è 16,4% R, situata al 60% R. L'accordo della sezione è diviso in 10 parti uguali, cioè 1,64% R ciascuna; la calza viene spezzata per 0,82% R. Le ordinate del profilo in millimetri si determinano moltiplicando il raggio per il valore percentuale corrispondente a ciascuna ordinata, cioè per 1,278; 1.690; 2.046 ... 0.548.

Abbiamo iniziato una conversazione ieri con, alla luce controversie e discussioni della gara indiana... Ora diamo una rapida occhiata al concorrente, il nostro Mi-26, e poi confrontiamo i due elicotteri.

La progettazione di un velivolo ad ala rotante pesante a M.L. Mile è iniziato con la ricerca del layout e del layout più ottimali. Come per la creazione del V-12, sono stati considerati tre schemi: monovite e due bivite: trasversale e longitudinale. Inizialmente, si decise di utilizzare le unità principali del Mi-6 e del V-12 per le nuove macchine: lame - per un elicottero a rotore singolo; pale, riduttori principali e booster del sistema di controllo - per elicotteri birotore; e da Mi-8: pale - per un elicottero trasversale con rotori principali di 23 m Sono state studiate le seguenti opzioni: un elicottero a rotore singolo con un rotore principale di 35 m; schema trasversale bivite con viti di diametro 23 e 35 m; configurazione longitudinale a doppia vite con rotori da 35 m.Tuttavia, avevano tutti gli stessi inconvenienti: incoerenza dei parametri termine di paragone, basso ritorno di peso ed elevato peso al decollo e, quindi, caratteristiche di basse prestazioni.

Gli analisti dell'azienda sono giunti alla conclusione che per risolvere il problema non è sufficiente limitarsi alla scelta dei parametri ottimali: sono necessari metodi di progettazione non convenzionali. Allo stesso tempo, è stato necessario abbandonare sia l'uso di unità seriali che l'uso di soluzioni progettuali generalmente accettate.

Il progetto dell'elicottero pesante ha ricevuto una nuova designazione Mi-26 o "prodotto 90". Avendo ricevuto un parere positivo dalla NII MAP, il personale della MVZ im. M.L. Mil "" nell'agosto 1971 iniziò a sviluppare un progetto preliminare, che fu completato tre mesi dopo. A questo punto, il cliente militare ha apportato modifiche ai requisiti tecnici per l'elicottero - ha aumentato la massa del carico utile massimo da 15 a tonnellate 18. Il progetto è stato riprogettato. L'elicottero Mi-26, come il suo predecessore Mi-6, era destinato al trasporto tipi diversi equipaggiamento militare, consegna di munizioni, cibo, equipaggiamento e altro materiale, trasferimento all'interno del fronte di truppe con equipaggiamento e armi militari, evacuazione di malati e feriti e, in casi individuali, per lo sbarco di forze d'assalto tattico.

Il Mi-26 è stato il primo elicottero russo della nuova terza generazione. Tali elicotteri sono stati sviluppati tra la fine degli anni '60 e l'inizio degli anni '70. da molte imprese straniere e differivano dai loro predecessori per il miglioramento degli indicatori tecnici ed economici, principalmente per l'efficienza dei trasporti. Ma i parametri del Mi-26 hanno superato significativamente gli indicatori nazionali ed esteri degli elicotteri con vano di carico. L'efficienza del peso era del 50% (invece del 34% per il Mi-6), l'efficienza del carburante era di 0,62 kg / (t * km). Con praticamente le stesse dimensioni geometriche del Mi-6, nuovo apparato aveva il doppio del carico utile e prestazioni di volo significativamente migliori. Il raddoppio del carico utile non ha avuto quasi alcun effetto sul peso al decollo dell'elicottero.

Il Consiglio scientifico e tecnico del Ministero dell'industria aeronautica ha approvato il progetto preliminare del Mi-26 nel dicembre 1971. Il progetto del gigante aereo ha comportato una grande quantità di ricerca, progettazione e lavoro tecnologico, nonché lo sviluppo di nuove attrezzature . V poco tempo si prevedeva di creare e costruire unità e sistemi con basse masse relative ed elevate risorse, una base da banco, testare componenti e assiemi, studiare le proprietà di strutture realizzate con nuovi materiali, studiare nuovi profili di pala, caratteristiche aerodinamiche di un elicottero, stabilità di lame leggere, ecc. A questo proposito, "" MVZ im. M.L. Mil "" ha attirato la stretta cooperazione TsAGI, LII, VIAM, NIAT, TsIAM e altre organizzazioni.

Nel 1972 "" MVZ im. M.L. Mil "" ha ricevuto pareri positivi dagli istituti dell'industria aeronautica e dal cliente. Delle due proposte presentate al comando dell'aeronautica militare: il Mi-26 e l'aerogiro sviluppato dall'impianto di elicotteri di Ukhtomsk, i militari hanno scelto l'aereo Milev. Una fase importante nella progettazione dell'elicottero è stata la preparazione competente del compito tecnico. Il cliente inizialmente richiedeva l'installazione di una trazione integrale, armi pesanti, sigillando il vano di carico sull'elicottero, garantendo il funzionamento dei motori con carburanti per autoveicoli e miglioramenti simili, comportando un significativo appesantimento della struttura. Gli ingegneri hanno trovato un ragionevole compromesso: i requisiti minori sono stati respinti e quelli principali sono stati soddisfatti. Di conseguenza, è stato realizzato un nuovo layout del pozzetto, che ha permesso di aumentare l'equipaggio da quattro a cinque persone; l'altezza del vano di carico, contrariamente al progetto originario, è diventata la stessa per tutta la sua lunghezza. Anche il design di alcune altre parti dell'elicottero ha subito modifiche.

Nel 1974, l'aspetto del pesante elicottero Mi-26 era quasi completamente formato. Aveva un layout classico per gli elicotteri da trasporto Mil: quasi tutti i sistemi della centrale erano posizionati sopra il vano di carico; i motori avanzati rispetto al cambio principale e il pozzetto situato a prua bilanciavano la sezione di coda. Durante la progettazione di un elicottero, per la prima volta, i contorni della fusoliera sono stati calcolati specificando superfici con curve di secondo ordine, grazie alle quali la fusoliera semi-monoscocca interamente in metallo del Mi-26 ha ricevuto le sue caratteristiche forme aerodinamiche "simili a delfino". Nella sua progettazione, inizialmente si prevedeva di utilizzare l'assemblaggio del pannello e i giunti saldati a colla del telaio.

Nella fusoliera anteriore del Mi-26, sigillata e dotata di un sistema di aria condizionata, c'era un abitacolo spazioso e confortevole con sedili per il comandante (pilota sinistro), pilota destro, navigatore e attrezzatura di volo, nonché un abitacolo per quattro persone che accompagnano il carico e il quinto membro dell'equipaggio - meccanico di volo. Ai lati delle cabine, c'erano portelli a bolle per la fuga di emergenza dall'elicottero, oltre a piastre corazzate. Sotto il pavimento delle cabine c'erano scomparti per apparecchiature di navigazione e radiocomunicazione, sistemi di supporto vitale e ausiliari presa della corrente- unità turbina a gas TA-8A, che fornisce avviamento autonomo dei motori, alimentazione dei meccanismi di carico e scarico e altri sistemi. Un radar di navigazione era posizionato sotto la carenatura radiotrasparente a prua.

La parte centrale della fusoliera era occupata da un capiente vano di carico con un vano posteriore passante nel trave di coda. La lunghezza della cabina era di 12,1 m (con una scala - 15 m), la larghezza era di 3,2 m e l'altezza variava da 2,95 a 3,17 m 20 tonnellate, progettate per equipaggiare una divisione di fucili motorizzati, come un veicolo da combattimento di fanteria , obice semovente, veicolo corazzato da ricognizione, ecc. Il carico dell'attrezzatura è stato effettuato da solo attraverso il portello di carico nella parte posteriore della fusoliera, dotato di due alette laterali ribaltabili e una scala discendente con podrapnikov. La passerella e le porte erano azionate idraulicamente. Per la meccanizzazione delle operazioni di carico e scarico, il vano di carico è stato dotato di due argani elettrici LG-1500 e di un dispositivo telpher che consente il carico, lo scarico e il trasporto lungo la cabina di carichi fino a 5 tonnellate, oltre a serrare ruote non autonome -attrezzatura a propulsione. Il carico di passeggeri o merci leggere poteva essere effettuato, inoltre, attraverso tre portelli di passerella lungo i lati della fusoliera. Nella versione da atterraggio, il Mi-26 trasportava 82 soldati o 68 paracadutisti. Speciali attrezzature hanno permesso di trasformare l'elicottero in un'ambulanza per il trasporto in poche ore di 60 feriti in barella e tre paramedici al seguito. Il carico di grandi dimensioni fino a 20 tonnellate poteva essere trasportato su un'imbracatura esterna. Le sue unità erano situate nella struttura del pavimento portante, in modo che lo smantellamento del sistema non fosse necessario durante il trasporto di merci all'interno della fusoliera. Dietro il portello del carico, la fusoliera è passata dolcemente nel boma di coda con una chiglia e uno stabilizzatore profilati.

Sotto il pianale di carico della fusoliera sono stati collocati otto serbatoi principali di carburante con una capacità totale di 12.000 litri. Nella versione traghetto, nel vano di carico del Mi-26 potrebbero essere installati quattro serbatoi aggiuntivi con una capacità totale di 14800 litri. Sopra, sopra il vano di carico, c'erano i vani per i motori, il cambio principale e due serbatoi di alimentazione. Sono stati installati dispositivi di protezione dalla polvere a forma di fungo agli ingressi delle prese d'aria del motore. Serbatoi e motori consumabili erano protetti da corazze.

Per garantire i piccoli valori pianificati della massa di unità e parti del Mi-26, operando a carichi elevati, e il livello richiesto di resistenza e affidabilità, l'OKB progettato e la produzione pilota "" MVZ im. M.L. Milya "" ha costruito oltre 70 banchi di prova, inclusi quelli unici come un banco per i test statici della fusoliera e del telaio con il metodo di "far cadere" un prodotto in scala reale, un banco chiuso per testare il cambio principale, un -banco scala per il collaudo dei sistemi di potenza e portanza di un elicottero, uno stand per prove statiche preliminari e messa a punto dei vani fusoliera, un banco prove statiche per la parte posteriore della fusoliera. Durante il test della fusoliera, la forza richiesta è stata raggiunta identificando costantemente i punti deboli e rafforzandoli. Di conseguenza, il Mi-26 ha superato di quasi due volte il suo predecessore in termini di volume del vano di carico e massa del carico utile, mentre la massa della fusoliera è rimasta invariata. Sono stati inoltre realizzati banchi per il collaudo dei riduttori e degli alberi della trasmissione di coda e delle singole parti del cambio principale, prove dinamiche delle pale, prove combinate delle articolazioni delle boccole e delle parti di testa delle pale del rotore principale e di coda, ecc. sono stati effettuati. I risultati dei test al banco sono stati immediatamente presi in considerazione durante la progettazione di unità e sistemi.

Il compito principale nella progettazione del Mi-26, come tutti gli altri velivoli ad ala rotante, era la creazione di un moderno rotore principale con una massa ridotta e caratteristiche aerodinamiche e di resistenza elevate. Durante lo sviluppo delle lame Mi-26, gli ingegneri OKB hanno fatto affidamento su una vasta esperienza nella progettazione e nel funzionamento delle lame con un longherone in acciaio e un longherone in lega di alluminio. La poca esperienza nell'uso della fibra di vetro in pale di queste dimensioni ha portato alla decisione dei progettisti di non utilizzarla come materiale principale per un'elica così grande. Il longherone in acciaio ha fornito una resistenza alla fatica molto più elevata. Inoltre, a quel tempo, era stata sviluppata una tecnologia unica per la produzione di longheroni in acciaio con alette per il fissaggio al manicotto, realizzati in un unico pezzo con il tubo. La pala del rotore principale dell'elicottero pesante è stata progettata sulla base di un longherone in acciaio e una struttura sagomata in fibra di vetro. Tra lo strato interno in fibra di vetro e la guaina esterna in fibra di vetro c'erano cinghie di alimentazione in fibra di vetro e schiuma leggera. Il vano posteriore con rivestimento in fibra di vetro e riempimento a nido d'ape in carta nomex è stato incollato alla pelle esterna. Ogni lama era dotata di un sistema pneumatico per il rilevamento tramite microfessure nel longherone nella fase della loro formazione. La ricerca condotta in collaborazione con TsAGI per ottimizzare il layout aerodinamico delle pale ha aumentato significativamente l'efficienza dell'elica. Un set sperimentale di cinque lame Mi-26 dinamicamente simili ha superato i test preliminari nel 1975 presso il laboratorio volante Mi-6.

Per la prima volta nella storia dell'ingegneria elicotteristica, il rotore principale Mi-26 ad alto carico è stato progettato con otto pale. Per assemblare una tale vite, i manicotti dovevano essere resi rimovibili. L'attacco delle pale al mozzo era tradizionale, tramite tre cerniere, tuttavia, nella progettazione della cerniera assiale, gli ingegneri di MVZ im. ML Mil "" ha introdotto una barra di torsione che percepisce i carichi centrifughi. Un certo numero di assemblaggi di giunti sono stati realizzati utilizzando cuscinetti in metallo-fluoroplastico. Le cerniere verticali erano dotate di ammortizzatori idraulici a molla. Per ridurre la massa del mozzo del rotore, nel suo design è stato utilizzato il titanio al posto dell'acciaio. Tutto ciò ha permesso di realizzare un rotore a otto pale con una spinta del 30% maggiore e una massa di 2 tonnellate inferiore a quella dell'elica a cinque pale Mi-6. I test preliminari del rotore principale Mi-26 effettuati nel 1977 presso il laboratorio volante Mi-6 hanno confermato la correttezza della scelta dei parametri, hanno mostrato elevate caratteristiche aerodinamiche, assenza di instabilità di vario genere, basso livello di vibrazioni, moderato sollecitazioni nei longheroni delle pale e livello dei carichi nelle unità del sistema portante non superiore a quello calcolato.

Sull'elicottero Mi-26 è stato installato un rotore di coda con la direzione di rotazione, in cui la pala inferiore è andata controcorrente. Le pale interamente in vetro di un rotore di coda semirigido a cinque pale erano fissate al mozzo mediante cerniere orizzontali e assiali con una barra di torsione. I longheroni delle sue lame sono stati realizzati prima con tessuto steso a mano e poi con un nuovo metodo di avvolgimento a spirale della macchina. Nonostante il doppio aumento della spinta del rotore di coda, la sua massa è rimasta la stessa di quella dell'elica Mi-6. Le pale del rotore principale e di coda erano dotate di un sistema antighiaccio elettrotermico. Un rotore di coda esperto ha superato i test preliminari presso il laboratorio di volo Mi-6. Oltre alle pale, la fibra di vetro è stata utilizzata come materiale strutturale nella fabbricazione del longherone stabilizzatore e di alcuni elementi non forzati della struttura della fusoliera.

Uno dei compiti più difficili era la creazione del cambio principale, che avrebbe dovuto trasmettere una potenza superiore a 20 mila CV. Per tutti gli elicotteri Mil, ad eccezione del Mi-1, i riduttori principali sono stati progettati dai progettisti del motore e il Mil Design Bureau ha eseguito solo il layout di contorno. Durante il lavoro sul Mi-26, gli uffici di progettazione della propulsione non sono stati in grado di creare un cambio principale progettato per la massa del Mi-26 impostata dai responsabili del progetto. L'esclusivo cambio principale è stato sviluppato internamente al centro di costo. Sono stati considerati due schemi cinematici: il tradizionale planetario e un fondamentalmente nuovo multi-thread, precedentemente non utilizzato nell'industria degli elicotteri nazionali. Gli studi hanno dimostrato che il secondo schema fornirà significativi guadagni di massa. Di conseguenza, il cambio principale a tre stadi VR-26, che supera il cambio R-7 utilizzato sul Mi-6 in termini di potenza trasmessa quasi due volte, e in termini di coppia in uscita - più di una volta e mezza, si è rivelato più pesante del suo predecessore solo dell'8,5%. Il rapporto di trasmissione del cambio principale era 62,5: 1.

Il telaio del Mi-26 è un triciclo, comprendente un supporto anteriore e due principali, con montanti ammortizzanti a due camere. Un supporto di coda retrattile è stato installato sotto la trave terminale. Per comodità delle operazioni di carico e scarico, il carrello di atterraggio principale è stato dotato di un sistema per modificare l'altezza da terra.

Durante lo sviluppo del Mi-26, è stata prestata particolare attenzione a garantire l'autonomia della base, aumentando l'affidabilità e la facilità d'uso. La presenza di speciali scale, cofani, tombini e portelli ha permesso di effettuare l'assistenza a terra dell'elicottero e dei suoi assemblaggi senza l'uso di strutture aeroportuali speciali.

I progettisti dell'ufficio di progettazione hanno completato la progettazione della maggior parte delle unità e dei sistemi nel 1975. Allo stesso tempo, la commissione statale ha adottato il modello finale dell'elicottero e, in conformità con il decreto del governo, l'officina di assemblaggio del centro di costo ha iniziato a costruire completamente -modelli in scala del Mi-26. V.V.Shutov è stato nominato il nuovo capo progettista responsabile. Il primo esemplare dell'elicottero, assemblato l'anno successivo, è stato sottoposto a ripetuti test statici e vibrazionali. Nell'ottobre 1977, l'assemblaggio del primo modello di volo fu completato prima del previsto e l'ultimo giorno dello stesso mese il trattore portò il primo Mi-26 dall'officina al sito di sviluppo. La messa a punto dell'elicottero carico di zavorra e dei suoi sistemi a terra è proseguita per un mese e mezzo. Montati sulle pale, speciali lembi di carico-mouline hanno permesso di controllare il funzionamento dei motori in tutte le modalità senza un attacco per elicottero. Il 14 dicembre 1977, il pilota collaudatore G.R. Karapetian per la prima volta strappò l'elicottero da terra ed effettuò un test di tre minuti di sistemi e assiemi in aria. Nel febbraio dell'anno successivo, il Mi-26 volò dal sito della fabbrica alla stazione di ricerca di volo MVZ, dove fu presto dimostrato al comando dell'aeronautica militare dell'URSS.

Insieme al pilota dell'azienda G.R. Karapetian, i collaudatori di fabbrica G.V. Alferov e Yu.F. Chapaev hanno preso parte attiva alla messa a punto del nuovo elicottero. I compiti dell'ingegnere capo per i test di volo sono stati eseguiti da V.A. Izakson-Elizarov. A metà del 1979, il programma di test in fabbrica fu completato con successo. I rappresentanti del cliente che vi hanno preso parte hanno dato una conclusione positiva preliminare sulla conformità delle caratteristiche delle prestazioni di volo ottenute con i parametri specificati. La Rostov Helicopter Production Association (RVPO) ha iniziato a padroneggiare la produzione in serie del Mi-26 e il primo prototipo dopo il rilevamento dei difetti e la sostituzione di alcune parti alla fine di ottobre dello stesso anno è stato presentato al cliente per la fase "A " di prove di stato congiunte.

I test di stato del Mi-26 si sono svolti a tempo di record. Ciò era dovuto all'ampio lavoro di ricerca preliminare e sperimentale svolto presso l'impianto. Nella fase "A", i tester hanno affrontato un solo problema: le oscillazioni laterali a bassa frequenza dell'elicottero in alcune modalità di volo.

Lo svantaggio è stato eliminato dopo aver cambiato la parte posteriore delle carenature del cofano. Inoltre, i progettisti hanno installato sul prototipo un nuovo set di pale con un layout aerodinamico migliorato. Nel maggio 1979, il secondo prototipo di volo assemblato nell'impianto pilota della MVZ è entrato nei test di stato, su cui è stato verificato il funzionamento del sistema di sospensione esterno, del trasporto aereo, del sartiame e dell'ormeggio e delle attrezzature sanitarie, nonché il "montaggio" è stato effettuato il posizionamento nel vano di carico di varie unità di combattimento. Nell'aprile 1980, il secondo Mi-26 entrò nell'Air Force Research Institute per l'ultimo secondo stadio "B" dei test congiunti statali e il primo dispositivo fu utilizzato per esercitarsi negli atterraggi in modalità di autorotazione. La modalità di discesa e atterraggio non motorizzata ha causato alcune preoccupazioni tra i tester a causa del peso relativamente basso del rotore principale e dell'elevato carico su di esso, ma l'elicottero ha dimostrato una capacità di atterraggio garantita con motori non operativi.

Durante la fase B non ci sono state brutte sorprese, fatta eccezione per una gomma che una volta è scoppiata. Durante i test di stato, entrambi gli elicotteri hanno effettuato un centinaio di voli e hanno "segnato" oltre 104 ore di volo.

I test di stato terminarono il 26 agosto 1980. Nell'atto finale firmato dal cliente nell'ottobre dello stesso anno, si affermava: "Mezzo esperto (secondo la classificazione militare dell'epoca, il Mi-26 era considerato" medio). ”- Nota dell'autore) superati i test dell'elicottero da trasporto militare Mi- 26 dello stadio congiunto "B" ... Le caratteristiche tecniche, di combattimento e operative di volo corrispondono sostanzialmente alle caratteristiche specificate dalla risoluzione. Il soffitto statico e la massa di carico massima superano quelli specificati dal TTT ... L'elicottero da trasporto militare esperto Mi-26 e i suoi componenti, che hanno ricevuto una valutazione positiva in base ai risultati del test, dovrebbero essere raccomandati per il lancio nella produzione di massa e l'adozione dall'esercito sovietico". Un tentativo degli specialisti americani della compagnia Boeing Vertol, intrapreso contemporaneamente ai costruttori di elicotteri sovietici, di creare un gigante ad ala rotante simile nei parametri al Mi-26 nell'ambito del programma HLH, si è concluso con un fallimento.

Pertanto, l'esperienza dello sviluppo e del test dell'elicottero Mi-26 ha dimostrato che, in primo luogo, lo sviluppo della teoria e della pratica della costruzione di elicotteri consente di ampliare i limiti che limitano la massa massima dell'elicottero; in secondo luogo, maggiore è la mole di lavoro svolta nelle prime fasi di progettazione, maggiore è il successo della fase finale dell'elicottero; e, in terzo luogo, il collaudo di unità, singoli elementi e sistemi negli stand e nei laboratori di volo prima dell'inizio dei voli del nuovo elicottero può ridurre significativamente i tempi per la sua messa a punto e le prove di volo, nonché aumentare la sicurezza. Va notato che questo è stato un esempio della cooperazione di maggior successo e fruttuosa "" MVZ im. ML Mila "" con l'Istituto di ricerca e la direzione dell'Aeronautica.

A metà degli anni '80. l'esperto Mi-26 è stato adattato, in conformità con i risultati dell'uso in combattimento di elicotteri in Afghanistan, con dispositivi di scarico dell'eiettore, nonché un sistema di difesa antiaereo passivo sistemi missilistici... Il primo Mi-26 di serie, costruito presso la Rostov Helicopter Production Association, è decollato il 25 ottobre 1980. Il nuovo elicottero è stato sostituito dalle scorte del Mi-6. In totale, a Rostov sono stati costruiti circa 310 elicotteri Mi-26.

Le consegne di elicotteri Mi-26 per separare i reggimenti di trasporto e combattimento dell'aviazione delle forze di terra, a reggimenti e squadroni di truppe di frontiera sono iniziate nel 1983. Dopo diversi anni di messa a punto, sono diventati macchine affidabili e amate nell'esercito. L'uso dell'elicottero in combattimento è iniziato in Afghanistan. Gli elicotteri che facevano parte del 23° reggimento aereo delle truppe di frontiera venivano utilizzati per trasportare merci, fornire rinforzi ed evacuare i feriti. Non ci sono state perdite in combattimento. Il Mi-26 ha preso parte a quasi tutti i conflitti armati nel Caucaso, comprese due guerre "cecene". In particolare, è stato sul Mi-26 che è stata effettuata la consegna operativa delle truppe e il loro ridispiegamento durante le battaglie in Daghestan nel 1999. Oltre all'aviazione e all'aviazione dell'esercito, le truppe di frontiera Mi-26 sono entrate nelle unità aeree di il Ministero degli Interni russo in quel momento. Ovunque l'elicottero si è rivelato una macchina estremamente affidabile e spesso insostituibile.

Trovato l'uso del Mi-26 nella lotta contro gli incendi e durante i disastri naturali. Nel 1986, gli elicotteri furono utilizzati per liquidare le conseguenze dell'incidente nella centrale nucleare di Chernobolsk. Data la gravità della situazione, i progettisti hanno sviluppato e attrezzato la modifica corrispondente in soli tre giorni. I piloti del Mi-26 hanno lanciato decine di migliaia di tonnellate di liquidi speciali e altri materiali protettivi dai loro camion pesanti sul reattore mortale e sull'area contaminata.

Aeroflot ha iniziato a ricevere i Mi-26 nel 1986. La Tyumen Aviation Enterprise è stata la prima a riceverli. Fu durante lo sviluppo dei giacimenti di gas e petrolio nella Siberia occidentale che gli autocarri pesanti di Rostov furono particolarmente utili. Particolarmente richieste erano le capacità uniche di assemblaggio della gru della macchina. Solo su di esso possono essere trasportate e installate merci fino a 20 tonnellate direttamente nel luogo di operazione.

I Mi-26 russi e ucraini hanno avuto la possibilità di partecipare alle missioni di pace delle Nazioni Unite. Hanno lavorato nel territorio dell'ex Jugoslavia, Somalia, Cambogia, Indonesia, ecc. Grazie alla loro capacità di carico unica, gli autocarri pesanti Rostov sono molto richiesti all'estero. Lì, negli ultimi dieci anni, sono stati operati sia da compagnie aeree nazionali sia da compagnie aeree straniere che hanno noleggiato elicotteri a noleggio o in leasing. Una delle società che affittano il Mi-26T è la società cipriota Nutshell. Il gigante dell'aria che ne fa parte ha spento gli incendi, trasportato merci, ha agito sotto gli auspici delle Nazioni Unite come peacekeeper a Timor orientale. Mi-26T ha eseguito in Germania e in altri paesi europei il trasporto di carichi pesanti ingombranti, lavori di costruzione e installazione durante la costruzione di linee elettriche, strutture di antenne, ricostruzione e costruzione di impianti industriali, estinzione di incendi boschivi e urbani.

Nel 2002, il Mi-26 della compagnia aerea russa "Vertical-T" ha fornito assistenza anche alle forze armate statunitensi. La portaerei ha portato l'elicottero Chinook Boeing-Vertol CH-47 abbattuto, il più pesante aereo ad ala rotante dell'aviazione dell'esercito americano, dalle regioni difficili da raggiungere dell'Afghanistan alla base americana di Bagram. I ricchi americani sono molto sensibili al salvataggio e al salvataggio dei loro velivoli ad ala rotante.

I velivoli pesanti ad ala rotante sono attualmente utilizzati con successo per scopi civili e militari sia nel nostro paese che all'estero. Sono utilizzati per la consegna di aiuti umanitari, l'evacuazione dei profughi, il trasporto di merci e attrezzature, per lavori di gru e montaggio, durante la costruzione di ponti, al montaggio equipaggiamento pesante imprese industriali, durante la costruzione di impianti di perforazione, elettrodotti, navi di scarico in rada esterna e molti altri tipi di lavoro, sia in aree ordinarie che difficili da raggiungere.

Dopo la dimostrazione del Mi-26 al salone aereo di Le Bourget nel 1981, i clienti stranieri si interessarono all'elicottero più grande al mondo per il sollevamento di carichi. Le prime quattro copie del gigante aereo sono state acquistate dall'India. Dopo il crollo dell'Unione Sovietica, i veicoli pesanti sono finiti, oltre alle forze armate russe, negli eserciti dei paesi della CSI. Sono inoltre gestiti da Corea del Nord (due elicotteri), Corea del Sud (uno), Malesia (due), Perù (tre), Messico (due), Grecia e Cipro. Nel 2005, il Venezuela ha ordinato il Mi-26. L'ulteriore espansione dell'uso del Mi-26, sia nel nostro paese che all'estero, è facilitata dalla sua ricevuta nel 1995. certificato di aeronavigabilità nazionale.

Bene, ora passiamo direttamente all'analisi dei partecipanti alla gara indiana.

Non molto tempo fa, dall'India è arrivata la notizia dell'esito di una gara d'appalto per l'acquisto di un elicottero d'attacco. Quella gara è stata vinta dall'americano Boeing AH-64D, che ha superato il russo Mi-28N in una serie di caratteristiche. Ora ci sono nuove informazioni sullo svolgimento di un'altra gara riguardante la fornitura di elicotteri, e ancora una volta la situazione potrebbe essere spiacevole per la Russia. Ma prima le cose principali.

Domenica scorsa, l'edizione indiana del Times Of India ha pubblicato informazioni sull'imminente completamento della competizione, il cui scopo è quello di acquistare una dozzina di elicotteri da trasporto pesante da parte dell'aeronautica indiana. I principali concorrenti durante queste "competizioni" erano gli elicotteri Boeing CH-47 Chinook e Mi-26T2. Pur appartenendo alla stessa classe, queste macchine differiscono notevolmente nelle loro caratteristiche. Prima di tutto, vale la pena ricordare il carico utile di questi elicotteri. L'elicottero americano CH-47 delle ultime modifiche può sollevare in aria carichi di oltre dodici tonnellate e per il Mi-26T2 russo questo parametro è di 20 mila chilogrammi. Pertanto, le caratteristiche di entrambi gli elicotteri possono suggerire in modo trasparente il risultato della competizione.

Tuttavia, il Times Of India ha fornito una notizia completamente inaspettata. Con riferimento a una fonte del ministero della Difesa indiano, la pubblicazione scrive che il vincitore è già stato scelto, e questa non è un'auto russa. La fonte ha indicato il minor costo dell'elicottero americano come il motivo principale di questa scelta. Inoltre, i giornalisti indiani hanno menzionato una certa superiorità tecnica del Chinook. Un messaggio del genere sembra almeno strano. Fino ad ora, tutte le competizioni con la partecipazione di elicotteri Mi-26 di diverse modifiche si sono concluse allo stesso modo: la firma di un contratto con la Russia. Ora si sostiene che Elicottero russo non solo non ha vinto la competizione, ma per qualche motivo è diventato peggio degli elicotteri americani macchine, che è nettamente diverso da lui. Cerchiamo di capire la situazione attuale.

Prima di tutto, vale la pena soffermarsi sulle caratteristiche tecniche. Come già accennato, l'elicottero russo ha un grande carico utile. Inoltre, secondo questo parametro, nessun elicottero al mondo può competere con il Mi-26. La capacità di carico record è supportata dalle dimensioni del vano di carico: 12x3,25x3 metri (circa 117 metri cubi). La stiva CH-47, a sua volta, è notevolmente più piccola: 9,2x2,5x2 metri (circa 45 metri cubi). Non è difficile indovinare quale elicottero sarà in grado di trasportare più peso e carico volumetrico. In termini di capacità di carico, possiamo ricordare due casi in cui gli elicotteri russi Mi-26 hanno eliminato i CH-47 danneggiati dall'Afghanistan. Inoltre, il normale peso al decollo degli elicotteri americani è solo di un paio di tonnellate superiore al carico utile massimo del Mi-26 russo. Per quanto riguarda i dati di volo, poi velocità e la portata del Mi-26 e del CH-47 sono approssimativamente uguali. Quindi, in termini tecnici, vince chiaramente l'elicottero russo. Naturalmente, a condizione che il cliente abbia bisogno di un'auto con una capacità di carico di due dozzine di tonnellate. A giudicare dai termini di riferimento iniziali della competizione, l'Indian Air Force vuole ottenere proprio questi elicotteri.

Passiamo al lato finanziario della questione. Secondo fonti aperte, gli elicotteri CH-47 modificati in ritardo costano ai clienti stranieri circa $ 30 milioni ciascuno. Non ci sono tali informazioni sul Mi-26T2, ma i precedenti elicotteri di questo modello non costavano più di 25 milioni. In altre parole, anche con un cambiamento significativo nella composizione dell'attrezzatura, motori eccetera. l'elicottero russo della nuova modifica risulta essere, almeno, non più costoso di quello americano. Forse, nel calcolare le sfumature economiche, il comitato di gara indiano ha tenuto conto non solo del prezzo degli elicotteri, ma anche dei costi di manutenzione. Tuttavia, questo argomento non sembra del tutto corretto a causa della migliore capacità di carico del Mi-26T2. È abbastanza ovvio che un grande carico utile costerà all'operatore un importo adeguato. Qui il ragionamento torna nuovamente alle condizioni tecniche della competizione, in cui è stata esplicitata la capacità di carico di 20 tonnellate. Perché, ci si chiede, includere un tale requisito se semplicemente si è dispiaciuti per i soldi per acquistare gli elicotteri che lo soddisfano?

Tuttavia, le informazioni più interessanti che possono far luce sui risultati della competizione indiana sono arrivate da RIA Novosti. L'agenzia di stampa russa fa riferimento anche a una fonte anonima, questa volta vicina alla nostra industria della difesa. Nonostante il suo anonimato, questa persona ha condiviso informazioni abbastanza ovvie e attese. La fonte Novosti afferma che i costruttori di elicotteri russi non hanno ancora ricevuto alcuna notifica ufficiale dell'esito della competizione indiana. Forse la fonte di RIA Novosti, per qualche motivo, non ha le informazioni adeguate, ma una serie di cose ci permettono di riconoscere la correttezza delle sue parole. La decisione del comitato di gara, come sempre accade, sarà immediatamente annunciata e diffusa dai media. E al momento abbiamo informazioni solo da fonti anonime non ufficiali. Prima di tutto, una persona anonima del Ministero della Difesa indiano è sospetta. Il fatto è che l'affermazione accettata come vera sulla vittoria di CH-47 solleva troppi dubbi e domande, sia tecniche che economiche. La fonte della russa RIA Novosti, a sua volta, ha condiviso informazioni che non contraddicono ovviamente la logica e una serie di altri fatti.

Così, allo stato attuale, la notizia sui risultati della gara per la fornitura di un elicottero da trasporto pesante per l'aeronautica militare indiana dovrebbe essere riconosciuta come un rumor, almeno non avendo conferma ufficiale. Allo stesso tempo, fino all'annuncio dei risultati della gara da parte della commissione del Ministero della Difesa indiano, la questione del vincitore resta aperta. In una situazione del genere, vale la pena aspettare la fine dei lavori della commissione per la concorrenza e verificare con la realtà i tuoi sospetti sull'una o sull'altra fonte anonima.