ვერტმფრენის ტარების დანადგარის ცენტრიდანული ძალის გაანგარიშება. ძირითადი როტორის აეროდინამიკის საფუძვლები. პროპელერის დიზაინი

ზომა: px

დაიწყეთ ჩვენება გვერდიდან:

Ტრანსკრიფცია

1 UDC: V.A. გრეივორონსკი, ა.გ. გრებენიკოვი I.N. შეპელი, T.A. გამანუხა ვერტმფრენის როტორული დანაკის გასწვრივ ნორმალური აეროდინამიკური ძალების გაანგარიშების სავარაუდო მეთოდი. არა ჟუკოვსკი "KhAI" ირიბი მონაკვეთების ჰიპოთეზის საფუძველზე განიხილება კითხვები როტორის პირების გასწვრივ განაწილებული ძალისხმევის განსაზღვრის შესახებ, შეკუმშვისა და არასტაბილურობის გათვალისწინებით. საკვანძო სიტყვები: დანა, როტორი, ვერტმფრენი. ჰორიზონტალურ ფრენაში მთავარი როტორის გარშემო ნაკადის მახასიათებელია ცვლადი სიჩქარეების, სრიალის კუთხეების და ძირითადი როტორის დანა (HB) ელემენტების თავდასხმის კუთხეები. გადამზიდავი ხაზის სქემის გამოყენება, აგრეთვე ნაკადის დაშლა განივი და გრძივი სახით ბრტყელი მონაკვეთების ჰიპოთეზის გამოსაყენებლად, შესაძლებელია ფრენის ჰორიზონტალური სიჩქარით არა უმეტეს 8 მ / წმ. ლეღვი ნაჩვენებია დისკის უკანა ნაწილში მდებარე დისკის დიაპაზონი μ =, 46, საიდანაც გამომდინარეობს, რომ დანის გასწვრივ მოცურების კუთხეები მნიშვნელოვნად იცვლება. ნახ. ნაკადის სპექტრი როტორის გარშემო დანის დინამიკა როტორის ირგვლივ რადიუსისა და აზიმუტის გასწვრივ ფრენის დაბალი სიჩქარით ნაჩვენებია ნახ. A- ში, მაღალი სიჩქარით ნახ. B- ში. დანის მონაკვეთების მოცურების კუთხეები განსხვავდება 5 -ჯერ მეტს. a Fig .. ნაკადის სიჩქარის ველები ძირითადი როტორის დანა ბ -ის ირგვლივ b 78

2 მაგიდა დანის ნაკადის მოცურების კუთხეები სიდიდის რადიუსებზე, 5 და, 9 აზიმუტებზე სხვადასხვა ფრენის სიჩქარისთვის და 8 წარმოდგენილია. მაგიდა. ნაკადის დახრის კუთხეები ფარდობით რადიუსებში V, კმ / სთ რ =, 5 რ =, ფრენის ჰორიზონტალური სიჩქარის ზრდასთან ერთად იზრდება საპირისპირო დინების ზონის გავლენაც, სადაც სრიალიც მნიშვნელოვანია. თუ სიჩქარემდე μ =, 4 საპირისპირო ნაკადის ზონა მნიშვნელოვნად არ ცვლის ძალებისა და მომენტების სიდიდეს, მაშინ მაღალი სიჩქარით მისი გავლენა უნდა იქნას გათვალისწინებული. უკანა დინების ზონის რადიუსის ყველაზე დიდი მნიშვნელობა დანის კონტროლის გათვალისწინების გარეშე შეესაბამება ასიმუტს ψ = 7 და უდრის r μ. ამრიგად, დანის მონაკვეთი ირგვლივ მიედინება ნაკადის გარშემო, რომელიც მუდმივად იცვლება მიმართულებით და მასშტაბით. ეს გარემოება იწვევს დანა ნაწილის მახასიათებლების გამოთვლის საჭიროებას მთლიანი სიჩქარით შესაბამისი რადიუსით, შეკუმშვისა და არასტაციონალურობის გათვალისწინებით. მონაკვეთის მთლიანი სიჩქარე განისაზღვრება დანის ბრუნვით, ვერტმფრენის მოძრაობით, დანის მოძრავი მოძრაობით, პროპელერზე ინდუქციური ნაკადებით, ასევე დანაყრის გასწვრივ გრძივი ცენტრიდანული მოძრაობით. ცენტრიდანული ნაკადი ხდება სასაზღვრო ფენის გამო. როგორც ნაჩვენებია რიცხვითი გათვლებით, ეს ნაკადი არ ახდენს მნიშვნელოვან გავლენას დანის ირგვლივ. ლეღვი 3 გვიჩვენებს ლამინარული და ტურბულენტური სასაზღვრო ფენების დიაგრამებს. ტურბულენტური სასაზღვრო ფენით რადიალური ნაკადი პრაქტიკულად არ არსებობს მნიშვნელოვანი ტანგენციალური ძალების გამო. X კოორდინატი განსაზღვრავს წერტილს აკორდის გასწვრივ დაკავშირებული სისტემაკოორდინატები. მაგალითად, x =, 5 მ და ω მნიშვნელობით = 5 რადი / წმ, ლამინარულ რეჟიმში ცენტრიდანული ძალის მაქსიმალური სიჩქარეა Vr = .4 მ / წმ, ხოლო ტურბულენტურ რეჟიმში, რაც უფრო სავარაუდოა , ის ათჯერ ნაკლებია, ე.ი ამ ნაკადის იგნორირება შესაძლებელია. ბრინჯი 3. რადიალური სიჩქარის განაწილება სასაზღვრო ფენაში: ტურბულენტური PS, ლამინირებული PS 79

3 სასაზღვრო ფენაში რადიალური ნაკადის მიზეზი ასევე შეიძლება იყოს წნევის განაწილება დანაზე. ამან შეიძლება გამოიწვიოს მძიმედ დატვირთული პროპელერების აეროდინამიკური დატვირთვის გადანაწილება. კინემატიკური პარამეტრების განსაზღვრის საბაზო სიბრტყე არის ხრახნის ბრუნვის დიზაინის სიბრტყე (სურ. 4). ბრინჯი 4. როტორის ბრუნვის დიზაინის სიბრტყეზე დანის ირგვლივ ნაკადის კინემატიკა დანის კვეთის სიჩქარის კინემატიკური დიაგრამა ნაჩვენებია ნახ. 5. ნახ. 5. დანის მონაკვეთის სიჩქარის სამკუთხედი ბრუნვის კონსტრუქციულ სიბრტყეში რადიუსი r განისაზღვრება გამოთქმით W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) =. () ფარდობითი სიჩქარის ვერტიკალური კომპონენტი V y = λ r β. () შემდეგ მთლიანი ფარდობითი სიჩქარე მონაკვეთში (μ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) + λ + r β λ β = r ამ გამონათქვამებში მიღებული ფარდობითი პარამეტრებია მიღებული: μ = V cos (α); λ = V ცოდვა (α) + υ; β = ცოდვა (ψ) b cos (ψ). y- ში (3) დონის ფრენისას, შედარებითი ინდუქციური სიჩქარეები (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

დანის 5 დეფორმაცია და განსაკუთრებით პროფილის ცვლილების უბნებში და საპირისპირო ნაკადის ზონაში. დანის მონაკვეთი განისაზღვრება ადგილობრივი ნაკადებით, რომლებიც განიხილება წელის მონაკვეთზე სწორხაზოვნად და ნორმალური მონაკვეთიდან გადახრილია ერთი მიმართულებით ან მეორე კუთხით δ (ცხრილი). ცვლილება χ და δ აზიმუთ ψ, რდ გამოხატვა χ, rad δ, rad r cos (ψ) arctan μ + υ + r ცოდვა (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 >კუდიდან. თანამედროვე შვეულმფრენებისთვის, დროთა განმავლობაში სექციებში შეტევის სიჩქარისა და კუთხის ცვლილებები დიდ მნიშვნელობებს აღწევს: V & ma> m / s, & α ma> ± o / s. ეს იწვევს ყველა აეროდინამიკური პარამეტრის არასტაციონალურ ცვლილებას; არის ავარიის შეფერხება. ვერტმფრენის მოძრაობა მნიშვნელოვნად განსხვავდება წინასწარ განსაზღვრული სტაციონარული მახასიათებლებისგან. აეროდინამიკური კოეფიციენტები დროის განსაზღვრულ მომენტში განისაზღვრება არა მხოლოდ დროის მოცემულ მომენტში შეტევის სიჩქარისა და კუთხის მნიშვნელობებით, არამედ წინა დროში მათი ცვლილების პროცესით. ბუნებრივია, დროის უფრო შორეული მომენტები უფრო სუსტ გავლენას მოახდენს ამ პროცესზე. დამოკიდებულების ბუნებას α & = f (t) და V & = f (t) ასევე აქვს მნიშვნელოვანი გავლენა. საკმაოდ სამართლიანი 8

6 არ არსებობს დამოკიდებულებები ამ საკითხზე, მაგრამ არსებობს გარკვეული ექსპერიმენტული დამოკიდებულებები, რომლებიც საშუალებას გვაძლევს გავითვალისწინოთ ეს ფენომენი. კერძოდ, ნაშრომი აღწერს ექსპერიმენტული მონაცემების მიახლოების მეთოდს სამი პარამეტრით, რაც განსაზღვრავს შეტევის კუთხის ცვლილების ბუნებას, რაც შესაძლებელს ხდის მიღებული შედეგების სხვა პირობებში გადატანას. ამ ნაშრომის მონაცემები გამოყენებულ იქნა პროფილის ნორმალური ძალის კოეფიციენტის დასადგენად ნორმალურ მონაკვეთებში და ნაკადების გასწვრივ. გარდა ამისა, ნორმალური ძალის კოეფიციენტი გასწორდა მონაკვეთის ფარდობითი სისქისა და შეკუმშვის მიხედვით. წინასწარი გაანგარიშების პროცესში, დანა ნაწილებში კინემატიკური პარამეტრები განისაზღვრა ზემოაღნიშნული დამოკიდებულებების შესაბამისად. როგორც პირველადი გეომეტრიული, კინემატიკური და ბალანსირებული პარამეტრების ვერტმფრენი Mi- მიიღება: C =,; ω = 5.8 / წ; a = 4.7; a = 5.7; in = ,; T V =, 35; D =, 7; k =, 4; ϕ 7 = 4. ლეღვი 6 გვიჩვენებს კინემატიკურ პარამეტრებს აზიმუტში W და W P მეშვიდე განყოფილებაში, ასევე α და α შეტევის კუთხეებს და პირობითად დაუბრკოლებელი ნაკადის δ და χ კუთხეებს. w w P α ep 5 α e 6 e HB ep 3 8 w α e 8 w P α ep Ψ ნახ. 6. დანის მონაკვეთის კინემატიკური პარამეტრები განყოფილებაში "7" დახრილი მონაკვეთების ჰიპოთეზაზე; ქვეპუნქტი "p" აღნიშნავს პარამეტრებს ნორმალური მონაკვეთების ჰიპოთეზის მიხედვით. W და W P ნაწილების საერთო სიჩქარე პრაქტიკულად იცვლება 1 -ლი ჰარმონიკის მიხედვით. ბუნებრივია, ყველა აზიმუტზე, მთლიანი სიჩქარე W აღემატება W P სიჩქარეს, ხოლო ნაკადის გასწვრივ შეტევის კუთხე ნაკლებია, ვიდრე შეტევის კუთხე ნორმალურ მონაკვეთში. მთლიანი ნაკადის δ და χ ორიენტაციის კუთხეები, რომლებიც უფრო მგრძნობიარეა პირების მოძრაობის მიმართ, მნიშვნელოვნად განსხვავდება მარტივი ჰარმონიული ცვლილებისგან. ლეღვი 7 გვიჩვენებს კუთხის და ხაზოვანი აჩქარების ცვლილებას განყოფილებაში "7". გაანგარიშების კონკრეტული შემთხვევისთვის α & პრაქტიკულად მერყეობს 83 დიაპაზონში

7 + - / წ. ეს ცვლილება ახლოსაა პირველ ჰარმონიასთან. წრფივი აჩქარება W & დიაპაზონში + - m / s. შეტევის კუთხისა და მთლიანი სიჩქარის მნიშვნელოვანი ცვლილების მითითებული გარემოებები არის აეროდინამიკური მახასიათებლების არასტაციონალურობის მიზეზი. სამწუხაროდ, აეროდინამიკურ შესრულებაზე ამ ორი ფაქტორის ცალკეული გავლენა შესწავლილი არ არის. ლეღვი 7 გვიჩვენებს ნორმალური ნაკადის დატვირთვის ცვლილებას დახრილი მონაკვეთების ჰიპოთეზის მიხედვით და ნორმალური 5 ẇ p α. P. ẇ α p ნახ. 7. აზიმუტში ნორმალური ძალის შეცვლა "7" განყოფილებაში; ქვეპუნქტი "p" აღნიშნავს პარამეტრებს ჰიპოთეზის W & და α & კუთხის და ხაზოვანი აჩქარების მიხედვით Ψ ეს მონაცემები მიღებულია შეტევის კუთხის არასტაციონალურობის გათვალისწინებით. დახრილი მონაკვეთების ჰიპოთეზის მიხედვით დატვირთვა გარკვეულწილად უფრო მაღალია, ვიდრე ნორმალური მონაკვეთების ჰიპოთეზის მიხედვით, განსაკუთრებით უკან დახევის დანა ზონაში n ψ = ψ = 3 ψ = n ψ = ნახ. 8. რადიუსში წრფივი დატვირთვის ცვლილება აზიმუტის ψ = 3 და 84 -ისთვის

8 რადიუსში წრფივი დატვირთვის ცვლილება აზიმუტის ψ = 3 -ზე და ნაჩვენებია ნახ. 8. აზიმუტის ψ = 3 -ისთვის, ნორმალური დატვირთვა გაანგარიშების ორივე ვარიანტისთვის პრაქტიკულად ერთნაირია. აზიმუტზე ψ = ნორმალური დატვირთვა "დახრილი" მონაკვეთების ჰიპოთეზის მიხედვით უფრო მაღალია ვიდრე ნორმალური მონაკვეთების ჰიპოთეზის მიხედვით. ეს გამოწვეულია ხაზოვანი დატვირთვაზე სიჩქარისა და შეტევის კუთხის ცვლილებების ერთდროული ეფექტის გამო. ბიბლიოგრაფია. როტორის მთავარი თეორია. [ტექსტი] ედ. ა.კ. მარტინოვა, მ.: მექანიკური ინჟინერია, 973. გვ .. მიხეევი ს.ვ., ანიკინ ვ.ხ., სვირიდენკო ი.ნ., კოლომენსკი დ.ს. როტორების აეროდინამიკური მახასიათებლების მოდელირების მეთოდების შემუშავების მიმართულება. [ტექსტი] // VI ფორუმის მასალები Ros VO. მ., 4.5 გვ. 3. შაიდაკოვი, ვ.ი. დისკის მორევის თეორია როტორის შესახებ დისკზე მუდმივი დატვირთვით. [ტექსტი] / V.I. შაიდაკოვი // შვეულმფრენების დიზაინი: ტექნიკა. შაბ. სამეცნიერო. ტრ. // MAI, არა 38, მ., გვ. 4. TsAGI სამეცნიერო საქმიანობის ძირითადი ეტაპები, / მ., ფიზმატლიტი, გვ. 5. ბასკინი, V.E. ძირითადი როტორული დანა დანაყოფის ნორმალური ძალა დინამიური შეფერხების დროს. [ტექსტი] / V.E. ბასკინი, ვ.რ. ლიპატოვი // ცაგის შრომები, ტ. 865, გვ 6. Graivoronskiy, V.A. ვერტმფრენის ფრენის დინამიკა. [ტექსტი]: სახელმძღვანელო. სახელმძღვანელო / V.A. გრეივორონსკი, ვ.ა. ზახარენკო, ვ.ვ. ჩმოვჟი. X.: ნატ კოსმოსური un-t მათ. არა ჟუკოვსკი ხაი, 4. 8 გვ. 7. ფოგარტი, ლ. ლამინირებული სასაზღვრო ფენა მბრუნავ დანაზე. / J. aeronaut Sei., ტ. 8, არა 3, 95. რედაქტორებმა მიიღეს Approaches მეთოდის ნორმალური აეროდინამიკური ჭიების, ყვავილოვანი ჭიების, უგვანო გვენტის, შვეულმფრენის ჩვეულებრივი აეროდინამიკური ძალისხმევის გაანგარიშების სავარაუდო მეთოდი, რომელიც გადანაწილებულია ვერტმფრენის როტორ პირებზე. ირიბი განივი მონაკვეთების ჰიპოთეზის საფუძველზე განიხილება კითხვები განმსაზღვრელი ძალისხმევის შესახებ, რომლებიც გადანაწილებულია როტორის პირებზე შეკუმშვით და არასტაბილურობით. საკვანძო სიტყვები: დანა, როტორი, შვეულმფრენი. 85

მასალები MAI. გამოცემა 92 UDC 629.735.45 www.mai.ru/science/trud/ კუდის როტორის ხრახნების მახასიათებლების გამოთვლების შესწავლა სხვადასხვა შემავსებელი მნიშვნელობებით hover რეჟიმში ვერტმფრენის ბრუნვისას V.A.

UDC 69.7.07 V.P. ცინჩენკო ისრის ფორმის დანის წვერის გავლენა მთავარი როტორის აეროდინამიკურ მახასიათებლებზე მაღალი ვერტმფრენის ფრენის სიჩქარეზე კვლევითი და წარმოების ასოციაცია "AVIA"

UDC 568 VV ტიურევი, VA ტარანენკო ჰაერის ნაკადის თავისებურებების გამოძიება არასტაბილური მოძრაობის დროს NE ჟუკოვსკის სახელობის NE ჟუკოვსკის "KAI"

UDC 69.735.45.015.3 (075.8) V.P. Zinchenko გამოთვლა დანაკარგების დაკარგვის შედეგად აფეთქება ვერტმფრენის airframe ძირითადი rotor in hover რეჟიმში კვლევისა და წარმოების ასოციაცია "ავია" Hover და ვერტიკალური ზრდის რეჟიმები

ელექტრონული ჟურნალი "Trudy MAI". გამოცემა 45 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 ვერტმფრენის მთავარი როტორის "მორევის რგოლის" რეჟიმების რიცხვითი მოდელირება. მაკეევი პ.ვ., შომოვი ა.ი. Ანოტაცია. დახმარებით

მასალები MAI. გამოცემა 87 UDC 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ როტორის ვიბრაციის გადატვირთვის გამოთვლითი კვლევები, რომლებიც გამოწვეულია ბიძგის ძალის პულსაციით, მორევის თეორიაზე დაყრდნობით Animitsa V.A. *, Borisov E.A. *,

ცაგის სამეცნიერო შენიშვნები ტომი XXXX 2009 1 UDC 629.735.015.3.035.62 UDC გავლენა ხანგრძლივ ვორტექსზე გაიღვიძებს ახორციელებს საფეხურზე ახლო საავტომობილო გზის R. M. MIRGAZOV ვ.

UDC 69.735.0168.519.673 (045) A.I. ჟდანოვი, ე.პ. უდარცევი, ა.ი. შვეცი, ა.გ. Shcherbonos თვითმფრინავების ფრენის დინამიკის სიმულაცია არასტაციონალურ მოძრაობაში ეროვნული საავიაციო უნივერსიტეტი შესავალი განმარტება

ცენტრალური აეროჰიდროდინამიკური ინსტიტუტი პროფ. არა ჟუკოვსკი ბალანსირების გავლენის შესახებ გადამზიდავი ხრახნის აკუსტიკურ მახასიათებლებზე B.S. კრიტსკი, რ.მ. მირგაზოვის მეექვსე ყოვლისმომცველი რუსული კონფერენცია

თემა 3. პროპელერების აეროდინამიკის თავისებურებები პროპელერი არის დანა პროპელერი, რომელსაც ამოძრავებს ძრავა და შექმნილია ბიძგის წარმოსაქმნელად. იგი გამოიყენება თვითმფრინავებზე

ელექტრონული ჟურნალი "Trudy MAI". გამოცემა 38 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 პროგრამული პაკეტი მთავარი და კუდიანი როტორული შვეულმფრენების აეროდინამიკური მახასიათებლების გამოსათვლელად არალინარული საფუძველზე

ელექტრონული ჟურნალი "Trudy MAI". ნომერი 69 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 ვერტმფრენის მთავარ და კუდის როტორს შორის ჩარევის რიცხვითი მოდელირება ჰორიზონტალური მოცურების ფრენის რეჟიმში

CH E N Y E Z A P I S K I C A G და T o m X L I I UDC 53.56. ნაკადი თხელი ფრთის წინა კიდის მეზობლად ძლიერი ურთიერთობის რეჟიმში G. N. DUDIN A. V. LEDOVSKY

მასალები MAI. გამოცემა 95 http://trudymai.ru/ UDC 629.735.45.015 ძირითადი როტორის მუშაობის თავისებურებების ანალიზი ჰორიზონტალური სახსრების ნეგატიური გადახრით Borisov E.A. *, Leontiev V.A. **, Novak V.N. *** Central

UDC 629.7.016.7 P.I. მოცარი, ვ.ა. უდოვენკო დანის მონაკვეთების თავდასხმის კუთხეების გაანგარიშება და როტორის აეროდინამიკური მახასიათებლები, იცის მორევის ფენის ინტენსივობის განაწილება, დისკრეტული მორევის მეთოდის ფარგლებში

15.1.2. კონვექტიური სითბოს გადაცემა მილსადენებსა და არხებში სითხის იძულებითი მოძრაობისას

2014 წლის სამეცნიერო ბიულეტენი MSTU GA 200 UDC 534.83: 629.735.45 დისლოკაციის კვლევითი ხმაური შორეულ ველზე V.A. გოლოვკინი, ბ. ს. კრიტსკი, რ. მ. მირგაზოვი კვლევის შედეგები წარმოდგენილია.

8 UDC 69.7.06: 69.7.018 ე.დ. კოვალევი, კანდი. ტექნიკური მეცნიერებები, P.I. მოცარი, ვ.ა. უდოვენკო, კანდი. ტექნიკური მეცნიერებათა მათემატიკური მოდელები ელიკოპტერის ფრენის დინამიკის სიმულაციისათვის კომპლექსურ სიმულატორზე სპეციალურ და კრიტიკულ

ელექტრონული ჟურნალი "Trudy MAI" Issue 55 wwwrusenetrud UDC 69735335 ურთიერთობები როლის ბრუნვის წარმოებულებთან და ფრთა MAW გოლოვკინის რეფერატი ვექტორის გამოყენებით

ღია საინფორმაციო და კომპიუტერული ინტეგრირებული ტექნოლოგიები 66, 4 UDC 69.75.45, 5.5 (75.8) A.G. Dibir, A.A.

ექსპერიმენტული ცნობები XLIV 2 0 1 3 5 UDC 629.735.45.015.4 ჰელიკოპტერის მიწათმოქმედების მახასიათებლების შესწავლა სანქციურ შასისზე ფრენის ექსპერიმენტის შედეგებზე, ს. ა. ალიმოვთან ერთად. ა.

ჰიდრომექანიკის მოდული 1 1. სითხის თვისებები. 2. ჰიდრომექანიკის გარე და შიდა პრობლემა. 3. მასობრივი და ზედაპირული ძალები. 4. მასობრივი ძალების პოტენციალი. 5. ჰიდროდინამიკის მთავარი ვექტორი და მთავარი მომენტი

MIPT პროცედურები. 2014. ტომი 6, 1 A. M. Gaifullin et al. 101 UDC 532.527 A. M. Gaifullin 1.2, G. G. Sudakov 1, A. V. Voevodin 1, V. G. Sudakov 1.2, Yu N. Sviridenko 1,2, A. S. Petrov 1 1 Central aerohydrodynamic

74 გამოყენებული მექანიკა და ტექნიკური ფიზიკა 11 T 5, N-3

ირკუტსკის რეგიონის განათლების სამინისტრო სახელმწიფო ბიუჯეტის პროფესიონალი საგანმანათლებლო დაწესებულებისირკუტსკის რეგიონი "ირკუტსკის საავიაციო კოლეჯი" "დამტკიცებულია" მოადგილე. SD GBPOUIO– ს დირექტორი

UD 5394: 62972 ვერტმფრენის მთავარი მბრუნავი დანა დაღლილობის სიძლიერეზე ქარის ტვირთის მოქმედებით AI Bratukhina

შინაარსი 3 წინასიტყვაობა ... 11 თავი I შესავალი 1. აეროდინამიკის საგანი. აეროდინამიკის განვითარების ისტორიის მოკლე მიმოხილვა ... 13 2. აეროდინამიკის გამოყენება საავიაციო და სარაკეტო ტექნოლოგიებში ... 21 3. ძირითადი

MIPT– ის 148 პროცედურა. 2012. ტომი 4, 2 UDC 533.6.011.35 T. Ch. Wu 1, V. V. Vyshinsky 1,2, N. T. Dang 3 1 Moscow Institute of Physics and Technology Institute (State University) 2 Central Aerohydrodynamic

UDC 533.6.011 მბრუნავი თვითმფრინავების ირგვლივ გამოყოფილი და უწყვეტი ნაკადის პროცესების მათემატიკური მოდელირება # 05, 2012 წლის მაისი ტიხონოვა ი.ვ. სტუდენტი, სარაკეტო ფრენის დინამიკისა და კონტროლის განყოფილება

გამოყენებითი მექანიკა და ტექნიკური ფიზიკა. 28. ტომი 49, N- 6 99 UDC 533.692 ფრთების პროფილების კონსტრუქცია, აშკარად ჩამოფრინდა კომპრესიულ ნაკადზე თავდასხმის კუთხეების სპეციფიკურ დიაპაზონში O.S. დუნაევა, ნ. ბ. ილინსკი

ღია საინფორმაციო და კომპიუტერული ინტეგრირებული ტექნოლოგიები 62, 203 UDC 532.582.2 V.A. ზახარენკო მიედინება საჰაერო ხომალდის გისოსის გარშემო შეტევის მაღალი და დაბალი კუთხით ეროვნული საჰაერო კოსმოსური უნივერსიტეტი

ღია საინფორმაციო და კომპიუტერული ინტეგრირებული ტექნოლოგიები 44, 009 UDC 533.68 Т.А. გამანუხა, ა.გ. გრებენიკოვი, ვ.ვ. ტიურევის მეთოდი სატრანსპორტო თვითმფრინავზე მოქმედი აეროდინამიკური მომენტების განსაზღვრისათვის

რუსეთის ფედერაციის განათლებისა და მეცნიერების სამინისტრო ფედერალური სახელმწიფო უმაღლესი ავტონომიური საგანმანათლებლო დაწესებულება პროფესიული განათლება"ყაზანის (ვოლგის რეგიონი) ფედერალური უნივერსიტეტი" მათემატიკის ინსტიტუტი

ჩელიაბინსკის ამბები სამეცნიერო ცენტრი, არა 3 (33), 26 მანქანების მშენებლობის პრობლემა UDC 621.9 გაანგარიშება ჭრის ფენის სისქეს, როდესაც დაფარავს სივრცით რთულ ზედაპირებს, რომლებსაც აქვთ ნაბიჯი

HELIOGEOPHYSICAL HESEARCH 2015 GEOPHYSICAL RISKS STUDIES OF THE GEOPHYSICAL RISK UDC 551.508.8 მოდელი ვერტმფრენის მამოძრავებელი მანქანების გაყინვის ინტენსივობის ცვლილებების პროგნოზირებისათვის

VESTSI NATSYYANALNAYA ACADEMII SCIENCES OF BELARUS 3 2014 GREY AGRARIAN SCIENCES UDC 621.929: 636 (476) მექანიკა და ენერგია I. M. SHVED 1, A. V. KITUN 1, V. I. PEREDNYA 2, N. N. DEDOK 1 M. KOLONCHUK 1

UDC 622.7 გრავიტაციული გამიჯვნა V.I. კრივოშკოვი, კანდი. ტექნიკური მეცნიერება. (უკრაინა, დნეპროპეტროვსკი, სამთო ეროვნული უნივერსიტეტი) ცილინდრის ნაკადის შესწავლა კედლის ვისკოს ნაკადის პრობლემით

04 MSTU GA 00 UDC 553.65..3: 68.3: 69.7.05 სამეცნიერო ბიულეტენი საჰაერო ხომალდის თვითმფრინავის გამოანგარიშება, რომელიც შედიოდა რეინოლდის ნომერზე და შემცირების ხარისხზე O.V. ბ. ს. გერასიმოვი კრიტსკი წარმოადგინა

UDC533.6.011.32 არასტაციონალური სატრანსპორტო ნაკადების გავლენის შესწავლა ცილინდრის ირგვლივ ლატერალური ძალების გარეგნობაზე А.А. სერგეევა, რ.ვ. სიდელნიკოვი ეს ნაშრომი განიხილავს არასტაციონალური განივი სისტემის გადაწყვეტას

UDC 69.7.36 / 534 .. ა.ვ. ივანოვი, ტექნიკური მეცნიერებების კანდიდატი, მ.კ. ლეონტიევი, ტექნიკური მეცნიერებათა დოქტორი MAI, მოსკოვი დინამიური როტორული სისტემების მოდალური ანალიზი გადაჭრის მოდალური ანალიზის მეთოდები

32 UDC 629.735.33 D.V. თინიაკოვი საჰაერო ხომალდის ტრაპეციული ფრთების სპეციფიკური კრიტერიუმების გავლენის შეზღუდვის გავლენა

სამარას სახელმწიფო საჰაერო კოსმოსური უნივერსიტეტი საჰაერო ხომალდის პოლუსების კვლევა აეროდინამიკური მილის T-3 SSAU წონაში გამოცდის დროს 2003 სამარის სახელმწიფო საჰაერო კოსმოსური უნივერსიტეტი V.

პრაქტიკული გაკვეთილი დისციპლინაზე "TPP blowers" ამოცანა ტუმბოს ბორბლის გამოთვლა გამოთვალეთ ტუმბოს იმპულსი წყლის სიმკვრივით მომარაგებისათვის ზედმეტი წნევისას გამოსასვლელში p n და შესასვლელი p

S.V. Wallander ლექციები ჰიდროაერომექანიკაზე L.: Izd. ლენინგრადის სახელმწიფო უნივერსიტეტი, 1978 წ., 296 გვ. სახელმძღვანელო მოიცავს შემდეგ საკითხებს: დასკვნა საერთო სისტემაჰიდრომექანიკის განტოლებები, წერს ამ სისტემას სხვადასხვა

წვრილმარცვლოვანი ცილინდრული საფარის სტაბილურობაზე წრიული ჭრილობებით მყარი კიდურების გარეშე მის ძლიერ შეკუმშვაში მენშენინ ალექსანდრე არკადიევიჩ ულიანოვსკის სახელმწიფო უნივერსიტეტის ამოცანა

2017 წლის 12 ივნისი კონვექციისა და სითბოს გამტარობის კომბინირებულ პროცესს ეწოდება კონვექციური სითბოს გადაცემა. ბუნებრივი კონვექცია გამოწვეულია არათანაბრად გახურებული საშუალო სპეციფიკური სიმძიმის სხვაობით

გამოყენებითი მექანიკა და ტექნიკური ფიზიკა. 200. ტ. 42, N-79 UDC 628.23 ბლადის სიძლიერის გამოთვლა, როგორც ხაზოვანი ცვალებადი სისქის ორთოტროპული ფირფიტა V.I. სოლოვიევი ნოვოსიბირსკის სამხედრო ინსტიტუტი, 6307

გამოყენებითი მექანიკა და ტექნიკური ფიზიკა. 2002. V. 43, N-1 45 UDC 532.5: 533.6 პროფილის ანგულარული კიდეების პარადოქსი არასამთავრობო სტაციონარულ ნაკადში D. N. Gorelov Omsk მათემატიკის ინსტიტუტის ფილიალი SB RAS, 644099 ომსკი

UDC 621.452.3 Yu. M. Temis, D. A. Yakushev, E. A. Tarasova OPTIMIZATION OF THE BLOCK BLACK OF COMPRESSOR DISK მახასიათებლები კონტაქტის ურთიერთქმედება

თეორია და სამუშაო პროცესები 54 UDC 621.515: 438 V.P. GERASIMENKO 1, E.V. OSIPOV 2, M.Yu. SHELKOVSKY 2 1 ეროვნული საჰაერო კოსმოსური უნივერსიტეტი სახელობის არა ჟუკოვსკი ხაი, უკრაინა 2 ზარია მაშპროექტი GPNPK გაზის ტურბინის შენობა,

UDC 629.127.4 V.V. Vel'tischev გამარტივებული წარმოდგენა ცვალებადი სიგრძის მოქნილი კაბელისათვის ტელევიზიის კონტროლირებადი წყალქვეშა კომპლექსის დინამიკის მოდელირებაზე.

გეომეტრიული პარამეტრების გეგმაში მარტივი ფორმის ფრთების აეროდინამიკური მახასიათებლების დამოკიდებულება სპირიდონოვი AN, მელნიკოვი AA, ტიმაკოვი EV, Minazova AA, Kovaleva Ya.I. ორენბურგის შტატი

ცაგის სამეცნიერო შენიშვნები ტომი XXXVI I 6 3 UDC 69.735.45.5.3.35.6 სპეციალური ფუნქციები ხრახნის თეორიაში V.V. VOZHDAEV, V.S.

გამოთვლითი გამოცდილება შორეულ ველზე V.A. ივჩინი (მილ მოსკოვის ვერტმფრენის ქარხანა) A.A. რიჟოვი, ვ.გ. სუდაკოვი, (TsAGI) გამოთვლითი ექსპერიმენტი

თერმული ფიზიკა და აერომექანიკა 013 ტომი 0 1 UDC 69.735.33.015.3 სამგზავრო თვითმფრინავის მოდელის აეროდინამიკური მახასიათებლები ჰარმონიული რხევებით როლისა და ყბის კუთხეში შეტევის მაღალი კუთხით V.I.

ლექცია 1 ბლანტი სითხის მოძრაობა. პუესეიუს ფორმულა. ლამინარული და მშფოთვარე ნაკადები, რეინოლდსის რიცხვი. სხეულების მოძრაობა სითხეებსა და აირებში. თვითმფრინავის ფრთების ლიფტი, ჟუკოვსკის ფორმულა. ლ -1: 8.6-8.7;

90 UDC 69.735.33 V.I. რიაბკოვი, დოქტორი მეცნიერებები, N.N. მელნიკი, ვ.ვ. უტენკოვა, კანდი. ტექნიკური მეცნიერება. კუდირების არეალის განსაზღვრა წინასწარი დიზაინის ეტაპზე საჰაერო ხომალდის ფრთის ფორმით

ცაგის სამეცნიერო შენიშვნები ტომი XXXVI 2005 1 2 UDC 629.782.015.3 ფრთების სხეულის სისტემის ბალანსირების ხარისხი მაღალი ზებგერითი სიჩქარით ს. დ. ჟივოტოვი, ვ. ს. ნიკოლაევი ვარიაციული პრობლემა განიხილება

საჰაერო ხომალდის თემატური მოდელის "მფრინავი ფრთის" აეროდინამიკური მახასიათებლების ათვისებული კვლევები FLOWVISION პროგრამული უზრუნველყოფის კომპლექსი S.V. კალაშნიკოვი 1, ა.ა. კრივოშჩაპოვი 1, ა.ლ. მიტინი 1, ნ.ვ.

ლექცია 3 თემა 1.2: ფრთების აეროდინამიკა ლექციის გეგმა: 1. დასრულებულია აეროდინამიკური ძალა... 2. ფრთის პროფილის წნევის ცენტრი. 3. ფრთის პროფილის მოედნის მომენტი. 4. ფრთის პროფილის ფოკუსი. 5. ჟუკოვსკის ფორმულა. 6. შეფუთვა

განათლებისა და მეცნიერების სამინისტროს რუსეთის ფედერაცია ----------- Ფედერალურიუმაღლესი პროფესიული განათლების სახელმწიფო საბიუჯეტო საგანმანათლებლო დაწესებულება მოსკოვი

გამოყენებითი მექანიკა და ტექნიკური ფიზიკა. 2011. V. 52, N- 3 153 UDC 534.1 ფირფიტის გრძელვადიანი ვიბრაცია, რომელიც მიედინება არხზე ვისკოსებრი სითხით, გამოწვეული ფირფიტის იძულებითი ლატერალური ვიბრაციით

თერმოფიზიკა და აერომექანიკა, 2010, ტომი 17, 2 UDC 621.311 ტურბინის პირების აეროჰიდროდინამიკური მახასიათებლების განსაზღვრა ბრუნვის ვერტიკალური ღერძით B.P. ჰოზიანოვი, ი.გ. კოსტინ კუზბასის სახელმწიფო

ვერტმფრენის ძირითადი როტორის დინამიკის კომპიუტერული სიმულაციური მოდელი სიმულაციური მოდელის შექმნის მიზანია სხვადასხვა რეჟიმებში როტორის დინამიური მდგომარეობის იდენტიფიცირების საკონტროლო ალგორითმების და მეთოდების შემუშავება.

მანქანათმშენებლობისა და მასალების მეცნიერებათა ბიულეტენი TOGU 014 1 (3) UDC 6036: 60331 AD ლოვსცოვი, NA ივანოვი, 014 პროექტირება და გამოთვლა მსუბუქი წონასწორობის სრულმასშტაბიანი გამოყენებით ბოლო ელემენტის მეთოდი

რუსეთის ფედერაციის უმაღლესი განათლების სახელმწიფო კომიტეტი ნიჟნი ნოვგოროდის სახელმწიფო ტექნიკური უნივერსიტეტი რ. ალექსეევის სახელობის

114 აეროჰიდრომექანიკა TRUDY MIPT. 2014. ტომი 6, 2 UDC 532.526.048.3; 532.527; 532.529 V. V. Vyshinsky 1,2, A. A. Kornyakov 2, Yu. N. Sviridenko 2 1 მოსკოვის ფიზიკისა და ტექნიკის ინსტიტუტი (სახელმწიფო

29 UDC 629.7.023 A.A. ცარიცინსკის შეფასება სივრცული მზის ბატარეის კომპლექსური პანელის თერმული დეფორმაციის გავლენის გავლენა მის განათებაზე მზის ბატარეები ენერგიის ძირითადი წყაროა

უკრაინის ეროვნული ტექნიკური უნივერსიტეტი "კიევის პოლიტექნიკური ინსტიტუტი" ორიენტაციისა და ნავიგაციის მოწყობილობებისა და სისტემების განყოფილება ლაბორატორიული მუშაობის მეთოდური ინსტრუქციები დისციპლინაზე "ნავიგაცია

სუბსტანცია: გამოგონება ეხება მეთოდით განსაზღვრისას ფრენის მოხრის სტრესები როტორის შახტზე შვეულმფრენის მთავარი როტორის ბრუნვის ბუშტუკით. სტრესის დასადგენად, ფრენის მახასიათებლები იზომება სტანდარტული საშუალებებით მთელი ფრენის განმავლობაში, საიდანაც ხდება მნიშვნელოვანი პარამეტრების შერჩევა და სისტემატიზაცია, მათი სავარაუდო ფუნქციების დადგენა როტორში სტრესების დამოკიდებულების საბოლოო ფუნქციის მისაღებად. შახტი ფრენის არჩეულ პარამეტრებზე. ტექნიკური მახასიათებლები, გამოთვალეთ როტორის ლილვზე დატვირთვები გამოყენებით მათემატიკური მოდელი, სიგნალი თუ გადააჭარბა. ნარჩენი რესურსის განსაზღვრა და დატვირთვების დასაშვები დონის კონტროლი უზრუნველყოფილია. 2 გვ. f-ly, 7 ავადმყოფი.

გამოგონება ეხება საავიაციო სფეროს, კერძოდ თვითმფრინავების ტექნიკური მდგომარეობის მონიტორინგის სისტემებს, კერძოდ ფრენისას ვერტმფრენის მთავარი როტორული შახტის მოსახვევთა დონის მონიტორინგს, კერძოდ მსუბუქი მრავალფუნქციური შვეულმფრენისათვის, რომელსაც აქვს დაკიდებული პირები, მაგალითად, ვერტმფრენები: ANSAT, VK -117, EC -145.

გადაცემა ვერტმფრენის დიზაინის ყველაზე რთული ელემენტია. ცნობილია, რომ ვერტმფრენის ავარიების ყველაზე დიდი პროცენტი (39%-მდე), სტატისტიკის თანახმად, სწორედ ვერტმფრენის გადამცემი დანადგარების უკმარისობას უკავშირდება.

მონიტორინგის სისტემების შემუშავების ეტაპზე უმთავრესია ვერტმფრენის გადამცემი დანადგარების ტექნიკური მდგომარეობის დიაგნოსტიკური ნიშნების დადგენა და დადგენა. მონიტორინგის სისტემის შემუშავების მთავარი ამოცანაა დიაგნოსტიკური ინდიკატორების ზღვრული მნიშვნელობების დადგენა, რომელთა მიღწევისას უნდა იქნას მიღებული შესაბამისი გადაწყვეტილებები ფრენის უსაფრთხოების შემდგომ მუშაობისას. თუ რაიმე სადიაგნოსტიკო ნიშანმა მიაღწია მის ზღურბლს, მაშინ მიიღება გადაწყვეტილება შეზღუდოს რესურსი, შეცვალოს საგანგებო ნაწილი ან ამოიღოს გადამცემი განყოფილება ოპერაციიდან. როგორც წესი, სადიაგნოსტიკო ნიშნების უმრავლესობა არ არის ნაჩვენები სალონში ფრენის დროს. მათი ანალიზი ტარდება ფრენის დასრულების შემდეგ. თუმცა, ზოგიერთი განსაკუთრებით კრიტიკული დიაგნოსტიკური ნიშანი შეიძლება გამოჩნდეს ფრენის დროს, თუ ამას მოითხოვს უსაფრთხოების პირობები.

ბოლო ათწლეულების განმავლობაში, პერსპექტიულმა შვეულმფრენებმა დაიწყეს ეგრეთ წოდებული უკაბელო მთავარი როტორის გამოყენება, რომელიც აღჭურვილია უკაბელო ბუჩქებით, რომელშიც ჰორიზონტალური, ვერტიკალური და ღერძული სახსრების ფუნქციები შესრულებულია გაფართოებული ტიპის ელასტიური ელემენტით - ბრუნვის ზოლით. ბრუნვის ბარის დიზაინის ძირითადი ნაწილი არის ელასტიური დეფორმირებადი მონაკვეთი. ფენებისა და ნაპრალების პლაივუდის არსებობა უზრუნველყოფს ტორსიულ ნაკადებს დატვირთვით ძირითადად ცალმხრივ დაძაბულ-დაძაბულ მდგომარეობაში, განივი ამობურცვით და მოხრით, როდესაც დანა ბრუნავს სიბრტყეში. ეს შესაძლებელს ხდის შეამციროს ვერტმფრენის ექსპლუატაციის ღირებულება, მაგრამ ამავე დროს, იზრდება ასეთი სტრუქტურების დიზაინისა და წარმოების საწყისი ხარჯები. ამრიგად, დატვირთვის პროგნოზის სიზუსტე და, შესაბამისად, ვერტმფრენის გადამზიდავი სისტემის რესურსის შეფასება დღესდღეობით ვერტმფრენის ინდუსტრიის ერთ -ერთი მთავარი ამოცანაა.

როტორის ლილვი იტვირთება ძალებითა და მომენტებით მისი კერადან და ბრუნვის მომენტი, რომელიც წარმოიქმნება მთავარი გადაცემათა კოლოფის გამოსასვლელში. ძირითადი როტორის ლილვის სიგრძე განისაზღვრება განლაგებით, აეროდინამიკური და ოპერატიული მოსაზრებებით.

ვინაიდან ნახევრად ხისტ კერას აქვს უფრო მაღალი მოსახვევის მომენტი არტიკულაციურ კვანძთან შედარებით, გადაუდებელი პრობლემაა ვერტმფრენის მთავარი როტორული შახტის მოსახვევთა დაძაბულობის კონტროლი გადაუდებელ პრობლემასთან ერთად.

როტორის ლილვის დატვირთვის მონიტორინგის ცნობილი სისტემა (აშშ -ს პატენტი No2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, გამოქვეყნების თარიღი 09/02/2010, IPC G06F 15/00, G08B 21/00).

ვერტმფრენის მთავარ როტორ სისტემაზე დატვირთვის ვირტუალური მონიტორინგის მეთოდი წინამდებარე გამოგონების ერთი განსახიერების შესაბამისად მოიცავს თვითმფრინავის მინიმუმ ერთი პარამეტრის შერჩევას მთავარი როტორის ერთი სრული ბრუნვის დროს. კოეფიციენტების გაანგარიშება მინიმუმ ერთი თვითმფრინავის პარამეტრიდან მაღალი სიხშირის სიგნალების ნაკრების მისაღებად. მაღალი სიხშირის სიგნალების თითოეული სიმრავლის გამრავლება ფაქტორით, რათა მივიღოთ გაანალიზებული სიგნალების სიმრავლე. როტორის დატვირთვის შეფასება გაანალიზებული სიგნალების საფუძველზე.

რეალურ დროში როტორის ჯანმრთელობის სისტემა წინამდებარე გამოგონების ერთი განსახიერების შესაბამისად მოიცავს სენსორულ სისტემას დატვირთვის საზომი მონაცემების მისაღებად. მოდული მზადდება დატვირთვების ვირტუალური მონიტორინგისთვის გამოთვლილი მონაცემების მოსაპოვებლად და გაუმართაობების რეალურ დროში გამოვლენისთვის და ალგორითმის მისაღებად გამოთვლილი სიგნალების გამოკლებისათვის მნიშვნელობების მისაღებად, რომლებიც შემდეგ შედარებულია სტანდარტულ მნიშვნელობებთან. საბოლოო შედეგი როტორის მდგომარეობაზე.

სენსორები კითხულობენ პარამეტრებს, როგორიცაა თვითმფრინავის აფრენის წონა, სიმკვრივის სიმაღლე, როტორის სიჩქარე, ჰაერის ნაკადის სიჩქარე, ნორმალური აჩქარება, ასვლის სიჩქარე, ძრავის ბრუნვის მომენტი, ბრუნვის კუთხე, რულონის კუთხე, ყბის სიჩქარე, საფეხურის სიჩქარე, როლი კუთხის სიჩქარე, გადახრა გრძივი მიმართულებით , გვერდითი პოზიცია, პედლის პოზიცია და პოზიციების ერთობლიობა ძირითადი როტორის რევოლუციისთვის. მოცემული თექვსმეტი პარამეტრის ვექტორები მრავლდება მატრიცის მოცემულ მნიშვნელობებზე, რომელიც მოიცავს 10 სტრიქონს და 16 სვეტს, ათი კოეფიციენტის მისაღებად (c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, და გ 10) რხევების ათი მნიშვნელობის დასადგენად ... რხევის მნიშვნელობები მრავლდება ფაქტორით, რათა მივიღოთ გაძლიერებული რხევები. თუ ვიბრაციის ვექტორები აღინიშნება w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9 და w10, ხოლო კოეფიციენტები c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, და c10, მაშინ ძირითადი როტორის შახტის ამწეობის ძალის გამოთვლილი სიგნალი დაიწერება სახით:

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

ამომრჩევლის ამპლიტუდა და ფაზა გამოითვლება ფურიეს გარდაქმნის საშუალებით.

მონაცემების შეგროვების, შვეულმფრენის პროპელერის დანადგარების ტექნიკური მდგომარეობის მონიტორინგისა და დიაგნოსტიკის ცნობილი სისტემა (RF პატენტი გამოგონებისათვის 25 2519583, გამომც. 02/27/2014, IPC B64D 45/00), მათ შორის პიეზოელექტრული ვიბრაციის სენსორები, რომლებიც დამონტაჟებულია სხეულზე, სულ მცირე, ერთ -ერთი ვერტმფრენის როტორული ერთეული და განლაგებულია ისე, რომ ისინი იღებენ სრულყოფილ მონაცემებს ნაწილების ტექნიკური მდგომარეობის დასადგენად, მოქმედი ვერტმფრენის არანაკლებ ერთი როტორის წამყვანი ერთეულის შეკრებისა და ბორტ ელექტრონული ერთეული. ელექტრონული ერთეული უკავშირდება ვიბრაციის სენსორების გამოსვლას და მზადდება ვიბრაციის სიგნალების ციფრული დამუშავების, შეგროვების კონტროლისა და განხორციელების, ინდივიდუალური სენსორების სიგნალების პარამეტრების პირველადი დამუშავებისა და / და მათი კომბინაციების, დაგროვების შესაძლებლობით. სენსორული მონაცემების შენახვა გარე და / ან მოსახსნელი მედიისათვის, რომელიც შესაფერისია კომპიუტერის წასაკითხად და მეორადი დამუშავება ხმელეთის პირობებში. იზრდება მონაცემთა შეგროვების ეფექტურობა, მოქმედი შვეულმფრენის პროპელერის ამძრავი დანადგარების ტექნიკური მდგომარეობის მონიტორინგისა და დიაგნოსტიკის ინფორმაციის შინაარსი.

ამ საკონტროლო სისტემის მინუსი არის ერთმნიშვნელოვანი დასკვნის გაკეთება ვერტმფრენის შეკრებებში დაღლილობის დაძაბულობის დონის შესახებ, მათ შორის როტორის ლილვზე, ფრენისას გაზომული ვიბრაციების საფუძველზე. ასევე, მინუსი არის ვერტმფრენებზე სენსორების და ელექტრონული დანადგარების დაყენების აუცილებლობა, დრო, რომელიც საჭიროა მიწის პირობებში მეორადი მონაცემების დამუშავებისთვის.

არსებობს ვერტმფრენის ექსპლუატაციის ცნობილი მეთოდი (RF პატენტი No2543111, პუბ. 02/27/2015, IPC В64С 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), რომელიც შედგება იმაში, რომ ყოველი ფრენის დროს , კონტროლდება ვერტმფრენის ძირითადი როტორის ფაქტობრივი შეტევა და სანამ ვერტმფრენის ექსპლუატაციის დაწყებამდე, პირველადი მონაცემები გროვდება ელექტროსადგურის ძრავების მახასიათებლებზე, ფორმების შესაბამისად და პირველადი მონაცემები გროვდება მაგისტრატის სიდიდის შესახებ. როტორის შეტევა ვერტმფრენის საკონტროლო მოძრაობის დროს. ვერტმფრენის მთელი ექსპლუატაციის დროს, ფაქტობრივი მონაცემები ძირითადი როტორის სიდიდის შესახებ ვერტმფრენის გადაადგილების რეჟიმში გროვდება და იწერება, სტატისტიკური მონაცემები ძირითადი როტორის დაწნევისას შედარებულია საწყის მნიშვნელობებთან -კომპიუტერის ღირებულება, მონიტორზე იქმნება სიგნალი ბორტ კომპიუტერის დახმარებით ძრავის პარამეტრების იმ მნიშვნელობებზე მორგების აუცილებლობის შესახებ, რომლებიც უზრუნველყოფენ როტორის გადახრის გადახრას საწყისი მნიშვნელობის 0.5% -ის ფარგლებში. ძრავის პარამეტრების რეგულირება ხორციელდება ან ავტომატურ რეჟიმში, ან ადგილზე მომსახურე პერსონალის მიერ. ეფექტი: ვერტმფრენის გამოყენების ეფექტურობის გაზრდა.

ამ მეთოდის მინუსი არის მიღებულ შედეგებზე დაყრდნობით როტორის ღერძზე დაღლილობის სტრესის დონის განსაზღვრის შეუძლებლობა, რადგან მასზე დაღლილობის სტრესები განისაზღვრება მოხრის სტრესებით. ასევე, მინუსი არის ვერტმფრენებზე სენსორების და ელექტრონული დანადგარების დაყენების აუცილებლობა, დრო, რომელიც საჭიროა მიწის პირობებში მეორადი მონაცემების დამუშავებისთვის. ასევე, მინუსი არის ელექტროსადგურის ძრავების მახასიათებლების შესახებ პირველადი მონაცემების შეგროვება ფორმების შესაბამისად და პირველადი მონაცემების შეგროვება ძირითადი როტორის სიდიდის შესახებ ვერტმფრენის საკონტროლო მოძრაობის დროს, სანამ დაიწყებთ ოპერაციას ვერტმფრენი

როგორც უახლოესი ანალოგი, აშშ -ს პატენტი No 2011112806, გამომც. 2011.05.12, IPC G06F 17/10. სუბსტანცია: გამოგონება ეხება მეთოდით ინფორმაციის მიწოდებას სატრანსპორტო საშუალების კომპონენტის კრიტიკული მდგომარეობის შესახებ, მათ შორის მინიმუმ ერთ ძრავას როტორით, რომელიც მოიცავს ფარინგს, ლილვს და პირების მრავალრიცხოვნებას. თვითმფრინავის როტორზე მომრგვალებული და ციკლური დატვირთვების გაზომვის სენსორი მოიცავს გამოთვლილ ერთეულს, რომელიც გათვლილია (ა) ძირითადი როტორის ასამბლეის ამჟამინდელ ტემპერატურაზე პირველი გამოთვლითი მოდელის გამოყენებით, (ბ) ტარების ტემპერატურის პროგნოზირება პირველი გამოთვლითი მოდელის გამოყენებით და (გ) როტორის ასამბლეის შერჩეულ კომპონენტზე დატვირთვის მეორე გამოთვლითი მოდელის გამოყენებით, პირველი და მეორე გამოთვლითი მოდელები კონფიგურებულია, რათა გამოითვალოს, შესაბამისად, ტარების ტემპერატურის პროგნოზირებული და მიმდინარე მნიშვნელობა და დატვირთვა შერჩეული კომპონენტი დაფუძნებულია საკონტროლო ფრენის პარამეტრებზე; და ჩვენების ერთეული ერთი მასშტაბის ჩვენებისათვის მოძრავი ინდიკატორი, რომელიც განპირობებულია ყველაზე მაღალი საპროექტო ტარების ტემპერატურით და დატვირთვით შერჩეულ კომპონენტზე. ეკრანზე ნაჩვენებია კიდევ ერთი მოძრავი მაჩვენებელი, რომელსაც განაპირობებს მიმდინარე ტარების ტემპერატურა.

პროტოტიპის მინუსი არის გარე სენსორების დაყენების აუცილებლობა, რაც წარმოადგენს გარკვეულ სირთულეებს, რადგან სერიული შვეულმფრენების დიზაინი არ არის ადაპტირებული გარე სენსორების დაყენებაზე, გარდა ამისა, პროცედურებში მოვლადა საველე რემონტი, გარე სენსორები სრულად არ არის ინტეგრირებული დანარჩენ საავიაციო აღჭურვილობასთან, ისინი საჭიროებენ დამატებით სახელმძღვანელოებსა და სახელმძღვანელოებს ტექნიკური მუშაობისთვის და დამატებით მომზადებულ სპეციალისტებს.

შემოთავაზებული ტექნიკური გადაწყვეტის მიზანია შექმნას მეთოდი როტორის ლილვზე მოხრილი სტრესების მონიტორინგისთვის მთელი ფრენის განმავლობაში (აფრენიდან დაშვებამდე), რათა დადგინდეს შახტის დაღლილობის დაზიანება და საგანგებო სიტუაციების თავიდან ასაცილებლად.

ტექნიკური შედეგია ნარჩენი რესურსის განსაზღვრა და დატვირთვების დასაშვები დონის კონტროლი.

ტექნიკური შედეგი მიღწეულია იმით, რომ ვერტმფრენის ძირითად როტორულ შახტზე ფრენის მოხრის სტრესების განსაზღვრის მეთოდი ძირითადი როტორის ბრუნვის ბუშტუკთან ერთად მოიცავს ფრენის მთელი დროის განმავლობაში გაზომვას ფრენის შესრულების მონიტორინგის სტანდარტული საშუალებებით. შვეულმფრენი, გამოთვლის დატვირთვას ძირითად როტორულ შახტზე მათემატიკური მოდელის გამოყენებით და სიგნალს, თუ ისინი გადააჭარბებს, გაზომილი შესრულების მახასიათებლების რაოდენობიდან შეირჩევა და სისტემატიზირებულია მნიშვნელოვანი პარამეტრები, რომლებიც უშუალო გავლენას ახდენენ როტორის ლილვის დატვირთვის დონეზე, მნიშვნელოვანი პარამეტრების სავარაუდო ფუნქციები განისაზღვრება იმისათვის, რომ განისაზღვროს როტორის შახტში სტრესების დამოკიდებულების საბოლოო ფუნქცია σ (t) ფრენის შესრულების შერჩეულ პარამეტრებზე, ტალღის ბრუნვის კუთხეების ცვლილების სიჩქარის აბსოლუტური მნიშვნელობები გრძივი და განივი მიმართულებით ემატება საბოლოო ფუნქცია:

შემოთავაზებული მეთოდი შესაძლებელს ხდის როტორის ლილვის დატვირთვის დონის შეფასებას მისი ფრენის მუშაობის ნებისმიერ დროს. ვერტმფრენის ფრენის პარამეტრების მონიტორინგის სტანდარტული საშუალებების გამოყენების საფუძველზე, ის საშუალებას იძლევა განისაზღვროს ფრენის მთელი ხანგრძლივობის მანძილზე მოხრილი სტრესების დონე, გამოიყენოს იგი ფრენის შეზღუდვების რეგისტრაციისათვის და ეკიპაჟს აცნობოს დასაშვები დატვირთვის დასაშვებ დონეს. , ასევე ნარჩენი სიცოცხლის განსაზღვრა.

პრეტენზიულ გამოგონებაში გაანალიზებულია პირობები, რომლებიც ამართლებენ განსაკუთრებით კრიტიკულ დიაგნოსტიკურ მახასიათებლებს ლიმიტის მნიშვნელობების დადგენაზე, მაგალითად, ერთი როტორული შვეულმფრენის მთავარი როტორული შახტის ფაქტობრივი დაძაბულობის მითითებით, განსაკუთრებით ANSAT ვერტმფრენებისთვის.

გამოგონების არსი იმაში მდგომარეობს იმაში, რომ ფრენის დროს მონიტორინგის პარამეტრების რიცხვიდან შეირჩევა და სისტემატიზირდება ის პარამეტრები, რომლებიც უშუალო გავლენას ახდენს NV ლილვის დატვირთვის დონეზე. მნიშვნელოვანი პარამეტრების სავარაუდო ფუნქციები განისაზღვრება იმისთვის, რომ განისაზღვროს NV ლილვში სტრესების დამოკიდებულების საბოლოო ფუნქცია LTH- ის არჩეულ პარამეტრებზე. გრძივი და განივი მიმართულებით გადასაბმელი ფირფიტის ბრუნვის კუთხეების ცვლილების სიჩქარის აბსოლუტური მნიშვნელობები ემატება საბოლოო ფუნქციას.

ტარდება ფრენის ექსპერიმენტი. კრიტიკული პარამეტრის არჩევანი განისაზღვრება ვერტმფრენის შესრულების მახასიათებლების (LTH) მიმდინარე მნიშვნელობებით. ამისათვის, დაძაბულობის ლიანდაგი დამონტაჟებულია შვეულმფრენის შახტზე და რეალურ ფრენაში სტრესის მნიშვნელობები σ ist (t), ასევე ტრაექტორიის პარამეტრების მნიშვნელობები, რომლებიც იზომება პარამეტრების მონიტორინგის სტანდარტული საშუალებით ვერტმფრენის ფრენის დროს დროულად არის დაფიქსირებული, მაგალითად: დაფის გრძივი და განივი დახრის კუთხე, ძირითადი როტორის მთლიანი სიმაღლე, ვერტმფრენის სიჩქარე, ვერტმფრენის ბრუნვის კუთხე, ვერტმფრენის გადახვევის კუთხე, საცვლის დახრის კუთხის შეცვლის სიჩქარე გრძივი და განივი მიმართულებით და ა.შ.

წინასწარი ანალიზი ირჩევს LTC– ს იმ პარამეტრებს, რომლებიც ყველაზე მეტად ახდენს ზეგავლენას NV ლილვზე, რისთვისაც ლილვზე ძაბვის ცვლილების გრაფიკები ნაჩვენებია სტანდარტული საკონტროლო საშუალებების მიერ ჩაწერილი პარამეტრების მნიშვნელობების მიხედვით და კორელაციის კოეფიციენტები ნაპოვნი და შეფასებულია LTH პარამეტრების გაფილტვრის მიზნით.

LTC- ის ტრაექტორიული პარამეტრები, რომელთა კორელაციის კოეფიციენტი 0.2 -ზე მეტია, შერჩეულია როგორც მნიშვნელოვანი.

მრუდების მიახლოვება (როტორის ლილვზე დაძაბულობის დამოკიდებულება ფრენის მახასიათებლების შერჩეულ პარამეტრებზე) არის აგებული და განტოლებათა სისტემაა შემუშავებული, რათა დადგინდეს სტრესის დროულად დაქვეითების ფუნქციის მიახლოება σ calc (t):

და შესაბამისი წონის კოეფიციენტები A1, A2, A3, ..., An არის ნაპოვნი.

კოეფიციენტები A1, A2, A3 არის ნაპოვნი პოლინომიური მიახლოებით უმცირესი კვადრატების მეთოდის გამოყენებით (კონკრეტული ვერტმფრენისთვის სპეციფიური ფრენის მახასიათებლებით).

საბოლოო ფორმულა იღებს ფორმას:

სადაც Dprod არის დაფის დახრის კუთხე გრძივი მიმართულებით,

Dpop - დაფის დახრის კუთხე განივი მიმართულებით,

დოშ - მთავარი როტორის საერთო მოედანი,

X n - ფრენის შესრულების სხვა მნიშვნელოვანი პარამეტრები,

- ტალღის ბრუნვის კუთხის შეცვლის სიჩქარის აბსოლუტური მნიშვნელობა გრძივი მიმართულებით,

- სპირალის ბრუნვის კუთხის ცვლილების სიჩქარის აბსოლუტური მნიშვნელობა განივი მიმართულებით.

ვერტმფრენის როტორული შახტის მოსახვევის სტრესის გაანგარიშება ხდება რეალურ დროში ფრენის მთელი დროის განმავლობაში ბორტ კომპიუტერის გამოთვლილ ერთეულში დაპროგრამებული პროგრამის საფუძველზე. როდესაც უსაფრთხო ძაბვის დონე გადააჭარბებს, პილოტს ეძლევა სიგნალი და მოხმარებული რესურსის გამოთვლა საათებში იწყება ფორმულის მიხედვით:

სადაც Pr არის დაზიანების დონე, რომელიც გამოწვეულია უსაფრთხოზე მაღალი ძაბვის დონით;

პარ. - ტიპიური ფრენის საათში მიყენებული ზიანი, მიღებული რესურსების ნორმალური მუშაობის პირობებში.

ძაბვის დონით გამოწვეული ზიანი, რომელიც აღემატება უსაფრთხო Pr- ს, განისაზღვრება შემდეგი მეთოდით:

თითოეული დატვირთვის დონისთვის, რომელიც აღემატება უსაფრთხოებას, დაღლილობის მრუდის გამოყენებით (მრუდი აღებულია ძირითადი როტორის შახტის დაღლილობის ტესტის შედეგებიდან), განისაზღვრება ციკლის შესაბამისი რაოდენობა მარცხამდე (Ni);

სტრესის დონე, რომელიც აღემატება უსაფრთხო Pd- ს, განისაზღვრება, როგორც ამ დონეზე ციკლების რაოდენობის თანაფარდობა ციკლის რაოდენობას უკმარისობასთან (Ni).

ამრიგად, ყოველი ფრენის შემდეგ გამოითვლება ძირითადი როტორის ლილვის მოხმარებული რესურსი. თუ დატვირთვის მაქსიმალური დონე არ გადააჭარბა, მაშინ მოხმარებული ძირითადი როტორის ლილვის რესურსი უდრის რეალურ ფრენის დროს; თუ უსაფრთხო დატვირთვის დონე გადააჭარბა, მაშინ ზემოთ აღწერილი მეთოდით განსაზღვრული დრო ემატება რეალურ ფრენის დროს.

ვინაიდან ყოველთვის არის საჭირო გაზომვის პროცედურა თითოეული სადიაგნოსტიკო მახასიათებლისათვის სანდო ინფორმაციის მისაღებად, შესაბამისად, ასევე აუცილებელია გავითვალისწინოთ გაზომვის გარდაუვალი შეცდომები თითოეული დიაგნოსტიკური მახასიათებლისთვის. მაშინ გადაწყვეტილება გადააჭარბოს ან არ გადააჭარბოს მის ზღვრულ მნიშვნელობებს ასევე უნდა იქნას მიღებული შემზღუდველი სახელმწიფოების რეგიონის ზედა (ან ქვედა) ტოლერანტობის გათვალისწინებით.

უნდა დადგინდეს σ CR– ის გარკვეული შემზღუდველი მნიშვნელობა, რომლის გადაჭარბება გულისხმობს როტორის ღერძის დაღლილობის სიცოცხლის სწრაფ ამოწურვას და მის შესაძლო განადგურებას ფრენის შემდგომ დროს. ვინაიდან ეს პარამეტრი, ან სადიაგნოსტიკო მახასიათებელი, განსაკუთრებით კრიტიკულია, აუცილებელია მისი ამჟამინდელი მნიშვნელობის ჩვენება კაბინაში. მოდით აღვნიშნოთ როგორც - მიმდინარე გაზომილი მნიშვნელობის σph, დასაშვებია ინდიკატორის მიხედვით.

Σph– ის ფაქტობრივი ამჟამინდელი მნიშვნელობა შეიძლება წარმოდგენილი იყოს ჯამის სახით:

სადაც mσ - მოსალოდნელი ღირებულებამოსახვევი სტრესები როტორის ლილვის ყველაზე დატვირთულ მონაკვეთში განხილულ ფრენის რეჟიმში, Δσ არის σf ფაქტობრივი მნიშვნელობის გადახრა მისი მათემატიკური მოლოდინიდან.

გამოგონების განხორციელების აღწერა

პარამეტრების პრაქტიკული განსაზღვრა, რომლებიც გავლენას ახდენენ ლილვის დატვირთვის დონეზე.

1. საფრენოსნო ექსპერიმენტი ჩატარდა ვერტმფრენზე ერთბორბლიანი ANSAT სქემით, რომლის დროსაც მოხრილი დატვირთვის მნიშვნელობები იზომებოდა კონკრეტულ დროის ინტერვალში, ძირითადი როტორის ლილვზე დამონტაჟებული დაძაბულობის ლიანდაგის გამოყენებით. ექსპერიმენტული დამოკიდებულება σ ist (t) ნაჩვენებია ნახ. 1 (მრუდი 1). ეს დამოკიდებულება მიღებულია ტიპიური ფრენის რეჟიმისთვის, რომელიც მოიცავს შემდეგ რეჟიმებს:

ა) გადაადგილება (მათ შორის ბრუნვის შემობრუნებაც)

ბ) გადატვირთვა

გ) დაბალი სიჩქარე ადგილზე

დ) ასვლა

ე) ჰორიზონტალური ფრენა სხვადასხვა სიჩქარით

ვ) მოსახვევები

ზ) საავტომობილო დაგეგმვა

თ) დამუხრუჭება

ფრენის დროს ვერტმფრენის სტანდარტული კონტროლის საშუალებების გამოყენებით დროულად იქნა გაზომილი შემდეგი ტრაექტორიის პარამეტრები.

1. სიჩქარე, საზომი ერთეული კმ / სთ.

იგი იზომებოდა მოწყობილობით "სიჩქარის მაჩვენებელი USVITs-350 ციფრული გამომავალით". ჩვეულებრივი კლიმატური პირობების პირობებში მიმდინარე მითითებული სიჩქარის ციფრული სიგნალის გამომუშავების შეცდომა შეყვანის სიგნალების ნომინალური მნიშვნელობებით არ აღემატება ± 6 კმ / სთ.

2. სიმაღლე, საზომი ერთეული მ.

იზომება მოწყობილობებით:

- "სიმაღლის მაჩვენებელი VMC -10" - ციფრული გამომავალი მექანიკური სიმაღლე. ფრენის ფარდობითი სიმაღლის ციფრული სიგნალის შეცდომა, კითხვების ცვალებადობა ატმოსფერული წნევით 760 მმ Hg მეტრზე. (1013 hPa) ნორმალურ კლიმატურ პირობებში, სიმაღლის მიხედვით, არის: ± 10 მ -დან (ოჰმ სიმაღლეზე) ± 30 მ -მდე (6000 მ სიმაღლეზე);

-"რადიო ალტიმეტრი A-053-05.02"-საჰაერო სადესანტო სარადარო სადგური სიხშირით მოდულირებული რადიოტალღების უწყვეტი ემისიით. სიმაღლის გაზომვის შეცდომა ნებისმიერ გლუვ ზედაპირზე (ასაფრენი ბილიკის ტიპი) ფრენისას, ჰორიზონტალური სიჩქარით 120 მ / წმ -მდე და ვერტიკალური სიჩქარით არაუმეტეს 8 მ / წმ რულონზე და მოედნის კუთხე ± 20 ° -მდე სიმაღლეზე 0 -დან 1500 -მდე. მ 95% სიმაღლეზე, მ: ციფრული გამომავალი 0.45 ან ± 0.02N (რაც უფრო დიდია).

3. ვერტმფრენის გადახვევის კუთხე და დახრის კუთხე, გრადუსი.

იგი იზომება "Aviogorizont AGB -96D" მოწყობილობით - ის იძლევა ვერტმფრენის მოძრავი და მონიშნული სიგნალებს. დამოკიდებულების ინდიკატორის შეცდომა ვიბრაციულ ბაზაზე როლი და მოედანზე არის არაუმეტეს ± 2.5 °.

4. კონტროლის პოზიცია, საზომი ერთეული არის გრადუსი.

იგი იზომება მოწყობილობით "კონტროლის DP-M პოტენომეტრიული ორარხიანი პოზიციის სენსორები". გაზომვის შეცდომა "30".

5. საჭის ამძრავების გამომავალი ბმულების (ღეროების) პოზიცია (დახრილი კუთხეები გრძივი და განივი მიმართულებით) RP-14, მმ.

იგი იზომება მოწყობილობით "პოტენომეტრიული სენსორები MU-615A სერია 1". კუთხის გაზომვის შეცდომა ნორმალურ პირობებში: ნომინალური გაზომვის დიაპაზონის ± 2%.

6. კუთხოვანი სიჩქარეები, რადი / წმ.

გაზომულია მოწყობილობით "BDPI -09 პირველადი ინფორმაციის სენსორების ბლოკი" - იძლევა ინფორმაციას კუთხოვანი სიჩქარის და ხაზოვანი აჩქარების ვექტორების პროექციების შესახებ.

ნახატები 2-7 გვიჩვენებს როტორულ ლილვზე დაძაბულობის დამოკიდებულებას გაზომილ პარამეტრებზე. მოცემული პარამეტრების ჩამონათვალი არ შემოიფარგლება მოცემული პარამეტრებით და დამოკიდებულია კონკრეტულ შვეულმფრენზე.

ექსპერიმენტის დროს დროთა განმავლობაში იზომება შემდეგი პარამეტრები:

σ (t) არის დროთა განმავლობაში მოხრილი დაძაბულობის მნიშვნელობა, რომელიც იზომება ლილვზე დაძაბულობის მაჩვენებლით,

Dprod (t) - შუბის ფირფიტის დახრის კუთხე გრძივი მიმართულებით,

Dpop (t) - დაფის დახრის კუთხე განივი მიმართულებით,

Dosh (t) - ძირითადი როტორის საერთო მოედანი,

V (t) - ვერტმფრენის სიჩქარე,

f t (t) არის ვერტმფრენის დახრის კუთხე,

f to (t) - ვერტმფრენის გადახვევის კუთხე.

კორელაციის კოეფიციენტები განისაზღვრება თითოეული პარამეტრისათვის

ყველა პარამეტრი (კორელაციის კოეფიციენტი> 0.2) შეირჩა მნიშვნელოვანი და მათთვის შეიქმნა მიახლოებითი მოსახვევები და განისაზღვრა განტოლებები თითოეული მომენტისთვის დროში და თითოეული პარამეტრისათვის:

შერჩეული მნიშვნელოვანი პარამეტრების მიხედვით, საბოლოო ფორმულა იღებს ფორმას:

კოეფიციენტები A1, A2, A3, A4, A5, A6 გვხვდება მატრიცის განტოლების ამოხსნით:

გადახრის დაძაბულობის გამოთვლილი მნიშვნელობები ნაჩვენებია ფიგურაში 1 (მრუდი σ calc (t)).

შემოთავაზებული მეთოდი შესაძლებელს ხდის შეაფასოს NV ლილვის დატვირთვის დონე მისი ფრენის ოპერაციის ნებისმიერ მომენტში. ვერტმფრენის ფრენის პარამეტრების მონიტორინგის სტანდარტული საშუალებების გამოყენების საფუძველზე, ის საშუალებას იძლევა განისაზღვროს ფრენის მთელი ხანგრძლივობის მანძილზე მოხრილი სტრესების დონე, გამოიყენოს იგი ფრენის შეზღუდვების რეგისტრაციისათვის და ეკიპაჟს აცნობოს დასაშვები დატვირთვის დასაშვებ დონეს. , ასევე ნარჩენი სიცოცხლის განსაზღვრა.

1. ვერტმფრენის ძირითად როტორულ ღერძზე ფრენის მოხრის სტრესების განსაზღვრის მეთოდი ძირითადი როტორის ბრუნვის ბორბლით, მათ შორის ფრენის მთელი დროის განმავლობაში გაზომვა სტანდარტული საშუალებებით ვერტმფრენის ფრენის შესრულების მონიტორინგის გზით, დატვირთვის გამოთვლა ძირითადზე როტორის ლილვი მათემატიკური მოდელის გამოყენებით და სიგნალი ჭარბი, ხასიათდება იმით, რომ შესრულებული გაზომვის მახასიათებლებისგან შეირჩევა და სისტემატიზირებულია მნიშვნელოვანი პარამეტრები, რომლებიც პირდაპირ გავლენას ახდენს ძირითადი როტორის ლილვის დატვირთვის დონეზე, რიგითი პარამეტრების სავარაუდო ფუნქციები განისაზღვრება. ძირითად როტორულ შახტში სტრესების დამოკიდებულების საბოლოო ფუნქციის დასადგენად ფრენის შესრულების არჩეულ პარამეტრებზე, დაემატება ტალღის ბრუნვის კუთხეების ცვლის აბსოლუტური მნიშვნელობები გრძივი და განივი მიმართულებით საბოლოო ფუნქციისთვის:

2. ფრენის დროს ვერტმფრენის ძირითად როტორ შახტზე მოხრილი სტრესების განსაზღვრის მეთოდი 1 მოთხოვნის შესაბამისად, რომელიც ხასიათდება იმით, რომ შესრულების პარამეტრების მნიშვნელობის დასადგენად, სტრესების დამოკიდებულება შერჩეულ პარამეტრებზე აგებულია ძირითადი როტორის ლილვი და კოეფიციენტები გამოითვლება და შეფასებულია კორელაცია.

3. ფრენის მოხრის სტრესის განსაზღვრის მეთოდი ვერტმფრენის მთავარ როტორ შახტზე მთავარი როტორის ბრუნვის ბორბლით მე -2 მოთხოვნის შესაბამისად, ხასიათდება იმით, რომ პარამეტრების მნიშვნელობა განისაზღვრება კორელაციის კოეფიციენტის მნიშვნელობით> 0.2.

მსგავსი პატენტები:

გამოგონება ეხება მექანიკური ინჟინერიის სფეროს, ძირითადად თვითმფრინავის ძრავის შენობას და კერძოდ ტურბინის როტორული პირების ფიზიკური და მექანიკური მდგომარეობის განსაზღვრის მეთოდს მაღალი წნევა(TVD), კერძოდ, დანა სტრესის მდგომარეობა.

გამოგონება ეხება თვითმავალი მანქანების ჰიდრავლიკური სიმძლავრის გადაცემის ტექნიკურ დიაგნოზს. ჰიდროფილტრული გადაცემათა კოლოფის გადაცემისას ჰიდრავლიკური კლანჭების მუშაობის ხარისხის შეფასების მეთოდი ხორციელდება გადაცემის დროს გადაცემათა კოლოფში სიმძლავრის ნაკადის შეფერხების გარეშე.

გამოგონება ეხება საზომი აღჭურვილობას და შეიძლება გამოყენებულ იქნას ელექტროძრავებისა და სხვა აღჭურვილობის ექსპლუატაციაში საკისრებით, საკისრების ამჟამინდელი მდგომარეობის დასადგენად და რესურსის პროგნოზირებისთვის ოპერაციის დაწყებიდან გარკვეული დროის შემდეგ.

გამოგონება ეხება საზომი მოწყობილობებს და მისი გამოყენება შესაძლებელია ბურთის ტარების როტორის საკისრებზე ღერძული დატვირთვის დასადგენად, ასევე მცირე მექანიზმებისა და მოწყობილობების როტორების ბუნებრივი ვიბრაციის სიხშირეების დასადგენად და გასაკონტროლებლად.

გამოგონება ეხება გაზომვის ტექნოლოგიას, კერძოდ დგუშის რგოლის სანათურის გამკაცრების გაზომვის საშუალებებს და მეთოდებს. მეთოდის განხორციელებისას ღია დგუშის რგოლი შემოჭერილია პერიფერიის მიმართულებით დამხმარე მოწყობილობის საშუალებით სახსრების მაქსიმალური დახურვით და სანათურის გამტარიანობა განისაზღვრება ოპტიკური საშუალებებით.

შესავალი

ვერტმფრენის დიზაინი არის რთული, განვითარებადი პროცესი, რომელიც იყოფა ურთიერთდაკავშირებულ დიზაინის ეტაპებად და ეტაპებად. შექმნილი თვითმფრინავი უნდა აკმაყოფილებდეს ტექნიკურ მოთხოვნებს და უნდა აკმაყოფილებდეს ტექნიკურ და ეკონომიკურ მახასიათებლებს, რომლებიც განსაზღვრულია დიზაინის სპეციფიკაციაში. მითითების პირობები შეიცავს ვერტმფრენის თავდაპირველ აღწერილობას და მისი შესრულების მახასიათებლებს, რომლებიც უზრუნველყოფენ მაღალს ეკონომიკური ეფექტურობადა შემუშავებული მანქანის კონკურენტუნარიანობა, კერძოდ: ტევადობა, ფრენის სიჩქარე, დიაპაზონი, სტატიკური და დინამიური ჭერი, რესურსი, გამძლეობა და ღირებულება.

მითითების პირობები განისაზღვრება წინასწარი დიზაინის კვლევის ეტაპზე, რომლის დროსაც ტარდება პატენტის ძებნა, არსებული ტექნიკური გადაწყვეტილებების ანალიზი, კვლევა-განვითარება. წინასწარი დიზაინის კვლევის მთავარი ამოცანაა შემუშავებული ობიექტისა და მისი ელემენტების ფუნქციონირების ახალი პრინციპების ძიება და ექსპერიმენტული შემოწმება.

წინასწარი დიზაინის ეტაპზე ირჩევა აეროდინამიკური სქემა, იქმნება ვერტმფრენის გარეგნობა და გამოითვლება ძირითადი პარამეტრები ფრენის შესრულების განსაზღვრული მახასიათებლების მიღწევის უზრუნველსაყოფად. ეს პარამეტრები მოიცავს: ვერტმფრენის მასას, ძრავის სისტემის სიმძლავრეს, ძირითადი და კუდის როტორის ზომებს, საწვავის მასას, ინსტრუმენტული და სპეციალური აღჭურვილობის მასას. გაანგარიშების შედეგები გამოიყენება ვერტმფრენის განლაგების შემუშავებაში და გასწორების ფურცლის შედგენაში მასის ცენტრის პოზიციის დასადგენად.

ვერტმფრენის ინდივიდუალური დანაყოფების და შეკრებების დიზაინი, შერჩეული ტექნიკური გადაწყვეტილებების გათვალისწინებით, ხორციელდება განვითარების ეტაპზე ტექნიკური პროექტი... ამ შემთხვევაში, შემუშავებული ერთეულების პარამეტრები უნდა აკმაყოფილებდეს დიზაინის პროექტის შესაბამისი მნიშვნელობებს. ზოგიერთი პარამეტრის დახვეწა შესაძლებელია დიზაინის ოპტიმიზაციის მიზნით. ტექნიკური დიზაინის დროს ხორციელდება აეროდინამიკური სიძლიერე და ერთეულების კინემატიკური გამოთვლები, სტრუქტურული მასალების შერჩევა და სტრუქტურული სქემები.

დეტალური დიზაინის ეტაპზე, ვერტმფრენის სამუშაო და შეკრების ნახაზების დიზაინი, სპეციფიკაციები, კრეფის სიები და სხვა ტექნიკური დოკუმენტაცია ხორციელდება მიღებული სტანდარტების შესაბამისად

ეს ნაშრომი წარმოგიდგენთ წინასწარი დიზაინის ეტაპზე ვერტმფრენის პარამეტრების გამოანგარიშების მეთოდოლოგიას, რომელიც გამოიყენება კურსის პროექტის დასასრულებლად დისციპლინაში "ვერტმფრენების დიზაინი".

1. პირველი მიახლოებითი შვეულმფრენის ასაფრენი მასის გამოთვლა

2. ვერტმფრენის ძირითადი როტორის პარამეტრების გაანგარიშება

2.1 რადიუსი რ, მ, ერთი როტორიანი შვეულმფრენის ძირითადი როტორი გამოითვლება ფორმულით:

ზგრავიტაციის აჩქარება, ტოლი 9.81 მ / წმ 2;

გვ- სპეციფიკური დატვირთვა როტორის მიერ გაწმენდილ ტერიტორიაზე,

გვ =3,14.

კონკრეტული დატვირთვის მნიშვნელობა გვხრახნით გაწმენდილი ტერიტორია შეირჩევა ნაწარმოებში წარმოდგენილი რეკომენდაციების მიხედვით / 1 /: სად გვ = 280

ჩვენ ვიღებთ როტორის რადიუსს რ = 7.9

კუთხოვანი სიჩქარე w, s -1, ძირითადი როტორის ბრუნვა შემოიფარგლება პერიფერიული სიჩქარის მნიშვნელობით w რპირების ბოლოები, რაც დამოკიდებულია ასაფრენის წონაზე

2.2 ჰაერის ფარდობითი სიმკვრივე სტატიკურ და დინამიურ ჭერზე

2.3 ეკონომიკური სიჩქარის გაანგარიშება ადგილზე და დინამიურ ჭერზე

ფარდობითი ფართობი განისაზღვრება

ადგილზე გამოითვლება ეკონომიკური სიჩქარის მნიშვნელობა ვ ს, კმ / სთ:

სად მე

გამოითვლება ეკონომიკური სიჩქარის მნიშვნელობა დინამიურ ჭერზე ვ დეკანი, კმ / სთ:

სად მე= 1.09 ... 1.10 არის ინდუქციის კოეფიციენტი.

2.4 მაქსიმალური და ეკონომიკური ფარდობითი მნიშვნელობები ჰორიზონტალური ფრენის სიჩქარის დინამიურ ჭერზე გამოითვლება:

სად V მაქს= 250 კმ / სთ და ვ დეკანი= 182.298 კმ / სთ - ფრენის სიჩქარე;

w რ= 232 მ / წმ - პირების პერიფერიული სიჩქარე.

2.5 დაძაბულობის და როტორის შევსების დასაშვები თანაფარდობის გაანგარიშება ადგილზე მაქსიმალური სიჩქარისთვის და დინამიური ჭერის ეკონომიკური სიჩქარისთვის:

2.6 ძირითადი როტორის ბიძგის კოეფიციენტები ადგილზე და დინამიურ ჭერზე:

2.7 როტორის შევსების გაანგარიშება:

ძირითადი როტორის შევსება სგამოითვლება ფრენის შემთხვევებისათვის მაქსიმალური და ეკონომიკური სიჩქარით:

როგორც გამოთვლილი შევსების ღირებულება სმთავარი როტორი არის ყველაზე დიდი მნიშვნელობა ს Vmaxდა ს ვ დეკანი .

გ.ვ. მახოტკინი

პროპელერის დიზაინი

ჰაერის პროპელერიმოიპოვა რეპუტაცია, როგორც შეუცვლელი მამოძრავებელი მოწყობილობა მაღალსიჩქარიანი მცურავი ხომალდებისათვის, რომლებიც მოქმედებენ არაღრმა და გადაჭარბებულ წყლებში, ასევე ამფიბიური თოვლმავლებისთვის, რომლებსაც უწევთ მუშაობა თოვლზე, ყინულსა და წყალზე. ჩვენ უკვე დაგროვილი გვაქვს მნიშვნელოვანი გამოცდილება როგორც ჩვენს ქვეყანაში, ასევე მის ფარგლებს გარეთ. პროპელერის პროგრამები მაღალსიჩქარიანი მცირე ზომის ხომალდებზე და ამფიბიებზე... ასე რომ, 1964 წლიდან ჩვენს ქვეყანაში, ამფიბიური თოვლმავლები (ნახ. 1) KB im. ა.ნ. ტუპოლევი. შეერთებულ შტატებში, ფლორიდაში მოქმედებს რამდენიმე ათეული ათასი საჰაერო ხომალდი, როგორც ამერიკელები უწოდებენ მათ.

პროპელერით მაღალსიჩქარიანი არაღრმა საავტომობილო ნავის შექმნის პრობლემა კვლავ აინტერესებს ჩვენს სამოყვარულო გემთმშენებლებს. მათთვის ყველაზე ხელმისაწვდომი სიმძლავრეა 20-30 ლიტრი. თან. აქედან გამომდინარე, ჩვენ განვიხილავთ საჰაერო ძრავის ერთეულის დიზაინის ძირითად საკითხებს სწორედ ასეთი სიმძლავრის მოლოდინით.

გეომეტრიული ზომების საფუძვლიანი განსაზღვრა პროპელერისაშუალებას მოგცემთ სრულად გამოიყენოთ ძრავის სიმძლავრე და მიიღოთ მაქსიმალური ძალა მაქსიმალურად ახლოს არსებული სიმძლავრით. ამ შემთხვევაში, ხრახნიანი დიამეტრის სწორ არჩევანს განსაკუთრებული მნიშვნელობა ექნება, რომელზედაც არა მხოლოდ პროპელერის ეფექტურობაა დამოკიდებული მრავალი თვალსაზრისით, არამედ ხმაურის დონეც, რაც პირდაპირ განისაზღვრება პერიფერიული სიჩქარის სიდიდით.

მამოძრავებელ სიჩქარეზე მიჯაჭვულობის დამოკიდებულების კვლევებმა დაადგინა, რომ 25 ლიტრიანი სიმძლავრის პროპელერის შესაძლებლობების რეალიზება. თან. მას უნდა ჰქონდეს დიამეტრი დაახლოებით 2 მ. ენერგიის ყველაზე დაბალი დანახარჯების უზრუნველსაყოფად ჰაერი უკან უნდა ჩააგდოს გამანადგურებლით უფრო დიდი განივი ფართობით; ჩვენს კონკრეტულ შემთხვევაში, ხრახნით გაწმენდილი ტერიტორია იქნება დაახლოებით 3 მ². ხრახნის დონის შესამცირებლად პროპელერის დიამეტრის 1 მ -მდე შემცირება შეამცირებს პროპელერის მიერ გაწმენდილ ფართობს 4 -ჯერ და ეს, მიუხედავად თვითმფრინავში სიჩქარის გაზრდისა, გამოიწვევს მიჯაჭვულობის მიწოდების ვარდნას 37% -ით. რა სამწუხაროდ, შეუძლებელია ბიძგის შემცირების ანაზღაურება ეტაპობრივად, პირების რაოდენობის ან სიგანის მიხედვით.

მოძრაობის სიჩქარის მატებასთან ერთად, დიამეტრის შემცირების შედეგად წევის დაკარგვა მცირდება; ამრიგად, სიჩქარის გაზრდა საშუალებას იძლევა გამოიყენოთ პატარა პროპელერები. 1 და 2 მ დიამეტრის მქონე პროპელერებისთვის, რომლებიც უზრუნველყოფენ მაქსიმალურ მიწოდებას მიჯაჭვულობაზე, 90 კმ / სთ სიჩქარით, ბიძგის მნიშვნელობები თანაბარი ხდება. დიამეტრის გაზრდა 2.5 მ -მდე, წევის გაზრდა საყრდენზე, იძლევა წევის მხოლოდ მცირე ზრდას 50 კმ / სთ -ზე მეტი სიჩქარით. ზოგადად, თითოეული სიჩქარის დიაპაზონს (ძრავის გარკვეული სიმძლავრის დროს) აქვს თავისი ხრახნიანი ოპტიმალური დიამეტრი. სიმძლავრის გაზრდით მუდმივი სიჩქარით, დიამეტრი ოპტიმალური ეფექტურობის თვალსაზრისით იზრდება.

შემდეგნაირად, რაც ნაჩვენებია ნახ. 2 გრაფიკი, პროპელერის იმპულსი 1 მ დიამეტრით აღემატება გარე ძრავის "ნეპტუნი -23" ან "პრივეტ -22" წყლის პროპელერის იმპულსს (55 კმ / სთ-ზე მეტი სიჩქარით) და პროპელერი 2 მ დიამეტრით - უკვე 30 -35 კმ / სთ სიჩქარით. გამოთვლები აჩვენებს, რომ 50 კმ / სთ სიჩქარით, 2 მ დიამეტრის პროპელერის მქონე ძრავის საწვავის კილომეტრიანი მოხმარება იქნება 20-25% -ით ნაკლები, ვიდრე ყველაზე ეკონომიური გარე ძრავი "პრივეტ -22".

მოცემული გრაფიკების მიხედვით პროპელერის ელემენტების შერჩევის თანმიმდევრობა ასეთია. პროპელერის დიამეტრი განისაზღვრება იმის მიხედვით, თუ რა მოთხოვნაა მიჯაჭვულ ადგილას მოცემული ძალახრახნიან ლილვზე. თუ საავტომობილო ნავი უნდა მუშაობდეს დასახლებულ პუნქტებში ან იმ ადგილებში, სადაც ხმაურის შეზღუდვები არსებობს, მისაღები (დღეს) ხმაურის დონე შეესაბამება პერიფერიულ სიჩქარეს - 160-180 მ / წმ. ამ პირობითი ნორმისა და ხრახნიანი დიამეტრის საფუძველზე, მისი რევოლუციების მაქსიმალური რაოდენობის გათვალისწინებით, ჩვენ ჩამოვაყალიბებთ გადაცემის თანაფარდობას ძრავის ლილვიდან ხრახნიან ლილვამდე.

2 მ დიამეტრისთვის, ხმაურის დასაშვები დონე იქნება დაახლოებით 1500 rpm (1 მ დიამეტრისთვის - დაახლოებით 3000 rpm); ამრიგად, გადაცემათა კოეფიციენტი ძრავის სიჩქარით 4500 rpm იქნება დაახლოებით 3 (1 მ დიამეტრისთვის - დაახლოებით 1.5).

გრაფიკის გამოყენება ნახ. 3, თქვენ შეძლებთ განსაზღვროთ პროპელერის ბიძგის რაოდენობა თუ პროპელერის დიამეტრი და ძრავის სიმძლავრე უკვე შერჩეულია. ჩვენი მაგალითისთვის შეირჩევა ყველაზე ხელმისაწვდომი სიმძლავრის ძრავა - 25 ცხ. ერთად., და პროპელერის დიამეტრი - 2 მ. ამ კონკრეტული შემთხვევისთვის, ბიძგის სიდიდეა 110 კგ.

საიმედო გადაცემათა კოლოფის არარსებობა ალბათ ყველაზე დიდი დაბრკოლებაა დასაძლევად. როგორც წესი, მოყვარულთა მიერ ხელოსნურ პირობებში დამზადებული ჯაჭვისა და ქამრის დისკები არასაიმედოა და აქვთ დაბალი ეფექტურობა. საავტომობილო ლილვზე იძულებითი მონტაჟი იწვევს დიამეტრის შემცირების აუცილებლობას და, შესაბამისად, პროპელერის ეფექტურობის შემცირებას.

დანის სიგანისა და სიმაღლის დასადგენად გამოიყენეთ ნახატზე ნაჩვენები ნომოგრამა. 4. მარჯვენა ჰორიზონტალურ მასშტაბზე, ხრახნიანი ლილვის სიმძლავრის შესაბამისი წერტილიდან, დახაზეთ ვერტიკალური ხაზი მანამ, სანამ არ გადაკვეთს ადრე ნაპოვნი ხრახნის დიამეტრის შესაბამის მრუდას. გადაკვეთის წერტილიდან, გადააადგილეთ ჰორიზონტალური ხაზი კვეთაზე, რევოლუციების რაოდენობის მარცხენა მასშტაბის წერტილიდან ამოღებული ვერტიკალურით. შედეგად მიღებული ღირებულება განსაზღვრავს შემუშავებული პროპელერის დაფარვას (თვითმფრინავების მწარმოებლები უწოდებენ პირების სიგანეების ჯამის შეფარდებას დიამეტრთან).

ორსაფეხურიანი პროპელერისთვის დაფარვა უდრის დანა სიგანის პროპელერის რადიუსს R. დაფარვის ღირებულებების ზემოთ მითითებულია პროპელერის ოპტიმალური საფეხურების მნიშვნელობები. ჩვენი მაგალითისთვის მიიღება შემდეგი: დაფარვა σ = 0.165 და ფარდობითი სიმაღლე (სიმაღლის თანაფარდობა დიამეტრთან) h = 0.52. ხრახნიანი დიამეტრით 1 მ σ = 0.50 მ და h = 0.65. პროპელერი 2 მ დიამეტრით უნდა იყოს 2 ბალიანი, რომლის დანა სიგანეა 16.5% R, ვინაიდან დაფარვა მცირეა; პროპელერი 1 მ დიამეტრით შეიძლება იყოს 6 ბალიანი დანის სიგანით 50: 3 = 16,6% R ან 4-ბლაგვიანი დანა სიგანით 50: 2 = 25% R. დანის რაოდენობის ზრდა იქნება ხმაურის დონის დამატებით შემცირებას.

სიზუსტის საკმარისი ხარისხით, შეიძლება ვივარაუდოთ, რომ პროპელერის საფეხური არ არის დამოკიდებული პირების რაოდენობაზე. ჩვენ ვაძლევთ გეომეტრიულ ზომებს ხის დანა სიგანით 16.5% R. ყველა განზომილება ნახატზე ნახ. 5 მოცემულია რადიუსის პროცენტულად. მაგალითად, განყოფილება D არის 16.4% R, მდებარეობს 60% R. მონაკვეთის აკორდი იყოფა 10 თანაბარ ნაწილად, ანუ 1.64% R თითოეული; წინდა გატეხილია 0.82% R. პროფილის ორდინატები მილიმეტრებში განისაზღვრება რადიუსის გამრავლებით თითოეული ორდინატის შესაბამისი პროცენტული მნიშვნელობით, ანუ 1.278 -ით; 1,690; 2.046 ... 0.548.

ჩვენ გუშინ დავიწყეთ საუბარი შუქზე დავები და დისკუსიები ინდური ტენდერის შესახებ... მოდით, სწრაფად შევხედოთ კონკურენტს, ჩვენს Mi-26- ს და შემდეგ შევადაროთ ორი შვეულმფრენი.

მძიმე rotorcraft– ის დიზაინი M.L. მილი დაიწყო ყველაზე ოპტიმალური განლაგების და განლაგების ძიებით. როგორც V-12– ის შექმნისას, სამი სქემა განიხილებოდა: ერთი ხრახნიანი და ორი ტყუპიანი-განივი და გრძივი. თავდაპირველად, გადაწყდა გამოეყენებინათ ძირითადი დანადგარები Mi-6 და V-12 ახალი მანქანებისთვის: პირები-ერთბორბლიანი შვეულმფრენისთვის; პირები, ძირითადი გადაცემათა კოლოფი და კონტროლის სისტემის გამაძლიერებლები - ორბორბლიანი შვეულმფრენებისთვის; და Mi-8– დან: პირები-განივი შვეულმფრენისთვის 23 მ ძირითადი როტორებით. შესწავლილი იყო შემდეგი პარამეტრები: ერთბორბლიანი შვეულმფრენი 35 მ მთავარი როტორით; ორმაგი ხრახნიანი განივი სქემა ხრახნებით 23 და 35 მ დიამეტრით; გრძივი ორმაგი ხრახნიანი კონფიგურაცია 35 მ ბრუნვით. თუმცა, მათ ყველას ჰქონდა ერთი და იგივე ნაკლი - პარამეტრების შეუსაბამობა მითითების პირობებიდაბალი დასაბრუნებელი წონა და მაღალი ასაფრენი წონა და, შესაბამისად, დაბალი შესრულების მახასიათებლები.

ფირმის ანალიტიკოსები მივიდნენ იმ დასკვნამდე, რომ პრობლემის გადასაჭრელად საკმარისი არ არის მხოლოდ ოპტიმალური პარამეტრების არჩევით შემოვიფარგლოთ - საჭიროა დიზაინის არატრადიციული მეთოდები. ამავე დროს, აუცილებელი იყო სერიული ერთეულების გამოყენებაზე და ზოგადად მიღებული დიზაინის გადაწყვეტილებების გამოყენებაზე უარის თქმა.

მძიმე ვერტმფრენის პროექტს მიენიჭა ახალი აღნიშვნა Mi-26 ან "პროდუქტი 90". NII MAP– ისგან დადებითი აზრის მიღების შემდეგ, MVZ– ის თანამშრომლებმა im. მ.ლ. მილი 1971 წლის აგვისტოში დაიწყო წინასწარი დიზაინის შემუშავება, რომელიც დასრულდა სამი თვის შემდეგ. ამ დროისთვის სამხედრო მომხმარებელმა შეიტანა ცვლილებები ვერტმფრენის ტექნიკურ მოთხოვნებში - გაზარდა მაქსიმალური დატვირთვის მასა 15 -დან 18 ტონამდე. პროექტი ხელახლა შეიმუშავეს. Mi-26 ვერტმფრენი, ისევე როგორც მისი წინამორბედი Mi-6, განკუთვნილი იყო ტრანსპორტირებისთვის განსხვავებული ტიპები სამხედრო ტექნიკასაბრძოლო მასალის, საკვების, აღჭურვილობისა და სხვა მასალების მიწოდება, სამხედრო ნაწილების სამხედრო აღჭურვილობითა და იარაღით შიდა ნაწილების გადაყვანა, ავადმყოფებისა და დაჭრილების ევაკუაცია და ინდივიდუალური შემთხვევები, ტაქტიკური თავდასხმის ძალების დესანტისათვის.

Mi-26 იყო პირველი მესამე თაობის პირველი რუსული ვერტმფრენი. ასეთი სატრანსპორტო საშუალება შეიქმნა 60 -იანი წლების ბოლოს - 70 -იანი წლების დასაწყისში. მრავალი უცხოური ფირმის მიერ და განსხვავდებოდა მათი წინამორბედებისგან ტექნიკური და ეკონომიკური მაჩვენებლების გაუმჯობესებით, პირველ რიგში ტრანსპორტის ეფექტურობით. მაგრამ Mi-26– ის პარამეტრები მნიშვნელოვნად აღემატებოდა სატვირთო განყოფილების მქონე ვერტმფრენების შიდა და უცხოურ მაჩვენებლებს. წონის ეფექტურობა იყო 50% (Mi-6– ის 34% –ის ნაცვლად), საწვავის ეფექტურობა იყო 0.62 კგ / (ტ * კმ). პრაქტიკულად იგივე გეომეტრიული განზომილებებით, როგორც Mi-6, ახალი აპარატიჰქონდა ორჯერ დატვირთვა და მნიშვნელოვნად უკეთესი ფრენის შესრულება. დატვირთვის გაორმაგება თითქმის არ ახდენს გავლენას ვერტმფრენის ასაფრენ წონაზე.

საავიაციო მრეწველობის სამინისტროს სამეცნიერო და ტექნიკურმა საბჭომ 1971 წლის დეკემბერში დაამტკიცა Mi-26– ის წინასწარი დიზაინი. რა ვ მოკლე დროგათვალისწინებული იყო დაბალი ფარდობითი მასითა და მაღალი რესურსებით ერთეულების და სისტემების შექმნა და მშენებლობა, საყრდენი ბაზა, საცდელი კომპონენტები და შეკრებები, ახალი მასალისგან დამზადებული სტრუქტურების თვისებების შესწავლა, ახალი პირების პროფილების შესწავლა, ვერტმფრენის აეროდინამიკური მახასიათებლები, სტაბილურობა მსუბუქი პირები და ა. ამ მხრივ, "" MVZ im. მ.ლ. Mil "" იზიდავდა მჭიდრო თანამშრომლობას TsAGI, LII, VIAM, NIAT, TsIAM და სხვა ორგანიზაციებს.

1972 წელს "" MVZ im. მ.ლ. მილმა "" მიიღო დადებითი მოსაზრებები საავიაციო ინდუსტრიის ინსტიტუტებისა და მომხმარებლისგან. საჰაერო ძალების სარდლობას წარდგენილი ორი წინადადებიდან: Mi-26 და უხტომსკის ვერტმფრენის ქარხნის მიერ შემუშავებული ბორბლიანი ხომალდი, სამხედროებმა აირჩიეს მილევის თვითმფრინავი. ვერტმფრენის დიზაინის მნიშვნელოვანი ეტაპი იყო ტექნიკური დავალების კომპეტენტური მომზადება. მომხმარებელს თავდაპირველად ესაჭიროებოდა საჭესთან, მძიმე იარაღის დაყენება, ვერტმფრენზე სატვირთო განყოფილების დალუქვა, საავტომობილო საწვავზე ძრავების მუშაობის უზრუნველყოფა და სხვა მსგავსი გაუმჯობესება, რაც გამოიწვევდა სტრუქტურის მნიშვნელოვან წონას. ინჟინრებმა იპოვეს გონივრული კომპრომისი - უმნიშვნელო მოთხოვნები უარყოფილ იქნა და მთავარი დაკმაყოფილდა. შედეგად, გაკეთდა კაბინის ახალი განლაგება, რამაც შესაძლებელი გახადა ეკიპაჟის გაზრდა ოთხიდან ხუთ ადამიანამდე; ტვირთის განყოფილების სიმაღლე, თავდაპირველი პროექტისგან განსხვავებით, იგივე გახდა მთელ სიგრძეზე. ვერტმფრენის ზოგიერთი სხვა ნაწილის დიზაინმაც განიცადა გაუმჯობესება.

1974 წელს მძიმე Mi-26 ვერტმფრენის გარეგნობა თითქმის მთლიანად ჩამოყალიბდა. მას ჰქონდა კლასიკური განლაგება Mil სატრანსპორტო ვერტმფრენებისთვის: თითქმის ყველა ელექტროსადგურის სისტემა განლაგებული იყო ტვირთის განყოფილების ზემოთ; ძრავები მთავარ გადაცემათა კოლოფთან შედარებით და სალონში მდებარე კუპე დაბალანსებულია კუდის მონაკვეთზე. შვეულმფრენის დიზაინის შექმნისას, პირველად, ფიუზეჟის კონტურები გამოითვალა ზედაპირების მითითებით მეორე რიგის მოსახვევებით, რის წყალობითაც Mi-26– ის ყველა მეტალის ნახევრად მონოკოკურმა სხეულმა მიიღო თავისი დამახასიათებელი გამარტივებული „დელფინის მსგავსი“ ფორმები რა მის დიზაინში, თავდაპირველად გათვალისწინებული იყო პანელის შეკრებისა და ჩარჩოს წებოვანი სახსრების გამოყენება.

Mi-26– ის წინა კორპუსში, დალუქული და კონდიცირების სისტემით აღჭურვილი, იყო ფართო და კომფორტული კაბინა სავარძლების მეთაურისთვის (მარცხენა პილოტი), მარჯვენა მფრინავის, ნავიგატორისა და საფრენი აპარატურისთვის, ასევე კაბინასთვის. ოთხი ადამიანი, რომლებიც ახორციელებენ ტვირთს და ეკიპაჟის მეხუთე წევრი - ფრენის მექანიკოსი. კაბინების გვერდებზე იყო ბლისტერული ლუქები ვერტმფრენიდან გადაუდებელი გაქცევისთვის, ასევე ჯავშნის ფირფიტები. კაბინების იატაკის ქვეშ იყო განყოფილებები სანავიგაციო და რადიოკომუნიკაციის აღჭურვილობისთვის, სიცოცხლის დამხმარე სისტემები და დამხმარე პოვერ პოინტი- გაზის ტურბინის ერთეული TA-8A, რომელიც უზრუნველყოფს ძრავების ავტონომიურ დაწყებას, დატვირთვისა და გადმოტვირთვის მექანიზმების ელექტრომომარაგებას და სხვა სისტემებს. სანავიგაციო რადარი განლაგებული იყო მშვილდში რადიო გამჭვირვალე ფარინგის ქვეშ.

ბორბლის ცენტრალური ნაწილი დაიკავა ფართო სატვირთო განყოფილებამ უკანა განყოფილებით, რომელიც კუდის ბუმში გაერთიანდა. სალონის სიგრძე იყო 12.1 მ (კიბით - 15 მ), სიგანე 3.2 მ, ხოლო სიმაღლე 2.95 -დან 3.17 მ -მდე. 20 ტონა, რომელიც განკუთვნილია მოტორიზებული შაშხანის დივიზიის აღჭურვისთვის, როგორიცაა ქვეითი საბრძოლო მანქანა , თვითმავალი ჰაუბიცა, დაჯავშნული სადაზვერვო მანქანა და ა.შ. აღჭურვილობის დატვირთვა განხორციელდა საკუთარი ძალებით, ტვირთის ლულის საშუალებით, კორპუსის უკანა ნაწილში, აღჭურვილი ორი ჩამოსაშლელი გვერდითი საფარით და დაღმავალი გასასვლელი ბუდეებით. გასასვლელი და ფარდების კონტროლი ჰიდრავლიკური იყო. დატვირთვისა და გადმოტვირთვის ოპერაციის მექანიზაციისათვის, სატვირთო განყოფილება აღჭურვილი იყო ორი LG-1500 ელექტრო ნიჟარით და ტელფერ მოწყობილობით, რომელიც უზრუნველყოფდა 5 ტონამდე ტვირთის სალონში დატვირთვას, გადმოტვირთვას და ტრანსპორტირებას, აგრეთვე ბორბლიანი არასამთავრობო თვითმმართველობის გამკაცრებას. მოძრავი აღჭურვილობა. მგზავრების დატვირთვა ან მსუბუქი ტვირთის გადატანა შესაძლებელია დამატებით, კორპუსის სამი კარის საშუალებით, ფიუზელაჟის გვერდით. სადესანტო ვერსიით, Mi-26– ს ჰყავდა 82 ჯარისკაცი ან 68 მედესანტე. სპეციალურმა აღჭურვილობამ შესაძლებელი გახადა შვეულმფრენის სასწრაფო დახმარების მანქანად გადაქცევა საკაცეებზე 60 დაჭრილი და სამი თანმხლები სასწრაფოს გადასაყვანად. 20 ტონაზე მეტი წონის ტვირთის გადატანა შესაძლებელია გარე სლინგზე. მისი დანაყოფები განლაგებული იყო დატვირთვის იატაკის სტრუქტურაში, ისე რომ სისტემის დემონტაჟი არ იყო საჭირო ბორცვის შიგნით საქონლის ტრანსპორტირებისას. ტვირთის ლუქის უკან, ბორბალი შეუფერხებლად გადავიდა კუდის ბუმში, პროფილირებული ბოლოს ბუმ-კეილით და სტაბილიზატორით.

რვა ძირითადი საწვავის ავზი, რომელთა საერთო სიმძლავრეა 12,000 ლიტრი, მოთავსებული იყო კორპუსის ტვირთის იატაკის ქვეშ. საბორნე ვერსიით, ოთხი დამატებითი ავზი, რომელთა საერთო სიმძლავრეა 14800 ლიტრი, შეიძლება დამონტაჟდეს Mi-26 სატვირთო ნაწილში. ზემოთ, ტვირთის განყოფილების ზემოთ, იყო განყოფილებები ძრავებისთვის, მთავარი გადაცემათა კოლოფი და ორი საწვავის ავზი. ძრავის ჰაერის შესასვლელების შესასვლელთან დამონტაჟდა სოკოს ფორმის მტვრის დამცავი მოწყობილობები. სახარჯო საწვავის ავზები და ძრავები დაცული იყო ჯავშნით.

მაღალი დატვირთვით მომუშავე მი -26 დანაყოფების მასის და ნაწილების მასის დაგეგმილი მცირე ღირებულებებისა და სიმტკიცისა და საიმედოობის საჭირო დონის უზრუნველსაყოფად, შეიქმნა OKB და საპილოტე წარმოება "" MVZ im. მ.ლ. მილია "" ააშენა 70-ზე მეტი საცდელი სტენდი, მათ შორის ისეთი უნიკალური, როგორც საყრდენი კორპუსის და შასის ხელახალი სტატიკური გამოცდისთვის, სრულმასშტაბიანი პროდუქტის "ჩაშვების" მეთოდით, დახურული სტენდი ძირითადი გადაცემათა კოლოფის შესამოწმებლად, სრული -ვერტმფრენის სიმძლავრისა და დატვირთვის სისტემების შესამოწმებლად ფართომასშტაბიანი სადგამი, სტენდის წინასწარი სტატიკური ტესტები და ბორბლების ნაწილების სრულყოფილად მორგება, სტატიკური საცდელი სავარძელი ბორბლის უკანა ნაწილში. ფუჟუნის შემოწმებისას საჭირო ძალა მიიღწევა სუსტი წერტილების თანმიმდევრულად გამოვლენით და მათი გაძლიერებით. შედეგად, Mi-26 გადააჭარბა თავის წინამორბედს ტვირთის განყოფილების მოცულობით და დატვირთვის მასით თითქმის ორჯერ, ხოლო ბორბლების მასა უცვლელი დარჩა. სადგამები ასევე შეიქმნა კუდის გადაცემის გადაცემათა კოლოფებისა და ლილვების შესამოწმებლად და ძირითადი გადაცემათა კოლოფის ცალკეული ნაწილები, პირების დინამიური ტესტები, ბუჩქების სახსრებისა და ძირითადი და კუდის მბრუნავი პირების კონდახის ნაწილების კომბინირებული ტესტები და ა. განხორციელდა. სკამების ტესტების შედეგები დაუყოვნებლივ იქნა გათვალისწინებული ერთეულების და სისტემების შემუშავებისას.

Mi-26– ის დიზაინში მთავარი ამოცანა, ისევე როგორც ყველა სხვა მბრუნავი ფრთის თვითმფრინავი, იყო თანამედროვე მთავარი როტორის შექმნა დაბალი მასით და მაღალი აეროდინამიკური და სიმტკიცის მახასიათებლებით. Mi-26 პირების შემუშავებისას, OKB ინჟინრები დაეყრდნობოდნენ უზარმაზარ გამოცდილებას ფოლადის შუბითა და ალუმინის შენადნობის მქონე პირების დიზაინში და ექსპლუატაციაში. ამ ზომის პირებში ბოჭკოვანი მინის გამოყენების მცირე გამოცდილებამ განაპირობა ის, რომ დიზაინერებმა არ გამოიყენეს ის ამხელა პროპელერის მთავარ მასალად. ფოლადის ბეწვი უზრუნველყოფდა დაღლილობის გაცილებით მაღალ ძალას. გარდა ამისა, ამ დროისთვის შემუშავდა უნიკალური ტექნოლოგია ფოლადის ნაჭუჭების წარმოებისთვის ყურმილით შესაკრავად, რომელიც დამზადებულია მილთან ერთად. მძიმე ვერტმფრენის მთავარი როტორული დანა დაპროექტდა ფოლადის შუბისა და ბოჭკოვანი მინის სტრუქტურის საფუძველზე. შიდა ბოჭკოვანი შრის ფენასა და გარე ბოჭკოვანი შუშის გარსს შორის იყო ბოჭკოვანი შუშის ქამრები და მსუბუქი ქაფი. უკანა განყოფილება ბოჭკოვანი შუშის საფარით და ნომექსის ქაღალდისგან დამზადებული თაფლის შემავსებელი იყო გარე კანზე წებოვანი. თითოეული დანა აღჭურვილი იყო პნევმატური სისტემით სპარში მიკროკარკვების გამოვლენისას მათი ფორმირების ეტაპზე. პირების აეროდინამიკური განლაგების ოპტიმიზაციის მიზნით TsAGI– სთან ერთად ჩატარებულმა კვლევებმა მნიშვნელოვნად გაზარდა პროპელერის ეფექტურობა. ექსპერიმენტულმა კომპლექტმა ხუთი დინამიურად მსგავსი Mi-26 პირისაგან ჩააბარა წინასწარი ტესტები 1975 წელს Mi-6 საფრენი ლაბორატორიაში.

პირველად ვერტმფრენის ინჟინერიის ისტორიაში, ძლიერ დატვირთული Mi-26 მთავარი როტორი შეიქმნა რვა დანით. ასეთი ხრახნის შესაგროვებლად, ყდის ყდის მოსახსნელი უნდა გამხდარიყო. დანის მიმაგრება კერაზე იყო ტრადიციული, სამი რგოლის საშუალებით, თუმცა, ღერძული სახსრის დიზაინში, MVZ im ინჟინრებმა. ML Mil "" შემოიღო ტორსიული ბარი, რომელიც აღიქვამს ცენტრიდანულ დატვირთვას. არაერთი ერთობლივი შეკრება გაკეთდა ლითონ-ფლუოროპლასტიკური საკისრების გამოყენებით. ვერტიკალური სახსრები აღჭურვილი იყო ჰიდრავლიკური ზამბარის ამორტიზატორებით. როტორის კერას მასის შესამცირებლად ტიტანი გამოიყენებოდა მის დიზაინში ფოლადის ნაცვლად. ამ ყველაფერმა შესაძლებელი გახადა რვა ბალიანი მთავარი როტორის შექმნა 30% –ით მეტი და 2 ტონით ნაკლები მასით, ვიდრე ხუთ ბალიანი Mi-6– ის პროპელერი. Mi-26 ძირითადი როტორის წინასწარი ტესტები, რომელიც ჩატარდა 1977 წელს Mi-6 საფრენი ლაბორატორიაში, დაადასტურა პარამეტრების არჩევის სისწორე, აჩვენა მაღალი აეროდინამიკური მახასიათებლები, სხვადასხვა სახის არასტაბილურობის არარსებობა, ვიბრაციის დაბალი დონე, ზომიერი დაძაბულობის დანა სპარში და დატვირთვის დონე ტარების სისტემის ერთეულებში. არ აღემატება გამოთვლილს.

Mi-26 ვერტმფრენზე დამონტაჟდა კუდის როტორი ბრუნვის მიმართულებით, რომელშიც ქვედა დანა დინების საწინააღმდეგოდ წავიდა. ხუთ ბალიანიანი ნახევრად ხისტი კუდის მბრუნავი შუშის ფირფიტები მიმაგრებული იყო კერაზე ჰორიზონტალური და ღერძული სახსრების საშუალებით ბრუნვის ზოლით. მისი პირების ნაწიბურები ჯერ ხელით დაგებული ქსოვილით იყო შემუშავებული, შემდეგ კი სპირალური გრაგნილის ახალი მეთოდით. კუდის როტორის ბიძგის ორმაგი ზრდის მიუხედავად, მისი მასა იგივე დარჩა, რაც Mi-6 პროპელერის მასაზე. ძირითადი და კუდის როტორის პირები აღჭურვილი იყო ელექტროთერმული საწინააღმდეგო ყინვის სისტემით. კუდის გამოცდილმა როტორმა გაიარა წინასწარი ტესტები Mi-6 საფრენი ლაბორატორიაში. პირების გარდა, ბოჭკოვანი ბოჭკოვანი გამოიყენებოდა როგორც სტრუქტურული მასალა სტაბილიზატორის სპარის წარმოებისა და ბორბლის სტრუქტურის ზოგიერთი არაძალადობრივი ელემენტის წარმოებაში.

ერთ -ერთი ყველაზე რთული ამოცანა იყო მთავარი გადაცემათა კოლოფის შექმნა, რომელსაც უნდა გადაეცა სიმძლავრე 20 ათას ცხენის ზემოთ. ყველა Mil ვერტმფრენისთვის, Mi-1– ის გარდა, მთავარი გადაცემათა კოლოფი შეიქმნა ძრავის დიზაინერების მიერ, ხოლო Mil Design Bureau– მ შეასრულა მხოლოდ მონახაზი. როდესაც მუშაობდნენ Mi-26– ზე, ძრავის დიზაინის ბიუროებმა ვერ შექმნეს მთავარი გადაცემათა კოლოფი, რომელიც შექმნილი იყო Mi-26 მასისთვის პროექტის მენეჯერების მიერ. უნიკალური მთავარი გადაცემათა კოლოფი შეიქმნა სახლში ხარჯების ცენტრში. განიხილებოდა ორი კინემატიკური სქემა: ტრადიციული პლანეტარული და ფუნდამენტურად ახალი მრავალფუნქციური ხრახნიანი, რომელიც ადრე არ იყო გამოყენებული შიდა ვერტმფრენების ინდუსტრიაში. კვლევებმა აჩვენა, რომ მეორე სქემა უზრუნველყოფს მნიშვნელოვან მიღწევებს მასაში. შედეგად, სამსაფეხურიანი ძირითადი გადაცემათა კოლოფი VR-26, რომელიც აჭარბებს R-7 გადაცემათა კოლოფს, რომელიც გამოიყენება Mi-6– ზე გადაცემული სიმძლავრით თითქმის ორჯერ, ხოლო გამომავალი ბრუნვის თვალსაზრისით-ერთნახევარჯერ, აღმოჩნდა უფრო მძიმე ვიდრე მისი წინამორბედი მხოლოდ 8.5%-ით. ძირითადი გადაცემათა კოლოფის გადაცემათა კოეფიციენტი იყო 62.5: 1.

Mi-26 შასი არის ტრიციკლი, წინა და ორი ძირითადი საყრდენის ჩათვლით, ორკამერიანი დარტყმის შემწოვი საყრდენებით. კუდიანი საყრდენი დამონტაჟდა ბოლო სხივის ქვეშ. დატვირთვისა და გადმოტვირთვის ოპერაციის მოხერხებულობისთვის, მთავარი სადესანტო მექანიზმი აღჭურვილი იყო მიწის კლირენსის შეცვლის სისტემით.

Mi-26– ის შემუშავებისას განსაკუთრებული ყურადღება დაეთმო ბაზის ავტონომიის უზრუნველყოფას, საიმედოობისა და ექსპლუატაციის სიმარტივის გაზრდას. სპეციალური კიბეების, გამწოვების, ჭაბურღილების და ლუქების არსებობამ შესაძლებელი გახადა ვერტმფრენის და მისი შეკრებების სახმელეთო მართვა აეროდრომის სპეციალური საშუალებების გამოყენების გარეშე.

OKB- ის დიზაინერებმა 1975 წელს დაასრულეს ერთეულების და სისტემების უმეტესობის დიზაინი. ამავდროულად, სახელმწიფო კომისიამ მიიღო ვერტმფრენის საბოლოო მოდელი და, მთავრობის დადგენილების შესაბამისად, MVZ– ის ასამბლეის მაღაზიამ დაიწყო მშენებლობა Mi-26– ის სრულმასშტაბიანი მოდელები. V.V. შუტოვი დაინიშნა ახალ პასუხისმგებელ წამყვან დიზაინერად. ვერტმფრენის პირველი ასლი, რომელიც შეიკრიბა მომდევნო წელს, ჩაირიცხა განმეორებით სტატიკურ და ვიბრაციულ ტესტებში. 1977 წლის ოქტომბერში პირველი ფრენის მოდელის შეკრება დასრულდა ვადაზე ადრე, ხოლო იმავე თვის ბოლო დღეს, ტრაქტორმა გადმოაგდო პირველი Mi-26 სახელოსნოდან განვითარების ადგილზე. ბალასტით დატვირთული შვეულმფრენისა და ადგილზე მისი სისტემების დასრულება თვენახევარი გაგრძელდა. პირებზე დამონტაჟებული, სპეციალური ჩამტვირთავი ფლაკონები-მულინეტები შესაძლებელს ხდის ძრავების მუშაობის შემოწმებას ყველა რეჟიმში ვერტმფრენის შეკრების გარეშე. 1977 წლის 14 დეკემბერს, გამოცდის პილოტმა გ.რ.კარაპეტიანმა პირველად ჩამოაგდო ვერტმფრენი მიწიდან და ჩაატარა ჰაერში სისტემებისა და შეკრებების სამწუთიანი ტესტირება. მომდევნო წლის თებერვალში, Mi-26 გაფრინდა ქარხნის ადგილიდან MVZ ფრენის კვლევის სადგურზე, სადაც მალევე აჩვენეს სსრკ-ს საჰაერო ძალების სარდლობას.

ფირმის პილოტ გ.რ. კარაპეტიანთან ერთად, ქარხნის საცდელი მფრინავები გ.ვ ალფეროვი და იუ.ფ ჩაპაევი აქტიურად მონაწილეობდნენ ახალი ვერტმფრენის სრულყოფაში. ფრენის ტესტებისთვის წამყვანი ინჟინრის მოვალეობებს ასრულებდა V.A. Izakson-Elizarov. 1979 წლის შუა რიცხვებში ქარხნის სატესტო პროგრამა წარმატებით დასრულდა. მომხმარებელთა წარმომადგენლებმა, რომლებმაც მიიღეს მონაწილეობა, მისცეს წინასწარი დადებითი დასკვნა მიღებული ფრენის მახასიათებლების შესაბამისობის შესახებ მითითებულ პარამეტრებთან. როსტოვის ვერტმფრენების წარმოების ასოციაციამ (RVPO) დაიწყო Mi-26– ის სერიული წარმოების დაუფლება, ხოლო პირველი პროტოტიპი იმავე წლის ოქტომბრის ბოლოს ხარვეზების გამოვლენისა და ზოგიერთი ნაწილის შეცვლის შემდეგ მომხმარებელს წარედგინა სცენაზე „A "ერთობლივი სახელმწიფო ტესტები.

Mi-26– ის სახელმწიფო ტესტები რეკორდულ დროში ჩატარდა. ეს განპირობებული იყო ქარხანაში ჩატარებული დიდი წინასწარი კვლევით და ექსპერიმენტული სამუშაოებით. "A" ეტაპზე ტესტერებს შეექმნათ მხოლოდ ერთი პრობლემა - ვერტმფრენის გვერდითი დაბალი სიხშირის რხევები ფრენის ზოგიერთ რეჟიმში.

ხარვეზი აღმოიფხვრა ძროხის ფერინგის უკანა ნაწილის შეცვლით. გარდა ამისა, დიზაინერებმა დააყენეს პირების ახალი ნაკრები გაუმჯობესებული აეროდინამიკური განლაგებით პროტოტიპზე. 1979 წლის მაისში, მეორე ფრენის პროტოტიპი, რომელიც შეიკრიბა MVZ– ის საპილოტე ქარხანაში, ჩაირიცხა სახელმწიფო ტესტებში, რომელზედაც შემოწმდა გარე შეჩერების სისტემის, სადესანტო ტრანსპორტის, გაყალბებისა და მიჯაჭვულობისა და სანიტარული აღჭურვილობის მოქმედება, აგრეთვე „იარაღი“. განხორციელდა სხვადასხვა საბრძოლო დანაყოფების სატვირთო ნაწილში განთავსება.ტექნოლოგია. 1980 წლის აპრილში, მეორე Mi-26 ჩაირიცხა საჰაერო ძალების კვლევით ინსტიტუტში ერთობლივი სახელმწიფო გამოცდების საბოლოო მეორე ეტაპზე "B", ხოლო პირველი მოწყობილობა გამოიყენებოდა ავტოროტაციის რეჟიმში დაშვების პრაქტიკაში. არამოტორიანი დაღმავალი და სადესანტო რეჟიმი გარკვეულ შეშფოთებას იწვევს გამომძიებლებში მთავარი როტორის შედარებით დაბალი წონის და მასზე მაღალი დატვირთვის გამო, თუმცა, ვერტმფრენმა აჩვენა გარანტირებული სადესანტო უნარი არაოპერაციული ძრავებით.

B ეტაპის დროს არ ყოფილა უსიამოვნო სიურპრიზები, გარდა საბურავისა, რომელიც ერთხელ აფეთქდა. სახელმწიფო ტესტების დროს ორივე ვერტმფრენმა შეასრულა ასნახევარი ფრენა და "გაიტანა" 104 ფრენის საათზე მეტი.

სახელმწიფო გამოცდები დასრულდა 1980 წლის 26 აგვისტოს ჩათვლით. იმავე წლის ოქტომბერში დამკვეთის ხელმოწერილ საბოლოო აქტში ნათქვამია: ”გამოცდილი საშუალო (იმდროინდელი სამხედრო კლასიფიკაციის მიხედვით, Mi-26 ითვლებოდა“ საშუალო ”. ”- ავტორის შენიშვნა) სამხედრო სატრანსპორტო ვერტმფრენი Mi-26 სახელმწიფო ერთობლივი ეტაპი" B "- ს ტესტებმა გაიარა ... ფრენის ტექნიკური, საბრძოლო და ოპერატიული მახასიათებლები ძირითადად შეესაბამება დადგენილებით განსაზღვრულ მახასიათებლებს. სტატიკური ჭერი და მაქსიმალური დატვირთვის მასა აღემატება TTT– ით განსაზღვრულს ... Mi-26 გამოცდილი სამხედრო სატრანსპორტო ვერტმფრენი და მისი კომპონენტები, რომლებმაც მიიღეს დადებითი შეფასება ტესტის შედეგების მიხედვით, უნდა იყოს რეკომენდებული მასობრივი წარმოების დაწყებისა და მიღებისათვის. საბჭოთა არმიის მიერ ". ბოინგ-ვერტოლის კომპანიის ამერიკელი სპეციალისტების მცდელობა, რომელიც განხორციელდა ერთდროულად საბჭოთა ვერტმფრენის მშენებლებთან ერთად, შეიქმნა მბრუნავი ფრთების გიგანტი, მსგავსი პარამეტრებით Mi-26 HLH პროგრამის ფარგლებში, წარუმატებლად დასრულდა.

ამრიგად, Mi-26 ვერტმფრენის შემუშავებისა და გამოცდის გამოცდილებამ აჩვენა, რომ, უპირველეს ყოვლისა, ვერტმფრენის მშენებლობის თეორიისა და პრაქტიკის განვითარება შესაძლებელს გახდის ლიმიტების გაფართოებას, რაც ზღუდავს ვერტმფრენის მაქსიმალურ მასას; მეორეც, რაც უფრო დიდია სამუშაოს შესრულება დიზაინის ადრეულ ეტაპზე, მით უფრო წარმატებულია ვერტმფრენის ფინალური ეტაპი; და, მესამე, დანადგარების, ცალკეული ელემენტების და სისტემების ტესტირებამ დგას და საფრენი ლაბორატორიები ახალი ვერტმფრენის ფრენების დაწყებამდე შეიძლება მნიშვნელოვნად შეამციროს დრო მისი სრულყოფილი და ფრენის ტესტებისათვის, ასევე გაზარდოს უსაფრთხოება. უნდა აღინიშნოს, რომ ეს იყო ყველაზე წარმატებული და ნაყოფიერი თანამშრომლობის მაგალითი "" MVZ im. ML Mila "" კვლევით ინსტიტუტთან და საჰაერო ძალების ხელმძღვანელობით.

80 -იანი წლების შუა ხანებში. გამოცდილი Mi-26 გადაკეთდა ავღანეთში შვეულმფრენების საბრძოლო გამოყენების შედეგების შესაბამისად, ეჟექტორის გამონაბოლქვი მოწყობილობებით, ასევე პასიური საზენიტო-საჰაერო თავდაცვის სისტემით სარაკეტო სისტემები... პირველი სერიული Mi-26, რომელიც აშენდა როსტოვის ვერტმფრენების წარმოების ასოციაციაში, აფრინდა 1980 წლის 25 ოქტომბერს. ახალი ვერტმფრენი შეიცვალა Mi-6– ის მარაგზე. საერთო ჯამში, როსტოვში აშენდა დაახლოებით 310 Mi-26 ვერტმფრენი.

1983 წელს დაიწყო მი -26 ვერტმფრენების მიწოდება სახმელეთო ჯარების საავიაციო სატრანსპორტო და საბრძოლო პოლკებზე, სასაზღვრო ჯარების პოლკებსა და ესკადრონებზე. რამოდენიმე წლიანი სრულყოფილი რეგულირების შემდეგ ისინი გახდნენ საიმედო და საყვარელი მანქანები ჯარში. შვეულმფრენის საბრძოლო გამოყენება ავღანეთში დაიწყო. ვერტმფრენები, რომლებიც სასაზღვრო ჯარების 23 -ე საჰაერო პოლკის შემადგენლობაში შედიოდნენ, იყენებდნენ საქონლის გადასაყვანად, გამაგრების მიწოდებას და დაჭრილების ევაკუაციას. საბრძოლო დანაკარგები არ ყოფილა. Mi-26 მონაწილეობდა კავკასიის თითქმის ყველა შეიარაღებულ კონფლიქტში, მათ შორის ორ "ჩეჩნურ" ომში. კერძოდ, სწორედ Mi-26– ზე განხორციელდა ჯარების ოპერატიული მიწოდება და მათი გადანაწილება დაღესტანში 1999 წ. ბრძოლების დროს. არმიის ავიაციისა და ავიაციის გარდა, Mi-26 სასაზღვრო ჯარები შევიდნენ იმ დროს რუსეთის შინაგან საქმეთა სამინისტრო. ყველგან ვერტმფრენი აღმოჩნდა ძალიან საიმედო და ხშირად შეუცვლელი მანქანა.

ნაპოვნია Mi-26– ის გამოყენება ხანძრებთან ბრძოლაში და სტიქიური უბედურებების დროს. 1986 წელს ვერტმფრენები გამოიყენეს ჩერნობოლსკის ატომურ ელექტროსადგურზე მომხდარი ავარიის შედეგების ლიკვიდაციის მიზნით. სიტუაციის სერიოზულობის გათვალისწინებით, დიზაინერებმა შეიმუშავეს და აღჭურვეს შესაბამისი მოდიფიკაცია სულ რაღაც სამ დღეში. Mi-26– ის მფრინავებმა ათიათასობით ტონა სპეციალური სითხე და სხვა დამცავი მასალები თავიანთი მძიმე სატვირთო მანქანებიდან გადააგდეს სასიკვდილო სუნთქვის რეაქტორზე და დაბინძურებულ უბანზე.

აეროფლოტმა დაიწყო Mi-26- ების მიღება 1986 წელს. ტიუმენის საავიაციო საწარმომ პირველმა მიიღო ისინი. ეს იყო როსტოვის მძიმე სატვირთო მანქანები დასავლეთ ციმბირში გაზისა და ნავთობის საბადოების განვითარების დროს. აპარატის ამწე-შეკრების უნიკალური შესაძლებლობები განსაკუთრებით მოთხოვნადი იყო. მხოლოდ მასზეა შესაძლებელი 20 ტონამდე წონის ტვირთის გადატანა და მონტაჟი უშუალოდ ოპერაციის ადგილზე.

რუსულ და უკრაინულ Mi-26– ებს ჰქონდათ შანსი მონაწილეობა მიეღოთ გაეროს სამშვიდობო მისიებში. ისინი მუშაობდნენ ყოფილი იუგოსლავიის, სომალის, კამბოჯის, ინდონეზიის და ა. მათი უნიკალური ტევადობის გამო, როსტოვის მძიმე სატვირთო მანქანები დიდი მოთხოვნაა საზღვარგარეთ. იქ, ბოლო ათი წლის განმავლობაში, მათ ახორციელებდნენ როგორც შიდა ავიაკომპანიები, ასევე უცხოური ავიაკომპანიების ნაწილი, რომლებმაც დაიქირავეს შვეულმფრენები ქირავდება ან იჯარით. ერთ-ერთი კომპანია ლიზინგით Mi-26T არის კვიპროსული კომპანია Nutshell. მის კუთვნილ საჰაერო გიგანტს ჩააქრო ხანძარი, გადაიტანა საქონელი, მოქმედებდა გაეროს ეგიდით, როგორც სამშვიდობო აღმოსავლეთ ტიმორში. Mi-26T გერმანიაში და ევროპის სხვა ქვეყნებში ასრულებდა მძიმე ტვირთის გადაზიდვას, სამშენებლო და სამონტაჟო სამუშაოებს ელექტროგადამცემი ხაზების, ანტენის ანძების სტრუქტურების მშენებლობისას, სამრეწველო ობიექტების რეკონსტრუქციისა და მშენებლობის, ტყის და ქალაქის ხანძრების ჩაქრობის დროს.

2002 წელს რუსული ავიაკომპანია "ვერტიკალ-ტ" მი -26 დახმარებას უწევდა თუნდაც ამერიკელ სამხედროებს. მძიმე გადამზიდავმა ჩამოაგდო Boeing-Vertol CH-47 Chinook ვერტმფრენი, აშშ-ს არმიის ავიაციის უმძიმესი მბრუნავი ფრთები, ავღანეთის ძნელად მისადგომი რეგიონებიდან ამერიკულ ბაზაზე ბაგრამში. მდიდარი ამერიკელები ძალიან მგრძნობიარენი არიან თავიანთი სატრანსპორტო საშუალების გადარჩენისა და გადარჩენის შესახებ.

მძიმე მბრუნავი ფრთების თვითმფრინავები ამჟამად წარმატებით ფუნქციონირებენ სამოქალაქო და სამხედრო მიზნებისთვის, როგორც ჩვენს ქვეყანაში, ისე მის ფარგლებს გარეთ. ისინი გამოიყენება ჰუმანიტარული დახმარების გადასატანად, ლტოლვილთა ევაკუაციისთვის, საქონლისა და აღჭურვილობის ტრანსპორტირებისთვის, ამწე და ასაწყობი სამუშაოებისთვის, ხიდების მშენებლობის დროს, შეკრებაზე მძიმე აღჭურვილობა სამრეწველო საწარმოები, საბურღი აპარატების, ელექტროგადამცემი ხაზების, გარე გზის სატვირთო გემების მშენებლობის დროს და მრავალი სხვა სახის სამუშაო, როგორც ჩვეულებრივ, ისე ძნელად მისადგომ ადგილებში.

1981 წელს ლე ბურჟეს საავიაციო გამოფენაზე Mi-26– ის დემონსტრირების შემდეგ, უცხოელი მომხმარებლები დაინტერესდნენ მსოფლიოში ყველაზე ტვირთამწევი ვერტმფრენით. საჰაერო გიგანტის პირველი ოთხი ასლი შეიძინა ინდოეთმა. საბჭოთა კავშირის დაშლის შემდეგ, მძიმე მანქანები, რუსეთის შეიარაღებული ძალების გარდა, დსთ -ს ქვეყნების ჯარებში მოხვდნენ. მათ ასევე მართავენ ჩრდილოეთ კორეა (ორი ვერტმფრენი), სამხრეთ კორეა (ერთი), მალაიზია (ორი), პერუ (სამი), მექსიკა (ორი), საბერძნეთი და კვიპროსი. 2005 წელს ვენესუელამ შეუკვეთა Mi-26. Mi-26– ის გამოყენების შემდგომ გაფართოებას, როგორც ჩვენს ქვეყანაში, ასევე მის ფარგლებს გარეთ, ხელს უწყობს მისი მიღება 1995 წელს. საჰაერო მიმოსვლის სერტიფიკატი.

კარგად, ახლა მოდით გადავიდეთ პირდაპირ ინდური ტენდერის მონაწილეების ანალიზზე.

არც ისე დიდი ხნის წინ, ინდოეთიდან მოვიდა სიახლე შეტევითი შვეულმფრენის შესყიდვის ტენდერის შედეგის შესახებ. ტენდერში გაიმარჯვა ამერიკულმა Boeing AH-64D– მა, რომელმაც რიგი მახასიათებლებით გადააჭარბა რუსულ Mi-28N– ს. ახლა არის ახალი ინფორმაცია მორიგი ტენდერის მსვლელობის შესახებ, რომელიც ეხება ვერტმფრენების მიწოდებას და ისევ სიტუაცია შეიძლება იყოს არასასიამოვნო რუსეთისთვის. მაგრამ უპირველეს ყოვლისა.

გასულ კვირას, Times Of India– ს ინდურმა გამოცემამ გამოაქვეყნა ინფორმაცია კონკურსის მომავალი დასრულების შესახებ, რომლის მიზანია ინდოეთის საჰაერო ძალების მიერ ნახევარი ათეული მძიმე სატრანსპორტო ვერტმფრენის ყიდვა. ამ "შეჯიბრებების" დროს მთავარი კონკურენტები იყვნენ Boeing CH-47 Chinook და Mi-26T2 შვეულმფრენები. მიუხედავად იმისა, რომ მიეკუთვნებიან იმავე კლასს, ეს მანქანები მნიშვნელოვნად განსხვავდება მათი მახასიათებლებით. უპირველეს ყოვლისა, უნდა გვახსოვდეს ამ სატრანსპორტო საშუალების დატვირთვა. უახლესი მოდიფიკაციის ამერიკულ CH-47 ვერტმფრენს შეუძლია თორმეტ ტონაზე მეტი ტვირთის ჰაერში აყვანა, ხოლო რუსული Mi-26T2– ისთვის ეს პარამეტრი 20 ათასი კილოგრამია. ამრიგად, ორივე ვერტმფრენის მახასიათებლებს შეუძლიათ გამჭვირვალედ მიანიშნონ კონკურსის შედეგზე.

თუმცა, Times Of India გამოვიდა სრულიად მოულოდნელი ამბებით. ინდოეთის თავდაცვის სამინისტროს წყაროს მითითებით, გამოცემა წერს, რომ გამარჯვებული უკვე არჩეულია და ეს არ არის რუსული მანქანა. წყარომ ამ არჩევანის მთავარ მიზეზად ამერიკული შვეულმფრენის დაბალი ღირებულება დაასახელა. გარდა ამისა, ინდოელმა ჟურნალისტებმა აღნიშნეს ჩინუკის ტექნიკური უპირატესობა. ასეთი შეტყობინება მაინც უცნაურად გამოიყურება. აქამდე, ყველა შეჯიბრი სხვადასხვა მოდიფიკაციის Mi-26 ვერტმფრენების მონაწილეობით ერთნაირად დასრულდა: რუსეთთან კონტრაქტის გაფორმება. ახლა ამტკიცებენ, რომ რუსული შვეულმფრენიარა მხოლოდ არ მოიგო კონკურსი, არამედ რატომღაც გახდა უარესი, ვიდრე ამერიკული სატრანსპორტო საშუალება მანქანები, რომელიც მკვეთრად განსხვავდება მისგან. შევეცადოთ გავიგოთ არსებული მდგომარეობა.

უპირველეს ყოვლისა, ღირს შეეხოთ ტექნიკურ მახასიათებლებს. როგორც უკვე აღვნიშნეთ, რუსულ ვერტმფრენს აქვს დიდი დატვირთვა. უფრო მეტიც, ამ პარამეტრის თანახმად, მსოფლიოში ვერცერთ ვერტმფრენს არ შეუძლია კონკურენცია გაუწიოს Mi-26- ს. რეკორდულად მაღალი ტევადობა მხარს უჭერს ტვირთის განყოფილების ზომას: 12x3.25x3 მეტრი (დაახლოებით 117 კუბური მეტრი). CH-47 სატვირთო ყურე, თავის მხრივ, შესამჩნევად მცირეა: 9.2x2.5x2 მეტრი (დაახლოებით 45 კუბური მეტრი). ძნელი მისახვედრი არ არის, რომელი ვერტმფრენი შეძლებს მეტი წონისა და მოცულობითი ტვირთის გადატანას. ტევადობის თვალსაზრისით, ჩვენ შეგვიძლია გავიხსენოთ ორი შემთხვევა, როდესაც რუსულმა Mi-26 ვერტმფრენებმა ავღანეთიდან ამოიღეს დაზიანებული CH-47. გარდა ამისა, ამერიკული ვერტმფრენების ნორმალური ასაფრენი წონა მხოლოდ რამდენიმე ტონით აღემატება რუსული Mi-26– ის მაქსიმალურ დატვირთვას. რაც შეეხება ფრენის მონაცემებს, მაშინ სიჩქარეხოლო Mi-26 და CH-47 დიაპაზონი დაახლოებით ტოლია. ამრიგად, ტექნიკური თვალსაზრისით, რუსული ვერტმფრენი აშკარად იმარჯვებს. ბუნებრივია, იმ პირობით, რომ მომხმარებელს სჭირდება მანქანა, რომლის ტევადობა ორი ათეული ტონაა. ვიმსჯელებთ კონკურსის პირველადი მითითებით, ინდოეთის საჰაერო ძალებს სურთ მიიღონ ასეთი ვერტმფრენები.

მოდით გადავიდეთ საკითხის ფინანსურ მხარეზე. ღია წყაროების თანახმად, CH-47- ის გვიან მოდიფიცირებული ვერტმფრენები უცხოელ მომხმარებლებს დაახლოებით 30 მილიონი დოლარი დაუჯდათ. არ არსებობს ასეთი ინფორმაცია Mi-26T2– სთან დაკავშირებით, მაგრამ ამ მოდელის წინა ვერტმფრენები დაჯდა არაუმეტეს 25 მლნ. სხვა სიტყვებით რომ ვთქვათ, თუნდაც აღჭურვილობის შემადგენლობაში მნიშვნელოვანი ცვლილებით, ძრავებიდა ა.შ. ახალი მოდიფიკაციის რუსული შვეულმფრენი აღმოჩნდება, ყოველ შემთხვევაში, არ არის უფრო ძვირი, ვიდრე ამერიკული. ალბათ, ეკონომიკური ნიუანსების გაანგარიშებისას, ინდოეთის სატენდერო კომიტეტმა გაითვალისწინა არა მხოლოდ შვეულმფრენების ფასი, არამედ ტექნიკური მომსახურების ღირებულებაც. თუმცა, ეს არგუმენტი არ ჩანს მთლად სწორი Mi-26T2– ის უკეთესი ტევადობის გამო. აშკარაა, რომ დიდი დატვირთვა ოპერატორს დაუჯდება შესაბამისი თანხა. აქ, მსჯელობა კვლავ უბრუნდება კონკურსის ტექნიკურ პირობებს, რომელშიც 20 ტონა ტევადობა იყო გამოხატული. რატომ, ერთი მაინტერესებს, მოიცავს ასეთ მოთხოვნას, თუ თქვენ უბრალოდ გეწყინებათ ის თანხა, რომ შეიძინოთ ვერტმფრენები, რომლებიც მას აკმაყოფილებენ?

თუმცა, ყველაზე საინტერესო ინფორმაცია, რომელსაც შეუძლია ნათელი მოჰფინოს ინდური კონკურსის შედეგებს, მოვიდა რია ნოვოსტიდან. რუსული საინფორმაციო სააგენტო ასევე ეხება ანონიმურ წყაროს, ამჯერად ჩვენს თავდაცვის ინდუსტრიასთან ახლოს. მიუხედავად მისი ანონიმურობისა, ამ ადამიანმა საკმაოდ აშკარა და მოსალოდნელი ინფორმაცია გაავრცელა. ნოვოსტის წყარო ირწმუნება, რომ რუსი ვერტმფრენების მწარმოებლებს ჯერ არ მიუღიათ ოფიციალური შეტყობინება ინდური კონკურსის შედეგების შესახებ. ალბათ, რია ნოვოსტის წყაროს, რატომღაც, არ აქვს სათანადო ინფორმაცია, მაგრამ რიგი რამ გვაძლევს საშუალებას ვიცოდეთ მისი სიტყვების სისწორე. საკონკურსო კომიტეტის გადაწყვეტილება, როგორც ყოველთვის ხდება, დაუყოვნებლივ გამოცხადდება და გავრცელდება საშუალებებით მასმედია... და ამ დროისთვის ჩვენ გვაქვს ინფორმაცია მხოლოდ არაოფიციალური ანონიმური წყაროებიდან. პირველ რიგში, ინდოეთის თავდაცვის სამინისტროს უსახელო პირი საეჭვოა. ფაქტია, რომ მიღებული როგორც ჭეშმარიტი განცხადება CH-47- ის მოგების შესახებ ბადებს ძალიან ბევრ ეჭვს და კითხვას, როგორც ტექნიკურ ასევე ეკონომიკურ. რუსული „რია ნოვოსტის“ წყარომ, თავის მხრივ, გაავრცელა ინფორმაცია, რომელიც აშკარად არ ეწინააღმდეგება ლოგიკას და რიგ სხვა ფაქტებს.

ამდენად, ამჟამად ახალი ამბები ტენდერის შედეგების შესახებ მძიმე მიწოდებაზე სატრანსპორტო ვერტმფრენიინდოეთის საჰაერო ძალები ჭორებად უნდა იქნეს აღიარებული, ყოველ შემთხვევაში ოფიციალური დადასტურება არ აქვს. ამასთან, ინდოეთის თავდაცვის სამინისტროს კომისიის მიერ ტენდერის შედეგების გამოცხადებამდე გამარჯვებულის კითხვა ღია რჩება. ასეთ სიტუაციაში, ღირს დაელოდოთ საკონკურსო კომისიის მუშაობის დასრულებას და რეალობით შეამოწმოთ თქვენი ეჭვები ამა თუ იმ ანონიმურ წყაროსთან დაკავშირებით.