Calculul forței centrifuge a lamei de transport a elicopterului. Bazele aerodinamicii rotorului principal. Proiectare elice

Dimensiune: px

Începeți afișarea de la pagina:

Transcriere

1 UDC: V.A. Grayvoronsky, A.G. Grebenikov I.N. Shepel, T.A. Gamanukha O metodă aproximativă pentru calcularea forțelor aerodinamice normale distribuite de-a lungul palei rotorului unui elicopter. NU. Jukovski "KhAI" Pe baza ipotezei secțiunilor oblice, sunt luate în considerare întrebările privind determinarea eforturilor distribuite de-a lungul lamei rotorului, luând în considerare compresibilitatea și instabilitatea. Cuvinte cheie: lamă, rotor, elicopter. O caracteristică a fluxului în jurul rotorului în zbor orizontal este prezența vitezei variabile, a unghiurilor de alunecare și a unghiurilor de atac ale elementelor lamei rotorului (HB). Utilizarea schemei liniei purtătoare, precum și descompunerea debitului în transversale și longitudinale pentru a utiliza ipoteza secțiunilor plane, este posibilă pentru o viteză de zbor orizontală care nu depășește 8 m / s. În fig. se arată spectrul fluxului în jurul lamei situate în partea din spate a discului la µ =, 46, din care rezultă că unghiurile de alunecare de-a lungul lamei se schimbă semnificativ. Fig. Spectrul fluxului în jurul lamei rotorului Natura fluxului în jurul lamei rotorului de-a lungul razei și azimutului la viteza de zbor redusă este prezentată în Fig. A, pentru viteza mare în Fig. B. Unghiurile de alunecare ale secțiunilor lamei diferă de mai mult de 5 ori. a Fig .. Câmpurile de viteze ale fluxului în jurul lamei rotorului principal b 78

2 Tabel sunt prezentate valorile unghiurilor de alunecare ale debitului la pală la raze relative, 5 și, 9 pentru diferite viteze de zbor la azimuturi și 8. Masa. Unghiurile de alunecare de curgere la razele relative V, km / h r =, r = 5 Dacă până la viteze µ =, 4 zona de curgere inversă nu modifică semnificativ magnitudinea forțelor și momentelor, atunci la viteze mari trebuie luată în considerare influența sa. Cea mai mare valoare a razei zonei de curgere de întoarcere fără a lua în considerare controlul lamei corespunde azimutului ψ = 7 și este egală cu r µ. Astfel, secțiunea lamei este curgată de un flux care se schimbă constant în direcție și amploare. Această circumstanță face necesară calcularea caracteristicilor secțiunilor lamei prin viteza totală la raza corespunzătoare, ținând seama de compresibilitate și nestabilitate. Viteza totală în secțiune este determinată de rotația lamei, mișcarea elicopterului, mișcarea de oscilare a lamei, fluxul inductiv pe elice, precum și mișcarea centrifugă longitudinală de-a lungul lamei. Debitul centrifugal apare datorită stratului limită. Așa cum se arată în calculele numerice, acest flux nu are niciun efect semnificativ asupra fluxului din jurul lamei. În fig. 3 prezintă diagramele straturilor limită laminare și turbulente. Cu un strat limită turbulent, fluxul radial este practic absent din cauza forțelor tangențiale semnificative. Coordonata x definește un punct de-a lungul coardei sistem conex coordonate. De exemplu, cu o valoare de x =, 5 m și ω în = 5 rad / s, cea mai mare viteză de la forța centrifugă în modul laminar este Vr = .4 m / s, iar în modul turbulent, ceea ce este mai probabil , este de zece ori mai puțin, adică acest flux poate fi ignorat. Orez. 3. Distribuția vitezelor radiale în stratul limită: PS turbulent, PS 79 laminar

3 Motivul fluxului radial în stratul limită poate fi și distribuția presiunii de-a lungul lamei. Acest lucru poate duce la o redistribuire a sarcinii aerodinamice pentru elicele încărcate puternic. Planul de bază pentru determinarea parametrilor cinematici este planul de rotație al șurubului (Fig. 4). Orez. 4. Cinematica fluxului în jurul lamei în planul de rotație a rotorului Diagrama cinematică a vitezei în secțiunea transversală a lamei este prezentată în Fig. 5. Fig. 5. Triunghiul vitezei secțiunii lamei Viteza relativă în planul de rotație proiectat la raza r este determinată de expresia W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) =. () Componenta verticală a vitezei relative V y = λ r β. () Apoi viteza relativă totală în secțiunea (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) + λ + r β λ β = r În aceste expresii, parametrii relativi cunoscuți sunt acceptați: µ = V cos (α); λ = V sin (α) + υ; β = a sin (ψ) b cos (ψ). în y. (3) În zbor de nivel, viteze relative inductive (4) 8

4 υ>; υ<. Определение этих скоростей может проводиться численными y методами, например методом дискретных вихрей, либо на основании дисковых теорий. Индуктивные скорости изменяются по диску НВ. Наиболее простой закономерностью является II гипотеза Глауэрта, согласно которой υ y = υ i ср (+ k cos ψ); где k коэффициент, учитывающий влияние относительного радиуса; 4 µ r k = 3 ; (5) µ, + λ υ i ср средняя по диску индуктивная скорость. Значения υ i ср и υ можно определить по дисковой теории В.И. Шайдакова . Для больших скоростей полета среднюю по диску индуктивную скорость можно определить по формуле CТ υi =, (6) ср 4 ξ µ где ξ коэффициент, учитывающий перетекание: ξ =,9,94. Параметры a,b,α в определяют в процессе аэродинамического расчета . Угол отклонения от оси х набегающего на сечение потока можно определить в зависимости от ψ согласно табл.. Угол атаки в текущем сечении это угол между хордой сечения лопасти и вектором скорости на бесконечности: () λ r β α e = ϕe cos δ + arctg (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ). (7) Угол установки сечения ϕ e зависит в общем случае от крутки лопасти и управления АП и РВ. Его можно определить по конструктивным и балансировочным параметрам: где ϕσ ϕe = ϕ,7 + B sin r k, D коэффициенты РВ и АП; (7, r) k a + k a cos(ψ) D δ (ψ) δ балансировочный угол отклонения АП в горизонтальном полете. B, (8) Расчет усилий на лопасти с учетом пространственного характера обтекания будем проводить по гипотезе "косых" сечений, т.е. несущим профилем лопасти считается сечение по местной скорости подходящего к лопасти потока. Определение геометрии таких сечений весьма затруднительно из-за крутки, 8

5 deformarea lamei și în special în zonele de schimbare a profilului și în zona de curgere inversă. Secțiunea lamei este determinată de linii de curgere locale, care sunt considerate rectilinii în secțiunea lamei și deviate de la secțiunea normală pe o parte sau pe cealaltă cu un unghi δ (tabel). Modificarea χ și δ în funcție de azimut ψ, rad Expresia pentru 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 >din coadă. Pentru elicopterele moderne, modificările de viteză și unghiul de atac în secțiuni în timp ating valori mari: V & ma> ± m / s, & α ma> ± o / s. Acest lucru duce la o modificare non-staționară a tuturor parametrilor aerodinamici; există o întârziere în defalcare. Mișcarea elicopterului diferă semnificativ de caracteristicile staționare prevăzute. Coeficienții aerodinamici la un moment fix de timp vor fi determinați nu numai de valorile vitezei și unghiului de atac la un moment dat de timp, ci și de procesul de schimbare a acestora în timpul anterior. Firește, momentele mai îndepărtate din timp vor avea un efect mai slab asupra acestui proces. Natura dependențelor α & = f (t) și V & = f (t) are, de asemenea, un impact semnificativ. Destul de fiabil 8

6 nu există dependențe de această problemă, dar există unele dependențe experimentale care permit luarea în considerare a acestui fenomen. În special, lucrarea descrie o metodă de aproximare a datelor experimentale prin trei parametri care determină natura modificării unghiului de atac, ceea ce face posibilă transferarea rezultatelor obținute în alte condiții. Datele acestei lucrări au fost utilizate pentru a determina coeficientul de forță normal al profilului în secțiuni și secțiuni normale de-a lungul liniei aeriene. În plus, coeficientul de forță normal a fost corectat în funcție de grosimea secțiunii relative și de compresibilitate. În procesul de calcul preliminar, parametrii cinematici din secțiunile lamei au fost determinați în funcție de dependențele de mai sus. Deoarece se iau parametrii inițiali geometrici, cinematici și de echilibrare ai elicopterului Mi-: C =,; ω = 5,8 / s; a = 4,7; a = 5,7; în = ,; T V =, 35; D =, 7; k =, 4; ϕ 7 = 4. În fig. 6 prezintă parametrii cinematici în azimutul W și W P în secțiunea a șaptea, precum și unghiurile de atac α și α și unghiurile fluxului convențional netulburat δ și χ. w w P α ep 5 α e 6 e HB ep 3 8 w α e 8 w P α ep Ψ Fig. 6. Parametrii cinematici ai secțiunii lamei în secțiunea "7" privind ipoteza secțiunilor oblice; indicele „p” marchează parametrii conform ipotezei secțiunilor normale.Viteza totală în secțiunea W și W P se schimbă practic în funcție de armonica 1. Bineînțeles, la toate azimuturile, viteza totală W este mai mare decât viteza W P, iar unghiul de atac de-a lungul liniei aeriene este mai mic decât unghiul de atac din secțiunea normală. Unghiurile de orientare ale debitului total δ și χ, care sunt mai sensibile la mișcarea de palpare a lamelor, diferă semnificativ de o simplă schimbare armonică. În fig. 7 arată schimbarea accelerațiilor unghiulare și liniare în secțiunea „7”. Pentru cazul specific de calcul, α & variază practic în intervalul 83

7 + - / s. Această schimbare este apropiată de prima armonică. Accelerație liniară W & în intervalul de + - m / s. Circumstanțele indicate de o modificare semnificativă atât a unghiului de atac, cât și a vitezei totale sunt motivul nestabilității caracteristicilor aerodinamice. Din păcate, influența separată a acestor doi factori asupra performanței aerodinamice nu a fost studiată. În fig. 7 prezintă modificarea sarcinii normale de curgere în conformitate cu ipoteza secțiunilor oblice și 5 ẇ p α normale. P. ẇ α p Fig. 7. Schimbarea forței normale în azimut în secțiunea "7"; indicele „n” marchează parametrii conform ipotezei W & și α & accelerație unghiulară și liniară Ψ Aceste date au fost obținute ținând seama de non-staționaritatea în unghiul de atac. Sarcina conform ipotezei secțiunilor oblice este ușor mai mare decât în ​​conformitate cu ipoteza secțiunilor normale, în special în zona lamei de retragere n ψ = ψ = 3 ψ = n ψ = Fig. 8. Modificarea sarcinii liniare de-a lungul razei pentru azimut ψ = 3 și 84

8 Modificarea sarcinii liniare de-a lungul razei pentru azimut ψ = 3 și prezentată în Fig. 8. Pentru azimutul ψ = 3, sarcina normală pentru ambele opțiuni de calcul este practic aceeași. La azimut ψ = sarcina normală conform ipotezei secțiunilor „oblice” este mai mare decât în ​​conformitate cu ipoteza secțiunilor normale. Acest lucru se datorează efectului simultan al modificărilor de viteză și unghiului de atac asupra sarcinii liniare. Bibliografie. Teoria principală a rotorului. [Text] Ed. A.K. Martynova, M.: Inginerie mecanică, 973. p .. Mikheev S.V., Anikin V.Kh., Sviridenko Yu.N., Kolomensky D.S. Direcția de dezvoltare a metodelor de modelare a caracteristicilor aerodinamice ale rotoarelor. [Text] // Lucrările VI Forum Ros VO. M., 4,5 p. 3. Shaidakov, V.I. Teoria vortexului discului unui rotor cu o sarcină constantă pe disc. [Text] / V.I. Shaidakov // Proiectarea elicopterelor: tehnologie. Sâmbătă științific. tr. // MAI, nr. 38, M., p. 4. TsAGI principalele etape ale activității științifice, / M., Fizmatlit, p. 5. Baskin, V.E. Forța normală a secțiunii lamei rotorului principal în timpul blocării dinamice. [Text] / V.E. Baskin, V.R. Lipatov // Proceedings of TsAGI, vol. 865, p. 6. Graivoronskiy, V.A. Dinamica unui zbor cu elicopterul. [Text]: manual. Manual / V.A. Grayvoronsky, V.A. Zakharenko, V.V. Chmovzh. X.: Nat. aerospațial dezactivați-le. NU. Zhukovsky KhAI, 4. 8 p. 7. Fogarty, L.E. Stratul limitar laminar pe o lamă rotativă. / J. aeronaut Sei., Vol. 8, nr. 3, 95. Primit de editorii metodei Abordări de dezvoltare a viermilor aerodinamici normali, viermilor pică, gwent fără pică, elicopterului O metodă adecvată de calcul al efortului aerodinemic normal distribuit peste paletele rotorului elicopterului Pe baza ipotezei secțiunilor transversale oblice sunt considerate întrebări ale efortului de definiție distribuite peste palele rotorului cu compresibilitatea și instabilitatea. Cuvinte cheie: lamă, rotor, elicopter. 85

Procedurile MAI. Ediția 92 UDC 629.735.45 www.mai.ru/science/trud/ Studii computaționale ale caracteristicilor șuruburilor rotorului de coadă cu diferite valori de umplere în modul hover în timp ce rotiți elicopterul V.A.

UDC 69.7.07 V.P. Zinchenko Influența vârfului măturat al lamei asupra caracteristicilor aerodinamice ale rotorului principal la viteze ridicate ale zborului elicopterului Asociația de cercetare și producție "AVIA"

UDC 568 VV Tyurev, VA Taranenko Investigația caracteristicilor fluxului aerodinamic în timpul mișcării instabile Universitatea Națională Aerospațială numită după NE Jukovski "KhAI"

UDC 69.735.45.015.3 (075.8) V.P. Zinchenko Calculul pierderilor de tracțiune prin suflarea unui avion de elicopter cu un rotor principal în modul hover Asociația științifică și de producție "Avia" Moduri de hover și de creștere verticală

Jurnal electronic „Trudy MAI”. Ediția 45 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Modelarea numerică a modurilor „inel vortex” ale rotorului principal al elicopterului. Makeev P.V., Shomov A.I. Adnotare. Cu ajutor

Procedurile MAI. Ediția 87 UDC 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ Studii computaționale ale supraîncărcării vibrației rotorului cauzate de pulsația forței de împingere, bazate pe teoria vortex Animitsa V.A. *, Borisov E.A. *,

NOTE ȘTIINȚIFICE ALE TSAGI Volumul XXXX 2009 1 UDC 629.735.015.3.035.62 UDC INFLUENȚA UNUI TREZIT VORTEX LUNG DE LA UN ȘURUB PORTANT PE CARACTERISTICILE CÂMPULUI DE VELOCITATE APROAPE R. M. MIRGAZOV, V. M. SHCHEGLOVO

UDC 69.735.0168.519.673 (045) A.I. Jdanov, E.P. Udartsev, A.I. Shvets, A.G. Shcherbonos Modelarea dinamicii zborului aeronavelor în mișcare nestacionară Universitatea Națională de Aviație Introducere Definiție

Institutul Central Aerohidrodinamic numit după prof. NU. Jukovski DESPRE INFLUENȚA ECHILIBRĂRII PRIVIND CARACTERISTICILE ACUSTICE A UNUI ȘURUB PORTATOR B.S. Kritsky, R.M. Cea de-a șasea conferință complet rusă a lui Mirgazov

Tema 3. Caracteristicile aerodinamicii elicelor Elicea este o elice cu lamă acționată de un motor și este proiectată pentru a genera tracțiune. Se aplică pe avioane

Jurnal electronic „Trudy MAI”. Ediția 38 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Un pachet software pentru calcularea caracteristicilor aerodinamice ale elicopterelor cu rotor principal și de coadă pe baza unui sistem neliniar

Jurnal electronic „Trudy MAI”. Ediția 69 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Modelarea numerică a interferenței dintre rotorul principal și coada unui elicopter în modul de zbor planor orizontal

CH E N Y E Z A P I S K I C A G Și T o m X L I I UDC 53.56. DEBITUL ÎN VECINĂȚEA VĂRTURII FRONTALE ALE UNEI AURI SUBȚIRI ÎN REGIMUL DE INTERACȚIUNE STRĂINĂ G. N. DUDIN A. V. LEDOVSKY

Procedurile MAI. Numărul 95 http://trudymai.ru/ UDC 629.735.45.015 Analiza particularităților funcționării rotorului principal cu decalaj negativ al îmbinărilor orizontale Borisov E.A. *, Leontiev V.A. **, Novak V.N. *** Central

UDC 629.7.016.7 P.I. Motsar, V.A. Udovenko Calculul unghiurilor de atac ale secțiunilor lamei și caracteristicile aerodinamice ale rotorului, cunoscând distribuția intensității stratului de vortex, în cadrul metodei vortexului discret

15.1.2. TRANSFER CONVECTIV DE CALDURĂ ÎN TIMPUL FORȚĂRII UNUI FLUID ÎN TUBURI ȘI CANALE În acest caz, coeficientul de transfer de căldură adimensional, criteriul Nusselt (numărul) depinde de criteriul Grashof (la

2014 BUTLINUL ȘTIINȚIFIC AL MSTU GA 200 UDC 534.83: 629.735.45 CERCETAREA ZGOMOTULUI DE DEPLASARE DE LA ELICELE PORTOARE A UNUI HELICOPTER ÎN DOMENIUL FAR. V.A. GOLOVKIN, B. S. KRITSKY, R. M. MIRGAZOV Sunt prezentate rezultatele studiului.

8 UDC 69.7.06: 69.7.018 E.D. Kovalev, Cand. tehnologie. Științe, P.I. Motsar, V.A. Udovenko, Cand. tehnologie. Științe MODELE MATEMATICE PENTRU SIMULAREA DINAMICII ZBORULUI HELICOPTERULUI PE UN SIMULATOR COMPLEX PENTRU SPECIAL ȘI CRITIC

Jurnal electronic "Trudy MAI" Ediția 55 wwwrusenetrud UDC 69735335 Relații pentru derivații de rotație ai coeficienților momentului de rulare și gălăgie a aripii MA Golovkin Rezumat Utilizarea vectorului

Informații deschise și tehnologii integrate computerizate 66, 4 UDC 69.75.45, 5.5 (75.8) A.G. Dibir, A.A. Kirpikin, N.I.

REFERINȚE EXPERIMENTALE XLIV 2 0 1 3 5 UDC 629.735.45.015.4 STUDIUL CARACTERISTICILOR DE ATERIZARE A UNUI HELICOPTER PENTRU UN ȘASI SANCER PRIVIND REZULTATELE UNUI EXPERIMENT DE ZBOR, CU S. A. ALIMOV. A.

Hidromecanică Modulul 1 1. Proprietățile fluidelor. 2. Problemă externă și internă a hidromecanicii. 3. Masa și forțele de suprafață. 4. Potențialul forțelor de masă. 5. Vectorul principal și momentul principal al hidrodinamicii

PROCEDURI MIPT. 2014. Vol. 6, 1 A. M. Gaifullin și colab. 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 Aerohidrodinamică centrală

74 MECANICA APLICATĂ ȘI FIZICA TEHNICĂ 11 T 5, N- 3

Ministerul Educației din regiunea Irkutsk Profesionist bugetar de stat instituție educațională Regiunea Irkutsk „Colegiul de aviație Irkutsk” „APROBAT” Adjunct. Director pentru SD GBPOUIS

UD 5394: 62972 Cu privire la rezistența la oboseală a palei rotorului principal al elicopterului sub acțiunea sarcinilor de vânt AI Bratukhina

CUPRINS 3 Cuvânt înainte ... 11 CAPITOLUL I INTRODUCERE 1. Subiectul aerodinamicii. O scurtă trecere în revistă a istoriei dezvoltării aerodinamicii ... 13 2. Aplicarea aerodinamicii în tehnologia aviației și a rachetelor ... 21 3. De bază

148 PROCEDURILE MIPTULUI. 2012. Vol. 4, 2 UDC 533.6.011.35 T. Ch. Wu 1, V. V. Vyshinsky 1,2, N. T. Dang 3 1 Institutul de Fizică și Tehnologie din Moscova (Universitatea de Stat) 2 Aerohidrodinamică centrală

UDC 533.6.011 Modelarea matematică a proceselor de flux separat și continuu în jurul aeronavelor rotative # 05, mai 2012 Tikhonova Yu.V. Student, Departamentul de dinamică și control al zborului cu rachete

MECANICA APLICATĂ ȘI FIZICA TEHNICĂ. 28. Vol. 49, N- 6 99 UDC 533.692 CONSTRUCȚIA PROFILURILOR DE AERI CURSATE CLAR DE UN DEBIT COMPRESIBIL ÎN GAMA DE UNGHI DE ATAC ATENȚIONAT PRESCRIS O.S. Dunaeva, N. B. Ilyinsky

Informații deschise și tehnologii integrate computerizate 62, 203 UDC 532.582.2 V.А. Zakharenko Flux în jurul rețelei aerodinamice la unghiuri de atac înalte și joase Universitatea Națională Aerospațială

Informații deschise și tehnologii integrate computerizate 44, 009 UDC 533.68 Т.А. Gamanukha, A.G. Grebenikov, V.V. Metoda Tyurev pentru determinarea momentelor aerodinamice care acționează pe un avion de transport

Ministerul Educației și Științei din Federația Rusă Instituția Educațională Autonomă de Stat Federal pentru Învățământul Superior învățământul profesional"Kazan (Regiunea Volga) Universitatea Federală" INSTITUTUL DE MATEMATICĂ

Buletinul Centrului Științific Chelyabinsk, vol. 3 (33), 26 PROBLEME DE CONSTRUCȚIE A MAȘINILOR UDC 621.9 CALCULUL GROSIMII STRATULUI DE TĂIERE LA FREAREA SUPRAFEȚELOR DIFICULTALE SPATIAL CU UN PAS PAS

CERCETARE HELIOGEOFIZICĂ 2015 REZULTATELE CERCETĂRII RISCURILOR GEOFIZICE UDC 551.508.8 MODEL PENTRU Predicția modificărilor intensității glazurii de transport a elicelor elicopterului Ținând cont de mișcarea elicopterului

VESTSI NATSYYANALNAI ACADEMII SCIENCES OF BELARUS 3 2014 GREY AGRARIAN SCIENCES UDC 621.929: 636 (476) Mecanică și energetică I. M. SHVED 1, A. V. KITUN 1, V. I. PEREDNYA 2, N. N. DEDOK 1 M. KOLONCHUK 1 DEFINIȚIE

UDC 622.7 Separarea gravitațională V.I. KRIVOSCHEKOV, Cand. tehnologie. Știință (Ucraina, Dnepropetrovsk, Universitatea Națională a Minelor).

04 BUTLINUL ȘTIINȚIFIC AL MSTU GA 00 UDC 553.65..3: 68.3: 69.7.05 CALCULUL ELICULUI DE AVIOANE NOMANDATE, ȚINÂND ÎN CONT NUMĂRUL ȘI GRADUL DE REDUCERE AL REYNOLD O.V. B. S. GERASIMOV KRITSKY Prezentat

UDC533.6.011.32 STUDIUL INFLUENȚEI DEBITURILOR TRANSVERSE UNSTAȚIONARE ÎN jurul unui CILINDRU PRIVIND APARIȚIA FORȚELOR LATERALE А.А. Sergeeva, R.V. Sidelnikov Această lucrare are în vedere soluția unei transversale nestatiare

UDC 69.7.36 / 534 .. A.V. IVANOV, candidat la științe tehnice, M.K. LEONTIEV, doctor în științe tehnice MAI, Moscova ANALIZA MODALĂ A SISTEMELOR DE ROTOR DINAMIC Metode de analiză modală pentru rezolvare

32 UDC 629.735.33 D.V. Tinyakov INFLUENȚA RESTRICȚIILOR DE DISTRIBUȚIE PRIVIND CRITERII DE EFICIENȚĂ PARTICULARE PENTRU AERILE TRAPEZIALE ALE AVIOANELOR

Samara State Aerospace University CERCETAREA POLARELOR AERONAVELOR ÎN TIMPUL ÎNCERCĂRII DE GREUTATE ÎN TUBUL AERODINAMIC T-3 SSAU 2003 Samara State Aerospace University V.

LECȚIA PRACTICĂ la disciplina „Suflante TPP” Sarcină Calculul rotorului pompei Calculați rotorul pompei pentru furnizarea apei cu o densitate la presiuni excesive la ieșirea p n și la intrarea p

S.V. Wallander CONFERINȚE PRIVIND HIDROAEROMECANICA L.: Izd. Universitatea de Stat din Leningrad, 1978, 296 de pagini. Tutorialul acoperă următoarele aspecte: concluzie sistem comun ecuații de hidromecanică, scriind acest sistem pentru diverse

ASUPRA STABILITĂȚII UNEI COCII CILINDRICE CU PORȚIȚI SUBȚIȚI CU TĂIERI CIRCULARE FĂRĂ TÂRGURI RIGIDE LA COMPRESIUNEA AXIALĂ A Menshenin Alexander Arkadievich Universitatea de Stat Ulyanovsk Sarcina acestei

12 iunie 2017 Procesul combinat de convecție și conducere a căldurii se numește transfer convectiv de căldură. Convecția naturală este cauzată de diferența de greutate specifică a unui mediu încălzit neuniform, efectuată

MECANICA APLICATĂ ȘI FIZICA TEHNICĂ. 200. Vol. 42, N-79 UDC 628.23 CALCULUL PUTERII LAMEI CA PLACĂ ORTOTROPICĂ DE GROSIME VARIABILĂ LINEARĂ V.I. Institutul Militar Soloviev Novosibirsk, 6307

MECANICA APLICATĂ ȘI FIZICA TEHNICĂ. 2002. V. 43, N-1 45 UDC 532.5: 533.6 PARADOXUL VARGATULUI ANGULAR AL PROFILULUI ÎN FLUX NESTACIONAR D. D. Gorelov Omsk Filiala Institutului de Matematică SB RAS, 644099 Omsk

UDC 621.452.3 Yu. M. Temis, D. A. Yakushev, E. A. Tarasova OPTIMIZAREA CONEXIUNII DE BLOCARE A LAMEI CU DISCUL COMPRESOR Caracteristicile interacțiunii de contact în conexiune

Teorie și procese de lucru 54 UDC 621.515: 438 V.P. GERASIMENKO 1, E.V. OSIPOV 2, M.Yu. SHELKOVSKY 2 1 Universitatea Națională Aerospațială numită după NU. Zhukovsky KhAI, Ucraina 2 Zarya Mashproekt GPNPK clădire cu turbină cu gaz,

UDC 629.127.4 V.V. Vel'tischev REPREZENTAREA SIMPLIFICATĂ A UNUI Cablu flexibil de lungime variabilă pentru modelarea dinamicii unui complex subacvatic controlat de televiziune.

DEPENDENȚA CARACTERISTICILOR AERODINAMICE ALE AURILOR DE FORMĂ SIMPLĂ ÎN PLAN DE PARAMETRI GEOMETRICI Spiridonov A.N., Melnikov A.A., Timakov E.V., Minazova A.A., Kovaleva Ya.I. Statul Orenburg

NOTE ȘTIINȚIFICE ALE TSAGI Volumul XXXVI I 6 3 UDC 69.735.45.5.3.35.6 FUNCȚII SPECIALE ÎN TEORIA ȘURUBULUI V.V. VOZHDAEV, V.S.

UN EXPERIMENT COMPUTATIV PENTRU ESTIMAREA INFLUENȚEI FORMEI UNEI LAME DE ROTOR A HELICOPTERULUI PE NIVELUL DE ZGOMOT DIN CÂMPUL ÎNTREPUNERE V.A. Ivchin (Mil Helicopter Plant) A.A. Ryzhov, V.G. Sudakov, (TsAGI) Experiment computațional

Fizică termică și aeromecanică 013 volum 0 1 UDC 69.735.33.015.3 Caracteristicile aerodinamice ale unui model de aeronave de pasageri cu oscilații armonice în unghiul de rulare și de falcă la unghiuri mari de atac V.I.

Lectura 1 Mișcarea unui fluid vâscos. Formula lui Poiseuille. Fluxuri laminare și turbulente, numărul Reynolds. Mișcarea corpurilor în lichide și gaze. Ridicarea aripilor aeronavelor, formula lui Jukovski. L-1: 8,6-8,7;

90 UDC 69.735.33 V.I. Ryabkov, Dr. Științe, N.N. Melnik, V.V. Utenkova, Cand. tehnologie. Știință. DETERMINAREA ZONEI COZILOR ÎN ETAPA DE PROIECTARE PRELIMINARĂ ȚINÂND ÎN CONTAȚIE FORMA AERULUI AERIAN

NOTE ȘTIINȚIFICE ALE TSAGI Volumul XXXVI 2005 1 2 UDC 629.782.015.3 CALITATEA DE ECHILIBRARE A SISTEMULUI CORPORULUI ALEI LA VITEZE SUPERSONICE ÎNALTE S. D. Zhivotov, V. S. Nikolayev Problema variațională este luată în considerare

STUDII CALCULATE ALE CARACTERISTICILOR AERODINAMICE A MODELULUI TEMATIC AL SCHEMEI DE AVIOANE „Flying WING” CU AJUTORUL COMPLEXULUI SOFTWARE FLOWVISION S.V. Kalashnikov 1, A.A. Krivoshchapov 1, A.L. Mitin 1, N.V.

Cursul 3 Tema 1.2: AERODINAMICA AERULUI Planul prelegerii: 1. Complet forța aerodinamică... 2. Centrul presiunii profilului aripii. 3. Momentul pasului profilului aripii. 4. Focusul profilului aripii. 5. Formula lui Jukovski. 6. Împachetare

MINISTERUL EDUCAȚIEI ȘI ȘTIINȚE AL FEDERAȚIEI RUSII ----------- Federal instituție de învățământ bugetar de stat de învățământ profesional superior Moscova

MECANICA APLICATĂ ȘI FIZICA TEHNICĂ. 2011. Vol. 52, N- 3 153 UDC 534.1 VIBRAȚII LONGITUDINALE ALE UNEI PLACE FLUITE DE UN LICHID VISCOS ÎN CANAL, CAUZATE DE VIBRAȚII TRANSVERSALE FORȚATE A PLĂCII

Termofizică și aeromecanică, 2010, volumul 17, 2 UDC 621.311 Determinarea caracteristicilor aerohidrodinamice ale palelor turbinei cu ax vertical de rotație B.P. Hozyainov, I.G. Statul Kostin Kuzbass

Model de simulare pe computer a dinamicii rotorului principal al elicopterului Scopul creării unui model de simulare este dezvoltarea algoritmilor de control și a metodelor de identificare a stării dinamice a rotorului în diferite moduri

BULETIN DE ȘTIINȚE PRIVIND MAȘINAREA ȘI MATERIALELE TOGU 014 1 (3) UDC 6036: 60331 AD Lovtsov, NA Ivanov, 014 PROIECTAREA ȘI CALCULAREA CADRULUI UNUI UȘOR ÎNTREGI CU STANDARDUL UTILIZAND METODA ELEMENTULUI FINIT

COMITETUL DE STAT AL FEDERAȚIEI RUSII PENTRU ÎNVĂȚĂMÂNT SUPERIOR Universitatea Tehnică de Stat Nizhny Novgorod numită după R. Alekseev

114 Aerohidromecanică TRUDY MIPT. 2014. Vol. 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 Institutul de Fizică și Tehnologie din Moscova (stat

29 UDC 629.7.023 A.A. Tsaritsinsky ESTIMAREA INFLUENȚEI DEFORMĂRII TERMICE A UNUI PANEL COMPOSIT AL UNEI BATERII SOLARE PENTRU SPAȚIU PE ILUMINAREA SA Bateriile solare sunt principalele surse de energie

Universitatea Națională Tehnică din Ucraina „Institutul Politehnic din Kiev” Departamentul de Instrumente și Sisteme de Orientare și Navigație Instrucțiuni metodice pentru lucrările de laborator la disciplina „Navigație

SUBSTANȚĂ: Invenția se referă la o metodă de determinare a tensiunilor de îndoire în zbor pe un arbore de rotor al unui elicopter cu o bucșă de torsiune a rotorului principal. Pentru a determina eforturile, caracteristicile de performanță ale zborului sunt măsurate prin mijloace standard pe parcursul întregului timp de zbor, din care sunt selectați și sistematizați parametri semnificativi, funcțiile lor aproximative sunt determinate pentru a obține funcția finală a dependenței eforturilor din rotor arbore pe parametrii de zbor selectați. caracteristici tehnice, calculați sarcinile pe arborele rotorului folosind model matematic, semnalizați dacă sunt depășite. Se prevede determinarea resursei reziduale și controlul nivelului admisibil de sarcini. 2 c.p. f-ly, 7 bolnavi.

Invenția se referă la domeniul aviației, în special la sistemele de monitorizare a stării tehnice a aeronavelor, și anume monitorizarea nivelului de solicitări de îndoire a arborelui principal al rotorului unui elicopter în zbor, în special pentru un elicopter ușor multifuncțional cu pale articulate, de exemplu, elicoptere: ANSAT, VK-117, EC -145.

Transmisia este cel mai complex element al designului elicopterului. Se știe că cel mai mare procent de accidente de elicopter (până la 39%), conform statisticilor, este asociat tocmai cu eșecul unităților de transmisie a elicopterului.

În etapa de dezvoltare a sistemelor de monitorizare, cel mai important lucru este determinarea și stabilirea semnelor de diagnostic ale stării tehnice a unităților de transmisie a elicopterului. Sarcina principală în dezvoltarea unui sistem de monitorizare este de a stabili valorile-prag ale indicatorilor de diagnosticare, la atingerea cărora trebuie luate deciziile adecvate cu privire la siguranța suplimentară a zborului în funcțiune. Dacă orice semn de diagnostic și-a atins valoarea prag, atunci se ia decizia de a limita resursa, de a înlocui o parte extraordinară sau de a scoate unitatea de transmisie din funcționare. De regulă, marea majoritate a semnelor de diagnostic nu sunt afișate în cabină în timpul zborului. Analiza lor se efectuează după finalizarea zborului. Cu toate acestea, unele semne diagnostice deosebit de critice pot fi afișate în timpul zborului, dacă condițiile de siguranță o impun.

În ultimele decenii, elicopterele promițătoare au început să folosească așa-numitele rotoare principale fără balamale echipate cu o bucșă cu balamale, în care funcțiile balamalelor orizontale, verticale și axiale sunt îndeplinite de un element elastic de tip extins - o bară de torsiune. Partea principală a designului barei de torsiune este o secțiune deformabilă elastic. Prezența placajului de straturi și fante oferă fluxurilor de torsiune încărcarea predominantă într-o stare de tensiune uniaxială cu forfecare transversală și îndoire atunci când lama se leagănă în planul de rotație. Acest lucru face posibilă reducerea costurilor de operare a elicopterului, dar în același timp, costurile inițiale pentru proiectarea și fabricarea unor astfel de structuri cresc. Prin urmare, precizia predicției încărcării și, în consecință, estimarea resurselor sistemului de transport al elicopterului este astăzi una dintre sarcinile cheie ale industriei elicopterelor.

Arborele rotorului este încărcat de forțe și momente de la butuc și de cuplul generat la ieșirea din cutia de viteze principală. Lungimea arborelui principal al rotorului este determinată de aspect, aspect aerodinamic și operațional.

Deoarece butucul semi-rigid are un moment de încovoiere mai mare în comparație cu cel pivot, controlul eforturilor de îndoire ale arborelui rotorului principal al unui elicopter cu un butuc fără balamale în zbor este o problemă urgentă.

Un sistem cunoscut pentru monitorizarea încărcării arborelui rotorului (brevetul SUA nr. 2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, data publicării 09/02/2010, IPC G06F 15/00, G08B 21/00).

O metodă pentru monitorizarea virtuală a unei sarcini pe un sistem de rotor principal al elicopterului în conformitate cu o variantă de realizare a prezentei invenții include selectarea a cel puțin unui parametru al unei aeronave în timpul unei rotații complete a rotorului principal. Calculul coeficienților pentru obținerea unui set de semnale de înaltă frecvență de la un parametru de cel puțin o aeronavă. Înmulțirea fiecărei pluralități de semnale de înaltă frecvență cu un factor pentru a obține o pluralitate de semnale analizate. Estimarea sarcinii rotorului pe baza semnalelor analizate.

Un sistem de sănătate al rotorului în timp real, în conformitate cu o variantă a prezentei invenții, include un sistem de senzori pentru măsurarea sarcinilor pentru a obține date. Modulul este realizat cu posibilitatea monitorizării virtuale a sarcinilor pentru obținerea datelor calculate și detectarea defecțiunilor în timp real și obținerea unui algoritm pentru scăderea semnalelor calculate din semnalele măsurate pentru a obține valori, care sunt apoi comparate cu valorile standard pentru a da rezultatul final pe starea rotorului.

Senzorii citesc parametri precum greutatea la decolare a aeronavei, densitatea altitudinii, viteza rotorului, viteza fluxului de aer, accelerația normală, viteza de urcare, cuplul motorului, unghiul de pas, unghiul de rulare, viteza de falci, viteza de pas, viteza unghiulară de rulare, devierea în direcția longitudinală, poziția laterală, poziția pedalei și un set de poziții pe rotație a rotorului principal. Vectorii celor șaisprezece parametri dați sunt înmulțiți cu valorile date ale matricei, care include 10 rânduri și 16 coloane, pentru a obține zece coeficienți (c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, și c10) pentru a determina zece valori ale oscilațiilor ... Valorile oscilației sunt înmulțite cu un factor pentru a obține oscilații amplificate. Dacă vectorii de vibrații sunt notați ca w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9 și w10, iar coeficienții sunt c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, și c10, atunci semnalul calculat al forței de forfecare a arborelui rotorului principal va fi scris în forma:

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

Amplitudinea și faza forței de forfecare sunt calculate prin transformata Fourier.

Un sistem cunoscut pentru colectarea datelor, monitorizarea și diagnosticarea stării tehnice a unităților de acționare a elicei elicopterului (brevet RF pentru invenția nr. 2519583, public. 27.02.2014, IPC B64D 45/00), inclusiv senzori de vibrații piezoelectrici, care sunt instalați pe corp, cel puțin, una dintre unitățile de acționare a rotorului elicopterului și sunt amplasate astfel încât să primească date cu completitudine suficientă pentru a diagnostica starea tehnică a pieselor, ansamblurile a cel puțin o unitate de acționare a rotorului unui elicopter în funcțiune și o unitate electronică la bord. Unitatea electronică este conectată la ieșirile senzorilor de vibrații și este configurată cu posibilitatea procesării digitale a semnalelor de vibrații, controlul și implementarea colectării, procesarea primară și evaluarea parametrilor semnalelor de la senzori individuali și / sau combinațiile acestora, acumulare a datelor senzorului și salvarea acestora pe suporturi externe și / sau amovibile adecvate pentru citirea computerului și procesarea secundară în condiții terestre. Eficiența colectării datelor, a conținutului informațional al monitorizării și diagnosticării stării tehnice a unităților de acționare a elicelor unui elicopter în funcțiune este în creștere.

Dezavantajul acestui sistem de control este imposibilitatea de a face o concluzie clară cu privire la nivelul solicitării oboselii în ansamblurile elicopterelor, inclusiv arborele rotorului, pe baza vibrațiilor măsurate în zbor. De asemenea, dezavantajul este necesitatea de a instala senzori și unități electronice pe elicoptere, timpul necesar procesării secundare a datelor în condiții de sol.

Există o metodă cunoscută de operare a unui elicopter (brevetul RF nr. 2543111, public. 27.02.2015, IPC В64С 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), care constă în faptul că în timpul fiecărui zbor , se urmărește efectul efectiv al rotorului principal al elicopterului și, înainte de a începe funcționarea elicopterului, sunt colectate date inițiale privind caracteristicile motoarelor centralei, în conformitate cu formularele, iar datele inițiale sunt colectate cu privire la magnitudinea împingerea rotorului principal în timpul controlului care se deplasează asupra elicopterului. În timpul întregii funcționări a elicopterului, sunt colectate și înregistrate datele reale despre magnitudinea forței rotorului principal în modurile de plutire ale elicopterului, datele statistice privind forța rotorului principal sunt comparate cu valorile inițiale utilizând un -valoarea computerului de bord, un semnal către monitor este generat cu ajutorul unui computer de bord despre necesitatea de a regla parametrii motorului la valori care asigură o abatere a tracțiunii rotorului în limita a 0,5% din valoarea inițială. Reglarea parametrilor motorului se efectuează fie în modul automat, fie de către personalul de service de la sol. EFECT: eficiență sporită a aplicării elicopterului.

Dezavantajul acestei metode de funcționare este imposibilitatea determinării nivelului de solicitări de oboseală pe arborele rotorului pe baza rezultatelor obținute, deoarece solicitările de oboseală pe acesta sunt determinate de solicitări de îndoire. De asemenea, dezavantajul este necesitatea de a instala senzori și unități electronice pe elicoptere, timpul necesar procesării secundare a datelor în condiții de sol. De asemenea, un dezavantaj este necesitatea de a colecta date inițiale cu privire la caracteristicile motoarelor centralei electrice în conformitate cu formularele și de a colecta datele inițiale cu privire la amploarea impulsului rotorului principal în timpul deplasării controlului elicopterului înainte de a începe funcționarea elicopterul.

Ca cel mai apropiat analog, brevetul SUA nr. 2011112806, public. 2011.05.12, IPC G06F 17/10. Invenția se referă la o metodă pentru furnizarea de informații despre starea critică a unei componente a unei rotorcraft, inclusiv cel puțin un motor care acționează un rotor, inclusiv un carenaj, un arbore și o multitudine de lame. Un senzor pentru măsurarea îndoirii și sarcinilor ciclice care acționează asupra unui rotor al aeronavei include o unitate de calcul concepută pentru a calcula (a) temperatura curentă a lagărului ansamblului rotorului principal utilizând primul model de calcul; (b) prezicerea temperaturii lagărului folosind primul model de calcul și (c) aplicarea unei sarcini unei componente selectate a ansamblului rotor folosind un al doilea model de calcul, primul și al doilea model de calcul sunt configurate pentru a calcula, respectiv, valoarea prezisă și curentă a temperaturii lagărului și sarcina care acționează asupra componenta selectată pe baza parametrilor zborului de control; și o unitate de afișare pentru afișarea pe o singură scară a unui indicator mobil care este acționat de cea mai mare temperatură proiectată a lagărului și de sarcina pe componenta selectată. Afișajul arată un alt indicator mobil acționat de temperatura curentă a lagărului.

Dezavantajul prototipului este necesitatea instalării unor senzori externi, ceea ce prezintă anumite dificultăți, deoarece proiectarea elicopterelor de serie nu este adaptată la instalarea senzorilor externi, în plus, în proceduri întreținereși reparații pe teren, senzorii externi nu sunt complet integrați cu restul echipamentelor de aviație, necesită manuale și manuale suplimentare pentru operare tehnică și specialiști instruiți suplimentar.

Obiectivul soluției tehnice propuse este de a crea o metodă de monitorizare a tensiunilor de îndoire pe arborele rotorului pe parcursul întregului timp de zbor (de la decolare până la aterizare) pentru a identifica deteriorarea oboselii arborelui și pentru a preveni situațiile de urgență.

Rezultatul tehnic este determinarea resursei reziduale și controlul nivelului admis de sarcini.

Rezultatul tehnic este obținut prin faptul că metoda pentru determinarea în zbor a solicitărilor de îndoire pe arborele rotorului principal al unui elicopter cu o bucșă de torsiune a rotorului principal include măsurarea pe parcursul întregului timp de zbor prin mijloace standard de monitorizare a performanței zborului. elicopterul, calculând sarcinile pe arborele principal al rotorului utilizând un model matematic și semnalizând dacă acestea sunt depășite, din numărul de caracteristici de performanță măsurate, sunt selectați și sistematizați parametri semnificativi care au un impact direct asupra nivelului de încărcare al arborelui rotorului , funcțiile aproximative ale parametrilor semnificativi sunt determinate pentru a determina funcția finală a dependenței eforturilor din arborele rotorului σ (t) de parametrii de performanță selectați, valorile absolute ale ratelor de schimbare ale unghiurilor de rotație ale plăcii swash în direcțiile longitudinale și transversale sunt adăugate funcției finale:

Metoda propusă face posibilă evaluarea nivelului de încărcare a arborelui rotorului în orice moment al funcționării sale de zbor. Pe baza utilizării mijloacelor standard pentru monitorizarea parametrilor unui zbor cu elicopterul, acesta permite determinarea nivelului de solicitări de îndoire pe întreaga durată a zborului, utilizarea acestuia pentru înregistrarea restricțiilor de zbor și informarea echipajului despre depășirea nivelului de încărcare permis. , precum și să determine viața reziduală.

În invenția revendicată, se face o analiză a condițiilor pentru justificarea stabilirii valorilor limită pentru caracteristici de diagnostic deosebit de critice, pe exemplul indicării tensiunilor efective de îndoire ale arborelui rotorului principal al unui elicopter cu un singur rotor în zbor, în special pentru elicoptere ANSAT.

Esența invenției constă în faptul că, din numărul de parametri monitorizați în zbor, acești parametri sunt selectați și sistematizați, care au un impact direct asupra nivelului de încărcare al arborelui NV. Funcțiile aproximative ale parametrilor semnificativi sunt determinate pentru a determina funcția finală a dependenței tensiunilor din arborele NV de parametrii selectați ai LTH. Valorile absolute ale ratelor de schimbare ale unghiurilor de rotație ale plăcii swash în direcțiile longitudinale și transversale sunt adăugate funcției finale.

Se desfășoară un experiment de zbor. Alegerea parametrului critic este determinată din valorile actuale ale caracteristicilor de performanță ale elicopterului (LTH). Pentru a face acest lucru, este instalat un manometru pe arborele elicopterului și în zbor real valorile tensiunilor σ ist (t), precum și valorile parametrilor de traiectorie măsurați prin mijloacele standard de monitorizare a parametrilor ale zborului elicopterului, sunt fixate în timp, de exemplu: unghiul de înclinare longitudinală și transversală a plăcii swash, pasul total al rotorului principal, viteza elicopterului, unghiul de pas al elicopterului, unghiul de rulare al elicopterului, rata de schimbare a unghiului de înclinare a plăcii swash în direcțiile longitudinale și transversale etc.

Analiza preliminară selectează parametrii caracteristicilor de performanță care au cel mai mare efect asupra eforturilor de pe arborele NV, pentru care sunt reprezentate graficele modificărilor de tensiune pe arborele în funcție de valorile parametrilor înregistrate de mijloacele standard de control, iar coeficienții de corelație sunt găsiți și estimate pentru a filtra parametrii caracteristicilor de performanță.

Parametrii traiectoriei LTC cu un coeficient de corelație mai mare de 0,2 sunt selectați ca semnificativi.

Curbele aproximative sunt reprezentate grafic (dependențele tensiunilor de pe arborele rotorului de parametrii selectați ai caracteristicilor zborului) și se întocmește un sistem de ecuații pentru a determina aproximarea funcției de solicitare de îndoire în timp σ calc (t):

și se găsesc coeficienții de greutate corespunzători A1, A2, A3, ..., An.

Coeficienții A1, A2, A3 se găsesc prin aproximare polinomială folosind metoda celor mai mici pătrate (pentru un elicopter specific cu caracteristici de zbor specifice).

Formula finală ia forma:

unde Dprod este unghiul de înclinare a plăcuței în direcție longitudinală,

Dpop - unghiul de înclinație a plăcii swash în direcție transversală,

Dosh - pasul comun al rotorului principal,

X n - alți parametri semnificativi ai performanței zborului,

- valoarea absolută a ratei de schimbare a unghiului de rotație al plăcii swash în direcția longitudinală;

- valoarea absolută a ratei de schimbare a unghiului de rotație al plăcii swash în direcția transversală.

Calculul tensiunii de îndoire a arborelui rotorului elicopterului se efectuează în timp real pe parcursul întregului timp de zbor în unitatea de calcul a computerului de bord pe baza programului programat. Când nivelul de tensiune sigură este depășit, pilotul este alertat și calculul resursei consumate în ore începe conform formulei:

unde Pr este dauna cauzată de nivelul de tensiune care depășește cel sigur;

Vineri - daune pe oră ale unui zbor tipic, luate la calcularea resursei pentru condiții normale de operare.

Deteriorarea introdusă de nivelul de tensiune care depășește Pr-ul sigur este determinată de următoarea metodă:

Pentru fiecare nivel de sarcină care depășește cel sigur, utilizând curba de oboseală (curba este preluată din rezultatele testelor de oboseală de pe arborele rotorului), se determină numărul corespunzător de cicluri până la defecțiune (Ni);

Deteriorarea introdusă de nivelul de solicitare care depășește Pd sigur este definită ca raportul dintre numărul de cicluri la acest nivel și numărul de cicluri la eșec (Ni).

Astfel, după fiecare zbor, se calculează resursa consumată a arborelui rotorului principal. Dacă nu a existat un exces de nivelul maxim de încărcare, atunci resursa consumată a arborelui rotorului este egală cu timpul efectiv de zbor, dacă nivelul de siguranță al încărcării a fost depășit, atunci timpul determinat prin metoda descrisă mai sus se adaugă la valoarea reală timp de zbor.

Deoarece există întotdeauna o procedură de măsurare necesară pentru a obține informații fiabile pentru fiecare caracteristică de diagnostic, atunci, în consecință, este necesar să se ia în considerare și erorile inevitabile de măsurare pentru fiecare caracteristică de diagnostic. Apoi, decizia de a depăși sau de a nu depăși valorile limită ar trebui luată, de asemenea, luând în considerare toleranța superioară (sau inferioară) a regiunii stărilor limită.

Ar trebui setată o anumită valoare limitativă a σ CR, care depășește ceea ce implică o epuizare rapidă a duratei de oboseală a arborelui rotorului și posibila distrugere a acestuia în timpul de zbor ulterior. Deoarece acest parametru sau caracteristică de diagnosticare este deosebit de importantă, este necesar să se afișeze valoarea sa actuală în cabină. Să notăm ca - valoarea valorii măsurate curente σph, admisibilă în funcție de indicator.

Valoarea actuală actuală a σph poate fi reprezentată ca o sumă:

unde mσ - valorea estimata solicitări de îndoire în secțiunea cea mai încărcată a arborelui rotorului în modul de zbor considerat, Δσ este abaterea valorii reale a σf față de așteptările sale matematice.

Descrierea implementării invenției

Determinarea practică a parametrilor care afectează nivelul de încărcare a arborelui.

1. A fost efectuat un experiment de zbor pe un elicopter cu o schemă ANSAT cu un singur rotor, în timpul căruia valorile sarcinilor de îndoire au fost măsurate la un anumit interval de timp folosind un dispozitiv de măsurare a tensiunii montat pe arborele rotorului principal. Dependența experimentală σ ist (t) este prezentată în Fig. 1 (curba 1). Această dependență a fost obținută pentru un mod tipic de zbor, care include următoarele moduri:

a) Plutire (inclusiv rotiri la plimbare)

b) Overclocking

c) Viteze mici la sol

d) Urcă

e) Zbor orizontal la viteze diferite

f) Îndoituri

g) Planificarea motorie

h) Frânarea

În timpul zborului, următorii parametri ai traiectoriei au fost măsurați în timp folosind instalațiile de control standard ale elicopterului.

1. Viteza, unitate de măsură km / h.

A fost măsurată de dispozitivul „Indicator de viteză USVITs-350 cu ieșire digitală”. Eroarea la ieșirea semnalului digital al vitezei curente indicate în condiții climatice normale la valorile nominale ale semnalelor de intrare nu depășește ± 6 km / h.

2. Înălțime, unitate de măsură m.

Măsurată după dispozitive:

- "Indicator de înălțime VMC-10" - altimetru mecanic cu ieșire digitală. Eroarea semnalului digital al altitudinii relative de zbor, variația citirilor cu presiunea atmosferică setată pe contorul de 760 mm Hg. (1013 hPa) în condiții climatice normale, în funcție de altitudine, este: de la ± 10 m (la o înălțime de Ohm) la ± 30 m (la o altitudine de 6000 m);

- "Altimetru radio A-053-05.02" - o stație radar aeriană cu emisie continuă de unde radio cu frecvență modulată. Eroare de măsurare a altitudinii atunci când zboară peste orice suprafață netedă (tip pistă) cu viteză orizontală de până la 120 m / s și viteză verticală nu mai mare de 8 m / s la unghiuri de rulare și pas până la ± 20 ° în intervalul de altitudine de la 0 la 1500 m la 95% măsurători de înălțime, m: prin ieșire digitală 0,45 sau ± 0,02N (oricare dintre acestea este mai mare).

3. Unghiul de rulare și unghiul de pas al elicopterului, grade.

Acesta este măsurat de dispozitivul „Aviogorizont AGB-96D” - eliberează semnalele de rulare și pitch ale elicopterului. Eroarea indicatorului de atitudine în rulare și înălțime pe o bază vibratoare nu depășește ± 2,5 °.

4. Poziția comenzilor, unitatea de măsură este de grade.

Acesta este măsurat de dispozitivul „Senzori de poziție potențiali cu două canale ale comenzilor DP-M”. Eroare de măsurare ± 30 ".

5. Poziția legăturilor de ieșire (tije) ale acționărilor de direcție (unghiurile de înclinare ale plăcuței swash în direcțiile longitudinale și transversale) RP-14, mm.

Acesta este măsurat de dispozitivul „Senzori potențiometrici MU-615A seria 1”. Eroare de măsurare a unghiului în condiții normale: ± 2% din domeniul nominal de măsurare.

6. Viteze unghiulare, rad / s.

Măsurată de dispozitivul „Blocul senzorilor de informații primare BDPI-09” - oferă informații despre proiecțiile vectorilor de viteză unghiulară și accelerație liniară.

Figurile 2-7 arată dependența eforturilor de pe arborele rotorului de parametrii măsurați. Lista parametrilor dați nu se limitează la parametrii dați și depinde de elicopterul specific.

În timpul experimentului, următorii parametri au fost măsurați în timp:

σ (t) este valoarea solicitării de îndoire în timp, măsurată de un manometru pe arbore,

Dprod (t) - unghiul de înclinație a plăcii swash în direcția longitudinală,

Dpop (t) - unghiul de înclinare al plăcuței în direcție transversală,

Dosh (t) - pas comun al rotorului principal,

V (t) - viteza elicopterului,

f t (t) este unghiul de pas al elicopterului,

f la (t) - unghiul de rulare al elicopterului.

Coeficienții de corelație sunt determinați pentru fiecare parametru

Toți parametrii (coeficientul de corelație> 0,2) au fost aleși semnificativi și pentru aceștia au fost construite curbe aproximative și au fost întocmite ecuații pentru fiecare moment în timp și pentru fiecare parametru:

Conform parametrilor semnificativi selectați, formula finală ia forma:

Coeficienții A1, A2, A3, A4, A5, A6 se găsesc prin rezolvarea ecuației matricei:

Valorile calculate ale tensiunii de îndoire sunt prezentate în figura 1 (curba σ calc (t)).

Metoda propusă face posibilă evaluarea nivelului de încărcare a arborelui NV în orice moment al operațiunii sale de zbor. Pe baza utilizării mijloacelor standard pentru monitorizarea parametrilor unui zbor cu elicopterul, acesta permite determinarea nivelului de solicitări de îndoire pe întreaga durată a zborului, utilizarea acestuia pentru înregistrarea restricțiilor de zbor și informarea echipajului despre depășirea nivelului de încărcare permis. , precum și să determine viața reziduală.

1. O metodă de determinare a tensiunilor de îndoire în zbor pe arborele rotorului principal al unui elicopter cu o bucșă de torsiune a rotorului principal, inclusiv măsurarea pe parcursul întregului timp de zbor prin mijloace standard de monitorizare a performanței zborului elicopterului, calcularea sarcinilor pe arborele rotorului utilizând un model matematic și semnalizarea în caz de exces, caracterizată prin aceea că, din numărul caracteristicilor măsurate de performanță, sunt selectați și sistematizați parametri semnificativi care au un efect direct asupra nivelului de încărcare al arborelui principal al rotorului, funcțiile aproximative ale parametrilor semnificativi sunt determinate pentru a determina funcția finală a dependenței de solicitări în arborele rotorului principal σ (t) de parametrii de performanță ale zborului selectați, valorile absolute ale ratelor de schimbare în unghiurile de rotație ale plăcii swash în longitudinal și transversal direcțiile sunt adăugate la funcția finală:

2. Metodă pentru determinarea în zbor a eforturilor de îndoire pe arborele rotorului principal al unui elicopter cu o bucșă de torsiune a rotorului principal conform revendicării 1, caracterizată prin aceea că, pentru a determina semnificația parametrilor de performanță, dependențele eforturilor de se construiește arborele principal al rotorului pe parametrii selectați, iar coeficienții sunt calculați și evaluați corelația.

3. O metodă de determinare a tensiunilor de îndoire în zbor pe arborele rotorului principal al unui elicopter cu o bucșă de torsiune a rotorului principal conform revendicării 2, caracterizată prin aceea că semnificația parametrilor este determinată de valoarea coeficientului de corelație> 0,2.

Brevete similare:

Invenția se referă la domeniul ingineriei mecanice, în principal la construcția de motoare de aeronave și, în special, la o metodă de determinare a stării fizice și mecanice a paletelor rotorului turbinei. presiune ridicata(TVD), în special starea de tensiune a lamei.

Invenția se referă la diagnosticul tehnic al transmisiei hidraulice de putere a mașinilor autopropulsate. Metoda de evaluare a calității muncii ambreiajelor hidraulice la schimbarea treptelor de viteze ale cutiilor de viteze hidroficate se realizează fără a întrerupe fluxul de putere din trepte de viteze în timpul schimbării acestora.

Invenția se referă la echipamente de măsurare și poate fi utilizată în funcționarea motoarelor electrice și a altor echipamente cu ansambluri de rulmenți pentru a determina starea curentă a rulmenților și pentru a prezice resursa după un anumit timp de la începutul funcționării.

Invenția se referă la echipamente de măsurare și poate fi utilizată pentru a determina sarcina axială pe rulmenții cu bile ale rotorilor, precum și pentru a determina și controla frecvențele naturale de vibrații ale rotorilor mecanismelor și dispozitivelor mici.

Invenția se referă la tehnologia de măsurare, în special la mijloacele și metodele de măsurare a etanșeității lumenului inelului pistonului. La punerea în aplicare a metodei, inelul deschis al pistonului este fixat în direcția periferiei prin intermediul unui dispozitiv auxiliar cu închidere maximă a îmbinării, iar impermeabilitatea lumenului este determinată prin intermediul mijloacelor optice.

Introducere

Proiectarea elicopterelor este un proces complex, în evoluție, care este împărțit în etape și etape de proiectare interdependente. Aeronava creată trebuie să îndeplinească cerințele tehnice și să îndeplinească caracteristicile tehnice și economice specificate în caietul de sarcini de proiectare. Termenii de referință conțin descrierea inițială a elicopterului și caracteristicile sale de performanță în zbor care asigură o eficiență economică ridicată și competitivitate a mașinii proiectate, și anume: capacitatea de transport, viteza de zbor, autonomia, plafonul static și dinamic, resursa, durabilitatea și costul.

Termenii de referință sunt specificați în etapa studiilor de pre-proiectare, în timpul cărora se efectuează căutarea brevetelor, analiza soluțiilor tehnice existente, cercetarea și dezvoltarea. Sarcina principală a cercetării de pre-proiectare este căutarea și verificarea experimentală a noilor principii de funcționare a obiectului proiectat și a elementelor sale.

În etapa de proiectare preliminară, se selectează schema aerodinamică, se formează aspectul elicopterului și se calculează parametrii principali pentru a asigura realizarea caracteristicilor de performanță de zbor specificate. Acești parametri includ: masa elicopterului, puterea sistemului de propulsie, dimensiunile rotorului principal și al cozii, masa combustibilului, masa echipamentelor instrumentale și speciale. Rezultatele calculului sunt utilizate la dezvoltarea aspectului elicopterului și la compilarea foii de aliniere pentru a determina poziția centrului de masă.

Proiectarea unităților și ansamblurilor individuale ale elicopterului, ținând cont de soluțiile tehnice selectate, se realizează în etapa de dezvoltare proiect tehnic... În acest caz, parametrii unităților proiectate trebuie să satisfacă valorile corespunzătoare proiectului de proiectare. Unii dintre parametri pot fi rafinați pentru a optimiza designul. În timpul proiectării tehnice, se efectuează rezistența aerodinamică și calculele cinematice ale unităților, selectarea materialelor structurale și a schemelor structurale.

În etapa de proiectare detaliată, proiectarea desenelor de lucru și de asamblare ale elicopterului, specificații, liste de selectare și alte documente tehnice se efectuează în conformitate cu standardele acceptate

Această lucrare prezintă o metodologie pentru calcularea parametrilor unui elicopter în etapa de proiectare preliminară, care este utilizată pentru a finaliza un proiect de curs la disciplina „Proiectarea elicopterelor”.

1. Calculul greutății la decolare a primului elicopter de aproximare

2. Calculul parametrilor rotorului principal al elicopterului

2.1 Radius R, m, rotorul principal al unui elicopter cu un singur rotor este calculat prin formula:

g- accelerația gravitației egală cu 9,81 m / s 2;

p- sarcina specifică pe zona măturată de rotor;

p =3,14.

Valoarea de încărcare specifică p zona măturată de șurub este selectată conform recomandărilor prezentate în lucrarea / 1 /: unde p = 280

Luăm raza rotorului egală cu R = 7.9

Viteză unghiulară w, s -1, rotația rotorului principal este limitată de valoarea vitezei periferice w R capetele lamelor, care depinde de greutatea la decolare

2.2 Densități relative ale aerului pe tavanele statice și dinamice

2.3 Calculul vitezei economice la sol și la plafonul dinamic

Se determină aria relativă

Se calculează valoarea vitezei economice la sol V s, km / h:

Unde Eu

Se calculează valoarea vitezei economice la plafonul dinamic V decan, km / h:

Unde Eu= 1,09 ... 1,10 este coeficientul de inducție.

2.4 Se calculează valorile relative ale valorii maxime și economice la plafonul dinamic al vitezei orizontale de zbor:

Unde V max= 250 km / h și V decan= 182.298 km / h - viteza zborului;

w R= 232 m / s - viteza periferică a lamelor.

2.5 Calculul raportului admisibil de umplere a tracțiunii cu rotorul pentru viteza maximă la sol și pentru viteza economică la un plafon dinamic:

2.6 Coeficienți de împingere a rotorului principal la sol și la tavanul dinamic:

2.7 Calculul umplerii rotorului:

Umplerea rotorului principal s calculat pentru cazurile de zbor la viteze maxime și economice:

Ca valoare de umplere calculată s rotorul principal este cea mai mare valoare a s Vmaxși s V decan .

G.V. Makhotkin

Proiectare elice

Elice de aerși-a câștigat reputația de dispozitiv de propulsie de neînlocuit pentru ambarcațiunile plutitoare de mare viteză care funcționează în ape puțin adânci și crescute, precum și pentru snowmobile amfibii, care trebuie să lucreze pe zăpadă, gheață și apă. Am acumulat deja o experiență considerabilă atât în ​​țara noastră, cât și în străinătate. aplicații cu elice pe ambarcațiuni mici și amfibieni de mare viteză... Deci, din 1964 în țara noastră, snowmobile amfibii (Fig. 1) KB im. A. N. Tupolev. În Statele Unite, câteva zeci de mii de bărci cu aer, așa cum le numesc americanii, sunt operate în Florida.

Problema creării unei bărci cu motor de mare viteză, cu tiraj superficial, cu elice continuă să-i intereseze pe constructorii noștri amatori de nave. Cea mai accesibilă putere pentru ei este de 20-30 litri. cu. Prin urmare, vom lua în considerare principalele probleme ale proiectării unei unități de propulsie aeriană cu așteptarea unei astfel de puteri.

Determinarea temeinică a dimensiunilor geometrice elice vă va permite să utilizați pe deplin puterea motorului și să obțineți un impuls aproape de maxim cu puterea disponibilă. În acest caz, va avea o importanță deosebită alegerea corectă a diametrului șurubului, de care depinde nu numai eficiența elicei în multe privințe, ci și nivelul de zgomot, care este direct determinat de magnitudinea vitezelor periferice.

Studiile privind dependența forței de tracțiune au stabilit că pentru a realiza capacitățile elicei cu o putere de 25 litri. cu. trebuie să aibă un diametru de aproximativ 2 m. Pentru a asigura cel mai mic consum de energie, aerul trebuie aruncat înapoi de un jet cu o secțiune transversală mai mare; în cazul nostru particular, suprafața bătută de șurub va fi de aproximativ 3 m². Reducerea diametrului elicei la 1 m pentru a reduce nivelul de zgomot va reduce zona măturată de elice de 4 ori, iar acest lucru, în ciuda creșterii vitezei în jet, va provoca o scădere a forței la liniile de ancorare cu 37% . Din păcate, nu este posibil să se compenseze această scădere a tracțiunii nici cu pas, nici cu numărul de lame, nici cu lățimea lor.

Odată cu creșterea vitezei de mișcare, pierderea de tracțiune din scăderea diametrului scade; astfel, creșterea vitezei permite utilizarea elicelor mai mici. Pentru elicele cu diametrul de 1 și 2 m, care asigură o tracțiune maximă la ancorare, la o viteză de 90 km / h, valorile de tracțiune devin egale. Creșterea diametrului la 2,5 m, creșterea forței la ancorare, dă doar o ușoară creștere a forței la viteze de peste 50 km / h. În general, fiecare gamă de turații de funcționare (la o anumită putere a motorului) are propriul său diametru optim al șurubului. Cu o creștere a puterii la o viteză constantă, diametrul optim din punct de vedere al eficienței crește.

După cum se arată din ceea ce este prezentat în Fig. 2 grafice, împingerea elicei cu un diametru de 1 m este mai mare decât propulsia elicei de apă (standard) a motorului exterior "Neptun-23" sau "Privet-22" la viteze de peste 55 km / h și elicea cu un diametru de 2 m - deja la viteze peste 30 -35 km / h. Calculele arată că la o viteză de 50 km / h, consumul de combustibil kilometric al unui motor cu elice cu diametrul de 2 m va fi cu 20-25% mai mic decât cel mai economic motor forboard „Privet-22”.

Secvența de selecție a elementelor elicei conform graficelor date este următoarea. Diametrul elicei este determinat în funcție de forța necesară la ancorarea la puterea dată pe arborele cu șurub. Dacă se presupune că barca cu motor este operată în zone populate sau zone în care există restricții de zgomot, nivelul de zgomot acceptabil (astăzi) va corespunde vitezei periferice - 160-180 m / s. După ce am stabilit, pe baza acestei norme condiționate și a diametrului șurubului, numărul maxim de rotații ale acestuia, vom stabili raportul de transmisie de la arborele motorului la arborele șurubului.

Pentru un diametru de 2 m, nivelul de zgomot admis va fi de aproximativ 1500 rpm (pentru un diametru de 1 m - aproximativ 3000 rpm); astfel, raportul de transmisie la turația motorului de 4500 rpm va fi de aproximativ 3 (pentru un diametru de 1 m - aproximativ 1,5).

Folosind graficul din Fig. 3, veți putea determina cantitatea de împingere a elicei dacă diametrul elicei și puterea motorului au fost deja selectate. Pentru exemplul nostru, este selectat motorul cu cea mai mare putere disponibilă - 25 CP. cu., și diametrul elicei - 2 m. Pentru acest caz particular, magnitudinea forței este de 110 kg.

Lipsa cutiilor de viteze fiabile este probabil cel mai mare obstacol de depășit. De regulă, antrenările cu lanț și curea realizate de amatori în condiții artizanale nu sunt fiabile și au o eficiență scăzută. Instalarea forțată direct pe arborele motorului duce la necesitatea de a reduce diametrul și, în consecință, de a reduce eficiența elicei.

Pentru a determina lățimea și pasul lamei, utilizați nomograma prezentată în Fig. 4. Pe scala orizontală dreaptă, din punctul corespunzător puterii pe arborele șurubului, trageți o linie verticală până când se intersectează cu curba corespunzătoare diametrului șurubului găsit anterior. Din punctul de intersecție, trageți o linie orizontală până la intersecție cu verticala trasată dintr-un punct de pe scala din stânga a numărului de rotații. Valoarea rezultată determină acoperirea elicei proiectate (producătorii de aeronave numesc raportul dintre suma lățimilor palelor și diametrul).

Pentru elicele cu două pale, acoperirea este egală cu raportul dintre lățimea lamei și raza elicei R. Deasupra valorilor de acoperire, sunt indicate valorile pasurilor optime ale elicei. Pentru exemplul nostru, se obțin următoarele: acoperire σ = 0,165 și pas relativ (raportul pasului la diametru) h = 0,52. Pentru un șurub cu diametrul de 1 m σ = 0,50 m și h = 0,65. O elice cu un diametru de 2 m ar trebui să fie cu două palete cu lățimea palei de 16,5% R, deoarece acoperirea este mică; o elice cu diametrul de 1 m poate fi cu 6 lame cu o lățime de lamă de 50: 3 = 16,6% R sau cu 4 lame cu o lățime de lamă de 50: 2 = 25% R. O creștere a numărului de lame va oferă o reducere suplimentară a nivelului de zgomot.

Cu un grad suficient de precizie, se poate presupune că pasul elicei nu depinde de numărul de pale. Dăm dimensiunile geometrice ale unei lame de lemn cu lățimea de 16,5% R. Toate dimensiunile din desen fig. 5 sunt date ca procent din rază. De exemplu, secțiunea D este de 16,4% R, situată la 60% R. Acordul secțiunii este împărțit în 10 părți egale, adică 1,64% R fiecare; șoseta este ruptă cu 0,82% R. Ordinatele profilului în milimetri sunt determinate prin înmulțirea razei cu valoarea procentuală corespunzătoare fiecărei ordonate, adică cu 1,278; 1.690; 2.046 ... 0.548.

Am început o conversație ieri cu, în lumină dispute și discuții despre licitația indiană... Acum să aruncăm o privire rapidă la concurent, Mi-26, și apoi să comparăm cele două elicoptere.

Proiectarea unei rotorcraft-uri grele la M.L. Milia a început cu o căutare pentru aspectul și aspectul optim. Ca și la crearea V-12, au fost luate în considerare trei scheme: un șurub și două șuruburi - transversale și longitudinale. Inițial, s-a decis utilizarea unităților principale de pe Mi-6 și V-12 pentru noile mașini: lame - pentru un elicopter cu un singur rotor; lame, cutii de viteze principale și amplificatoare ale sistemului de control - pentru elicoptere cu două rotori; și de la Mi-8: lame - pentru un elicopter transversal cu rotoare principale de 23 m. Au fost studiate următoarele opțiuni: un elicopter cu un singur rotor cu un rotor principal de 35 m; schemă transversală cu două șuruburi cu șuruburi cu diametrul de 23 și 35 m; configurație longitudinală cu două șuruburi cu rotoare de 35 m. Cu toate acestea, toate aveau aceleași dezavantaje - inconsecvență a parametrilor termeni de referinta, greutate redusă și greutate mare la decolare și, prin urmare, caracteristici de performanță reduse.

Analiștii firmei au ajuns la concluzia că pentru a rezolva problema nu este suficient să ne limităm la alegerea parametrilor optimi - sunt necesare metode neconvenționale de proiectare. În același timp, a fost necesar să se abandoneze atât utilizarea unităților seriale, cât și utilizarea soluțiilor de proiectare general acceptate.

Proiectului de elicopter greu a primit o nouă denumire Mi-26 sau „produs 90”. După ce a primit o opinie pozitivă de la NII MAP, personalul MVZ im. M.L. Mil "" în august 1971 a început să dezvolte un proiect preliminar, care a fost finalizat trei luni mai târziu. În acest moment, clientul militar a modificat cerințele tehnice pentru elicopter - a crescut masa sarcinii utile maxime de la 15 la 18 tone. Proiectul a fost reproiectat. Elicopterul Mi-26, la fel ca predecesorul său Mi-6, a fost destinat transportului tipuri diferite echipament militar, livrarea de muniție, alimente, echipamente și alte materiale, transferul intra-front de trupe cu echipament militar și arme, evacuarea bolnavilor și răniților și, în cazuri individuale, pentru debarcarea forțelor de asalt tactice.

Mi-26 a fost primul elicopter rus din noua generație a treia. Astfel de rotorcraft au fost dezvoltate la sfârșitul anilor '60 - începutul anilor '70. de multe firme străine și s-au diferit de predecesorii lor prin indicatori tehnici și economici îmbunătățiți, în primul rând în ceea ce privește eficiența transportului. Dar parametrii Mi-26 au depășit semnificativ atât indicatorii interni, cât și cei externi ai elicopterelor cu un compartiment de marfă. Eficiența în greutate a fost de 50% (în loc de 34% pentru Mi-6), consumul de combustibil a fost de 0,62 kg / (t * km). Cu practic aceleași dimensiuni geometrice ca Mi-6, aparat nou avea o încărcare utilă de două ori și performanțe de zbor semnificativ mai bune. Dublarea sarcinii utile nu a avut aproape niciun efect asupra greutății la decolare a elicopterului.

Consiliul științific și tehnic al Ministerului Industriei Aviației a aprobat proiectul preliminar al Mi-26 în decembrie 1971. Proiectarea gigantului aerian a implicat o cantitate mare de cercetare, proiectare și muncă tehnologică, precum și dezvoltarea de noi echipamente . V timp scurt s-a avut în vedere crearea și construirea de unități și sisteme cu mase relative reduse și resurse mari, o bază de bancă, testarea componentelor și ansamblurilor, studierea proprietăților structurilor din materiale noi, studierea profilelor de lamă noi, caracteristicile aerodinamice ale unui elicopter, stabilitatea lame ușoare etc. În acest sens, "" MVZ im. M.L. Mil "" a atras o strânsă cooperare TsAGI, LII, VIAM, NIAT, TsIAM și alte organizații.

În 1972 "" MVZ im. M.L. Mil "" a primit opinii pozitive de la institutele din industria aeronautică și de la client. Dintre cele două propuneri depuse la comanda Forțelor Aeriene: Mi-26 și avionul rotor dezvoltat de fabrica de elicoptere Ukhtomsk, armata a ales avionul Milev. O etapă importantă în proiectarea elicopterului a fost pregătirea competentă a sarcinii tehnice. Clientul a cerut inițial instalarea unei roți motrice, arme grele, etanșarea compartimentului de marfă pe elicopter, asigurarea funcționării motoarelor pe combustibili auto și îmbunătățiri similare, implicând o ponderare semnificativă a structurii. Inginerii au găsit un compromis rezonabil - cerințele minore au fost respinse, iar principalele au fost îndeplinite. Ca rezultat, a fost realizat un nou aspect al cabinei, care a făcut posibilă creșterea echipajului de la patru la cinci persoane; înălțimea compartimentului de marfă, spre deosebire de proiectul original, a devenit aceeași pe toată lungimea sa. Proiectarea altor părți ale elicopterului a suferit, de asemenea, îmbunătățiri.

În 1974, apariția elicopterului greu Mi-26 s-a format aproape complet. Avea un aspect clasic pentru elicopterele de transport Mil: aproape toate sistemele centralei erau amplasate deasupra compartimentului de marfă; motoarele prezentate față de cutia de viteze principală și carlinga situată în prova echilibrează secțiunea de coadă. La proiectarea unui elicopter, pentru prima dată, contururile fuzelajului au fost calculate prin specificarea suprafețelor cu curbe de ordinul doi, datorită cărora fuzelajul semi-monococ din metal Mi-26 a primit formele sale caracteristice „asemănătoare unui delfin”. . În proiectarea sa, a fost prevăzută inițial utilizarea ansamblului panoului și a îmbinărilor lipite ale cadrului.

În fuzelajul din față al Mi-26, sigilat și echipat cu un sistem de aer condiționat, exista o cabină spațioasă și confortabilă, cu scaune pentru comandant (pilot stâng), pilot dreapta, navigator și echipament de zbor, precum și o cabină pentru patru persoane care însoțesc încărcătura și al cincilea membru al echipajului - mecanic de zbor. Pe părțile laterale ale cabinelor, existau trape cu blistere pentru evacuarea de urgență din elicopter, precum și plăci de blindaj. Sub podeaua cabinelor existau compartimente pentru echipamente de navigație și comunicații radio, sisteme de susținere a vieții și auxiliare Power Point- unitatea de turbină cu gaz TA-8A, care asigură pornirea autonomă a motoarelor, alimentarea cu energie a mecanismelor de încărcare și descărcare și alte sisteme. Un radar de navigație a fost amplasat sub carenajul radio-transparent din prova.

Partea centrală a fuselajului era ocupată de un compartiment de marfă capabil, cu un compartiment din spate care trecea în brațul din spate. Lungimea cabinei a fost de 12,1 m (cu o pasarelă - 15 m), lățimea de 3,2 m, iar înălțimea a variat de la 2,95 la 3,17 m. , obuzier autopropulsat, vehicul blindat de recunoaștere etc. Încărcarea echipamentului a fost efectuată singură prin trapa de marfă din spatele fuselajului, echipată cu două clapete laterale verticală și o scară descendentă cu podrapnikov. Controlul pasarelelor și al benzii a fost hidraulic. Pentru mecanizarea operațiunilor de încărcare și descărcare, compartimentul de marfă a fost echipat cu două trolii electrice LG-1500 și un dispozitiv telferic care asigură încărcarea, descărcarea și transportul de-a lungul cabinei de încărcături de până la 5 tone, precum și strângerea cu roți non-auto echipamente cu propulsie. În plus, încărcarea pasagerilor sau încărcătura ușoară ar putea fi efectuată prin trei uși ale pasarelelor de-a lungul părților laterale ale fuselajului. În versiunea de aterizare, Mi-26 transporta 82 de soldați sau 68 de parașutiști. Echipamentele speciale au făcut posibilă transformarea elicopterului într-o ambulanță pentru transportul a 60 de răniți pe brancarde și trei paramedici însoțitori în câteva ore. Mărfurile supradimensionate care cântăresc până la 20 de tone ar putea fi transportate pe o curea externă. Unitățile sale erau amplasate în structura podelei portante, astfel încât demontarea sistemului nu era necesară la transportul mărfurilor în interiorul fuselajului. În spatele trapei de marfă, fuselajul a trecut ușor în brațul din spate, cu o chelă și un stabilizator profilat.

Opt rezervoare principale de combustibil cu o capacitate totală de 12.000 litri au fost plasate sub podeaua de marfă a fuselajului. În versiunea de feribot, patru compartimente suplimentare cu o capacitate totală de 14800 litri ar putea fi instalate în compartimentul de marfă Mi-26. Deasupra, deasupra compartimentului de marfă, erau compartimente pentru motoare, cutia de viteze principală și două rezervoare de combustibil. La intrările la prizele de aer ale motorului au fost instalate dispozitive de protecție împotriva prafului în formă de ciupercă. Rezervoarele de combustibil consumabile și motoarele erau protejate de blindaje.

Pentru a asigura valorile mici planificate ale masei de unități și părți ale Mi-26 care funcționează la sarcini mari și nivelul necesar de rezistență și fiabilitate, proiectarea OKB și producția pilot "" MVZ im. M.L. Milya "" a construit peste 70 de standuri de testare, incluzând altele unice ca un stand pentru teste re-statice ale fuzelajului și șasiului prin metoda "scăderii" unui produs la scară largă, un stand închis pentru testarea cutiei de viteze principale, un full -stand pentru testarea puterii și a sistemelor portante ale unui elicopter, un stand pentru teste statice preliminare și reglarea fină a compartimentelor fuselajului, un banc de testare static pentru partea din spate a fuselajului. La testarea fuselajului, puterea necesară a fost atinsă prin identificarea constantă a punctelor slabe și întărirea acestora. Drept urmare, Mi-26 și-a depășit predecesorul în ceea ce privește volumul compartimentului de marfă și greutatea utilă de aproape două ori, în timp ce greutatea fuselajului a rămas neschimbată. Au fost create, de asemenea, standuri pentru testarea cutiilor de viteze și a arborilor transmisiei cozii și a pieselor individuale ale cutiei de viteze principale, teste dinamice ale palelor, teste combinate ale articulațiilor bucșelor și părților cap la cap ale palelor rotorului principal și cozii etc. executat. Rezultatele testelor pe bancă au fost luate imediat în considerare la proiectarea unităților și sistemelor.

Sarcina principală în proiectarea Mi-26, ca toate celelalte avioane cu aripi rotative, a fost crearea unui rotor principal modern cu o masă redusă și caracteristici aerodinamice și de rezistență ridicate. La dezvoltarea lamelor Mi-26, inginerii OKB s-au bazat pe o bogată experiență în proiectarea și funcționarea lamelor cu un spart de oțel și un spart din aliaj de aluminiu. Experiența redusă a utilizării fibrelor de sticlă în lame de această dimensiune a dus la decizia proiectanților de a nu o folosi ca material principal pentru o elice atât de mare. Sparul din oțel a oferit o rezistență la oboseală mult mai mare. În plus, până în acest moment, a fost dezvoltată o tehnologie unică pentru producerea de colțuri din oțel cu cleme pentru fixarea la manșon, realizată dintr-o singură bucată cu țeava. Lama principală a rotorului elicopterului greu a fost proiectată pe baza unui spart de oțel și a unei structuri de modelare din fibră de sticlă. Între stratul interior de fibră de sticlă și învelișul exterior din fibră de sticlă se aflau curele electrice din fibră de sticlă și spumă ușoară. Compartimentul din spate cu înveliș din fibră de sticlă și umplutură cu fagure din hârtie nomex a fost lipit de pielea exterioară. Fiecare lamă a fost echipată cu un sistem pneumatic pentru detectarea prin microfisuri în spate în stadiul formării lor. Cercetările efectuate împreună cu TsAGI pentru a optimiza dispunerea aerodinamică a palelor au sporit semnificativ eficiența elicei. Un set experimental de cinci lame Mi-26 similare dinamic a trecut testele preliminare în 1975 la laboratorul de zbor Mi-6.

Pentru prima dată în istoria ingineriei elicopterelor, rotorul principal Mi-26 foarte încărcat a fost proiectat cu opt lame. Pentru a asambla un astfel de șurub, mânecile manșonului trebuiau făcute detașabile. Fixarea lamelor pe butuc a fost tradițională, prin intermediul a trei balamale, totuși, în proiectarea balamalei axiale, inginerii MVZ im. ML Mil "" a introdus o bară de torsiune care percepe sarcini centrifuge. O serie de ansambluri de îmbinări au fost realizate folosind rulmenți metal-fluoroplastici. Balamalele verticale au fost prevăzute cu amortizoare hidraulice cu arc. Pentru a reduce masa butucului rotorului, titanul a fost utilizat în proiectarea sa în locul oțelului. Toate acestea au făcut posibilă crearea unui rotor principal cu opt palete, cu o presiune cu 30% mai mare și o masă cu 2 tone mai mică decât cea a elicei Mi-6 cu cinci palete. Testele preliminare ale rotorului principal Mi-26 efectuate în 1977 la laboratorul de zbor Mi-6 au confirmat corectitudinea alegerii parametrilor, au arătat caracteristici aerodinamice ridicate, absența diferitelor tipuri de instabilitate, un nivel scăzut de vibrații, moderat solicitări în paletele lamei și nivelul sarcinilor din unitățile sistemului de transport.nu depășește cel calculat.

Pe elicopterul Mi-26, a fost instalat un rotor de coadă cu direcția de rotație, în care lama inferioară a mers împotriva fluxului. Lamele din sticlă ale unui rotor de coadă semi-rigid cu cinci lame au fost atașate la butuc prin intermediul unor balamale orizontale și axiale cu o bară de torsiune. Varfurile lamelor sale au fost realizate mai întâi prin țesătură manuală, apoi printr-o nouă metodă de înfășurare spirală a mașinii. În ciuda creșterii duble a tracțiunii rotorului de coadă, masa sa a rămas aceeași cu cea a elicei Mi-6. Palele rotorului principal și coada au fost echipate cu un sistem electrotermic anti-îngheț. Un rotor cu coadă experimentat a trecut testele preliminare la laboratorul de zbor Mi-6. În plus față de lame, fibra de sticlă a fost utilizată ca material structural la fabricarea spargerului stabilizator și a unor elemente fără forță ale structurii fuselajului.

Una dintre cele mai dificile sarcini a fost crearea cutiei de viteze principale, care trebuia să transmită putere peste 20 mii CP. Pentru toate elicopterele Mil, cu excepția Mi-1, cutiile de viteze principale au fost proiectate de proiectanții de motoare, iar Mil Design Bureau a realizat doar o schiță de proiectare. Când lucrau la Mi-26, birourile de proiectare a propulsiei nu au reușit să creeze o cutie de viteze principală proiectată pentru masa Mi-26 setată de managerii de proiect. Cutia de viteze principală unică a fost dezvoltată intern la centrul de costuri. Au fost luate în considerare două scheme cinematice: planetarul tradițional și unul fundamental multi-thread nou, care anterior nu era folosit în industria elicopterelor interne. Studiile au arătat că a doua schemă va oferi câștiguri semnificative în masă. Ca rezultat, cutia de viteze principală în trei trepte VR-26, care depășește cutia de viteze R-7 utilizată pe Mi-6 în termeni de putere transmisă de aproape două ori și în ceea ce privește cuplul de ieșire - de peste o dată și jumătate, sa dovedit a fi mai greu decât predecesorul său cu doar 8,5%. Raportul de transmisie al cutiei de viteze principale a fost de 62,5: 1.

Șasiul Mi-26 este un triciclu, care include un suport frontal și două suporturi principale, cu suporturi de amortizare a șocurilor cu două camere. Un suport retractabil de coadă a fost instalat sub grinda de capăt. Pentru comoditatea operațiunilor de încărcare și descărcare, trenul principal de aterizare a fost echipat cu un sistem pentru schimbarea gardei la sol.

În timpul dezvoltării Mi-26, a fost acordată o atenție specială asigurării autonomiei bazei, sporind fiabilitatea și ușurința de funcționare. Prezența unor scări speciale, capote, guri de vizitare și trape a făcut posibilă efectuarea manipulării la sol a elicopterului și a ansamblurilor sale fără a utiliza facilități speciale pentru aerodrom.

Proiectanții birourilor de proiectare au finalizat proiectarea majorității unităților și sistemelor în 1975. În același timp, comisia de stat a adoptat modelul final al elicopterului și, în conformitate cu decretul guvernului, atelierul de asamblare al centrului de cost a început să construiască complet -modele la scară mică ale Mi-26. V.V.Shutov a fost numit noul proiectant responsabil. Prima copie a elicopterului, asamblată în anul următor, a intrat în repetate teste statice și de vibrații. În octombrie 1977, asamblarea primului model de zbor a fost finalizată înainte de termen, iar în ultima zi a aceleiași luni, tractorul a lansat primul Mi-26 de la atelier la locul de dezvoltare. Finalizarea elicopterului încărcat cu balast și a sistemelor sale la sol a continuat timp de o lună și jumătate. Montate pe lame, clapetele de încărcare speciale-moulinet au făcut posibilă verificarea funcționării motoarelor în toate modurile fără un dispozitiv de fixare pentru elicopter. La 14 decembrie 1977, pilotul de testare G.R. Karapetian a smuls elicopterul de la sol și a efectuat un test de trei minute al sistemelor și ansamblurilor în aer. În februarie a anului următor, Mi-26 a zburat de la fabrica către stația de cercetare a zborului MVZ, unde a fost demonstrat în curând la comanda Forțelor Aeriene ale URSS.

Împreună cu pilotul firmei G.R. Karapetian, piloții de testare din fabrică G.V. Alferov și Yu.F. Chapaev au participat activ la reglarea fină a noului elicopter. Atribuțiile inginerului principal pentru testele de zbor au fost îndeplinite de V.A. Izakson-Elizarov. La mijlocul anului 1979, programul de testare din fabrică a fost finalizat cu succes. Reprezentanții clientului care au participat la acestea au dat o concluzie preliminară pozitivă cu privire la conformitatea caracteristicilor de performanță a zborului obținute cu parametrii specificați. Asociația de producție a elicopterelor Rostov (RVPO) a început să stăpânească producția în serie a Mi-26, iar primul prototip după detectarea defectelor și înlocuirea unor piese la sfârșitul lunii octombrie a aceluiași an a fost prezentat clientului pentru etapa „A "a testelor de stat comune.

Testele de stat ale Mi-26 au avut loc într-un timp record. Acest lucru s-a datorat cercetărilor preliminare ample și lucrărilor experimentale efectuate la uzină. În etapa "A", testerii s-au confruntat cu o singură problemă - oscilațiile laterale de joasă frecvență ale elicopterului în unele moduri de zbor.

Defectul a fost eliminat după schimbarea spatei carenelor capotei. În plus, proiectanții au instalat un nou set de lame cu un aspect aerodinamic îmbunătățit pe prototip. În mai 1979, al doilea prototip de zbor asamblat la fabrica pilot a MVZ a intrat în testele de stat, pe care a fost verificată funcționarea sistemului de suspensie externă, transportul aerian, montarea, ancorarea și echipamentele sanitare, precum și plasarea diferitelor lupte a fost efectuată unitățile din compartimentul de marfă.tehnologie. În aprilie 1980, al doilea Mi-26 a intrat în Institutul de Cercetare a Forțelor Aeriene pentru a doua etapă finală "B" a testelor de stat comune, iar primul dispozitiv a fost folosit pentru a practica aterizări în modul autorotație. Modul de coborâre și aterizare nemotorizat a cauzat o anumită îngrijorare în rândul testerilor din cauza greutății relativ reduse a rotorului principal și a sarcinii mari pe acesta, însă elicopterul a demonstrat o capacitate garantată de aterizare cu motoare inoperante.

Nu au existat surprize neplăcute în timpul etapei „B”, cu excepția unei anvelope care odată a izbucnit. În timpul testelor de stat, ambele elicoptere au efectuat o sută și jumătate de zboruri și au „punctat” peste 104 ore de zbor.

Testele de stat s-au încheiat până la 26 august 1980. Actul final, semnat de client în octombrie același an, a declarat: „Mediu experimentat (conform clasificării militare din acea perioadă, Mi-26 a fost considerat„ mediu ”. - Aproximativ. Aut.) Elicopterul de transport militar Mi- 26 testele de etapă comună de stat "B" trecute ... Caracteristicile tehnice, de luptă și operaționale ale zborului corespund practic caracteristicilor specificate de rezoluție. Plafonul static și masa maximă de încărcare depășesc cele specificate de TTT ... Un elicopter de transport militar cu experiență Mi-26 și componentele sale, care au primit o evaluare pozitivă în funcție de rezultatele testelor, ar trebui recomandate pentru lansarea în producție în serie și adoptare de către armata sovietică ". O încercare a specialiștilor americani ai companiei Boeing-Vertol, întreprinsă simultan cu constructorii de elicoptere sovietice, de a crea un gigant cu aripi rotative similare în parametri cu Mi-26 în cadrul programului HLH, sa încheiat cu eșec.

Astfel, experiența dezvoltării și testării elicopterului Mi-26 a arătat că, în primul rând, dezvoltarea teoriei și practicii construcției elicopterului face posibilă extinderea limitelor care limitează masa maximă a elicopterului; în al doilea rând, cu cât este mai mare cantitatea de muncă efectuată în primele etape de proiectare, cu atât este mai reușită etapa finală a elicopterului; și, în al treilea rând, testarea unităților, elementelor și sistemelor individuale la standuri și laboratoarele de zbor înainte de începerea zborurilor noului elicopter poate reduce semnificativ timpul pentru reglarea fină și testele de zbor, precum și crește siguranța. Trebuie remarcat faptul că acesta a fost un exemplu al celei mai reușite și fructuoase cooperări "" MVZ im. ML Mila "" cu Institutul de Cercetare și conducerea Forțelor Aeriene.

La mijlocul anilor '80. experimentatul Mi-26 a fost modernizat, în conformitate cu rezultatele utilizării în luptă a elicopterelor în Afganistan, cu dispozitive de evacuare a ejectorului, precum și cu un sistem pasiv de apărare antiaeriană sisteme de rachete... Primul serial Mi-26, construit la Asociația de producție a elicopterelor Rostov, a decolat pe 25 octombrie 1980. Noul elicopter a fost înlocuit pe stocurile Mi-6. În total, aproximativ 310 elicoptere Mi-26 au fost construite în Rostov.

Livrările de elicoptere Mi-26 pentru a separa regimentele de transport și luptă ale aviației Forțelor Terestre, către regimente și escadrile de trupe de frontieră au început în 1983. După câțiva ani de reglare fină, au devenit mașini de încredere și îndrăgite în armată. Utilizarea elicopterului în luptă a început în Afganistan. Elicopterele care făceau parte din regimentul 23 aerian al trupelor de frontieră au fost folosite pentru transportul mărfurilor, livrarea de întăriri și evacuarea răniților. Nu au existat pierderi de luptă. Mi-26 a participat la aproape toate conflictele armate din Caucaz, inclusiv în două războaie „cecene”. În special, pe Mi-26 a avut loc livrarea operațională a trupelor și redistribuirea lor în timpul luptelor din Dagestan în 1999. Pe lângă aviația și aviația armatei, trupele de frontieră Mi-26 au intrat în unitățile aeriene ale Ministerul Afacerilor Interne din Rusia la acea vreme. Oriunde elicopterul s-a dovedit a fi o mașină extrem de fiabilă și adesea de neînlocuit.

Am găsit utilizarea Mi-26 în lupta împotriva incendiilor și în timpul dezastrelor naturale. În 1986, elicopterele au fost utilizate în lichidarea consecințelor accidentului de la centrala nucleară de la Cernobolsk. Având în vedere gravitatea situației, proiectanții au dezvoltat și echipat modificarea corespunzătoare în doar trei zile. Piloții Mi-26 au aruncat zeci de mii de tone de lichide speciale și alte materiale de protecție din camioanele lor grele pe reactorul care respira moartea și zona contaminată.

Aeroflot a început să primească Mi-26 în 1986. Tyumen Aviation Enterprise a fost prima care le-a primit. În timpul dezvoltării câmpurilor de gaze și petrol din Siberia de Vest, camioanele grele Rostov au fost deosebit de utile. Capacitățile unice de asamblare a macaralei ale mașinii au fost în mod special solicitate. Doar pe acesta poate fi transportată și instalată încărcătură cu greutatea de până la 20 de tone direct la locul de funcționare.

Mi-26-urile ruse și ucrainene au avut șansa de a participa la misiunile ONU de menținere a păcii. Au lucrat pe teritoriul fostei Iugoslavii, Somaliei, Cambodgiei, Indoneziei etc. Datorită capacității lor unice de transport, camioanele grele Rostov sunt la mare căutare în străinătate. Acolo, în ultimii zece ani, au fost operate atât de companiile aeriene interne, cât și ca parte a companiilor aeriene străine care au angajat elicoptere pentru închiriere sau leasing. Una dintre companiile care închiriază Mi-26T este compania cipriotă Nutshell. Gigantul aerian care îi aparține a stins focurile, a transportat mărfuri, a acționat sub auspiciile ONU ca menținere a păcii în Timorul de Est. Mi-26T a efectuat în Germania și în alte țări europene transportul încărcăturii voluminoase grele, lucrări de construcție și instalare în timpul construcției liniilor electrice, structurilor catargului antenei, reconstrucției și construcției de instalații industriale, stingerea incendiilor forestiere și urbane.

În 2002, Mi-26 al companiei aeriene ruse „Vertical-T” a oferit asistență chiar și armatei SUA. Un transportator greu a luat un elicopter Chinook Boeing-Vertol CH-47 Chinook, cel mai greu avion cu aripi rotative al aviației armatei SUA, din regiunile greu accesibile din Afganistan până la baza americană din Bagram. Americanii bogați sunt foarte sensibili în ceea ce privește salvarea și salvarea rotorului.

Avioanele cu aripi rotative grele sunt operate în prezent cu succes în scopuri civile și militare atât în ​​țara noastră, cât și în străinătate. Acestea sunt utilizate pentru livrarea de ajutor umanitar, evacuarea refugiaților, transportul de bunuri și echipamente, pentru lucrări de macarale și montaj, în timpul construcției de poduri, la asamblare echipament greuîntreprinderile industriale, în timpul construcției de instalații de foraj, linii electrice, descărcarea navelor în șoseaua exterioară și multe alte tipuri de muncă, atât în ​​zone obișnuite, cât și în zone greu accesibile.

După demonstrația Mi-26 la spectacolul aerian de la Le Bourget în 1981, clienții străini au devenit interesați de cel mai greu elicopter din lume. Primele patru exemplare ale gigantului aerian au fost achiziționate de India. După prăbușirea Uniunii Sovietice, vehiculele grele au ajuns, pe lângă forțele armate rusești, în armatele țărilor CSI. Acestea sunt, de asemenea, operate de Coreea de Nord (două elicoptere), Coreea de Sud (una), Malaezia (două), Peru (trei), Mexic (două), Grecia și Cipru. În 2005, Venezuela a făcut o comandă pentru Mi-26. Extinderea în continuare a utilizării Mi-26, atât în ​​țara noastră, cât și în străinătate, este facilitată de primirea acestuia în 1995. certificat intern de navigabilitate.

Ei bine, acum să trecem direct la analiza participanților la licitația indiană.

Nu cu mult timp în urmă, din India au apărut știri despre rezultatul unei licitații pentru achiziționarea unui elicopter de atac. Acea licitație a fost câștigată de Boeingul american AH-64D, care a depășit Mi-28N rus într-o serie de caracteristici. Acum există informații noi despre cursul unei alte licitații privind furnizarea de elicoptere și, din nou, situația poate fi neplăcută pentru Rusia. Dar mai întâi lucrurile.

Duminica trecută, ediția indiană a Times Of India a publicat informații despre finalizarea viitoare a competiției, al cărei scop este de a cumpăra o jumătate de duzină de elicoptere de transport greu de către forțele aeriene indiene. Principalii concurenți în timpul acestor „competiții” au fost elicopterele Boeing CH-47 Chinook și Mi-26T2. În ciuda apartenenței la aceeași clasă, aceste mașini diferă semnificativ în ceea ce privește caracteristicile lor. În primul rând, merită să ne amintim sarcina utilă a acestor rotorcraft. Elicopterul american CH-47 cu cele mai recente modificări poate ridica în aer mărfuri cu o greutate de peste douăsprezece tone, iar pentru Mi-26T2 rusesc acest parametru este de 20 de mii de kilograme. Astfel, caracteristicile ambelor elicoptere pot sugera în mod transparent rezultatul competiției.

Cu toate acestea, Times Of India a venit cu o știre complet neașteptată. Cu referire la o sursă din Ministerul Apărării din India, publicația scrie că câștigătorul a fost deja ales, iar aceasta nu este o mașină rusă. Sursa a numit costul mai mic al elicopterului american drept principalul motiv pentru această alegere. În plus, jurnaliștii indieni au menționat o oarecare superioritate tehnică a Chinook-ului. Un astfel de mesaj pare cel puțin ciudat. Până acum, toate competițiile cu participarea elicopterelor Mi-26 cu modificări diferite se încheiau în același mod: semnarea unui contract cu Rusia. Acum se susține că Elicopter rus nu numai că nu a câștigat competiția, dar, din anumite motive, a devenit mai rău decât rotorcraftul american mașini, care este semnificativ diferit de el. Să încercăm să înțelegem situația actuală.

În primul rând, merită să atingem caracteristicile tehnice. După cum sa menționat deja, elicopterul rus are o sarcină utilă mare. Mai mult, conform acestui parametru, niciun elicopter din lume nu poate concura cu Mi-26. Capacitatea de încărcare record este susținută de dimensiunea compartimentului de marfă: 12x3,25x3 metri (aproximativ 117 metri cubi). Golful de încărcare CH-47, la rândul său, este considerabil mai mic: 9,2x2,5x2 metri (aproximativ 45 de metri cubi). Nu este greu de ghicit care elicopter va putea transporta mai multă greutate și încărcătură volumetrică. În ceea ce privește capacitatea de încărcare, putem aminti două cazuri în care elicopterele ruse Mi-26 au scos CH-47 deteriorate din Afganistan. În plus, greutatea normală la decolare a elicopterelor americane este cu doar câteva tone mai mare decât sarcina utilă maximă a Mi-26 rus. În ceea ce privește datele de zbor, atunci viteză iar gama Mi-26 și CH-47 sunt aproximativ egale. Astfel, din punct de vedere tehnic, elicopterul rus câștigă în mod clar. Bineînțeles, cu condiția ca clientul să aibă nevoie de un vehicul cu o capacitate de transport de două duzini de tone. Judecând după termenii de referință inițiali ai competiției, Forțele Aeriene Indiene vor să obțină doar astfel de elicoptere.

Să trecem la latura financiară a problemei. Potrivit surselor deschise, elicopterele CH-47 modificate târziu au costat clienții străini aproximativ 30 de milioane de dolari pe bucată. Nu există astfel de informații cu privire la Mi-26T2, dar elicopterele anterioare ale acestui model costau nu mai mult de 25 de milioane. Cu alte cuvinte, chiar și cu o schimbare semnificativă a compoziției echipamentului, motoare etc. elicopterul rus al noii modificări se dovedește a fi, cel puțin, nu mai scump decât cel american. Poate că, la calcularea nuanțelor economice, comitetul indian de licitație a luat în considerare nu numai prețul elicopterelor, ci și costul întreținerii. Cu toate acestea, acest argument nu pare complet corect datorită capacității de încărcare mai bune a Mi-26T2. Este destul de evident că o sarcină utilă mare va costa operatorului o sumă adecvată. Aici, raționamentul revine din nou la condițiile tehnice ale competiției, în care a fost specificată capacitatea de încărcare de 20 de tone. De ce, se întreabă, includeți o astfel de cerință dacă pur și simplu vă pare rău pentru banii pentru a cumpăra elicopterele care o îndeplinesc?

Cu toate acestea, cele mai interesante informații care pot arunca lumina asupra rezultatelor competiției indiene au venit de la RIA Novosti. Agenția de știri rusă se referă și la o sursă anonimă, de această dată aproape de industria noastră de apărare. În ciuda anonimatului său, această persoană a împărtășit informații destul de evidente și așteptate. Sursa Novosti susține că producătorii ruși de elicoptere nu au primit încă nicio notificare oficială cu privire la rezultatul competiției indiene. Poate că sursa RIA Novosti, dintr-un anumit motiv, nu are informațiile adecvate, dar o serie de lucruri ne permit să recunoaștem corectitudinea cuvintelor sale. Decizia comitetului de competiție, ca întotdeauna se întâmplă, va fi imediat anunțată și difuzată de mass-media. Și în acest moment avem informații doar din surse anonime neoficiale. În primul rând, o persoană nenumită din Ministerul Apărării din India este suspectă. Faptul este că afirmația acceptată ca adevărată despre câștigarea CH-47 ridică prea multe îndoieli și întrebări, atât tehnice, cât și economice. La rândul său, sursa RIA Novosti din Rusia a împărtășit informații care nu contrazic evident logica și o serie de alte fapte.

Prin urmare, în prezent, știrile despre rezultatele licitației pentru furnizarea unui elicopter de transport greu pentru Forțele Aeriene Indiene ar trebui recunoscute ca un zvon, cel puțin neavând confirmare oficială. În același timp, până la anunțarea rezultatelor licitației de către comisia Ministerului Apărării din India, întrebarea câștigătorului rămâne deschisă. Într-o astfel de situație, merită să așteptați sfârșitul lucrărilor comisiei de concurență și să verificați cu realitate suspiciunile dvs. cu privire la una sau alta sursă anonimă.