Llogaritja e forcës centrifugale të tehut mbajtës të helikopterit. Bazat e aerodinamikës kryesore të rotorit. Dizajni i helikës

Madhësia: px

Filloni të shfaqeni nga faqja:

Transkriptim

1 UDC: V.A. Grayvoronsky, A.G. Grebenikov I.N. Shepel, T.A. Gamanukha Një metodë e përafërt për llogaritjen e forcave normale aerodinamike të shpërndara përgjatë tehut të rotorit të një helikopteri. JO Zhukovsky "KhAI" Në bazë të hipotezës së seksioneve të zhdrejtë, shqyrtohen pyetjet e përcaktimit të përpjekjeve të shpërndara përgjatë tehut të rotorit, duke marrë parasysh ngjeshshmërinë dhe paqëndrueshmërinë. Fjalët kyçe: teh, rotor, helikopter. Një tipar i rrjedhës rreth rotorit në fluturimin horizontal është prania e shpejtësive të ndryshueshme, këndeve të rrëshqitjes dhe këndeve të sulmit të elementëve të tehut të rotorit (HB). Përdorimi i skemës së linjës së transportuesit, si dhe dekompozimi i rrjedhës në tërthore dhe gjatësore për të përdorur hipotezën e seksioneve të sheshta, është e mundur për një shpejtësi horizontale të fluturimit që nuk tejkalon 8 m / s. Ne fig tregohet spektri i rrjedhës rreth tehut i vendosur në pjesën e pasme të diskut në μ =, 46, nga i cili rrjedh se këndet rrëshqitëse përgjatë tehut ndryshojnë ndjeshëm. Fig. Spektri i rrjedhës rreth tehut të rotorit Natyra e rrjedhës rreth tehut të rotorit përgjatë rrezes dhe azimutit me shpejtësi të ulët fluturimi është treguar në Fig. A, për shpejtësi të lartë në Fig. B. Këndet rrëshqitëse të seksioneve të tehut ndryshojnë më shumë se 5 herë. a Fig .. Fushat e shpejtësive të rrjedhës rreth tehut të rotorit kryesor b 78

2 Tabela janë paraqitur vlerat e këndeve të rrëshqitjes së rrjedhës në teh në rrezet relative, 5 dhe, 9 për shpejtësi të ndryshme fluturimi në azimute dhe 8. Tabela. Këndet e rrëshqitjes së rrjedhës në rrezet relative V, km / h r =, r = 5 Nëse deri në shpejtësitë μ =, 4 zona e kundërt e rrjedhës nuk ndryshon ndjeshëm madhësinë e forcave dhe momenteve, atëherë me shpejtësi të madhe ndikimi i tij duhet të merret parasysh. Vlera më e madhe e rrezes së zonës së rrjedhës së kthimit pa marrë parasysh o kontrollin e tehut korrespondon me azimuth ψ = 7 dhe është e barabartë me r μ. Kështu, pjesa e tehut rrjedh rreth e rrotull nga një rrjedhë që ndryshon vazhdimisht në drejtim dhe madhësi. Kjo rrethanë bën të nevojshme llogaritjen e karakteristikave të seksioneve të tehut me shpejtësinë totale në rreze përkatëse, duke marrë parasysh ngjeshshmërinë dhe jo-stacionaritetin. Shpejtësia totale në seksion përcaktohet nga rrotullimi i tehut, lëvizja e helikopterit, lëvizja e rrotullimit të tehut, rrjedha induktive në helikë, si dhe lëvizja gjatësore centrifugale përgjatë tehut. Rrjedha centrifugale ndodh për shkak të shtresës kufitare. Siç tregohet nga llogaritjet numerike, kjo rrjedhë nuk ka efekt të rëndësishëm në rrjedhën rreth tehut. Ne fig 3 tregon diagramet e shtresave kufitare laminare dhe të trazuara. Me një shtresë kufitare të trazuar, rrjedha radiale praktikisht mungon për shkak të forcave të rëndësishme tangjenciale. Koordinata x përcakton një pikë përgjatë akordit brenda sistemi i lidhur koordinatat. Për shembull, me një vlerë x =, 5 m dhe ω në = 5 rad / s, shpejtësia më e lartë nga forca centrifugale në modalitetin laminar është Vr = .4 m / s, dhe në mënyrë të trazuar, e cila ka më shumë gjasa , është dhjetë herë më pak, dmth kjo rrjedhje mund të injorohet. Oriz. 3. Shpërndarja e shpejtësive radiale në shtresën kufitare: PS e trazuar, PS laminare 79

3 Arsyeja e rrjedhës radiale në shtresën kufitare mund të jetë gjithashtu shpërndarja e presionit përgjatë tehut. Kjo mund të çojë në një rishpërndarje të ngarkesës aerodinamike për helikat e ngarkuara shumë. Rrafshi bazë për përcaktimin e parametrave kinematikë është plani i projektimit të rrotullimit të vidës (Fig. 4). Oriz. 4. Kinematika e rrjedhës rreth tehut në planin e projektimit të rrotullimit të rotorit Diagrami kinematik i shpejtësive në seksionin kryq të tehut është treguar në Fig. 5. Fig. 5. Trekëndëshi i shpejtësisë së seksionit të tehut Shpejtësia relative në planin e projektimit të rrotullimit në rrezen r përcaktohet me shprehjen W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) =. () Komponenti vertikal i shpejtësisë relative V y = λ r β. () Pastaj shpejtësia totale relative në pjesën (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) + λ + r β λ β = r Në këto shprehje, parametrat relativë të njohur pranohen: μ = V cos (α); λ = V sin (α) + υ; β = një mëkat (ψ) b cos (ψ). në në y (3) Në fluturimin në nivel, shpejtësitë relative induktive (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 deformimi i tehut dhe veçanërisht në zonat e ndryshimit të profilit dhe në zonën e kundërt të rrjedhës. Seksioni i tehut përcaktohet nga drejtimet lokale, të cilat konsiderohen drejtvizore në pjesën e tehut dhe devijojnë nga seksioni normal në njërën anë ose në tjetrën nga një kënd δ (tabela). Ndryshimi në χ dhe δ në varësi të azimuth ψ, rad Shprehje për 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 >nga bishti. Për helikopterët modernë, ndryshimet në shpejtësinë dhe këndin e sulmit në seksione me kalimin e kohës arrijnë vlera të mëdha: V & ma> m / s, & α ma> ± o / s. Kjo çon në një ndryshim jo të palëvizshëm në të gjithë parametrat aerodinamikë; ka një vonesë në prishjen. Lëvizja e helikopterit ndryshon ndjeshëm nga karakteristikat e parashikuara të palëvizshme. Koeficientët aerodinamikë në një moment të caktuar kohor do të përcaktohen jo vetëm nga vlerat e shpejtësisë dhe këndit të sulmit në një moment të caktuar kohor, por edhe nga procesi i ndryshimit të tyre në kohën e mëparshme. Natyrisht, momentet më të largëta në kohë do të kenë një efekt më të dobët në këtë proces. Natyra e varësive α & = f (t) dhe V & = f (t) gjithashtu ka një ndikim të rëndësishëm. I besueshëm mjaftueshëm 8

6 nuk ka varësi nga kjo çështje, por ka disa varësi eksperimentale që lejojnë marrjen parasysh të këtij fenomeni. Në veçanti, punimi përshkruan një metodë për përafrimin e të dhënave eksperimentale me tre parametra që përcaktojnë natyrën e ndryshimit në këndin e sulmit, gjë që bën të mundur transferimin e rezultateve të marra në kushte të tjera. Të dhënat e kësaj pune u përdorën për të përcaktuar koeficientin e forcës normale të profilit në seksionet dhe seksionet normale përgjatë vijës rrjedhëse. Për më tepër, koeficienti normal i forcës u korrigjua në varësi të trashësisë relative të seksionit dhe ngjeshshmërisë. Në procesin e llogaritjes paraprake, parametrat kinematikë në seksionet e tehut u përcaktuan sipas varësive të mësipërme. Si parametra fillestarë gjeometrikë, kinematikë dhe balancues të helikopterit Mi- merren: C =,; ω = 5.8 / s; a = 4.7; a = 5.7; në = ,; T V =, 35; D =, 7; k =, 4; ϕ 7 = 4. Ne fig 6 tregon parametrat kinematikë në azimut W dhe W P në seksionin e shtatë, si dhe këndet e sulmit α dhe α dhe këndet e rrjedhës tradicionalisht të pashqetësuar δ dhe 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. Parametrat kinematikë të seksionit të tehut në seksionin "7" mbi hipotezën e seksioneve të zhdrejtë; nënshkrimi "p" shënon parametrat sipas hipotezës së seksioneve normale.Shpejtësitë totale në pjesën W dhe W P praktikisht ndryshojnë sipas harmonikës së parë. Natyrisht, në të gjitha azimutet, shpejtësia totale W është më e madhe se shpejtësia W P, dhe këndi i sulmit përgjatë vijës rrjedhëse është më i vogël se këndi i sulmit në seksionin normal. Këndet e orientimit të rrjedhës totale δ dhe χ, të cilat janë më të ndjeshme ndaj lëvizjes së përplasjes së teheve, ndryshojnë ndjeshëm nga një ndryshim i thjeshtë harmonik. Ne fig 7 tregon ndryshimin në nxitimet këndore dhe lineare në seksionin "7". Për rastin specifik të llogaritjes, α & praktikisht ndryshon në rangun 83

7 + - / s Ky ndryshim është afër harmonikës së parë. Nxitimi linear W & në rangun + - m / s. Rrethanat e treguara të një ndryshimi të rëndësishëm si në këndin e sulmit ashtu edhe në shpejtësinë totale janë arsyeja për jostacionaritetin e karakteristikave aerodinamike. Fatkeqësisht, ndikimi i veçantë i këtyre dy faktorëve në performancën aerodinamike nuk është studiuar. Ne fig 7 tregon ndryshimin e ngarkesës normale të rrjedhës sipas hipotezës së seksioneve të zhdrejtë dhe normale 5 ẇ p α. P. ẇ α p Fig. 7. Ndryshimi i forcës normale në azimut në pjesën "7"; nënshkrimi "n" shënon parametrat sipas hipotezës W & dhe α & nxitim këndor dhe linear Ψ Këto të dhëna janë marrë duke marrë parasysh jo-stacionaritetin në këndin e sulmit. Ngarkesa sipas hipotezës së seksioneve të zhdrejtë është pak më e lartë sesa sipas hipotezës së seksioneve normale, veçanërisht në zonën e tehut tërheqës n ψ = ψ = 3 ψ = n ψ = Fig. 8. Ndryshimi i ngarkesës lineare përgjatë rrezes për azimuth ψ = 3 dhe 84

8 Ndryshimi i ngarkesës lineare përgjatë rrezes për azimuth ψ = 3 dhe treguar në Fig. 8. Për azimuth ψ = 3, ngarkesa normale për të dy opsionet e llogaritjes është praktikisht e njëjtë. Në azimuth ψ = ngarkesa normale sipas hipotezës së seksioneve "të zhdrejtë" është më e lartë sesa sipas hipotezës së seksioneve normale. Kjo është për shkak të efektit të njëkohshëm të ndryshimeve në shpejtësinë dhe këndin e sulmit në ngarkesën lineare. Bibliografi. Teoria kryesore e rotorit. [Teksti] Ed. A.K. Martynova, M.: Inxhinieri Mekanike, 973. f. Mikheev S.V., Anikin V.Kh., Sviridenko Yu.N., Kolomensky D.S. Drejtimi i zhvillimit të metodave për modelimin e karakteristikave aerodinamike të rotorëve. [Teksti] // Punimet e Forumit VI Ros VO. M., 4.5 f. 3. Shaidakov, V.I. Teoria e vorbullës së diskut të një rotori me një ngarkesë konstante në disk. [Teksti] / V.I. Shaidakov // Projektimi i helikopterëve: teknologjia. Sat. shkencore. tr // MAI, nr. 38, M., f. 4. Fazat kryesore të veprimtarisë shkencore TsAGI, / M., Fizmatlit, f. 5. Baskin, V.E. Forca normale e seksionit të tehut të rotorit kryesor gjatë ngecjes dinamike. [Teksti] / V.E. Baskin, V.R. Lipatov // Punimet e TsAGI, vëll. 865, f. 6. Graivoronskiy, V.A. Dinamika e një fluturimi me helikopter. [Teksti]: Libër mësuesi. Manual / V.A. Grayvoronsky, V.A. Zakharenko, V.V. Chmovzh. X.: Nat hapësirë ​​ajrore un-t ata. JO Zhukovsky KhAI, 4. 8 f. 7. Fogarty, L.E. Shtresa kufitare laminare në një teh rrotullues. / J. aeronaut Sei., Vol. 8, jo 3, 95. Marrë nga redaktorët e Metodave Metodat e zhvillimit të krimbave aerodinamikë normalë, krimba me lopatë, gwent pa lopatë, helikopter Një metodë e përafërt e llogaritjes së përpjekjes normale aerodinemike të shpërndarë mbi tehët e rotorit të helikopterit Në bazë të hipotezës së prerjeve tërthore të pjerrëta konsiderohen pyetjet e përpjekjeve të përcaktimit të shpërndara mbi tehet e rotorit me ngjeshshmërinë dhe paqëndrueshmërinë. Fjalët kyçe: teh, rotor, helikopter. 85

Punimet e MAI. Çështja 92 UDC 629.735.45 www.mai.ru/science/trud/ Studime llogaritëse të karakteristikave të vidhave të rotorit të bishtit me vlera të ndryshme të mbushjes në mënyrën e lëvizjes gjatë rrotullimit të helikopterit V.A.

UDC 69.7.07 V.P. Zinchenko Ndikimi i majës së fshirë të tehut në karakteristikat aerodinamike të rotorit kryesor me shpejtësi të lartë të fluturimit të helikopterit Shoqata e Kërkimit dhe Prodhimit "AVIA"

UDC 568 VV Tyurev, VA Taranenko Hetimi i veçorive të rrjedhës së ajrosjes gjatë lëvizjes së pasigurt Universiteti Kombëtar i Hapësirës Ajrore i quajtur pas NE Zhukovsky "KhAI"

UDC 69.735.45.015.3 (075.8) V.P. Zinchenko Llogaritja e humbjeve të goditjes nga fryrja e një kornize ajri të helikopterit me një rotor kryesor në modalitetin e lëvizjes Shoqata Shkencore dhe Prodhuese "Avia" Rri pezull dhe mënyrat vertikale të ngritjes

Revista elektronike "Trudy MAI". Çështja 45 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Modelimi numerik i mënyrave të "unazës së vorbullës" të një rotori kryesor të helikopterit. Makeev P.V., Shomov A.I. Shënim. Me ndihmë

Punimet e MAI. Çështja 87 UDC 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ Studime llogaritëse të mbingarkesave të dridhjeve të rotorit të shkaktuara nga pulsimi i forcës së shtytjes, bazuar në teorinë e vorbullës Animitsa V.A. *, Borisov E.A. *,

SH NOTNIMET SHKENCORE TSAGI Vëllimi XXXX 2009 1 UDC 629.735.015.3.035.62 NDIKIMI I UDC I NJ A Zgjimi VORTEX TG GJAT NGA NJRE VIDN E BARS N ON KARAKTERISTIKAT E FUSHELS SEL VELOCITETIT TE AFER R. M. MIRGAZOV V.

UDC 69.735.0168.519.673 (045) A.I. Zhdanov, E.P. Udartsev, A.I. Shvets, A.G. Shcherbonos Modelimi i dinamikës së fluturimit të avionëve në lëvizje jo të palëvizshme Universiteti i Aviacionit Kombëtar Hyrje Përkufizimi

Instituti Aerohidrodinamik Qendror i emëruar pas prof. JO Zhukovsky RRETH NDIKIMIT T OF BALANCIMIT N CH KARAKTERISTIKAT AOKUSTIKE T A VIDEVE TAR BARJETIT B.S. Kritsky, R.M. Konferenca e Gjashtë Gjith-Ruse Mirgazov

Tema 3. Veçoritë e aerodinamikës së helikave Helika është një helikë me teh e drejtuar nga një motor dhe është projektuar për të gjeneruar shtytje. Zbatohet në aeroplanë

Revista elektronike "Trudy MAI". Çështja 38 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Një paketë softuerësh për llogaritjen e karakteristikave aerodinamike të helikopterëve të rotorit kryesor dhe bisht bazuar në një jolinear

Revista elektronike "Trudy MAI". Çështja 69 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Modelimi numerik i ndërhyrjes midis rotorit kryesor dhe atij të bishtit të një helikopteri në mënyrë fluturimi me rrëshqitje horizontale

CH E N Y E Z A P I S K I C A G Dhe T o m X L I I UDC 53.56. RRJEDHJA N THE Fqinjësinë e Kufirit të Parë të Një Krahu të hollë N THE REGJIMIN E NDTERRPARIMIT TR FORT G. N. DUDIN A. V. LEDOVSKY

Punimet e MAI. Çështja 95 http://trudymai.ru/ UDC 629.735.45.015 Analiza e veçorive të funksionimit të rotorit kryesor me kompensim negativ të nyjeve horizontale Borisov E.A. *, Leontiev V.A. **, Novak V.N. *** Qendrore

UDC 629.7.016.7 P.I. Motsar, V.A. Udovenko Llogaritja e këndeve të sulmit të seksioneve të tehut dhe karakteristikat aerodinamike të rotorit, duke ditur shpërndarjen e intensitetit të shtresës së vorbullës, brenda kornizës së metodës diskrete të vorbullës

15.1.2. TRANSFERIMI I NXEHTSISV KONVEKTIVE GJAT L MVIZJES SC FORCUAR T A LUNJIT N P TYPET DHE KANALET Në këtë rast, koeficienti pa dimension i transferimit të nxehtësisë, kriteri Nusselt (numri) varet nga kriteri Grashof (në

2014 BULETINI SHKENCOR I MSTU GA 200 UDC 534.83: 629.735.45 KESRKIMI I Zhurmës së Zhvendosjes NGA PROPELERI KALIMOR I NJ H HELIKOPTERI NI FUSH V.N E Largët V.A. GOLOVKIN, B. S. KRITSKY, R. M. MIRGAZOV Rezultatet e studimit janë paraqitur.

8 UDC 69.7.06: 69.7.018 E.D. Kovalev, Cand. teknologjike Shkencat, P.I. Motsar, V.A. Udovenko, Cand. teknologjike Shkencat Modele matematike për simulimin e dinamikës së fluturimit të helikopterit në një simulues kompleks në specialitet dhe kritikë

Revista elektronike "Trudy MAI" Issue 55 wwwrusenetrud UDC 69735335 Marrëdhëniet për derivatet rrotulluese të koeficientëve të momentit të rrotullimit dhe devijimit të krahut MA Golovkin Abstrakt Përdorimi i vektorit

Informacion i hapur dhe teknologji kompjuterike të integruara 66, 4 UDC 69.75.45, 5.5 (75.8) A.G. Dibir, A.A. Kirpikin, N.I.

REFERENCAT EKSPERIMENTALE XLIV 2 0 1 3 5 UDC 629.735.45.015.4 STUDIMI I KARAKTERISTIKAVE TAND NDRMARRJES S A NJ H HELICOPTER N A NJ CH SASIS M SAN T LART P THER REZULTATET E NJ EX EKSPERIMENTI T FL FLUTURIMIT, ME S. A. ALIMOV. A.

Hidromekanika Moduli 1 1. Vetitë e lëngut. 2. Problemi i jashtëm dhe i brendshëm i hidromekanikës. 3. Forcat masive dhe sipërfaqësore. 4. Potenciali i forcave masive. 5. Vektori kryesor dhe momenti kryesor i hidrodinamikës

PROCEDURAT E MIPT -it. 2014. Vol. 6, 1 A. M. Gaifullin et al. 101 UDC 532.527 A. M. Gaifullin 1.2, G. G. Sudakov 1, A. V. Voevodin 1, V. G. Sudakov 1.2, Yu N. Sviridenko 1,2, A. S. Petrov 1 1 Aerohidrodinamikë Qendrore

74 MEKANIKA E APLIKUAR DHE FIZIKA TEKNIKE 11 T 5, N- 3

Ministria e Arsimit e Rajonit Irkutsk Profesionale buxhetore e shtetit institucion arsimor Rajoni Irkutsk "Kolegji i Aviacionit Irkutsk" "APROVUAR" Zv. Drejtor për SD GBPOUIS

UD 5394: 62972 Për forcën e lodhjes së tehut të rotorit kryesor të helikopterit nën veprimin e ngarkesave të erës AI Bratukhina

PTRMBAJTJA 3 Parathënie ... 11 KREU I HYRJE 1. Lënda e aerodinamikës. Një përmbledhje e shkurtër e historisë së zhvillimit të aerodinamikës ... 13 2. Zbatimi i aerodinamikës në teknologjinë e aviacionit dhe raketave ... 21 3. Bazë

148 PROCEDURAT E DREJTIMIT. 2012. Vol. 4, 2 UDC 533.6.011.35 T. Ch. Wu 1, V. V. Vyshinsky 1,2, N. T. Dang 3 1 Instituti i Fizikës dhe Teknologjisë në Moskë (Universiteti Shtetëror) 2 Aerohidrodinamikë Qendrore

UDC 533.6.011 Modelimi matematikor i proceseve të rrjedhës së ndarë dhe të vazhdueshme rreth avionëve rrotullues # 05, maj 2012 Tikhonova Yu.V. Student, Departamenti i Dinamikës dhe Kontrollit të Fluturimit të Raketave

MEKANIKA E APLIKUAR DHE FIZIKA TEKNIKE. 28. Vëll. 49, N- 6 99 UDC 533.692 NDSTRRTIMI I PROFILEVE T W KINGRKS Q LLOHEN Qartësisht NGA NJ FL RRUG TMP PRRSHKRYSHME N IN GAZHN E SIGURIS S AN SULMIT O.S. Dunaeva, N. B. Ilyinsky

Informacion i hapur dhe teknologji kompjuterike të integruara 62, 203 UDC 532.582.2 V.A. Zakharenko Rrjedh rreth grilës së ajrosjes në kënde të larta dhe të ulëta të sulmit Universiteti Kombëtar i Hapësirës Ajrore

Informacion i hapur dhe teknologji kompjuterike të integruara 44, 009 UDC 533.68 Т.А. Gamanukha, A.G. Grebenikov, V.V. Metoda Tyurev për përcaktimin e momenteve aerodinamike që veprojnë në një aeroplan transporti

Ministria e Arsimit dhe Shkencës e Federatës Ruse Institucioni Federal Arsimor Shtetëror Federal i Arsimit të Lartë Arsimi profesional"Universiteti Federal Kazan (Rajoni i Vollgës)" INSTITUTI I MATEMATIKS

Buletini i Qendrës Shkencore Chelyabinsk, vëll. 3 (33), 26 PROBLEME TU NDURTIMIT TAC MAKINAVE UDC 621.9 Llogaritja e trashësisë së shtresës së prerjes, kur bluarja e sipërfaqeve të vështira hapësinore që kanë një hap

KESRKIMI HELIOGEOPHIZIK 2015 REZULTATET E KESRKIMIT T R RREZIQEVE GJEOFISIKIK UDC 551.508.8 MODEL P FORR Parashikimin e Ndryshimeve në Intensitetin e Akullt të Mbartjes së Helikopterëve të Helikopterëve Duke marrë parasysh lëvizjen e helikopterit

VESTSI NATSYYANALNAI ACADEMII SHKENCAT E BELARUS 3 2014 SHKENCAT GROJE AGRARIAN UDC 621.929: 636 (476) Mekanika dhe energjia I. M. SHVED 1, A. V. KITUN 1, V. I. PEREDNYA 2, N. N. DEDOK 1 M. KOLONCHUK 1

UDC 622.7 Ndarja gravitacionale V.I. KRIVOSCHEKOV, Cand. teknologjike Shkenca. (Ukrainë, Dnepropetrovsk, Universiteti Kombëtar i Minierave) STUDIMI I RRJEDHS S CILINDERIT NGA NJB PROBLEM TOW RRJEDHS SIS MURIT

04 BULETINI SHKENCOR I MSTU GA 00 UDC 553.65..3: 68.3: 69.7.05 LLOGARITJA E PROPELUESIT T UN AIRONAVE TM PARAQITUR Q T MERRN INT NO NUM NUMR T AND LLOGARIS DHE P DRFORMIMIN E REDUKTIMIT O.V. B. S. GERASIMOV KRITSKY Paraqitur

UDC533.6.011.32 STUDIMI I NDIKIMIT T FL RRJEDHJAVE UNSTACIONALE TAN TRANSVERSIT NRO RRETH CILINDERIT P ONR PARAQITJEN E FORCAVE LATERALE A.А. Sergeeva, R.V. Sidelnikov Kjo punë konsideron zgjidhjen e një tërthori jostacionar

UDC 69.7.36 / 534 .. A.V. IVANOV, kandidat i shkencave teknike, M.K. LEONTIEV, Doktor i Shkencave Teknike MAI, Moskë ANALIZA MODALE E SISTEMEVE DINAMIKE TOT ROTORIT Metodat e analizës modale për zgjidhjen

32 UDC 629.735.33 D.V. Tinyakov NDIKIMI I KUFIZIMEVE T L LAYOUT N ON KRITERET E PFRBASHKS T EFICENCS P FORR Krahët TRAPEZIAL T OF AIRCRAFTIT

Universiteti Shtetëror i Hapësirës Ajrore Samara KESRKIMI I POLAREVE TIR AIRCRAFTIT GJAT T TESTIMIT TE PESIGHS N IN TUBE AERODINAMIKE T-3 SSAU 2003 Samara State University Aerospace V.

M LSIM PRAKTIK mbi disiplinën "Fryrësit TPP" Detyra Llogaritja e shtytësit të pompës Llogaritni shtytësin e pompës për furnizimin e ujit me një densitet në presionet e tepërta në daljen p n dhe në hyrjen p

S.V. Wallander Leksione mbi hidroaeromekhanikën L.: Izd. Universiteti Shtetëror i Leningradit, 1978, faqe 296. Tutoriali mbulon çështjet e mëposhtme: përfundim sistem të përbashkët ekuacionet e hidromekanikës, duke shkruar këtë sistem për të ndryshme

P ONR Qëndrueshmërinë e një lëvore të hollë cilindrike me prerje rrethore pa buzë të forta në ngjeshjen e saj aksiale Menshenin Alexander Arkadievich Ulyanovsk State University Detyra e kësaj

12 qershor 2017 Procesi i kombinuar i konvekcionit dhe përcjelljes së nxehtësisë quhet transferim konvektiv i nxehtësisë. Konvekcioni natyror shkaktohet nga ndryshimi në gravitetin specifik të një mjedisi të ndezur në mënyrë të pabarabartë, të kryer

MEKANIKA E APLIKUAR DHE FIZIKA TEKNIKE. 200. Vëll. 42, N-79 UDC 628.23 LLOGARITJA E FORCS S BADH ASS SI PLAT ORTOTROPIKE E ND THRSHIRSIS L LINARARE TAR PARRSHIRSHME V.I. Soloviev Instituti Ushtarak Novosibirsk, 6307

MEKANIKA E APLIKUAR DHE FIZIKA TEKNIKE. 2002. V. 43, N-1 45 UDC 532.5: 533.6 PARADOKSI I KUQIT ANGULAR T OF PROFILIT N IN RRJEDHJA JO-STACIONALE D. N. Gorelov Omsk Dega e Institutit të Matematikës SB RAS, 644099 Omsk

UDC 621.452.3 Yu. M. Temis, D. A. Yakushev, E. A. Tarasova OPTIMIZIMI I LIDHJES SOC BASHKIMIT T BL VESHS ME DISKIN KOMPRESOR Karakteristikat e ndërveprimit të kontaktit në lidhje

Teoria dhe proceset e punës 54 UDC 621.515: 438 V.P. GERASIMENKO 1, E.V. OSIPOV 2, M.Yu. SHELKOVSKY 2 1 Universiteti Kombëtar i Hapësirës Ajrore me emrin JO Zhukovsky KhAI, Ukrainë 2 Zarya Mashproekt GPNPK ndërtimi i turbinës me gaz,

UDC 629.127.4 V.V. Vel'tischev P SIMRFAQSIMI I thjeshtësuar i një kabllo të fleksibël me gjatësi të ndryshueshme për modelimin e dinamikës së një kompleksi nënujor të kontrolluar nga TELEVISIONI.

VARENDSIA E KARAKTERISTIKAVE AERODINAMIKE T W KRAHVE T SH FSHAT T SIM THJESHT N IN PLAN N ON PARAMETRT GJOMETRIK Spiridonov A.N., Melnikov A.A., Timakov E.V., Minazova A.A., Kovaleva Ya.I. Shteti i Orenburgut

SH NOTNIME SHKENCORE TSAGI Vëllimi XXXVI I 6 3 UDC 69.735.45.5.3.35.6 FUNKSIONE TEC VEÇANTA N THE TEORIN E VIDEVE V.V. VOZHDAEV, V.S.

NJ EKSPERIMENT KOMPJUCIMAL PR VLERSIMIN E NDIKIMIT T THE FYMS S OF NJ SHPEJTOT ROTORI Helikopter në nivelin e zhurmës në fushën e largët V.A. Ivchin (Impianti i Helikopterëve Mil Moskë) A.A. Ryzhov, V.G. Sudakov, (TsAGI) Eksperimenti llogaritës

Fizika termike dhe aeromekanika 013 vëllimi 0 1 UDC 69.735.33.015.3 Karakteristikat aerodinamike të modelit të një avioni pasagjerësh me lëkundje harmonike në këndin e rrotullimit dhe të lakimit në kënde të larta të sulmit V.I.

Leksioni 1 Lëvizja e një lëngu viskoz. Formula e Poiseuille. Rrjedhat laminare dhe të trazuara, numri i Reynolds. Lëvizja e trupave në lëngje dhe gazra. Ashensori i krahëve të avionëve, formula e Zhukovsky. L-1: 8.6-8.7;

90 UDC 69.735.33 V.I. Ryabkov, Dr. Shkencat, N.N. Melnik, V.V. Utenkova, Cand. teknologjike Shkencor. PERRCAKTIMI I ZONS S THE BISHTVE N THE FAZN E PROJEKTIMIT PARAPRAK PR TAK MARR INT N LLOGARIT FYSHEN E Krahut të Aeroplanit

SH NOTNIMET SHKENCORE TSAGI Vëllimi XXXVI 2005 1 2 UDC 629.782.015.3 BALANCIMI I CILALSIS S OF SISTEMIT TOD TRUPIT T W KRAHS NE SHPEJT HIGHSI T HIGH LARTA SUPERSONIKE S. D. Zhivotov, V. S. Nikolayev Problemi i variacionit konsiderohet

STUDIME T C LLOGARITURA T CH KARAKTERISTIKAVE AERODINAMIKE T MO MODELIT TEMATIK T SKEMS S A AIRCRAFTIT "Krahu fluturues" ME NDIHMN E KOMPLEKSIT TF SOFTWAREVE FLOWVISION S.V. Kallashnikov 1, A.A. Krivoshchapov 1, A.L. Mitin 1, N.V.

Ligjërata 3 Tema 1.2: AERODINAMIKA E KRAHS Plani i ligjëratës: 1. I plotë forca aerodinamike... 2. Qendra e presionit të profilit të krahut. 3. Momenti i lartësisë së profilit të krahut. 4. Fokusi i profilit të krahut. 5. Formula e Zhukovsky. 6. mbështjellës

MINISTRIA E ARSIMIT DHE SHKENCS S FEDERACIONIT RUS ----------- Federale institucioni arsimor buxhetor shtetëror i arsimit të lartë profesional në Moskë

MEKANIKA E APLIKUAR DHE FIZIKA TEKNIKE. 2011. Vëll. 52, N-3 153 UDC 534.1 Vibrimet LONGITUDINALE T A PJESS T FL RRITUR NGA NJQ LIKUID VISCOUS N A NJ CH KANAL, SHKAKTUAR NGA VIBRIMET E FORCUAR TRANSVERSALE T THE PLATS

Termofizika dhe Aeromekanika, 2010, Vëllimi 17, 2 UDC 621.311 Përcaktimi i karakteristikave aerohidrodinamike të teheve të turbinës me bosht vertikal të rrotullimit B.P. Hozyainov, I.G. Shteti i Kostin Kuzbass

Modeli i simulimit kompjuterik të dinamikës së rotorit kryesor të helikopterit Qëllimi i krijimit të një modeli simulimi është zhvillimi i algoritmeve dhe metodave të kontrollit për identifikimin e gjendjes dinamike të rotorit në mënyra të ndryshme

MAKINERIA DHE MATERIALET BULETINI I SHKENCS TOGU 014 1 (3) UDC 6036: 60331 pas Krishtit Lovtsov, NA Ivanov, 014 Dizajnimi dhe llogaritja e kuadrit të një peshe të lehtë me standarde me rrota të gjitha me standarde duke përdorur metodën e elementit të fundëm

Komiteti Shtetëror i Federatës Ruse për Arsimin e Lartë Universiteti Teknik Shtetëror i Nizhny Novgorod me emrin R. Alekseev

114 Aerohydromechanics 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 Instituti i Fizikës dhe Teknologjisë në Moskë (Shteti

29 UDC 629.7.023 A.A. Tsaritsinsky VLERSIMI I NDIKIMIT T D DEFORMIMIT TERMIK T OF PANELIT T CO PMPRBR T OF BATERISOL SOLARE ME HAPACSIR P ONR NDRYSHIMIN E TIJ Bateritë diellore janë burimet kryesore të energjisë

Universiteti Teknik Kombëtar i Ukrainës "Instituti Politeknik i Kievit" Departamenti i Instrumenteve dhe Sistemeve të Orientimit dhe Lundrimit Udhëzime metodike për punën laboratorike në disiplinën "Navigacion

SUBSTANCA: Shpikja lidhet me një metodë për përcaktimin e sforcimeve të përkuljes gjatë fluturimit në boshtin e rotorit të një helikopteri me një tufë rrotullimi të rotorit kryesor. Për të përcaktuar streset, karakteristikat e performancës së fluturimit maten me mjete standarde gjatë gjithë kohës së fluturimit, nga të cilat zgjidhen dhe sistemohen parametra të rëndësishëm, funksionet e tyre të përafrimit përcaktohen në mënyrë që të merret funksioni përfundimtar i varësisë së sforcimeve në rotor bosht në parametrat e zgjedhur të fluturimit. karakteristikat teknike, llogaritni ngarkesat në boshtin e rotorit duke përdorur model matematikor, sinjal nëse tejkalohen. Sigurohet përcaktimi i burimit të mbetur dhe kontrolli i nivelit të lejuar të ngarkesave. 2 c.p. f-ly, 7 i sëmurë.

Shpikja lidhet me fushën e aviacionit, në veçanti me sistemet për monitorimin e gjendjes teknike të avionëve, përkatësisht monitorimin e nivelit të sforcimeve të përkuljes së boshtit kryesor të rotorit të një helikopteri në fluturim, veçanërisht për një helikopter të lehtë me shumë qëllime me tehe të varur, për shembull, helikopterët: ANSAT, VK -117, EC -145.

Transmetimi është elementi më kompleks i modelit të helikopterit. Dihet që përqindja më e madhe e aksidenteve me helikopterë (deri në 39%), sipas statistikave, lidhet pikërisht me dështimin e njësive të transmetimit të helikopterëve.

Në fazën e zhvillimit të sistemeve të monitorimit, gjëja më e rëndësishme është përcaktimi dhe vendosja e shenjave diagnostike të gjendjes teknike të njësive të transmetimit të helikopterit. Detyra kryesore në zhvillimin e një sistemi monitorimi është përcaktimi i vlerave të pragut të treguesve diagnostikues, me arritjen e të cilave duhet të merren vendimet e duhura për sigurinë e mëtejshme të fluturimit në punë. Nëse ndonjë shenjë diagnostike ka arritur vlerën e saj, atëherë merret një vendim për të kufizuar burimin, për të zëvendësuar një pjesë të jashtëzakonshme ose për të hequr njësinë e transmetimit nga funksionimi. Si rregull, shumica dërrmuese e shenjave diagnostikuese nuk shfaqen në kabinë gjatë fluturimit. Analiza e tyre kryhet pas përfundimit të fluturimit. Sidoqoftë, disa shenja diagnostike veçanërisht kritike mund të shfaqen gjatë fluturimit, nëse e kërkojnë kushtet e sigurisë.

Në dekadat e fundit, helikopterët premtues filluan të përdorin të ashtuquajturit rotorë kryesorë pa nyje të pajisur me një tufë të varur, në të cilën funksionet e mentesave horizontale, vertikale dhe boshtore kryhen nga një element elastik i një lloji të zgjatur - një shirit rrotullues. Pjesa kryesore e modelit të shiritit të rrotullimit është një seksion elastikisht i deformueshëm. Prania e kompensatës së shtresave dhe çarjeve siguron që rrjedhat e rrotullimit të ngarkohen kryesisht në një gjendje tendosje-tendosje njëaksiale me prerje dhe përkulje tërthore kur tehu lëkundet në rrafshin e rrotullimit. Kjo bën të mundur uljen e kostos së funksionimit të helikopterit, por në të njëjtën kohë, kostot fillestare për projektimin dhe prodhimin e strukturave të tilla rriten. Prandaj, saktësia e parashikimit të ngarkimit dhe, në përputhje me rrethanat, vlerësimi i burimit të sistemit mbajtës të helikopterit është sot një nga detyrat kryesore të industrisë së helikopterëve.

Boshti i rotorit ngarkohet nga forcat dhe momentet nga shpërndarësi i tij dhe çift rrotullues i gjeneruar në daljen e kutisë së ingranazheve kryesore. Gjatësia e boshtit të rotorit kryesor përcaktohet nga paraqitja, konsideratat aerodinamike dhe operacionale.

Meqenëse qendra gjysmë e ngurtë ka një moment lakimi më të madh në krahasim me atë kryesor, kontrolli i streseve të përkuljes së boshtit të rotorit kryesor të një helikopteri me një shpërndarës pa varen në fluturim është një problem urgjent.

Një sistem i njohur për monitorimin e ngarkimit të boshtit të rotorit (patenta amerikane Nr. 2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, data e publikimit 09/02/2010, IPC G06F 15/00, G08B 21/00).

Një metodë për monitorimin virtual të një ngarkese në një sistem të rotorit kryesor të helikopterit në përputhje me një mishërim të shpikjes aktuale përfshin zgjedhjen e të paktën një parametri të një avioni gjatë një rrotullimi të plotë të rotorit kryesor. Llogaritja e koeficientëve për marrjen e një sërë sinjalesh me frekuencë të lartë nga një parametër i të paktën një avioni. Duke shumëzuar secilën prej pluralitetit të sinjaleve me frekuencë të lartë me një faktor për të marrë një shumicë të sinjaleve të analizuara. Vlerësimi i ngarkesës së rotorit bazuar në sinjalet e analizuara.

Një sistem shëndetësor i rotorit në kohë reale në përputhje me një mishërim të shpikjes aktuale përfshin një sistem sensor për matjen e ngarkesave për të marrë të dhëna. Moduli është bërë me mundësinë e monitorimit virtual të ngarkesave për marrjen e të dhënave të llogaritura dhe zbulimin e keqfunksionimeve në kohë reale dhe marrjen e një algoritmi për zbritjen e sinjaleve të llogaritura nga sinjalet e matura për të marrë vlera, të cilat më pas krahasohen me vlerat standarde për të dhënë rezultati përfundimtar në gjendjen e rotorit.

Sensorët lexojnë parametra të tillë si pesha e ngritjes së avionit, lartësia e dendësisë, shpejtësia e rotorit, shpejtësia e rrjedhës së ajrit, nxitimi normal, shkalla e ngjitjes, çift rrotullimi i motorit, këndi i hapit, këndi i rrotullimit, shkalla e lakimit, shkalla e katranit, shkalla këndore e rrotullimit, devijimi në drejtimin gjatësor, pozicioni anësor, pozicioni i pedalit dhe një grup pozicionesh për rrotullim të rotorit kryesor. Vektorët e gjashtëmbëdhjetë parametrave të dhënë shumëzohen me vlerat e dhëna të matricës, e cila përfshin 10 rreshta dhe 16 kolona, ​​për të marrë dhjetë koeficientë (c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, dhe c10) për të përcaktuar dhjetë vlerat e lëkundjeve ... Vlerat e lëkundjeve shumëzohen me një faktor për të marrë lëkundje të amplifikuara. Nëse vektorët e dridhjeve shënohen si w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9, dhe w10, dhe koeficientët janë c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, dhe c10, atëherë sinjali i llogaritur i forcës prerëse të boshtit të rotorit kryesor do të shkruhet në formën:

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

Amplituda dhe faza e forcës së prerjes llogariten përmes transformimit të Furierit.

Një sistem i njohur për mbledhjen e të dhënave, monitorimin dhe diagnostikimin e gjendjes teknike të njësive të helikës së helikopterit (patenta RF për shpikjen Nr. 2519583, botim. 02/27/2014, IPC B64D 45/00), përfshirë sensorë piezoelektrikë të dridhjeve, të cilët janë instaluar në trup, të paktën, një nga njësitë e drejtimit të rotorit të helikopterit dhe janë të vendosura në mënyrë që të marrin të dhëna me plotësi të mjaftueshme për të diagnostikuar gjendjen teknike të pjesëve, montimet e të paktën një njësie të drejtimit të rotorit të një helikopteri operues dhe një njësi elektronike në bord. Njësia elektronike është e lidhur me daljet e sensorëve të dridhjeve dhe është konfiguruar me mundësinë e përpunimit dixhital të sinjaleve të dridhjeve, kontrollin dhe zbatimin e grumbullimit, përpunimin parësor dhe vlerësimin e parametrave të sinjaleve nga sensorë individualë dhe / ose kombinimet e tyre, akumulimin të të dhënave të sensorit dhe ruajtjen e tyre në media të jashtme dhe / ose të lëvizshme të përshtatshme për leximin e kompjuterit, dhe përpunimin dytësor në kushte tokësore. Efikasiteti i mbledhjes së të dhënave, përmbajtja e informacionit të monitorimit dhe diagnostikimit të gjendjes teknike të njësive të lëvizjes së helikës të një helikopteri operues po rritet.

Disavantazhi i këtij sistemi kontrolli është pamundësia për të bërë një përfundim të qartë në lidhje me nivelin e streseve të lodhjes në kuvendet e helikopterëve, përfshirë boshtin e rotorit, bazuar në dridhjet e matura gjatë fluturimit. Gjithashtu, disavantazhi është nevoja për të instaluar sensorë dhe njësi elektronike në helikopterë, koha e kërkuar për përpunimin dytësor të të dhënave në kushtet e tokës.

Ekziston një metodë e njohur e funksionimit të një helikopteri (patenta RF Nr. 2543111, publik. 02/27/2015, IPC В64С 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), e cila konsiston në faktin se gjatë çdo fluturimi , monitorohet shtytja aktuale e rotorit kryesor të helikopterit, dhe Para fillimit të funksionimit të helikopterit, të dhënat fillestare mblidhen mbi karakteristikat e motorëve të termocentralit në përputhje me format dhe të dhënat fillestare mblidhen për madhësinë e shtytja kryesore e rotorit gjatë kontrollit që rri pezull mbi helikopterin. Gjatë gjithë funksionimit të helikopterit, të dhënat aktuale mbi madhësinë e goditjes së rotorit kryesor në mënyrat e lëvizjes së helikopterit mblidhen dhe regjistrohen, të dhënat statistikore mbi goditjen kryesore të rotorit krahasohen me vlerat fillestare duke përdorur një -vlera e kompjuterit në bord, një sinjal për monitorin gjenerohet me ndihmën e një kompjuteri në bord për nevojën për të rregulluar parametrat e motorit në vlerat që sigurojnë një devijim të shtytjes së rotorit brenda 0.5% të vlerës fillestare. Rregullimi i parametrave të motorit kryhet ose në mënyrë automatike, ose nga personeli i shërbimit në terren. EFEKT: rritja e efikasitetit të aplikimit të helikopterit.

Disavantazhi i kësaj metode të funksionimit është pamundësia e përcaktimit të nivelit të sforcimeve të lodhjes në boshtin e rotorit bazuar në rezultatet e marra, sepse streset e lodhjes mbi të përcaktohen nga streset e përkuljes. Gjithashtu, disavantazhi është nevoja për të instaluar sensorë dhe njësi elektronike në helikopterë, koha e kërkuar për përpunimin dytësor të të dhënave në kushtet e tokës. Gjithashtu, një disavantazh është nevoja për të mbledhur të dhëna fillestare për karakteristikat e motorëve të termocentralit në përputhje me format dhe për të mbledhur të dhënat fillestare mbi madhësinë e goditjes së rotorit kryesor gjatë kontrollit të fluturimit të helikopterit para fillimit të funksionimit të helikopteri.

Si analogu më i afërt, patenta amerikane Nr. 2011112806, bot. 2011.05.12, IPC G06F 17/10. Shpikja lidhet me një metodë për sigurimin e informacionit në lidhje me gjendjen kritike të një komponenti të një automjeti rrotullues, duke përfshirë të paktën një motor që drejton një rotor, duke përfshirë një shtrembër, një bosht dhe një numër të madh të teheve. Një sensor për matjen e ngarkesave të lakimit dhe ciklike që veprojnë në një rotor avioni përfshin një njësi llogaritëse të krijuar për të llogaritur (a) temperaturën aktuale të mbajtjes të montimit të rotorit kryesor duke përdorur modelin e parë llogaritës, (b) parashikimin e temperaturës së mbajtjes duke përdorur modelin e parë llogaritës , dhe (c) duke aplikuar një ngarkesë në një komponent të zgjedhur të montimit të rotorit duke përdorur një model të dytë llogaritës, modelet e parë dhe të dytë llogaritës janë konfiguruar për të llogaritur, respektivisht, vlerën e parashikuar dhe aktuale të temperaturës mbajtëse dhe ngarkesën që vepron në komponent i zgjedhur bazuar në parametrat e fluturimit të kontrollit; dhe një njësi ekrani për shfaqjen në një shkallë të vetme të një treguesi të lëvizshëm që nxitet nga temperatura më e lartë e parashikuar e ngarkesës dhe ngarkesës në përbërësin e zgjedhur. Ekrani tregon një tregues tjetër të lëvizshëm të nxitur nga temperatura aktuale e mbajtjes.

Disavantazhi i prototipit është nevoja për të instaluar sensorë të jashtëm, e cila paraqet vështirësi të caktuara, pasi dizajni i helikopterëve serik nuk është përshtatur me instalimin e sensorëve të jashtëm, përveç kësaj, në procedurat Mirëmbajtja dhe riparimi në terren, sensorët e jashtëm nuk janë integruar plotësisht me pjesën tjetër të pajisjeve të aviacionit, ato kërkojnë manuale dhe manuale shtesë për funksionimin teknik dhe specialistë të trajnuar shtesë.

Objektivi i zgjidhjes teknike të propozuar është krijimi i një metode për monitorimin e streseve të përkuljes në boshtin e rotorit gjatë gjithë kohës së fluturimit (nga ngritja në ulje) për të identifikuar dëmtimin e lodhjes së boshtit dhe për të parandaluar emergjencat.

Rezultati teknik është përcaktimi i burimit të mbetur dhe kontrolli i nivelit të lejuar të ngarkesave.

Rezultati teknik arrihet me faktin se metoda për përcaktimin në fluturim të sforcimeve të përkuljes në boshtin e rotorit kryesor të një helikopteri me një mbështjellës rrotullues të rotorit kryesor përfshin matjen gjatë gjithë kohës së fluturimit me anë të standardeve të monitorimit të performancës së fluturimit të helikopteri, duke llogaritur ngarkesat në boshtin kryesor të rotorit duke përdorur një model matematikor dhe duke sinjalizuar nëse tejkalohen, nga numri i karakteristikave të matura të performancës, zgjidhen dhe sistemohen parametra të rëndësishëm që kanë një ndikim të drejtpërdrejtë në nivelin e ngarkimit të boshtit të rotorit , funksionet e përafërta të parametrave të rëndësishëm përcaktohen në mënyrë që të përcaktohet funksioni përfundimtar i varësisë së sforcimeve në boshtin e rotorit σ (t) në parametrat e zgjedhur të performancës, vlerat absolute të normave të ndryshimit të këndeve të rrotullimit të pllakës në drejtimet gjatësore dhe tërthore i shtohen funksionit përfundimtar:

Metoda e propozuar bën të mundur vlerësimin e nivelit të ngarkimit të boshtit të rotorit në çdo kohë të funksionimit të tij të fluturimit. Bazuar në përdorimin e mjeteve standarde për monitorimin e parametrave të një fluturimi me helikopter, ju lejon të përcaktoni nivelin e streseve të përkuljes gjatë gjithë kohëzgjatjes së fluturimit, ta përdorni atë për të regjistruar kufizimet e fluturimit dhe të informoni ekuipazhin për tejkalimin e nivelit të ngarkesës së lejuar , si dhe të përcaktojë jetën e mbetur.

Në shpikjen e pretenduar, është bërë një analizë e kushteve për të justifikuar vendosjen e vlerave kufitare për veçoritë veçanërisht kritike diagnostike në shembullin e tregimit të streseve aktuale të lakimit të boshtit kryesor të rotorit të një helikopteri me një rotor në fluturim, në veçanërisht për helikopterët ANSAT.

Thelbi i shpikjes qëndron në faktin se nga numri i parametrave të monitoruar gjatë fluturimit, ata parametra zgjidhen dhe sistemohen që kanë një ndikim të drejtpërdrejtë në nivelin e ngarkimit të boshtit NV. Funksionet e përafrimit të parametrave të rëndësishëm përcaktohen në mënyrë që të përcaktohet funksioni përfundimtar i varësisë së sforcimeve në boshtin NV nga parametrat e zgjedhur të LTH. Vlerat absolute të normave të ndryshimit të këndeve të rrotullimit të pllakës në drejtimet gjatësore dhe tërthore i shtohen funksionit përfundimtar.

Po kryhet një eksperiment fluturimi. Zgjedhja e parametrit kritik përcaktohet nga vlerat aktuale të karakteristikave të performancës së helikopterit (LTH). Për ta bërë këtë, një matës i tendosjes është instaluar në boshtin e helikopterit dhe në fluturim real vlerat e sforcimeve σ ist (t), si dhe vlerat e parametrave të trajektores të matura me mjetet standarde të monitorimit të parametrave të fluturimit të helikopterit, janë të fiksuara në kohë, për shembull: këndi gjatësor dhe tërthor i pjerrësisë së pllakës, hapi i përgjithshëm i rotorit kryesor, shpejtësia e helikopterit, këndi i hapit të helikopterit, këndi i rrotullimit të helikopterit, shkalla e ndryshimit të këndit të pjerrësisë së pllakës. në drejtimet gjatësore dhe tërthore, etj.

Analiza paraprake zgjedh parametrat e karakteristikave të performancës që kanë efektin më të madh në streset në boshtin NV, për të cilat grafikët e ndryshimeve në tensionin në bosht janë vizatuar në varësi të vlerave të parametrave të regjistruar nga mjetet standarde të kontrollit, dhe koeficientët e korrelacionit gjenden dhe vlerësohen në mënyrë që të filtrojnë parametrat e karakteristikave të performancës.

Parametrat e trajektores së LTC me një koeficient korrelacioni më shumë se 0.2 janë zgjedhur si domethënës.

Kthesat e përafrimit janë vizatuar (varësitë e sforcimeve në boshtin e rotorit në parametrat e zgjedhur të karakteristikave të fluturimit) dhe hartohet një sistem ekuacionesh për të përcaktuar përafrimin e funksionit për stresin e përkuljes në kohë σ calc (t):

dhe koeficientët përkatës të peshës A1, A2, A3, ..., An janë gjetur.

Koeficientët A1, A2, A3 gjenden me përafrim polinomial duke përdorur metodën e katrorëve më të vegjël (për një helikopter specifik me karakteristika specifike të fluturimit).

Formula përfundimtare merr formën:

ku Dprod është këndi i pjerrësisë së pllakës në drejtimin gjatësor,

Dpop - këndi i pjerrësisë së pllakës së shpëlarjes në drejtimin tërthor,

Dosh - hapi i zakonshëm i rotorit kryesor,

X n - parametra të tjerë të rëndësishëm të performancës së fluturimit,

- vlera absolute e shkallës së ndryshimit të këndit të rrotullimit të pllakës në drejtimin gjatësor,

- vlera absolute e shkallës së ndryshimit të këndit të rrotullimit të pllakës në drejtimin tërthor.

Llogaritja e stresit të përkuljes së boshtit të rotorit të helikopterit kryhet në kohë reale gjatë gjithë kohës së fluturimit në njësinë llogaritëse të kompjuterit në bord bazuar në programin e programuar. Kur tejkalohet niveli i tensionit të sigurt, piloti alarmohet dhe llogaritja e burimit të konsumuar në orë fillon sipas formulës:

ku Pr është dëmi i shkaktuar nga niveli i tensionit që tejkalon atë të sigurt;

E Premte - dëmtimi në orë i një fluturimi tipik, i marrë kur llogaritet burimi për kushtet normale të funksionimit.

Dëmi i paraqitur nga niveli i tensionit që tejkalon Pr të sigurt përcaktohet me metodën e mëposhtme:

Për secilin nivel të ngarkesës që tejkalon atë të sigurt, duke përdorur kurbën e lodhjes (kurba merret nga rezultatet e testeve të lodhjes në boshtin e rotorit), përcaktohet numri përkatës i cikleve deri në dështim (Ni);

Dëmi i paraqitur nga niveli i stresit që tejkalon Pd të sigurt përcaktohet si raporti i numrit të cikleve në këtë nivel me numrin e cikleve me dështimin (Ni).

Kështu, pas çdo fluturimi, llogaritet burimi i konsumuar i boshtit të rotorit kryesor. Nëse nuk kishte tejkalim të nivelit maksimal të ngarkimit, atëherë burimi i konsumuar i boshtit të rotorit është i barabartë me kohën aktuale të fluturimit, nëse niveli i sigurisë së ngarkimit ishte tejkaluar, atëherë koha e përcaktuar me metodën e përshkruar më sipër i shtohet faktikes koha e fluturimit.

Meqenëse ekziston gjithmonë një procedurë matëse e nevojshme për të marrë informacion të besueshëm për secilën veçori diagnostike, atëherë, në përputhje me rrethanat, kërkohet gjithashtu të merren parasysh gabimet e pashmangshme të matjes për secilën veçori diagnostike. Atëherë vendimi për të tejkaluar ose mos tejkaluar vlerat kufitare të tij gjithashtu duhet të merret duke marrë parasysh tolerancën e sipërme (ose të poshtme) të rajonit të gjendjeve kufitare.

Duhet të vendoset një vlerë e caktuar kufizuese e σ CR, tejkalimi i së cilës kërkon një shterim të shpejtë të jetës së lodhjes së boshtit të rotorit dhe shkatërrimin e tij të mundshëm në kohën pasuese të fluturimit. Meqenëse ky parametër, ose veçori diagnostike, është veçanërisht kritike, është e nevojshme të shfaqet vlera e tij aktuale në kabinë. Le të shënojmë si - vlerën e vlerës aktuale të matur σph, e lejueshme sipas treguesit.

Vlera aktuale aktuale e σph mund të përfaqësohet si një shumë:

ku mσ - vlera e pritshme streset e lakimit në pjesën më të ngarkuar të boshtit të rotorit në mënyrën e konsideruar të fluturimit, Δσ është devijimi i vlerës aktuale të σf nga pritshmëria e tij matematikore.

Përshkrimi i zbatimit të shpikjes

Përcaktimi praktik i parametrave që ndikojnë në nivelin e ngarkimit të boshtit.

1. Një eksperiment fluturimi u krye në një helikopter me një skemë ANSAT me një rotor, gjatë të cilit vlerat e ngarkesave të përkuljes u matën në një interval të caktuar kohor duke përdorur një matës sforcimi të montuar në boshtin kryesor të rotorit. Varësia eksperimentale σ ist (t) është treguar në Fig. 1 (kurba 1). Kjo varësi u mor për një mënyrë tipike fluturimi, e cila përfshin mënyrat e mëposhtme:

a) Rri pezull (përfshirë kthesat e rrokullisjes)

b) Overclocking

c) Shpejtësi të ulëta në tokë

d) Ngjitja

e) Fluturimi horizontal me shpejtësi të ndryshme

f) Lakimet

g) Planifikimi motorik

h) Frenimi

Gjatë fluturimit, parametrat e mëposhtëm të trajektores u matën në kohë duke përdorur pajisjet standarde të kontrollit të helikopterit.

1. Shpejtësia, njësia e matjes km / orë.

Ajo u mat nga pajisja "Treguesi i shpejtësisë USVITs-350 me dalje dixhitale". Gabimi në daljen e sinjalit dixhital të shpejtësisë së treguar aktuale në kushte normale klimatike në vlerat nominale të sinjaleve hyrëse nuk i kalon ± 6 km / orë.

2. Lartësia, njësia e masës m.

Matur me pajisje:

- "Treguesi i lartësisë VMC -10" - një lartësimatës mekanik me dalje dixhitale. Gabimi në sinjalin dixhital të lartësisë relative të fluturimit, ndryshimi i leximeve me presionin atmosferik të vendosur në njehsorin prej 760 mm Hg. (1013 hPa) në kushte normale klimatike, në varësi të lartësisë, është: nga ± 10 m (në lartësinë e Ohmit) deri në ± 30 m (në lartësinë 6000 m);

-"Radio altimetri A-053-05.02"-një stacion radari ajror me emetim të vazhdueshëm të valëve radio të moduluara me frekuencë. Gabim në matjen e lartësisë kur fluturoni mbi çdo sipërfaqe të lëmuar (tip pistë) me shpejtësi horizontale deri në 120 m / s dhe shpejtësi vertikale jo më shumë se 8 m / s në rrotullim dhe kënde të hapjes deri në ± 20 ° në rangun e lartësisë nga 0 në 1500 m në matjet e lartësisë 95%, m: me dalje dixhitale 0.45 ose ± 0.02N (cila është më e madhe).

3. Këndi i rrotullimit dhe këndi i ngritjes së helikopterit, gradë.

Ajo matet me pajisjen "Aviogorizont AGB -96D" - jep sinjale rrotullimi dhe ngritjeje të helikopterit. Gabimi i treguesit të qëndrimit në rrotull dhe lartësi në një bazë vibruese nuk është më shumë se ± 2.5 °.

4. Pozicioni i kontrolleve, njësia e masës është gradë.

Ajo matet me pajisjen "Sensorë potenciometrikë të pozicionit me dy kanale të kontrolleve DP-M". Gabim në matje ± 30 ".

5. Pozicioni i lidhjeve (shufrave) të daljes së drejtuesve (këndet e pjerrësisë së pllakës në drejtimet gjatësore dhe tërthore) RP-14, mm.

Ajo matet me pajisjen "Sensorë potenciometrikë MU-615A seria 1". Gabimi i matjes së këndit në kushte normale: ± 2% të intervalit nominal të matjes.

6. Shpejtësitë këndore, rad / s.

Matur nga pajisja "Blloku i sensorëve të informacionit parësor BDPI -09" - jep informacion në lidhje me parashikimet e vektorëve të shpejtësisë këndore dhe nxitimit linear.

Figurat 2-7 tregojnë varësinë e sforcimeve në boshtin e rotorit nga parametrat e matur. Lista e parametrave të dhënë nuk është e kufizuar në parametrat e dhënë dhe varet nga helikopteri specifik.

Gjatë eksperimentit, parametrat e mëposhtëm u matën me kalimin e kohës:

σ (t) është vlera e stresit të përkuljes në kohë, e matur me një matës sforcimi në bosht,

Dprod (t) - këndi i pjerrësisë së pllakës së shpëlarjes në drejtimin gjatësor,

Dpop (t) - këndi i pjerrësisë së pllakës në drejtimin tërthor,

Dosh (t) - hapi i zakonshëm i rotorit kryesor,

V (t) - shpejtësia e helikopterit,

f t (t) është këndi i katranit të helikopterit,

f në (t) - këndi i rrotullimit të helikopterit.

Koeficientët e korrelacionit përcaktohen për secilin parametër

Të gjithë parametrat (koeficienti i korrelacionit> 0.2) u zgjodhën domethënës dhe për to u ndërtuan kurba të përafrimit dhe u hartuan ekuacionet për çdo moment në kohë dhe për secilin parametër:

Sipas parametrave të zgjedhur të rëndësishëm, formula përfundimtare merr formën:

Koeficientët A1, A2, A3, A4, A5, A6 gjenden duke zgjidhur ekuacionin e matricës:

Vlerat e llogaritura të stresit të lakimit tregohen në figurën 1 (kurba σ calc (t)).

Metoda e propozuar bën të mundur vlerësimin e nivelit të ngarkimit të boshtit NV në çdo moment të funksionimit të tij të fluturimit. Bazuar në përdorimin e mjeteve standarde për monitorimin e parametrave të një fluturimi me helikopter, ju lejon të përcaktoni nivelin e streseve të përkuljes gjatë gjithë kohëzgjatjes së fluturimit, ta përdorni atë për të regjistruar kufizimet e fluturimit dhe të informoni ekuipazhin për tejkalimin e nivelit të ngarkesës së lejuar , si dhe të përcaktojë jetën e mbetur.

1. Një metodë për përcaktimin e streseve të përkuljes gjatë fluturimit në boshtin e rotorit kryesor të një helikopteri me një mbështjellës rrotullues të rotorit kryesor, duke përfshirë matjen gjatë gjithë kohës së fluturimit me mjete standarde të monitorimit të performancës së fluturimit të helikopterit, duke llogaritur ngarkesat në anën kryesore boshti i rotorit duke përdorur një model matematikor dhe duke sinjalizuar nëse është i tepërt, i karakterizuar në atë që nga numri i karakteristikave të performancës së matur, zgjidhen dhe sistemohen parametra domethënës që kanë një efekt të drejtpërdrejtë në nivelin e ngarkimit të boshtit të rotorit kryesor, funksionet e përafërta të parametrave të rëndësishëm janë përcaktohet në mënyrë që të përcaktohet funksioni përfundimtar i varësisë së sforcimeve në boshtin kryesor të rotorit σ (t) nga parametrat e zgjedhur të performancës së fluturimit, vlerat absolute të normave të ndryshimit në këndet e rrotullimit të pllakës në gjatësinë dhe tërthorën udhëzimet i shtohen funksionit përfundimtar:

2. Metoda për përcaktimin në fluturim të sforcimeve të përkuljes në boshtin e rotorit kryesor të një helikopteri me një mbështjellës rrotullues të rotorit kryesor sipas pretendimit 1, e karakterizuar në atë që për të përcaktuar rëndësinë e parametrave të performancës, varësitë e sforcimeve në boshti kryesor i rotorit në parametrat e zgjedhur janë ndërtuar dhe koeficientët llogariten dhe vlerësohen korrelacioni.

3. Një metodë për përcaktimin e streseve të përkuljes gjatë fluturimit në boshtin kryesor të rotorit të një helikopteri me një mbështjellës rrotullimi të rotorit kryesor sipas pretendimit 2, i karakterizuar në atë që rëndësia e parametrave përcaktohet nga vlera e koeficientit të korrelacionit> 0.2.

Patenta të ngjashme:

Shpikja lidhet me fushën e inxhinierisë mekanike, kryesisht me ndërtimin e motorit të avionëve, dhe në veçanti me një metodë për përcaktimin e gjendjes fizike dhe mekanike të teheve të rotorit të turbinës shtypje e lartë(TVD), në veçanti, gjendja e stresit të tehut.

Shpikja lidhet me diagnostikimin teknik të transmetimeve të energjisë hidraulike të makinave vetëlëvizëse. Metoda për vlerësimin e cilësisë së punës së kthetrave hidraulike kur ndërroni ingranazhet e kutive të ingranazheve të hidrofikuara kryhet pa ndërprerë rrjedhën e fuqisë në ingranazhet gjatë ndërrimit të tyre.

Shpikja lidhet me pajisjet matëse dhe mund të përdoret në funksionimin e motorëve elektrikë dhe pajisjeve të tjera me montime mbajtëse për të përcaktuar gjendjen aktuale të kushinetave dhe për të parashikuar burimin pas një kohe të caktuar nga fillimi i funksionimit.

Shpikja lidhet me pajisjet matëse dhe mund të përdoret për të përcaktuar ngarkesën boshtore në kushinetat mbajtëse të rrotave, si dhe për të përcaktuar dhe kontrolluar frekuencat natyrore të dridhjeve të rotorëve të mekanizmave dhe pajisjeve të vogla.

Shpikja lidhet me teknologjinë e matjes, në veçanti me mjetet dhe metodat për matjen e ngushtësisë së lumenit të unazës së pistonit. Gjatë zbatimit të metodës, unaza e pistonit të hapur shtrëngohet në drejtim të periferisë me anë të një pajisje ndihmëse me mbyllje maksimale të nyjeve, dhe papërshkueshmëria e lumenit përcaktohet me anë të mjeteve optike.

Prezantimi

Dizajni i helikopterit është një proces kompleks, në zhvillim që ndahet në faza dhe faza të projektimit të ndërlidhura. Avioni që krijohet duhet të plotësojë kërkesat teknike dhe të plotësojë karakteristikat teknike dhe ekonomike të specifikuara në specifikimet e projektimit. Termat e referencës përmbajnë përshkrimin fillestar të helikopterit dhe karakteristikat e tij të fluturimit që sigurojnë efikasitet të lartë ekonomik dhe konkurueshmëri të makinës së projektuar, përkatësisht: kapacitetin mbajtës, shpejtësinë e fluturimit, distancën, tavanin statik dhe dinamik, burimin, qëndrueshmërinë dhe koston.

Termat e referencës specifikohen në fazën e studimeve të para-projektimit, gjatë të cilave kryhet kërkimi i patentave, analiza e zgjidhjeve teknike ekzistuese, puna kërkimore dhe zhvillimore. Detyra kryesore e hulumtimit të para-projektimit është kërkimi dhe verifikimi eksperimental i parimeve të reja të funksionimit të objektit të projektuar dhe elementeve të tij.

Në fazën e projektimit paraprak, zgjidhet skema aerodinamike, formohet pamja e helikopterit dhe parametrat kryesorë llogariten për të siguruar arritjen e karakteristikave të specifikuara të performancës së fluturimit. Këto parametra përfshijnë: masën e helikopterit, fuqinë e sistemit shtytës, dimensionet e rotorit kryesor dhe bishtit, masën e karburantit, masën e pajisjeve instrumentale dhe speciale. Rezultatet e llogaritjes përdoren në zhvillimin e paraqitjes së helikopterit dhe përpilimin e fletës së shtrirjes për të përcaktuar pozicionin e qendrës së masës.

Dizajni i njësive dhe kuvendeve individuale të helikopterit, duke marrë parasysh zgjidhjet teknike të zgjedhura, kryhet në fazën e zhvillimit projekt teknik... Në këtë rast, parametrat e njësive të projektuara duhet të plotësojnë vlerat që korrespondojnë me projektin e projektit. Disa nga parametrat mund të përpunohen në mënyrë që të optimizohet dizajni. Gjatë projektimit teknik, kryhet forca aerodinamike dhe llogaritjet kinematike të njësive, përzgjedhja e materialeve strukturore dhe skemat strukturore.

Në fazën e projektimit të detajuar, dizajni i vizatimeve të punës dhe montimit të helikopterit, specifikimet, listat e zgjedhjes dhe dokumentacioni tjetër teknik kryhet në përputhje me standardet e pranuara

Ky punim paraqet një metodologji për llogaritjen e parametrave të një helikopteri në fazën e projektimit paraprak, e cila përdoret për të përfunduar një projekt kursi në disiplinën "Dizajni i helikopterëve".

1. Llogaritja e peshës së ngritjes së helikopterit të parë të përafrimit

2. Llogaritja e parametrave të rotorit kryesor të helikopterit

2.1Radius R, m, rotori kryesor i një helikopteri me një rotor llogaritet me formulën:

g- nxitimi i gravitetit i barabartë me 9.81 m / s 2;

fq- ngarkesë specifike në zonën e përfshirë nga rotori,

fq =3,14.

Vlera specifike e ngarkesës fq zona e fshirë nga vida zgjidhet sipas rekomandimeve të paraqitura në punë / 1 /: ku fq = 280

Ne marrim rrezen e rotorit të barabartë me R = 7.9

Shpejtësia këndore w, s -1, rrotullimi i rotorit kryesor është i kufizuar nga vlera e shpejtësisë periferike w R skajet e teheve, e cila varet nga pesha e ngritjes

2.2 Dendësitë relative të ajrit në tavanet statike dhe dinamike

2.3 Llogaritja e shpejtësisë ekonomike në tokë dhe në tavanin dinamik

Zona relative përcaktohet

Vlera e shpejtësisë ekonomike në terren llogaritet V s, km / orë:

ku Une

Vlera e shpejtësisë ekonomike në tavanin dinamik llogaritet V dekan, km / orë:

ku Une= 1.09 ... 1.10 është koeficienti i induksionit.

2.4 Vlerat relative të maksimumit dhe ekonomike në tavanin dinamik të shpejtësive horizontale të fluturimit llogariten:

ku V max= 250 km / orë dhe V dekan= 182.298 km / orë - shpejtësia e fluturimit;

w R= 232 m / s - shpejtësia periferike e teheve.

2.5 Llogaritja e raportit të lejuar të shtytjes me mbushjen e rotorit për shpejtësinë maksimale në tokë dhe për shpejtësinë ekonomike në një tavan dinamik:

2.6 Koeficientët kryesorë të lëvizjes së rotorit në tokë dhe në tavanin dinamik:

2.7 Llogaritja e mbushjes së rotorit:

Mbushja e rotorit kryesor s llogaritur për rastet e fluturimit me shpejtësi maksimale dhe ekonomike:

Si një vlerë e llogaritur e mbushjes s rotori kryesor është vlera më e madhe e s Vmax dhe s V dekan .

G.V. Makhotkin

Dizajni i helikës

Helika e ajrit ka fituar një reputacion si një pajisje shtytëse e pazëvendësueshme për mjetet lundruese me shpejtësi të lartë që veprojnë në ujëra të cekëta dhe të mbipopulluara, si dhe për motorët borë amfibë, të cilët duhet të punojnë në borë, akull dhe ujë. Ne tashmë kemi grumbulluar përvojë të konsiderueshme si në vendin tonë ashtu edhe jashtë saj. aplikimet e helikës në anije të vogla me shpejtësi të lartë dhe amfibë... Pra, që nga viti 1964 në vendin tonë, motorë dëbore amfibë (Fig. 1) KB im. A. N. Tupolev. Në Shtetet e Bashkuara, disa dhjetëra mijëra anije ajrore, siç i quajnë amerikanët, operohen në Florida.

Problemi i krijimit të një anije motorike të cekët me shpejtësi të lartë me një helikë vazhdon të interesojë ndërtuesit tanë amatorë të anijeve. Fuqia më e arritshme për ta është 20-30 litra. me Prandaj, ne do të shqyrtojmë çështjet kryesore të projektimit të një njësie shtytëse ajri me pritjen e një fuqie të tillë.

Përcaktimi i plotë i dimensioneve gjeometrike helikë do t'ju lejojë të përdorni plotësisht fuqinë e motorit dhe të merrni një goditje afër maksimumit me fuqinë në dispozicion. Në këtë rast, zgjedhja e saktë e diametrit të vidës do të ketë një rëndësi të veçantë, nga e cila jo vetëm efikasiteti i helikës varet në shumë aspekte, por edhe niveli i zhurmës, i cili përcaktohet drejtpërdrejt nga madhësia e shpejtësive periferike.

Studimet e varësisë së shtytjes nga shpejtësia e udhëtimit kanë vërtetuar se për të realizuar aftësitë e helikës me një fuqi prej 25 litrash. me duhet të ketë një diametër prej rreth 2 m.Për të siguruar konsumin më të ulët të energjisë, ajri duhet të hidhet mbrapsht nga një avion me një sipërfaqe më të madhe të prerjes tërthore; në rastin tonë të veçantë, zona e fshirë nga vida do të jetë rreth 3 m². Reduktimi i diametrit të helikës në 1 m për të zvogëluar nivelin e zhurmës do të zvogëlojë zonën e spastruar nga helika me 4 herë, dhe kjo, pavarësisht nga rritja e shpejtësisë në avion, do të shkaktojë një rënie të shtytjes në linjat e ankorimit me 37% Me Fatkeqësisht, nuk është e mundur të kompensohet kjo rënie e shtytjes as hap pas hapi, as nga numri i teheve, as nga gjerësia e tyre.

Me një rritje të shpejtësisë së lëvizjes, humbja në tërheqje nga një rënie në diametër zvogëlohet; kështu, rritja e shpejtësive lejon që të përdoren helika më të vogla. Për helikat me diametër 1 dhe 2 m, të cilat sigurojnë shtytje maksimale në ankorim, me një shpejtësi prej 90 km / orë, vlerat e shtytjes bëhen të barabarta. Rritja e diametrit në 2.5 m, rritja e shtytjes në ankorim, jep vetëm një rritje të lehtë të shtytjes me shpejtësi mbi 50 km / orë. Në përgjithësi, çdo gamë e shpejtësive të funksionimit (me një fuqi të caktuar të motorit) ka diametrin e vet optimal të vidës. Me një rritje të fuqisë me një shpejtësi konstante, diametri optimal për sa i përket efikasitetit rritet.

Siç vijon nga ajo që tregohet në Fig. 2 grafikë, shtytja e helikës me diametër 1 m është më e madhe se shtytja e helikës së ujit (standarde) e motorit të jashtëm "Neptun-23" ose "Privet-22" me shpejtësi mbi 55 km / orë, dhe helika me një diametër prej 2 m - tashmë me shpejtësi mbi 30 -35 km / orë. Llogaritjet tregojnë se me një shpejtësi prej 50 km / orë, konsumi i karburantit kilometër i një motori me një helikë me diametër 2 m do të jetë 20-25% më pak se motori më ekonomik i jashtëm "Privet-22".

Sekuenca e përzgjedhjes së elementëve të helikës sipas grafikëve të dhënë është si më poshtë. Diametri i helikës përcaktohet në varësi të tërheqjes së kërkuar në ankorimet në fuqisë së dhënë në boshtin e vidës. Nëse motoskafi supozohet të operohet në zona të populluara ose zona ku ka kufizime të zhurmës, niveli i pranueshëm (sot) i zhurmës do të korrespondojë me shpejtësinë periferike - 160-180 m / s. Duke përcaktuar, në bazë të kësaj norme të kushtëzuar dhe diametrit të vidës, numrin maksimal të rrotullimeve të tij, ne do të vendosim raportin e ingranazheve nga boshti i motorit në boshtin e vidës.

Për një diametër prej 2 m, niveli i lejuar i zhurmës do të jetë rreth 1500 rpm (për një diametër prej 1 m - rreth 3000 rpm); kështu, raporti i ingranazheve me një shpejtësi motori prej 4500 rpm do të jetë rreth 3 (për një diametër prej 1 m - rreth 1.5).

Duke përdorur grafikun në Fig. 3, do të jeni në gjendje të përcaktoni sasinë e goditjes së helikës nëse diametri i helikës dhe fuqia e motorit janë zgjedhur tashmë. Për shembullin tonë, motori i fuqisë më të disponueshme është zgjedhur - 25 kf. me., dhe diametri i helikës - 2 m. Për këtë rast të veçantë, madhësia e shtytjes është 110 kg.

Mungesa e kutive të shpejtësisë së besueshme është ndoshta pengesa më e madhe për t'u kapërcyer. Si rregull, lëvizjet me zinxhirë dhe rripa të bëra nga amatorë në kushte artizanale janë jo të besueshme dhe kanë efikasitet të ulët. Instalimi i detyruar direkt në boshtin e motorit çon në nevojën për të zvogëluar diametrin dhe, rrjedhimisht, për të zvogëluar efikasitetin e helikës.

Për të përcaktuar gjerësinë dhe lartësinë e tehut, përdorni nomogramin e treguar në Fig. 4. Në shkallën horizontale të djathtë, nga pika që korrespondon me fuqinë në boshtin e vidës, vizatoni një vijë vertikale derisa të ndërpritet me kurbën që korrespondon me diametrin e vidës së gjetur më parë. Nga pika e kryqëzimit, vizatoni një vijë horizontale në kryqëzim me atë vertikale të tërhequr nga një pikë në shkallën e majtë të numrit të revolucioneve. Vlera që rezulton përcakton mbulimin e helikës që po projektohet (prodhuesit e avionëve e quajnë raportin e shumës së gjerësisë së teheve me diametrin).

Për helikat me dy tehe, mbulimi është i barabartë me raportin e gjerësisë së tehut me rrezen e helikës R. Mbi vlerat e mbulimit, tregohen vlerat e fushave optimale të helikës. Për shembullin tonë, merren këto: mbulimi σ = 0.165 dhe hapi relativ (raporti i hapit me diametrin) h = 0.52. Për një vidë me diametër 1 m σ = 0.50 m dhe h = 0.65. Një helikë me një diametër prej 2 m duhet të jetë me 2 tehe me një gjerësi teh prej 16.5% R, pasi mbulimi është i vogël; një helikë me diametër 1 m mund të jetë me 6 tehe me gjerësi tehu 50: 3 = 16.6% R ose 4-tehe me gjerësi tehu 50: 2 = 25% R. Një rritje në numrin e teheve do të japin një reduktim shtesë të nivelit të zhurmës.

Me një shkallë të mjaftueshme saktësie, mund të supozohet se hapi i helikës nuk varet nga numri i teheve. Ne japim dimensionet gjeometrike të një teh druri me një gjerësi prej 16.5% R. Të gjitha dimensionet në vizatim fig. 5 jepen si përqindje e rrezes. Për shembull, seksioni D është 16.4% R, i vendosur në 60% R. Korda e seksionit ndahet në 10 pjesë të barabarta, domethënë 1.64% R secila; çorapi është thyer përmes 0.82% R. Ordinatat e profilit në milimetra përcaktohen duke shumëzuar rrezen me vlerën e përqindjes që korrespondon me secilën ordinatë, domethënë, me 1.278; 1,690; 2.046 ... 0.548.

Ne filluam një bisedë dje me, në dritë mosmarrëveshjet dhe diskutimet e tenderit indian... Tani le të hedhim një vështrim të shpejtë në konkurrentin tonë, Mi-26, dhe pastaj të krahasojmë dy helikopterët.

Projektimi i një rrotullimi të rëndë në M.L. Milja filloi me një kërkim për paraqitjen dhe paraqitjen më optimale. Ashtu si me krijimin e V-12, u morën parasysh tre skema: një vidë e vetme dhe dy vidha binjake-tërthore dhe gjatësore. Fillimisht, u vendos që të përdoren njësitë kryesore nga Mi-6 dhe V-12 për makinat e reja: tehe-për një helikopter me një rotor; tehe, kuti ingranazhesh kryesore dhe përforcues të sistemit të kontrollit - për helikopterë me dy rotorë; dhe nga Mi-8: tehe-për një helikopter tërthor me rotorë kryesorë 23 m.U studiuan opsionet e mëposhtme: një helikopter me një rotor me një rotor kryesor 35 m; skema tërthore me dy vida me vida me diametër 23 dhe 35 m; konfigurimi gjatësor me dy vida me rotorë 35 m. Megjithatë, të gjithë kishin të njëjtat të meta - mospërputhje e parametrave Termat e referencës, kthim i ulët në peshë dhe peshë e lartë e ngritjes dhe, për këtë arsye, karakteristika të ulëta të performancës.

Analistët e firmës arritën në përfundimin se për të zgjidhur problemin nuk mjafton të kufizohemi në zgjedhjen e parametrave optimale - nevojiten metoda jokonvencionale të projektimit. Në të njëjtën kohë, ishte e nevojshme të braktiset si përdorimi i njësive serike ashtu edhe përdorimi i zgjidhjeve të projektimit të pranuara përgjithësisht.

Projektit të helikopterit të rëndë iu dha një përcaktim i ri Mi-26 ose "produkt 90". Pasi ka marrë një mendim pozitiv nga Harta NII, stafi i MVZ im. M.L. Mil "" në gusht 1971 filloi të zhvillojë një dizajn paraprak, i cili u përfundua tre muaj më vonë. Deri në këtë kohë, klienti ushtarak bëri ndryshime në kërkesat teknike për helikopterin - rriti masën e ngarkesës maksimale nga 15 në 18 tonë. Projekti u ridizajnua. Helikopteri Mi-26, si paraardhësi i tij Mi-6, ishte menduar për transport tipe te ndryshme pajisjet ushtarake, shpërndarja e municioneve, ushqimit, pajisjeve dhe materialeve të tjera, transferimi i trupave brenda frontit me pajisje dhe armë ushtarake, evakuimi i të sëmurëve dhe të plagosurve dhe, raste individuale, për zbarkimin e forcave sulmuese taktike.

Mi-26 ishte helikopteri i parë rus i gjeneratës së re të tretë. Një rrotullim i tillë u zhvillua në fund të viteve 60 - fillim të viteve 70. nga shumë firma të huaja dhe ndryshonin nga paraardhësit e tyre në përmirësimin e treguesve teknikë dhe ekonomikë, kryesisht në efikasitetin e transportit. Por parametrat e Mi-26 tejkaluan ndjeshëm treguesit vendas dhe të huaj të helikopterëve me një ndarje ngarkese. Efikasiteti i peshës ishte 50% (në vend të 34% për Mi-6), efikasiteti i karburantit ishte 0.62 kg / (t * km). Me praktikisht të njëjtat dimensione gjeometrike si Mi-6, aparat i ri kishte dyfishin e ngarkesës dhe performancë dukshëm më të mirë të fluturimit. Dyfishimi i ngarkesës nuk kishte pothuajse asnjë efekt në peshën e ngritjes së helikopterit.

Këshilli Shkencor dhe Teknik i Ministrisë së Industrisë së Aviacionit miratoi modelin paraprak të Mi-26 në Dhjetor 1971. Dizajni i gjigantit ajror përfshiu një sasi të madhe kërkimesh, projektimi dhe pune teknologjike, si dhe zhvillimin e pajisjeve të reja Me V kohë të shkurtër ishte parashikuar krijimi dhe ndërtimi i njësive dhe sistemeve me masa të ulëta relative dhe burime të larta, një bazë stol, komponentë dhe montime të testimit, studimi i vetive të strukturave të bëra nga materiale të reja, studimi i profileve të reja të tehut, karakteristikat aerodinamike të një helikopteri, stabiliteti i tehe të lehta, etj. Në këtë drejtim, "" MVZ im. M.L. Mil "" u tërhoq nga bashkëpunimi i ngushtë TsAGI, LII, VIAM, NIAT, TsIAM dhe organizata të tjera.

Në 1972 "" MVZ im. M.L. Mil "" mori opinione pozitive nga institutet e industrisë së aviacionit dhe klientit. Nga dy propozimet e paraqitura në komandën e Forcave Ajrore: Mi-26 dhe mjetet motorike të zhvilluara nga Uzinat e Helikopterëve Ukhtomsk, ushtria zgjodhi avionin Milev. Një fazë e rëndësishme në hartimin e helikopterit ishte përgatitja kompetente e detyrës teknike. Klienti fillimisht kërkoi instalimin e një timoni, armë të rënda, vulosjen e ndarjes së ngarkesave në helikopter, sigurimin e funksionimit të motorëve në karburantet e automobilave dhe përmirësime të ngjashme, duke sjellë një peshim të rëndësishëm të strukturës. Inxhinierët gjetën një kompromis të arsyeshëm - kërkesat e vogla u refuzuan, dhe ato kryesore u plotësuan. Si rezultat, u bë një paraqitje e re e kabinës, e cila bëri të mundur rritjen e ekuipazhit nga katër në pesë persona; lartësia e ndarjes së ngarkesave, në kontrast me projektin origjinal, është bërë e njëjtë përgjatë gjithë gjatësisë së saj. Dizajni i disa pjesëve të tjera të helikopterit gjithashtu ka pësuar përmirësime.

Në 1974, pamja e helikopterit të rëndë Mi-26 u formua pothuajse plotësisht. Kishte një paraqitje klasike për helikopterët e transportit Mil: pothuajse të gjitha sistemet e termocentraleve ishin të vendosura mbi ndarjen e ngarkesave; motorët e vënë përpara në lidhje me kutinë kryesore të marsheve dhe kabinën e vendosur në hark balancuan pjesën e bishtit. Gjatë projektimit të një helikopteri, për herë të parë, konturet e avionit u llogaritën duke specifikuar sipërfaqet me kthesa të rendit të dytë, falë të cilave trupi gjysmë-monokok i metalit Mi-26 mori format e tij karakteristike të efektshme "të ngjashme me delfinët" Me Në hartimin e tij, fillimisht ishte parashikuar të përdoret montimi i panelit dhe nyjet e ngjitura të kornizës.

Në trupin e përparmë të Mi-26, të mbyllur dhe të pajisur me një sistem kondicionimi, kishte një kabinë të bollshme dhe të rehatshme me vende për komandantin (piloti i majtë), piloti i djathtë, navigatori dhe pajisjet e fluturimit, si dhe një kabinë për katër persona që shoqëronin ngarkesën dhe anëtari i pestë i ekuipazhit. - mekanik fluturimi. Në anët e kabinave, kishte kapakë flluskë për shpëtim emergjent nga helikopteri, si dhe pllaka të blinduara. Nën dyshemenë e kabinave kishte ndarje për pajisje navigimi dhe radio komunikimi, sisteme mbështetëse të jetës dhe ndihmëse power point- njësia e turbinës me gaz TA-8A, duke siguruar fillimin autonom të motorëve, furnizimin me energji të mekanizmave të ngarkimit dhe shkarkimit dhe sistemeve të tjera. Një radar lundrimi ishte vendosur nën pallonin radio-transparent në hark.

Pjesa qendrore e avionit u pushtua nga një ndarje e madhe e ngarkesave me një ndarje të pasme që kalonte në bumin e bishtit. Gjatësia e kabinës ishte 12.1 m (me një vendkalim - 15 m), gjerësia ishte 3.2 m, dhe lartësia ndryshonte nga 2.95 në 3.17 m. 20 ton, i krijuar për të pajisur një divizion pushkësh të motorizuar, siç është një automjet luftarak këmbësorie , Howitzer vetëlëvizës, mjet zbulimi të blinduar, etj. Ngarkimi i pajisjeve u krye më vete përmes kapakut të ngarkesave në pjesën e pasme të avionit, të pajisur me dy kapëse anësore të zbritshme dhe një shkallë zbritëse me podrapnikov. Kontrolli i kanalit dhe brezit ishte hidraulik. Për mekanizimin e operacioneve të ngarkimit dhe shkarkimit, ndarja e ngarkesave ishte e pajisur me dy çikrikë elektrikë LG-1500 dhe një pajisje telferi që siguronte ngarkimin, shkarkimin dhe transportimin përgjatë kabinës së ngarkesave deri në 5 tonë, si dhe shtrëngimin e rrotave jo të vetë-vetë pajisje shtytëse. Për më tepër, ngarkimi i udhëtarëve ose ngarkesave të lehta mund të kryhet përmes tre dyerve të rrugës përgjatë anëve të avionit. Në versionin e uljes, Mi-26 mbante 82 ushtarë ose 68 parashutistë. Pajisjet speciale bënë të mundur shndërrimin e helikopterit në një ambulancë për transportin e 60 të plagosurve në barela dhe tre ndihmës shoqërues shoqërues brenda pak orësh. Ngarkesa të mëdha që peshojnë deri në 20 tonë mund të transportohen në një hobe të jashtme. Njësitë e tij ishin të vendosura në strukturën e dyshemesë mbajtëse, kështu që çmontimi i sistemit nuk kërkohej kur transportoni mallra brenda gypit. Pas kapakut të ngarkesave, avioni kaloi pa probleme në bumin e bishtit me një bum fundor të profilizuar dhe stabilizues.

Tetë rezervuarë kryesorë të karburantit me një kapacitet të përgjithshëm prej 12,000 litra u vendosën nën dyshemenë e ngarkesave të avionit. Në versionin e trageteve, katër rezervuarë shtesë me një kapacitet të përgjithshëm prej 14800 litra mund të instalohen në ndarjen e ngarkesave Mi-26. Mbi, mbi ndarjen e ngarkesave, kishte ndarje për motorët, kutinë e marsheve kryesore dhe dy rezervuarë karburanti. Pajisjet e mbrojtjes nga pluhuri në formë kërpudhe u instaluan në hyrjet e hyrjeve të ajrit të motorit. Rezervuarët e karburantit dhe motorët e konsumit mbroheshin me forca të blinduara.

Për të siguruar vlerat e vogla të planifikuara të masës së njësive dhe pjesëve të Mi-26 që veprojnë me ngarkesa të larta, dhe nivelin e kërkuar të forcës dhe besueshmërisë, projektoi OKB, dhe prodhimin pilot "" MVZ im. M.L. Milya "" ndërtoi mbi 70 stenda prove, duke përfshirë ato unike si një stendë për testet re-statike të gypit dhe shasisë me metodën e "hedhjes" së një produkti në shkallë të plotë, një stendë të mbyllur për testimin e kutisë së ingranazheve kryesore, një të plotë -Stenda e shkallës për testimin e fuqisë dhe sistemeve mbajtëse të një helikopteri, një stendë teste paraprake statike dhe rregullim i hollë i ndarjeve të gypave, një stol provë statik për pjesën e pasme të gypit. Kur testoni trupin e avionit, forca e kërkuar u arrit duke identifikuar vazhdimisht pikat e dobëta dhe duke i forcuar ato. Si rezultat, Mi-26 tejkaloi paraardhësin e tij për sa i përket vëllimit të ndarjes së ngarkesave dhe peshës së ngarkesës me gati dy herë, ndërsa pesha e gomarit mbeti e pandryshuar. U krijuan gjithashtu stenda për testimin e kutive të shpejtësisë dhe boshteve të transmetimit të bishtit dhe pjesëve individuale të kutisë së ingranazheve kryesore, teste dinamike të teheve, teste të kombinuara të artikulacioneve të tufave dhe pjesëve të prapanicës së teheve të rotorit kryesor dhe bisht, etj. kryer Rezultatet e testeve të stolit u morën menjëherë në konsideratë gjatë projektimit të njësive dhe sistemeve.

Detyra kryesore në hartimin e Mi-26, si të gjithë avionët e tjerë me krahë rrotullues, ishte krijimi i një rotori kryesor modern me një masë të ulët dhe karakteristika të larta aerodinamike dhe të forcës. Gjatë zhvillimit të teheve të Mi-26, inxhinierët e OKB u mbështetën në një përvojë të pasur në projektimin dhe funksionimin e teheve me një shtizë çeliku dhe një shtizë aliazh alumini. Përvoja e vogël e përdorimit të tekstil me fije qelqi në tehe të kësaj madhësie çoi në vendimin e projektuesve që të mos e përdorin atë si materialin kryesor për një helikë kaq të madhe. Shufra e çelikut siguroi një forcë shumë më të lartë të lodhjes. Për më tepër, deri në atë kohë, ishte zhvilluar një teknologji unike për prodhimin e shufrave të çelikut me grykë për fiksim në mëngë, e bërë në një copë me tub. Tehu kryesor i rotorit të helikopterit të rëndë u krijua në bazë të një shtizë çeliku dhe një strukture të formës së tekstil me fije qelqi. Midis shtresës së brendshme të tekstil me fije qelqi dhe veshjes së jashtme të tekstil me fije qelqi ishin rripa të fuqisë prej tekstil me fije qelqi dhe shkumë të lehtë. Ndarja e pasme me mbështjellës me tekstil me fije qelqi dhe mbushës hualli të bërë nga letra nomex ishte ngjitur në lëkurën e jashtme. Çdo teh ishte e pajisur me një sistem pneumatik për zbulimin përmes mikrokrisjeve në spar në fazën e formimit të tyre. Hulumtimi i kryer së bashku me TsAGI për të optimizuar paraqitjen aerodinamike të teheve ka rritur ndjeshëm efikasitetin e helikës. Një grup eksperimental i pesë teheve të ngjashme dinamike të Mi-26 kaloi testet paraprake në 1975 në laboratorin fluturues Mi-6.

Për herë të parë në historinë e inxhinierisë së helikopterëve, rotori kryesor i ngarkuar me Mi-26 u krijua me tetë tehe. Për të mbledhur një vidë të tillë, mëngët e mëngës duhej të bëheshin të lëvizshme. Lidhja e teheve në shpërndarës ishte tradicionale, me anë të tre varen, megjithatë, në hartimin e menteshës aksiale, inxhinierët e MVZ im. ML Mil "" prezantoi një shirit rrotullues që percepton ngarkesat centrifugale. Një numër montimesh të përbashkëta u bënë duke përdorur kushineta metalike-fluoroplastike. Varet vertikale ishin të pajisura me amortizues hidraulikë të pranverës. Për të zvogëluar masën e shpërndarësit të rotorit, titani u përdor në hartimin e tij në vend të çelikut. E gjithë kjo bëri të mundur krijimin e një rotori kryesor me tetë tehe me një shtytje prej 30% më shumë dhe një masë prej 2 ton më pak se ajo e helikës Mi-6 me pesë tehe. Testet paraprake të rotorit kryesor Mi-26 të kryer në 1977 në laboratorin fluturues Mi-6 konfirmuan korrektësinë e zgjedhjes së parametrave, treguan karakteristika të larta aerodinamike, mungesë të llojeve të ndryshme të paqëndrueshmërisë, një nivel të ulët të dridhjeve, të moderuar sforcimet në shpatullat e tehut dhe nivelin e ngarkesave në njësitë e sistemit mbajtës.nuk e tejkalon atë të llogaritur.

Në helikopterin Mi-26, u instalua një rotor bisht me drejtimin e rrotullimit, në të cilin tehu i poshtëm shkoi kundër rrjedhës. Fletët e tëra prej xhami të një rotori bisht gjysmë të ngurtë me pesë tehe ishin ngjitur në shpërndarës me anë të varen horizontale dhe boshtore me një shirit rrotullimi. Spikat e teheve të tij u bënë fillimisht me pëlhurë të shtrimit me dorë, dhe më pas me një metodë të re të mbështjelljes spirale të makinës. Megjithë rritjen e dyfishtë të shtytjes së rotorit të bishtit, masa e tij mbeti e njëjtë me atë të helikës Mi-6. Fletët kryesore të rotorit dhe bishtit ishin të pajisura me një sistem anti-akull elektrotermik. Një rotor bisht me përvojë ka kaluar testet paraprake në laboratorin fluturues Mi-6. Përveç teheve, tekstil me fije qelqi u përdor si një material strukturor në prodhimin e shtizës së stabilizatorit dhe disa elementeve jo të forcës së strukturës së gypit.

Një nga detyrat më të vështira ishte krijimi i kutisë së ingranazheve kryesore, e cila supozohej të transmetonte fuqi mbi 20 mijë kf. Për të gjithë helikopterët Mil, me përjashtim të Mi-1, kutitë e ingranazheve kryesore u projektuan nga stilistët e motorëve, dhe Byroja e Dizajnit Mil bëri vetëm një plan urbanistik. Kur punonin në Mi-26, zyrat e projektimit të shtytjes nuk ishin në gjendje të krijonin një kuti ingranazhi kryesor të krijuar për masën Mi-26 të vendosur nga menaxherët e projektit. Kutia unike e ingranazheve kryesore u zhvillua brenda në qendrën e kostos. U morën parasysh dy skema kinematike: planetare tradicionale dhe një thelbësisht e re me shumë fije, e cila nuk ishte përdorur më parë në industrinë vendase të helikopterëve. Studimet kanë treguar se skema e dytë do të sigurojë përfitime të konsiderueshme në masë. Si rezultat, kutia e marsheve kryesore me tre faza VR-26, e cila tejkalon kutinë e ingranazheve R-7 të përdorur në Mi-6 për sa i përket fuqisë së transmetuar pothuajse dy herë, dhe për sa i përket çift rrotullues të prodhimit-më shumë se një herë e gjysmë, doli të ishte më e rëndë se paraardhësi i saj me vetëm 8.5%. Raporti i ingranazheve të kutisë së ingranazheve kryesore ishte 62.5: 1.

Shasia Mi-26 është një biçikletë me tri rrota, duke përfshirë pjesën e përparme dhe dy mbështetëset kryesore, me mbështetësa me dy dhoma që thithin goditjen. Një mbështetës i tërheqjes së bishtit u instalua nën rreze fundore. Për lehtësinë e operacioneve të ngarkimit dhe shkarkimit, pajisja kryesore e uljes ishte e pajisur me një sistem për ndryshimin e pastrimit të tokës.

Gjatë zhvillimit të Mi-26, vëmendje e veçantë iu kushtua sigurimit të autonomisë së bazës, duke rritur besueshmërinë dhe lehtësinë e funksionimit. Prania e shkallëve, kapakëve, pusetave dhe kapakëve të veçantë bëri të mundur kryerjen e transportit tokësor të helikopterit dhe montimeve të tij pa përdorimin e pajisjeve speciale të aeroportit.

Projektuesit e zyrave të projektimit përfunduan projektimin e shumicës së njësive dhe sistemeve në 1975. Në të njëjtën kohë, komisioni shtetëror miratoi modelin përfundimtar të helikopterit dhe, në përputhje me dekretin e qeverisë, dyqani i montimit i qendrës së kostos filloi ndërtimin e plotë -modelet në shkallë të Mi-26. V.V.Shutov u emërua projektuesi i ri përgjegjës kryesor. Kopja e parë e helikopterit, e montuar vitin e ardhshëm, hyri në teste të përsëritura statike dhe dridhje. Në Tetor 1977, montimi i modelit të parë të fluturimit përfundoi para afatit, dhe në ditën e fundit të të njëjtit muaj, traktori hodhi Mi-26 të parë nga punëtoria në vendin e zhvillimit. Përfundimi i helikopterit të ngarkuar me çakëll dhe sistemet e tij në terren vazhdoi për një muaj e gjysmë. Të montuar në tehe, përplasjet e veçanta të ngarkimit-moulinets bënë të mundur kontrollimin e funksionimit të motorëve në të gjitha mënyrat pa një lidhje helikopteri. Më 14 dhjetor 1977, piloti i provës G.R. Karapetian për herë të parë hoqi helikopterin nga toka dhe kreu një test tre minutësh të sistemeve dhe montimeve në ajër. Në shkurt të vitit të ardhshëm, Mi-26 fluturoi nga vendi i fabrikës në stacionin e kërkimit të fluturimit MVZ, ku shpejt u demonstrua në komandën e Forcave Ajrore të BRSS.

Së bashku me pilotin e firmës G.R. Karapetian, pilotët e testimit të fabrikës G.V. Alferov dhe Yu.F. Chapaev morën pjesë aktive në rregullimin e mirë të helikopterit të ri. Detyrat e inxhinierit kryesor për testet e fluturimit u kryen nga V.A. Izakson-Elizarov. Në mesin e vitit 1979, programi i testimit të fabrikës u përfundua me sukses. Përfaqësuesit e klientit që morën pjesë në to dhanë një përfundim paraprak pozitiv mbi pajtueshmërinë e karakteristikave të marra të performancës së fluturimit me parametrat e specifikuar. Shoqata e Prodhimit të Helikopterëve Rostov (RVPO) filloi të zotërojë prodhimin serik të Mi-26, dhe prototipi i parë pas zbulimit të defekteve dhe zëvendësimit të disa pjesëve në fund të tetorit të të njëjtit vit iu paraqit klientit për fazën "A "të testeve të përbashkëta shtetërore.

Testet shtetërore të Mi-26 u zhvilluan në kohë rekord. Kjo ishte për shkak të kërkimeve të mëdha paraprake dhe punës eksperimentale të kryera në uzinë. Në fazën "A", testuesit u përballën vetëm me një problem - luhatjet anësore me frekuencë të ulët të helikopterit në disa mënyra fluturimi.

E meta u eliminua pas ndryshimit të pjesës së pasme të petkëve. Për më tepër, projektuesit instaluan një grup të ri të teheve me një paraqitje të përmirësuar aerodinamike në prototip. Në maj 1979, prototipi i dytë i fluturimit i mbledhur në uzinën pilot të MVZ hyri në testet shtetërore, në të cilat u kontrollua funksionimi i sistemit të pezullimit të jashtëm, transporti ajror, manipulimi, ankorimi dhe pajisjet sanitare, si dhe vendosja e luftimeve të ndryshme njësitë në ndarjen e ngarkesave u kryen.teknologji. Në Prill 1980, Mi-26 i dytë hyri në Institutin e Kërkimeve të Forcave Ajrore për fazën e dytë të fundit "B" të testeve të përbashkëta shtetërore, dhe pajisja e parë u përdor për të praktikuar ulje në mënyrën e autotacionit. Mënyra e zbritjes dhe uljes jo e motorizuar shkaktoi një shqetësim në mesin e testuesve për shkak të peshës relativisht të ulët të rotorit kryesor dhe ngarkesës së lartë në të, megjithatë, helikopteri demonstroi një aftësi të garantuar uljeje me motorë pa punë.

Nuk kishte surpriza të pakëndshme gjatë fazës "B", përveç një gome që dikur plasi. Gjatë testeve shtetërore, të dy helikopterët bënë njëqind e gjysmë fluturime dhe "shënuan" mbi 104 orë fluturimi.

Testet shtetërore përfunduan deri më 26 gusht 1980. Akti përfundimtar, i nënshkruar nga klienti në tetor të të njëjtit vit, thoshte: "Mesme me përvojë (sipas klasifikimit ushtarak të asaj kohe, Mi-26 konsiderohej" mesatar "-- Përafërsisht. Auth.) Helikopteri i transportit ushtarak Mi- 26 testet e fazës së përbashkët shtetërore "B" kaluan ... Karakteristikat teknike, luftarake dhe operacionale të fluturimit në thelb korrespondojnë me karakteristikat e specifikuara në Rezolutë. Tavani statik dhe masa maksimale e ngarkesës tejkalojnë ato të specifikuara nga TTT ... Një helikopter transporti ushtarak me përvojë Mi-26 dhe përbërësit e tij, të cilët morën një vlerësim pozitiv sipas rezultateve të testit, duhet të rekomandohen për fillimin në prodhimin dhe adoptimin serik. nga ushtria sovjetike ". Një përpjekje e specialistëve amerikanë të kompanisë Boeing-Vertol, e ndërmarrë njëkohësisht me ndërtuesit e helikopterëve sovjetikë, për të krijuar një gjigant me krahë rrotullues të ngjashëm në parametra me Mi-26 nën programin HLH, përfundoi në dështim.

Kështu, përvoja e zhvillimit dhe testimit të helikopterit Mi-26 ka treguar se, së pari, zhvillimi i teorisë dhe praktikës së ndërtimit të helikopterit bën të mundur zgjerimin e kufijve që kufizojnë masën maksimale të helikopterit; së dyti, sa më e madhe të jetë sasia e punës e kryer në fazat e hershme të projektimit, aq më i suksesshëm është faza përfundimtare e helikopterit; dhe, së treti, testimi i njësive, elementeve dhe sistemeve individuale në stendat dhe laboratorët fluturues para fillimit të fluturimeve të helikopterit të ri mund të zvogëlojë ndjeshëm kohën për rregullimin e tij të imët dhe testet e fluturimit, si dhe të rrisë sigurinë. Duhet të theksohet se ky ishte një shembull i bashkëpunimit më të suksesshëm dhe të frytshëm "" MVZ im. ML Mila "" me Institutin Kërkimor dhe udhëheqjen e Forcave Ajrore.

Në mesin e viteve '80. Mi-26 me përvojë u rindërtua, në përputhje me rezultatet e përdorimit luftarak të helikopterëve në Afganistan, me pajisje nxjerrëse të nxjerrës, si dhe një sistem mbrojtës pasiv anti-ajror pasiv sistemet raketore... Seriali i parë Mi-26, i ndërtuar në Shoqatën e Prodhimit të Helikopterëve në Rostov, u ngrit më 25 tetor 1980. Helikopteri i ri u zëvendësua në rezervat e Mi-6. Në total, rreth 310 helikopterë Mi-26 u ndërtuan në Rostov.

Dorëzimet e helikopterëve Mi-26 për të ndarë regjimentet transportuese dhe luftarake të aviacionit të Forcave Tokësore, për regjimentet dhe skuadriljet e trupave kufitare filluan në 1983. Pas disa vitesh rregullim të mirë, ata u bënë makina të besueshme dhe të dashura në ushtri. Përdorimi luftarak i helikopterit filloi në Afganistan. Helikopterët që ishin pjesë e regjimentit të 23 -të ajror të trupave kufitare u përdorën për të transportuar mallra, për të dhënë përforcime dhe për të evakuuar të plagosurit. Nuk pati humbje luftarake. Mi-26 mori pjesë në pothuajse të gjitha konfliktet e armatosura në Kaukaz, përfshirë në dy luftëra "çeçene". Në veçanti, ishte në Mi-26 që u krye dorëzimi operacional i trupave dhe zhvendosja e tyre gjatë betejave në Dagestan në 1999. Përveç aviacionit dhe aviacionit të ushtrisë, trupat kufitare Mi-26 hynë në njësitë ajrore të Ministria e Punëve të Brendshme të Rusisë në atë kohë. Kudo helikopteri është dëshmuar se është një makinë jashtëzakonisht e besueshme dhe shpesh e pazëvendësueshme.

Gjeti përdorimin e Mi-26 në luftën kundër zjarreve dhe gjatë fatkeqësive natyrore. Në 1986, helikopterët u përdorën në likuidimin e pasojave të aksidentit në termocentralin bërthamor të Chernobolsk. Duke pasur parasysh seriozitetin e situatës, projektuesit zhvilluan dhe pajisën modifikimin përkatës në vetëm tre ditë. Pilotët e Mi-26 hodhën dhjetëra mijëra tonë lëng të veçantë dhe materiale të tjera mbrojtëse nga kamionët e tyre të rëndë mbi reaktorin që merr frymë nga vdekja dhe zonën e kontaminuar.

Aeroflot filloi të marrë Mi-26 në 1986. Ndërmarrja e Aviacionit Tyumen ishte e para që i mori ato. Ishte gjatë zhvillimit të fushave të gazit dhe naftës në Siberinë Perëndimore që kamionët e rëndë Rostov ishin veçanërisht të dobishëm. Aftësitë unike të montimit të vinçave të makinës ishin në kërkesë të veçantë. Vetëm mbi të ngarkesa me peshë deri në 20 tonë mund të transportohen dhe instalohen direkt në vendin e operimit.

Mi-26 rus dhe ukrainas kishin një shans për të marrë pjesë në misionet paqeruajtëse të OKB-së. Ata punuan në territorin e ish -Jugosllavisë, Somalisë, Kamboxhias, Indonezisë, etj. Për shkak të kapacitetit të tyre unik mbajtës, kamionët e rëndë Rostov janë në kërkesë të madhe jashtë vendit. Atje, gjatë dhjetë viteve të fundit, ato janë operuar si nga linjat ajrore vendase ashtu edhe si pjesë e linjave ajrore të huaja që kanë punësuar helikopterë me qira ose qira. Një nga kompanitë që jep me qira Mi-26T është kompania qipriote Nutshell. Gjigandi ajror që i përkiste i shoi zjarret, transportoi mallra, veproi nën kujdesin e OKB -së si një paqeruajtës në Timorin Lindor. Mi-26T u krye në Gjermani dhe vendet e tjera evropiane transportin e ngarkesave të rënda, ndërtimin dhe instalimin gjatë ndërtimit të linjave të energjisë, strukturave të antenave, rindërtimin dhe ndërtimin e objekteve industriale, shuarjen e zjarreve në pyje dhe qytete.

Në 2002, Mi-26 i linjës ajrore ruse "Vertical-T" siguroi ndihmë edhe për ushtrinë amerikane. Një transportues me ngarkesë të madhe mori një helikopter të rrëzuar Boeing-Vertol CH-47 Chinook, avioni më i rëndë me krahë rrotullues të Aviacionit të Ushtrisë Amerikane, nga rajonet e vështira për t'u arritur në Afganistan në bazën amerikane në Bagram. Amerikanët e pasur janë shumë të ndjeshëm në lidhje me kursimin dhe ruajtjen e rrotullimit të tyre.

Aeroplanët e rëndë me krahë rrotullues aktualisht operohen me sukses për qëllime civile dhe ushtarake si në vendin tonë ashtu edhe jashtë saj. Ato përdoren për shpërndarjen e ndihmës humanitare, evakuimin e refugjatëve, transportin e mallrave dhe pajisjeve, për vinça dhe punime montimi, gjatë ndërtimit të urave, në montim pajisje të rënda ndërmarrjet industriale, gjatë ndërtimit të platformave të shpimit, linjave të energjisë, shkarkimit të anijeve në rrugën e jashtme dhe shumë lloje të tjera të punës, si në zona të zakonshme ashtu edhe në ato me vështirësi.

Pas demonstrimit të Mi-26 në shfaqjen ajrore në Le Bourget në 1981, klientët e huaj u interesuan për helikopterin më të rëndë në botë. Katër kopjet e para të gjigantit ajror u blenë nga India. Pas rënies së Bashkimit Sovjetik, automjetet e rënda përfunduan, përveç Forcave të Armatosura Ruse, në ushtritë e vendeve të CIS. Ato operohen gjithashtu nga Koreja e Veriut (dy helikopterë), Koreja e Jugut (një), Malajzia (dy), Peruja (tre), Meksika (dy), Greqia dhe Qipro. Në 2005, Venezuela bëri një porosi për Mi-26. Zgjerimi i mëtejshëm i përdorimit të Mi-26, si në vendin tonë ashtu edhe jashtë tij, lehtësohet nga marrja e tij në 1995. certifikatën e brendshme të vlefshmërisë ajrore.

Epo, tani le të kalojmë drejtpërdrejt në analizën e pjesëmarrësve të tenderit indian.

Jo shumë kohë më parë, nga India erdhën lajme në lidhje me rezultatin e një tenderi për blerjen e një helikopteri sulmues. Ai tender u fitua nga Boeing amerikan AH-64D, i cili tejkaloi Mi-28N rus në një numër karakteristikash. Tani ka informacione të reja në lidhje me rrjedhën e një tenderi tjetër në lidhje me furnizimin me helikopterë, dhe përsëri situata mund të jetë e pakëndshme për Rusinë. Por gjërat e para së pari.

Të Dielën e kaluar, botimi indian i Times Of India publikoi informacion në lidhje me përfundimin e ardhshëm të konkursit, qëllimi i të cilit është blerja e një gjysmë duzine helikopterësh të rëndë transporti nga Forcat Ajrore Indiane. Konkurrentët kryesorë gjatë këtyre "garave" ishin helikopterët Boeing CH-47 Chinook dhe Mi-26T2. Pavarësisht se i përkasin të njëjtës klasë, këto makina ndryshojnë ndjeshëm në karakteristikat e tyre. Para së gjithash, ia vlen të kujtojmë ngarkesën e këtyre makinave rrotulluese. Helikopteri amerikan CH-47 i modifikimeve të fundit mund të heqë ngarkesë që peshon mbi dymbëdhjetë tonë në ajër, dhe për rusin Mi-26T2 ky parametër është 20 mijë kilogramë. Kështu, karakteristikat e të dy helikopterëve mund të lënë të kuptohet në mënyrë transparente në rezultatin e konkursit.

Sidoqoftë, Times Of India doli me një lajm krejtësisht të papritur. Duke iu referuar një burimi në Ministrinë Indiane të Mbrojtjes, botimi shkruan se fituesi tashmë është zgjedhur, dhe kjo nuk është një makinë ruse. Burimi përmendi koston më të ulët të helikopterit amerikan si arsyen kryesore për këtë zgjedhje. Për më tepër, gazetarët indianë përmendën një epërsi teknike të Chinook. Një mesazh i tillë duket të paktën i çuditshëm. Deri më tani, të gjitha garat me pjesëmarrjen e helikopterëve Mi-26 të modifikimeve të ndryshme përfunduan në të njëjtën mënyrë: nënshkrimi i një kontrate me Rusinë. Tani argumentohet se Helikopter rus jo vetëm që nuk e fitoi konkursin, por për disa arsye u bë më keq se makina rrotulluese amerikane makina, e cila është dukshëm e ndryshme nga ai. Le të përpiqemi të kuptojmë situatën aktuale.

Para së gjithash, ia vlen të prekni karakteristikat teknike. Siç është përmendur tashmë, helikopteri rus ka një ngarkesë të madhe. Për më tepër, sipas këtij parametri, asnjë helikopter në botë nuk mund të konkurrojë me Mi-26. Kapaciteti rekord i lartë mbajtës mbështetet nga madhësia e ndarjes së ngarkesave: 12x3.25x3 metra (afërsisht 117 metra kub). Gjiri i ngarkesave CH-47, nga ana tjetër, është dukshëm më i vogël: 9.2x2.5x2 metra (rreth 45 metra kub). Nuk është e vështirë të merret me mend se cili helikopter do të jetë në gjendje të mbajë më shumë peshë dhe ngarkesë volumetrike. Për sa i përket kapacitetit mbajtës, mund të kujtojmë dy raste kur helikopterët rusë Mi-26 nxorën CH-47 të dëmtuar nga Afganistani. Për më tepër, pesha normale e ngritjes së helikopterëve amerikanë është vetëm disa ton më e lartë se ngarkesa maksimale e Mi-26 rus. Në lidhje me të dhënat e fluturimit, atëherë shpejtësia dhe diapazoni i Mi-26 dhe CH-47 janë afërsisht të barabarta. Kështu, në aspektin teknik, helikopteri rus fiton qartë. Natyrisht, me kusht që klienti të ketë nevojë për një automjet me një kapacitet mbajtës prej dy duzina ton. Duke gjykuar nga kushtet fillestare të referencës të konkursit, Forca Ajrore Indiane dëshiron të marrë pikërisht helikopterë të tillë.

Le të kalojmë në anën financiare të çështjes. Sipas burimeve të hapura, helikopterët CH-47 të modifikimit të vonë u kushtuan klientëve të huaj rreth 30 milion dollarë secila. Nuk ka një informacion të tillë në lidhje me Mi-26T2, por helikopterët e mëparshëm të këtij modeli kushtojnë jo më shumë se 25 milion. Me fjalë të tjera, edhe me një ndryshim të rëndësishëm në përbërjen e pajisjeve, motorët etj helikopteri rus i modifikimit të ri rezulton të jetë, të paktën, jo më i shtrenjtë se ai amerikan. Ndoshta, kur llogaritni nuancat ekonomike, komiteti i tenderit indian mori parasysh jo vetëm çmimin e helikopterëve, por edhe koston e mirëmbajtjes. Sidoqoftë, ky argument nuk duket plotësisht i saktë për shkak të kapacitetit mbajtës më të mirë të Mi-26T2. Quiteshtë mjaft e qartë se një ngarkesë e madhe do t'i kushtojë operatorit një shumë të përshtatshme. Këtu, arsyetimi përsëri kthehet në kushtet teknike të konkursit, në të cilat u tregua kapaciteti mbajtës prej 20 ton. Pse, pyet dikush, përfshinë një kërkesë të tillë nëse thjesht ju vjen keq për paratë për të blerë helikopterët që i plotësojnë ato?

Sidoqoftë, informacioni më interesant që mund të hedhë dritë mbi rezultatet e konkursit indian erdhi nga RIA Novosti. Agjencia ruse e lajmeve gjithashtu i referohet një burimi anonim, këtë herë pranë industrisë sonë të mbrojtjes. Megjithë anonimitetin e tij, ky person ndau informacione mjaft të dukshme dhe të pritshme. Burimi i Novosti pohon se prodhuesit rusë të helikopterëve nuk kanë marrë ende ndonjë njoftim zyrtar për rezultatin e konkursit indian. Ndoshta burimi i RIA Novosti, për ndonjë arsye, nuk ka informacionin e duhur, por një numër gjërash na lejojnë të njohim korrektësinë e fjalëve të tij. Vendimi i komitetit të konkurrimit, siç ndodh gjithmonë, do të shpallet dhe shpërndahet menjëherë nga media. Dhe për momentin ne kemi informacion vetëm nga burime anonime jozyrtare. Para së gjithash, një person pa emër nga Ministria Indiane e Mbrojtjes është i dyshimtë. Fakti është se deklarata e pranuar si e vërtetë për fitimin e CH-47 ngre shumë dyshime dhe pyetje, si teknike ashtu edhe ekonomike. Burimi i RIA Novosti rus, nga ana tjetër, ndau informacione që padyshim nuk kundërshtojnë logjikën dhe një numër faktesh të tjera.

Kështu, aktualisht, lajmet në lidhje me rezultatet e tenderit për furnizimin e një helikopteri transporti të rëndë për Forcën Ajrore Indiane duhet të njihen si një thashethem, të paktën duke mos pasur konfirmim zyrtar. Në të njëjtën kohë, deri në shpalljen e rezultateve të tenderit nga komisioni i Ministrisë Indiane të Mbrojtjes, pyetja e fituesit mbetet e hapur. Në një situatë të tillë, ia vlen të prisni përfundimin e punës së komisionit të konkurrimit dhe të kontrolloni me realitet dyshimet tuaja për një ose një burim tjetër anonim.