Beräkning av centrifugalkraften för helikopterens bärblad. Grunderna i huvudrotorens aerodynamik. Propeller design

Storlek: px

Börja visa från sidan:

Transkript

1 UDC: V.A. Grayvoronsky, A.G. Grebenikov I.N. Shepel, T.A. Gamanukha En ungefärlig metod för att beräkna de normala aerodynamiska krafterna fördelade längs rotorbladet på en helikopter. INTE. Zhukovsky "KhAI" På grundval av hypotesen om sneda sektioner beaktas frågorna om att bestämma de insatser som fördelas längs rotorbladet, med hänsyn tagen till kompressibiliteten och ostadigheten. Nyckelord: blad, rotor, helikopter. En egenskap hos flödet runt huvudrotorn vid horisontell flygning är närvaron av variabla hastigheter, glidvinklar och angreppsvinklar för huvudrotorbladets (HB) element. Användningen av bärlinjeschemat, liksom sönderdelningen av flödet till tvärgående och längsgående för att använda hypotesen om plana sektioner, är möjlig för en horisontell flyghastighet som inte överstiger 8 m / s. I fig. flödets spektrum runt bladet beläget i den bakre delen av skivan vid µ =, 46 visas, från vilket det följer att glidvinklarna längs bladet ändras avsevärt. Fig. Flödets spektrum runt rotorbladet Flödets natur kring rotorbladet längs radien och azimut vid låg flyghastighet visas i fig. A, med en stor i fig. B. Bladsektionernas glidvinklar skiljer sig mer än 5 gånger. a Fig .. Flödeshastigheter för flödet runt huvudrotorbladet b 78

2 Tabell värdena för flödets glidvinklar vid bladet vid relativa radier, 5 och, 9 för olika flyghastigheter vid azimuter och 8 presenteras. Tabell. Glidningsvinklar för flödet vid relativa radier V, km / h r =, 5 r =, Med en ökning av den horisontella flyghastigheten ökar också påverkan från den bakåtflödeszonen, där glidning är signifikant. Om upp till hastigheter µ =, 4 ändrar inte omvänd flödeszon signifikant krafternas och momentens storlek, då dess inflytande måste beaktas vid höga hastigheter. Det största värdet av radien för återflödeszonen utan att ta hänsyn till o styrning av bladet motsvarar azimut ψ = 7 och är lika med r µ. Således flödas bladets sektion runt av ett flöde som ständigt förändras i riktning och storlek. Denna omständighet gör det nödvändigt att beräkna egenskaperna hos bladsektionerna med den totala hastigheten vid motsvarande radie, med hänsyn tagen till kompressibiliteten och icke-stationären. Den totala hastigheten i sektionen bestäms av bladets rotation, helikopterens rörelse, bladets svängningsrörelse, det induktiva flödet på propellern, liksom den längsgående centrifugalrörelsen längs bladet. Centrifugalflöde sker på grund av gränsskiktet. Som framgår av numeriska beräkningar har detta flöde ingen signifikant effekt på flödet runt bladet. I fig. 3 visar diagrammen över de laminära och turbulenta gränsskikten. Med ett turbulent gränsskikt är radiellt flöde praktiskt taget frånvarande på grund av betydande tangentiella krafter. X -koordinaten definierar en punkt längs ackordet in relaterat system koordinater. Till exempel, med ett värde av x =, 5 m och ω in = 5 rad / s, är den högsta hastigheten från centrifugalkraften i laminärt läge Vr = .4 m / s och i turbulent läge, vilket är mer troligt , det är tio gånger mindre, dvs. detta flöde kan ignoreras. Ris. 3. Fördelning av radiella hastigheter i gränsskiktet: turbulent PS, laminärt PS 79

3 Orsaken till det radiella flödet i gränsskiktet kan också vara tryckfördelningen längs bladet. Detta kan leda till en omfördelning av aerodynamisk belastning för tungt belastade propellrar. Basplanet för att bestämma de kinematiska parametrarna är skruvens rotationsplan (Fig. 4). Ris. 4. Kinematik av flödet runt bladet i rotorrotationens konstruktionsplan Det kinematiska diagrammet över hastigheterna i bladets tvärsnitt visas i fig. 5. Fig. 5. Bladsektionens hastighetstriangel Den relativa hastigheten i konstruktionsrotationsplanet vid radien r bestäms av uttrycket W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) =. () Den vertikala komponenten i den relativa hastigheten V y = λ r β. () Då den totala relativa hastigheten i sektionen (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin (ψ) + λ + r β λ β = r I dessa uttryck accepteras de kända relativa parametrarna: µ = V cos (a); λ = V sin (α) + υ; β = a sin (ψ) b cos (ψ). i i y. (3) I nivåflygning, relativa induktiva hastigheter (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 deformation av bladet och särskilt i områdena för profilbyte och i omvänd flödeszon. Bladets sektion bestäms av de lokala strömlinjerna, som anses vara rätlinjiga i bladets sektion och avviker från den normala sektionen till ena eller andra sidan med en vinkel δ (tabell). Ändring i χ och δ beroende på azimut ψ, rad Expression för 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 >från svansen. För moderna helikoptrar når förändringar i hastighet och attackvinkel i sektioner över tid stora värden: V & ma> ± m / s, & α ma> ± o / s. Detta leder till en icke-stationär förändring av alla aerodynamiska parametrar; det finns en fördröjning i sammanbrottet. Helikopterns rörelse skiljer sig väsentligt från de förutspådda stationära egenskaperna. De aerodynamiska koefficienterna vid en bestämd tidpunkt kommer inte bara att bestämmas av värdena för hastigheten och angreppsvinkeln vid en given tidpunkt, utan också av processen för deras förändring under föregående tid. Naturligtvis kommer mer avlägsna stunder i tiden att ha en svagare effekt på denna process. Beroendet α & = f (t) och V & = f (t) har också en betydande inverkan. Tillförlitlig nog 8

6 det finns inga beroenden i denna fråga, men det finns några experimentella beroenden som gör att vi kan ta hänsyn till detta fenomen. I synnerhet beskriver papperet en metod för att approximera experimentella data med tre parametrar som bestämmer arten av förändringen i attackvinkeln, vilket gör det möjligt att överföra de erhållna resultaten till andra förhållanden. Data från detta arbete användes för att bestämma koefficienten för normal kraft för profilen i normala sektioner och sektioner längs strömlinjen. Dessutom korrigerades den normala kraftkoefficienten beroende på den relativa sektionstjockleken och kompressibiliteten. I processen med preliminär beräkning bestämdes de kinematiska parametrarna i bladets sektioner i enlighet med ovanstående beroende. Som de inledande geometriska, kinematiska och balanseringsparametrarna för helikoptern Mi- tas: C =,; ω = 5,8 / s; a = 4,7; a = 5,7; i = ,; TV =, 35; D =, 7; k =, 4; ϕ 7 = 4. I fig. 6 visar de kinematiska parametrarna i azimut W och W P i den sjunde sektionen, liksom angreppsvinklarna α och α och vinklarna för konventionellt ostört flöde δ och 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. Kinematiska parametrar för bladdelen i avsnitt "7" om hypotesen om sneda sektioner; abonnemanget "p" markerar parametrarna enligt hypotesen om normala sektioner. De totala hastigheterna i sektionen W och W P ändras praktiskt taget enligt den första harmoniken. Naturligtvis, vid alla azimuter, är den totala hastigheten W större än hastigheten WP, och attackvinkeln längs strömlinjen är mindre än angreppsvinkeln i den normala sektionen. Orienteringsvinklarna för det totala flödet δ och χ, som är mer känsliga för bladens flaxrörelse, skiljer sig väsentligt från en enkel harmonisk förändring. I fig. 7 visar förändringen av vinkel- och linjära accelerationer i sektionen "7". För det specifika beräkningsfallet varierar α & praktiskt taget inom intervallet 83

7 + - / s. Denna förändring är nära den första harmoniska. Linjär acceleration W & i intervallet + - m / s. De angivna omständigheterna för en betydande förändring av både attackvinkeln och den totala hastigheten är orsaken till att de aerodynamiska egenskaperna inte är stationära. Tyvärr har dessa två faktorers separata inflytande på aerodynamisk prestanda inte studerats. I fig. 7 visar förändringen i den normala flödesbelastningen enligt hypotesen om sneda sektioner och normala 5 ẇ p α. P. ẇ α p Fig. 7. Ändring av normal kraft i azimut i avsnitt "7"; abonnemanget "p" markerar parametrarna enligt hypotesen W & och α & vinkel- och linjäracceleration Ψ Dessa data erhölls med hänsyn till icke-stationariteten i attackvinkeln. Belastningen enligt hypotesen om sneda sektioner är något högre än enligt hypotesen om normala sektioner, särskilt i zonen för det tillbakadragande bladet n ψ = ψ = 3 ψ = n ψ = Fig. 8. Ändring i linjär belastning längs radien för azimut ψ = 3 och 84

8 Ändring i linjär belastning längs radien för azimut ψ = 3 och visas i fig. 8. För azimut ψ = 3 är den normala belastningen för båda beräkningsalternativen praktiskt taget densamma. Vid azimut ψ = normal belastning enligt hypotesen om "sneda" sektioner är högre än enligt hypotesen om normala sektioner. Detta beror på den samtidiga effekten av förändringar i hastighet och attackvinkel på den linjära belastningen. Bibliografi. Huvudrotorsteori. [Text] Ed. A.K. Martynova, M.: Maskinteknik, 973. s .. Mikheev S.V., Anikin V.Kh., Sviridenko Yu.N., Kolomensky D.S. Utvecklingsriktningen för metoder för modellering av rotors aerodynamiska egenskaper. [Text] // Förfaranden från VI Forum Ros VO. M., 4,5 s. 3. Shaidakov, V.I. Diskvirvelsteori om en rotor med konstant belastning på disken. [Text] / V.I. Shaidakov // Designing helicopters: tech. Lör. vetenskaplig. tr. // MAI, nej. 38, M., s. 4. TsAGI: s huvudstadier av vetenskaplig verksamhet, / M., Fizmatlit, s. 5. Baskin, V.E. Normal kraft hos huvudrotorbladsektionen under dynamisk stall. [Text] / V.E. Baskin, V.R. Lipatov // Proceedings of TsAGI, vol. 865, s. 6. Graivoronskiy, V.A. Dynamiken i en helikopterflygning. [Text]: Textbok. Manual / V.A. Grayvoronsky, V.A. Zakharenko, V.V. Chmovzh. X.: Nat. flyg och rymd. av dem. INTE. Zhukovsky KhAI, 4. 8 s. 7. Fogarty, L.E. Det laminära gränsskiktet på ett roterande blad. / J. aeronaut Sei., Vol. 8, nej. 3, 95. Mottogs av redaktörerna för Approaches -metoden för att utveckla normala aerodynamiska maskar, spadmaskar, spadeless gwent, helikopter En lämplig beräkningsmetod för normal aerodynemisk ansträngning fördelad över helikopterens rotorblad På grundval av hypotesen om sneda tvärsnitt betraktas frågor om definitionsansträngning fördelade över rotorbladen med kompressibiliteten och ostadigheten. Nyckelord: blad, rotor, helikopter. 85

Förfaranden för MAI. Släpp 92.

UDC 69.7.07 V.P. Zinchenko Påverkan av den pilformade bladspetsen på huvudrotorens aerodynamiska egenskaper vid höga helikopterflyghastigheter Research and Production Association "AVIA"

UDC 568 VV Tyurev, VA Taranenko Undersökning av egenskaperna hos flygplanets flöde under ostadig rörelse National Aerospace University uppkallat efter NE Zhukovsky "KhAI"

UDC 69.735.45.015.3 (075.8) V.P. Zinchenko Beräkning av tryckförluster från att blåsa en helikopterflygram med en huvudrotor i svävarläge Research and Production Association "Avia" Hover och vertikala stigningslägen

Elektronisk tidskrift "Trudy MAI". Utgåva 45 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Numerisk modellering av "virvelring" -lägen för en helikopter huvudrotor. Makeev P.V., Shomov A.I. Anteckning. Med hjälp

Förfaranden för MAI. Utgåva 87 UDC 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ Beräkningsstudier av rotorvibrationsöverbelastningar orsakade av pulsering av dragkraften, baserat på virvelteorin Animitsa V.A. *, Borisov E.A. *,

VETENSKAPLIGA ANMÄRKNINGAR AV TSAGI Volym XXXX 2009 1 UDC 629.735.015.3.035.62 UDC -INVÄRDEN AV LÅNG VORTEXVAKNING FRÅN EN BÄRANDE SKRUV PÅ KARAKTERISTIKERNA I NÄRA VELOCITETSFÄLT R. M. MIRGAZOV, V. M. SHCHEGLOVO

UDC 69.735.0168.519.673 (045) A.I. Zhdanov, E.P. Udartsev, A.I. Shvets, A.G. Shcherbonos Simulering av flygdynamik för flygplan i icke-stationär rörelse National Aviation University Introduktion Definition

Central Aerohydrodynamic Institute uppkallat efter prof. INTE. Zhukovsky OM INFLÖDET AV BALANCERING PÅ AKUSTISKA EGENSKAPER FÖR EN BÄRERSKRUV B.S. Kritsky, R.M. Mirgazov sjätte helryska konferensen

Ämne 3. Funktioner i propellrarnas aerodynamik Propellern är en bladpropeller som drivs av en motor och är utformad för att generera dragkraft. Det tillämpas på flygplan

Elektronisk tidskrift "Trudy MAI". Utgåva 38 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Ett mjukvarupaket för beräkning av de aerodynamiska egenskaperna hos huvud- och svansrotorhelikoptrar baserat på en olinjär

Elektronisk tidskrift "Trudy MAI". Utgåva 69 www.mai.ru/science/trudy/ UDC 629.735.33 Numerisk modellering av interferensen mellan huvud- och svansrotorn på en helikopter i horisontellt glidflygläge

CH E N Y E Z A P I S K I C A G And T o m X L I I UDC 53,56. FLÖDE I NÄRHETEN PÅ FRAMKANTEN AV EN TUN VING I REGIMEN AV STARK SAMARBETE G. N. DUDIN A. V. LEDOVSKY

Förfaranden för MAI. Utgåva 95 http://trudymai.ru/ UDC 629.735.45.015 Analys av särdragen i huvudrotoroperationen med negativ förskjutning av horisontella skarvar Borisov E.A. *, Leontiev V.A. **, Novak V.N. *** Central

UDC 629.7.016.7 P.I. Motsar, V.A. Udovenko Beräkning av angreppsvinklarna för bladsektionerna och rotorns aerodynamiska egenskaper, med vetskap om intensitetsfördelningen av virvelskiktet, inom ramen för den diskreta virvelmetoden

15.1.2. KONVEKTIV VÄRMEUTSLÄPP UNDER Tvingad rörelse av ett flytande medium i rör och kanaler I detta fall beror den dimensionlösa värmeöverföringskoefficienten Nusselt -kriterium (antal) på Grashof -kriteriet (vid

2014 SCIENTIFIC BULLETIN OF MSTU GA 200 UDC 534.83: 629.735.45 FORSKNING AV FLYTTBULL FRÅN HJÄLPKOPPARENS BARANDE PROPELLERAR PÅ LÄNTFÄLTET V.A. GOLOVKIN, B. S. KRITSKY, R. M. MIRGAZOV Resultaten av studien presenteras.

8 UDC 69.7.06: 69.7.018 E.D. Kovalev, Cand. teknik. Sciences, P.I. Motsar, V.A. Udovenko, Cand. teknik. Vetenskaper MATematiska modeller för simulering av helikopterflygdynamik på en komplex simulator på special och kritisk

Elektronisk tidskrift "Trudy MAI" Utgåva 55 wwwrusenetrud UDC 69735335 Förhållanden för rotationsderivaten av rull- och yaw moment -koefficienterna för vingen MA Golovkin Abstract Använda vektor

Öppen information och datorintegrerad teknik 66, 4 UDC 69.75.45, 5.5 (75.8) A.G. Dibir, A.A.

EXPERIMENTELLA REFERENSER XLIV 2 0 1 3 5 UDC 629.735.45.015.4 STUDIE AV LANDANDE KARAKTERISTIKER FÖR EN HELIKOPTER PÅ EN HELDRINGSCHASS OM RESULTATEN AV EN FLYGEXPERIMENT, MED S. A. ALIMOV. A.

Hydromekanik modul 1 1. Vätskegenskaper. 2. Externt och internt problem med hydromekanik. 3. Massa och ytkrafter. 4. Massstyrkornas potential. 5. Huvudvektorn och det hydrodynamiska huvudmomentet

MIPTFÖRFARANDEN. 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 Central aerohydrodynamik

74 ANVÄND MEKANIK OCH TEKNISK FYSIK 11 T 5, N- 3

Utbildningsdepartementet i Irkutsk -regionen Statens budgetproffs läroanstalt Irkutsk -regionen "Irkutsk Aviation College" "GODKÄND" Suppleant. Direktör för SD GBPOUIO

UD 5394: 62972 Om trötthetsstyrkan hos ett helikopter huvudrotorblad under påverkan av vindlast AI Bratukhina

INNEHÅLL 3 Förord ​​... 11 KAPITEL I INLEDNING 1. Ämnet aerodynamik. En kort genomgång av historien om utvecklingen av aerodynamik ... 13 2. Tillämpning av aerodynamik inom flyg- och raketteknik ... 21 3. Grundläggande

148 FÖRFARANDEN FÖR MIPTEN. 2012. Vol. 4, 2 UDC 533.6.011.35 T. Ch. Wu 1, V. V. Vyshinsky 1,2, N. T. Dang 3 1 Moscow Institute of Physics and Technology (State University) 2 Central Aerohydrodynamic

UDC 533.6.011 Matematisk modellering av processer för separerat och kontinuerligt flöde runt roterande flygplan # 05, maj 2012 Tikhonova Yu.V. Student, Institutionen för dynamik och kontroll av missilflyg

ANVÄND MEKANIK OCH TEKNISK FYSIK. 28. vol. 49, N- 6 99 UDC 533.692 BYGGNING AV VINGPROFILER FLYTTES INTE Separat av ett komprimerbart flöde i ett föreskrivet angreppsvinkelområde O.S. Dunaeva, N. B. Ilyinsky

Öppen information och datorintegrerad teknik 62, 203 UDC 532.582.2 V.А. Zakharenko Flöda runt flygplankens gitter vid höga och låga angreppsvinklar National Aerospace University

Öppen information och datorintegrerad teknik 44, 009 UDC 533.68 Т.А. Gamanukha, A.G. Grebenikov, V.V. Tyurev Metod för att bestämma de aerodynamiska momenten som verkar på ett transportflygplan

Ministeriet för utbildning och vetenskap i Ryska federationen Federal State Autonomous Educational Institution of Higher Education yrkesutbildning"Kazan (Volga Region) Federal University" Institutionen för matematik

Bulletin från Chelyabinsk Scientific Center, vol. 3 (33), 26 PROBLEM FÖR MASKINBYGGNING UDC 621.9 BERÄKNING AV SKICKLAGGENS TJOCKLIGHET FÖR FRÄSNING AV SPATIELLT SVÅRA YTOR MED ETT STEGSTEG

HELIOGEOFYSISK FORSKNING 2015 RESULTAT AV STUDIER OM GEOFYSISKA RISKER UDC 551.508.8 MODELL FÖR förutsägelse av förändringar i isbildningsintensitet för att bära helikopterpropellrar Med hänsyn till helikopterens rörelse

VESTSI NATSYYANALNAYA ACADEMII SCIENCES OF BELARUS 3 2014 GRAY AGRARIAN SCIENCES UDC 621.929: 636 (476) Mekanik och energi I. M. SHVED 1, A. V. KITUN 1, V. I. PEREDNYA 2, N. N. DEDOK 1 M. KINONCHION

UDC 622.7 Gravitationsseparation V.I. KRIVOSCHEKOV, Cand. teknik. Sci. (Ukraina, Dnepropetrovsk, National Mining University) STUDIE AV CYLINDERFLÖDE AV ETT VÄGG VISKET FLÖDEPROBLEM

04 SCIENTIFIC BULLETIN OF MSTU GA 00 UDC 553.65..3: 68.3: 69.7.05 BERÄKNING AV DEN OBEHANDLADE FLYGPROPELLATOREN SOM TAR I KONTO REYNOLDS ANTAL OCH REDUKTIONSGRAD O.V. B. S. GERASIMOV KRITSKY Presenterad

UDC533.6.011.32 STUDIE AV INFLÖDET AV INSTATIONÄRA ÖVERGÅNGSFLÖDE RUNDOM EN CILINDER OM LATERALKRAFTERNAS UTSEENDE FÖRÄNDAS А.А. Sergeeva, R.V. Sidelnikov Detta arbete överväger lösningen av en icke -stationär tvärgående

UDC 69.7.36 / 534 .. A.V. IVANOV, kandidat för tekniska vetenskaper, M.K. LEONTIEV, doktor i tekniska vetenskaper MAI, Moskva MODAL ANALYS OF DYNAMIC ROTOR SYSTEMS Metoder för modalanalys för lösning

32 UDC 629.735.33 D.V. Tinyakov INVÄRD AV LAYOUT -BEGRÄNSNINGAR PÅ SÄRSKILDA EFFEKTIVITETSKRITERIER FÖR TRAPEZIUM WINGS OF AIRCRAFT

Samara State Aerospace University FORSKNING AV FLYGPLATSPOLARER UNDER VÄGTESTNING I AERODYNAMISK TUBE T-3 SSAU 2003 Samara State Aerospace University V.

PRAKTISK LEKTION om ämnet "TPP -fläktar" Uppgift Beräkning av pumphjul Beräkna pumphjulet för tillförsel av vatten med en densitet vid övertryck vid utloppet p n och vid inloppet p

S.V. Wallander FÖRELÄSNINGAR OM HYDROAEROMEKANIK L.: Izd. Leningrad State University, 1978, 296 sidor. Handledningen täcker följande frågor: avslutning gemensamt system ekvationer av hydromekanik, skriver detta system för olika

OM STABILITET FÖR ETT TUNGVÄGGT CYLINDRISKT SKAL MED CIRKULÄRA AVSKRIFTER UTAN STYRA KANTAR PÅ SIT AXIALKOMPRESSION Menshenin Alexander Arkadievich Ulyanovsk State University Uppgiften för detta

12 juni 2017 Den kombinerade processen för konvektion och värmeledning kallas konvektiv värmeöverföring. Naturlig konvektion orsakas av skillnaden i specifik vikt av ett ojämnt uppvärmt medium som utförs

ANVÄND MEKANIK OCH TEKNISK FYSIK. 200. vol. 42, N-79 UDC 628.23 BERÄKNING AV BLADETS STYRKE SOM ORTOTROPISK PLATTA AV LINJÄRT VARIABELT TJOCKLEK V.I.Soloviev Novosibirsk Military Institute, 6307

ANVÄND MEKANIK OCH TEKNISK FYSIK. 2002. V. 43, N-1 45 UDC 532.5: 533.6 PARADOX OF THE ANGULAR EDGE OF PROFILE IN A ION-STATIONARY FLOW D. N. Gorelov Omsk Branch of the Institute of Mathematics SB RAS, 644099 Omsk

UDC 621.452.3 Yu. M. Temis, D. A. Yakushev, E. A. Tarasova OPTIMERING AV BLADETS LÅSNINGSANSLUTNING MED KOMPRESSORSKIVAN Funktionerna för kontaktinteraktion i anslutningen

Teori och arbetsprocesser 54 UDC 621.515: 438 V.P. GERASIMENKO 1, E.V. OSIPOV 2, M.Yu. SHELKOVSKY 2 1 National Aerospace University uppkallat efter INTE. Zhukovsky KhAI, Ukraina 2 Zarya Mashproekt GPNPK gasturbinbyggnad,

UDC 629.127.4 V.V. Vel'tischev FÖRENKLAD FÖRESKRIVNING AV EN FLEXIBEL KABEL MED VARIERBAR LÄNGD FÖR MODELLERING AV DYNAMIKEN FÖR EN TELEVISIONSKONTROLLERAD UNDERVATTKOMPLEX.

FÖRHÅLLANDE AV AERODYNAMISKA EGENSKAPER FÖR VINGAR AV ENKELFORM I PLAN PÅ GEOMETRISKA PARAMETRAR Spiridonov AN, Melnikov AA, Timakov EV, Minazova AA, Kovaleva Ya.I. Orenburg State

VETENSKAPLIGA ANMÄRKNINGAR AV TSAGI Volym XXXVI I 6 3 UDC 69.735.45.5.3.35.6 SPECIALFUNKTIONER I SKRUVTEORI V.V. VOZHDAEV, V.S.

Ett beräkningsexperiment för att uppskatta inflytandet av formen på ett helikopterrotorkniv på bullernivån på långt område V.A. Ivchin (Mil Moscow Helicopter Plant) A.A. Ryzhov, V.G. Sudakov, (TsAGI) Beräkningsexperiment

Termisk fysik och aeromekanik 013 volym 0 1 UDC 69.735.33.015.3 Aerodynamiska egenskaper hos en passagerarflygplanmodell med harmoniska svängningar i rullen och gungvinkel vid höga angreppsvinklar V.I.

Föreläsning 1 En viskös vätskas rörelse. Poiseuilles formel. Laminära och turbulenta flöden, Reynolds nummer. Kroppens rörelse i vätskor och gaser. Flygvingeslyft, Zhukovskys formel. L-1: 8,6-8,7;

90 UDC 69.735.33 V.I. Ryabkov, Dr. Sciences, N.N. Melnik, V.V. Utenkova, Cand. teknik. SCI. BESTÄMNING AV SVARTARNAS OMRÅDE I STEGET AV PRELIMINÄR DESIGN SOM TAR Hänsyn till FLYGVINGENS FORM

VETENSKAPLIGA ANMÄRKNINGAR AV TSAGI Volym XXXVI 2005 1 2 UDC 629.782.015.3 BALANCERINGSKVALITET VINGKROPPSYSTEMET MED HÖGA SUPERSONISKA HASTIGHETER S. D. Zhivotov, V. S. Nikolayev Ett variationsproblem övervägs

RÄKNADE STUDIER AV AERODYNAMISKA KARAKTERISTIKER FÖR TEMATIMODELLEN FÖR LUFTFARTYGSSCHEMAET "FLYING WING" MED HJÄLPET AV FLOWVISION SOFTWARE COMPLEX S.V. Kalashnikov 1, A.A. Krivoshchapov 1, A.L. Mitin 1, N.V.

Föreläsning 3 Ämne 1.2: WING AERODYNAMICS Föreläsningsplan: 1. Slutfört aerodynamisk kraft... 2. Mitten av vingprofiltrycket. 3. Moment för vingprofilhöjd. 4. Vingprofilens fokus. 5. Zhukovskys formel. 6. Inslagning

UTBILDNINGSMINISTERIET OCH VETENSKAPEN I RYSSKA FEDERATIONEN ----------- Statlig statsbudgetens utbildningsinstitution för högre yrkesutbildning Moskva

ANVÄND MEKANIK OCH TEKNISK FYSIK. 2011. Vol.52, N- 3 153 UDC 534.1 LONGITUDINAL Vibrationer av en tallrik som flödas av en viskös vätska i en kanal, orsakad av tvångsövergångsvibrationer av plattan

Termofysik och aeromekanik, 2010, volym 17, 2 UDC 621.311 Bestämning av de aerohydrodynamiska egenskaperna hos turbinblad med en vertikal rotationsaxel B.P. Hozyainov, I.G. Kostin Kuzbass State

Datorsimuleringsmodell för dynamiken i helikopterens huvudrotor Syftet med att skapa en simuleringsmodell är utveckling av kontrollalgoritmer och metoder för att identifiera rotorns dynamiska tillstånd i olika lägen

MASKINER OCH MATERIAL SCIENCE BULLETIN TOGU 014 1 (3) UDC 6036: 60331 AD Lovtsov, NA Ivanov, 014 DESIGN OCH BERÄKNING AV RAMMEN FÖR EN LÄTTHJUL ALL-STANDARD ANVÄNDANDE AV DET SLUTA ELEMENTET

STATSKOMMITTÉN FÖR RYSSKA FEDERATIONEN FÖR HÖGRE UTBILDNING NIZHNY NOVGOROD STATENS TEKNISKA UNIVERSITET uppkallat efter R. Alekseev

114 Aerohydromekanik 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 Moscow Institute of Physics and Technology (State

29 UDC 629.7.023 A.A. Tsaritsynsky BEDÖMNING AV INVÄRDET AV TERMISK DEFORMATION AV EN KOMPOSITPANEL AV ETT RUTSOMT SOLBATTERI PÅ SIN BELYSNING Solbatterier är de viktigaste energikällorna

Nationella tekniska universitetet i Ukraina "Kiev Polytechnic Institute" Institutionen för enheter och system för orientering och navigering Metodiska instruktioner för laboratoriearbete på ämnet "Navigations

ÄMNE: uppfinning hänför sig till en metod för att bestämma böjspänningar vid flygning på en rotoraxel i en helikopter med en huvudrotors vridhylsa. För att bestämma spänningarna mäts flygprestandaegenskaperna med standardmedel under hela flygtiden, från vilka signifikanta parametrar väljs och systematiseras, deras approximerande funktioner bestäms för att erhålla den slutliga funktionen av beroende av spänningarna i rotorn axel på de valda flygparametrarna. tekniska egenskaper, beräkna belastningarna på rotoraxeln med matematisk modell, signal om de överskrids. Bestämning av återstående resurs och kontroll av tillåten lastnivå tillhandahålls. 2 c.p. f-ly, 7 ill.

Uppfinningen avser luftfartsområdet, i synnerhet system för övervakning av flygplanets tekniska tillstånd, nämligen övervakning av böjspänningarna för huvudrotoraxeln i en helikopter under flygning, särskilt för en lätt mångsidig helikopter med gångjärnsblad , till exempel helikoptrar: ANSAT, VK -117, EC -145.

Överföringen är det mest komplexa elementet i helikopterdesignen. Det är känt att den största andelen helikopterolyckor (upp till 39%), enligt statistik, är förknippad med fel på helikopteröverföringsenheter.

I utvecklingsstadiet av övervakningssystem är det viktigaste att fastställa och fastställa diagnostiska tecken på helikopteröverföringsenheternas tekniska tillstånd. Huvuduppgiften i utvecklingen av ett övervakningssystem är att fastställa tröskelvärden för diagnostiska indikatorer, när lämpliga beslut om ytterligare flygsäkerhet måste fattas vid drift. Om något diagnostiskt tecken har nått sitt tröskelvärde, fattas ett beslut om att begränsa resursen, att ersätta en extraordinär del eller att ta bort överföringsenheten från drift. Som regel visas de allra flesta diagnostiska tecken inte i cockpit under flygning. Deras analys utförs efter avslutad flygning. Vissa särskilt kritiska diagnostiska tecken kan dock visas under flygningen, om säkerhetsförhållandena kräver det.

Under de senaste decennierna har lovande helikoptrar börjat använda den så kallade gånglösa rotorn, utrustad med en gångjärnlös bussning, där funktionerna hos de horisontella, vertikala och axiella gångjärnen utförs av ett elastiskt element av en förlängd typ - en vridstång. Huvuddelen av vridstångsdesignen är en elastiskt deformerbar sektion. Förekomsten av plywood av lager och slitsar ger torsionsströmmarna belastning övervägande i ett enaxligt spänningsbelastningstillstånd med tvärgående skjuvning och böjning när bladet svänger i rotationsplanet. Detta gör det möjligt att minska kostnaden för att driva helikoptern, men samtidigt ökar de initiala kostnaderna för konstruktion och tillverkning av sådana strukturer. Därför är noggrannheten i laddningsförutsägelser och följaktligen uppskattningen av resursen för helikopterns bärsystem idag en av helikopterindustrins nyckeluppgifter.

Rotoraxeln belastas av krafter och moment från navet och vridmomentet som genereras vid utgången från huvudväxellådan. Rotoraxelns längd bestäms av layout, aerodynamiska och operativa överväganden.

Eftersom det halvstyva navet har ett högre böjmoment jämfört med det avgörande är styrningen av böjspänningarna hos en helikopters huvudrotoraxel med ett ledfritt nav under flygning ett akut problem.

Ett känt system för övervakning av lastning av rotoraxeln (US patent nr 2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, publiceringsdatum 09/02/2010, IPC G06F 15/00, G08B 21/00).

En metod för virtuell övervakning av en belastning på ett helikopters huvudrotorsystem i enlighet med en utföringsform av föreliggande uppfinning innefattar val av minst en parameter för flygplanet under en fullständig rotation av huvudrotorn. Beräkning av koefficienter för att erhålla en uppsättning högfrekventa signaler från en parameter för minst ett flygplan. Multiplicera var och en av flertalet högfrekventa signaler med en faktor för att erhålla ett flertal analyserade signaler. Uppskattning av rotorbelastningen baserat på de analyserade signalerna.

Ett realtidsrotorsjukvårdssystem i enlighet med en utföringsform av föreliggande uppfinning innefattar ett sensorsystem för att mäta laster för att erhålla data. Modulen är gjord med möjlighet till virtuell övervakning av belastningar för att erhålla beräknade data och detektera fel i realtid och erhålla en algoritm för att subtrahera de beräknade signalerna från de uppmätta signalerna för att erhålla värden, som sedan jämförs med standardvärden för att ge slutresultatet på rotortillståndet.

Sensorer läser parametrar som flygplans startvikt, densitetshöjd, rotorhastighet, luftflödeshastighet, normal acceleration, stigningshastighet, motorns vridmoment, stigningsvinkel, rullningsvinkel, girhastighet, tonhastighet, vinkelhastighet, avböjning i längdriktningen, sidoposition, pedalposition och en uppsättning lägen per varv i huvudrotorn. Vektorerna för de angivna sexton parametrarna multipliceras med de givna värdena för matrisen, som inkluderar 10 rader och 16 kolumner, för att erhålla tio koefficienter (c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, och c10) för att bestämma tio värden för svängningarna ... Oscillationsvärdena multipliceras med en faktor för att erhålla förstärkta oscillationer. Om vibrationsvektorerna betecknas som w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9 och w10, och koefficienterna är c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, och c10, då kommer den beräknade signalen för huvudrotoraxelns skjuvkraft att skrivas i formen:

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

Skjuvkraftens amplitud och fas beräknas genom Fouriertransformationen.

Ett känt system för att samla in data, övervaka och diagnostisera det tekniska tillståndet för helikopterpropellerdrivenheter (RF -patent för uppfinning nr 2519583, publ. 27/02/2014, IPC B64D 45/00), inklusive piezoelektriska vibrationssensorer, som är installerade på kroppen, åtminstone en av helikopterns rotordrivningsenheter och är placerade så att de får data med fullständighet som är tillräcklig för att diagnostisera det tekniska tillståndet för delar, enheter på minst en rotordrivningsenhet i en fungerande helikopter och en inbyggd elektronisk enhet. Den elektroniska enheten är ansluten till vibrationssensorernas utgångar och är gjord med möjlighet till digital behandling av vibrationssignaler, kontroll och implementering av insamling, primär bearbetning och utvärdering av parametrarna för signaler från enskilda sensorer och / eller deras kombinationer, ackumulering av sensordata och deras lagring på externa och / eller flyttbara medier som är lämpliga för datoravläsning och sekundär behandling under markbundna förhållanden. Effektiviteten av datainsamling, informationsinnehållet i övervakning och diagnostik av det tekniska tillståndet för propellerdrivenheterna i en operativ helikopter ökar.

Nackdelen med detta styrsystem är omöjligheten att göra en entydig slutsats om nivån på utmattningsspänningar i helikopteraggregaten, inklusive rotoraxeln, baserat på vibrationer som mäts under flygning. Nackdelen är också behovet av att installera sensorer och elektroniska enheter på helikoptrar, den tid som krävs för sekundär databehandling i markförhållanden.

Det finns en känd metod för att driva en helikopter (RF -patent nr 2543111, publ. 27/02/2015, IPC В64С 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), som består i att under varje flygning övervakas själva dragkraften för helikopterens huvudrotor och Innan helikopteroperationen startas samlas inledande data om egenskaperna hos motorerna i kraftverket i enlighet med blanketterna och initiala data samlas in på huvudstorlekens storlek rotortryck under kontroll svävande av helikoptern. Under hela helikopteroperationen samlas och registreras de faktiska uppgifterna om storleken på huvudrotorn i helikopterns svävande lägen, statistiska data om huvudrotorns dragkraft jämförs med de initiala värdena med hjälp av ett på -borddatavärde, genereras en signal till monitorn med hjälp av en fordonsdator om behovet av att justera motorparametrarna till värden som ger en avvikelse från rotorns dragkraft inom 0,5% av det ursprungliga värdet. Regleringen av motorparametrarna utförs antingen i automatiskt läge eller av servicepersonal på marken. EFFEKT: ökad effektivitet för helikopterapplikationer.

Nackdelen med denna arbetsmetod är omöjligheten att bestämma nivån på utmattningsspänningar på rotoraxeln baserat på de erhållna resultaten, eftersom utmattningsspänningarna på den bestäms av böjspänningar. Nackdelen är också behovet av att installera sensorer och elektroniska enheter på helikoptrar, den tid som krävs för sekundär databehandling i markförhållanden. En nackdel är också behovet av att samla in inledande data om egenskaperna hos motorerna i kraftverket i enlighet med blanketterna och samla de initiala uppgifterna om storleken på huvudrotorns dragkraft under styrning av helikoptern innan driften av helikoptern.

Som närmaste analog, US patent nr 2011112806, publ. 2011.05.12, IPC G06F 17/10. ÄMNE: uppfinning avser ett förfarande för att tillhandahålla information om ett kritiskt tillstånd hos en komponent i ett rotorfartyg, inklusive minst en motor som driver en rotor, inklusive en kåpa, en axel och ett flertal blad. En sensor för mätning av böjning och cykliska belastningar som verkar på en flygplansrotor inkluderar en beräkningsenhet utformad för att beräkna (a) huvudrotorns aktuella lagertemperatur med hjälp av den första beräkningsmodellen, (b) förutsäga lagertemperaturen med den första beräkningsmodellen , och (c) belastning på en vald komponent i rotorenheten med hjälp av en andra beräkningsmodell, konfigureras de första och andra beräkningsmodellerna för att beräkna det förutspådda respektive strömvärdet för lagertemperaturen och belastningen som verkar på vald komponent baserad på kontrollflygparametrarna; och en displayenhet för att i en enda skala visa en rörlig indikator som drivs av den högsta projicerade lagertemperaturen och belastningen på den valda komponenten. Displayen visar en annan rörlig indikator som drivs av den aktuella lagertemperaturen.

Nackdelen med prototypen är behovet av att installera externa sensorer, vilket medför vissa svårigheter, eftersom designen av seriella helikoptrar inte är anpassad för installation av externa sensorer, dessutom i procedurerna Underhåll och fältreparation, externa sensorer är inte helt integrerade med resten av flygutrustning, de kräver ytterligare manualer och manualer för teknisk drift och ytterligare utbildade specialister.

Målet med den föreslagna tekniska lösningen är att skapa en metod för att övervaka böjspänningar på rotoraxeln under hela flygtiden (från start till landning) för att identifiera axelutmattningsskador och för att förhindra nödsituationer.

Det tekniska resultatet är bestämning av återstående resurs och kontroll av tillåten lastnivå.

Det tekniska resultatet uppnås genom att metoden för att bestämma böjningsspänningar på en helikopters huvudrotoraxel med en torsionsbussning i huvudrotorn under flygning inkluderar mätning under hela flygtiden med hjälp av standardinstrument för övervakning av flygprestanda för helikoptern, beräknar belastningarna på huvudrotoraxeln med hjälp av en matematisk modell och signalerar om de överskrids, väljs och systematiseras signifikanta parametrar från antalet uppmätta prestandaegenskaper som har en direkt inverkan på rotoraxelns lastnivå, approximerande funktioner för signifikanta parametrar bestäms för att bestämma den slutliga funktionen av beroendet av spänningar i rotoraxeln σ (t) från de valda parametrarna för flygprestanda, de absoluta värdena för förändringstakten för swashplattans rotationsvinklar i längd- och tvärriktningen läggs till den slutliga funktionen:

Den föreslagna metoden gör det möjligt att bedöma laddningsnivån för rotoraxeln när som helst under dess flygning. Baserat på användningen av standardmedel för att övervaka parametrarna för en helikopterflygning gör det möjligt att bestämma nivån på böjspänningar under hela flygtiden, använda den för att registrera flygrestriktioner och informera besättningen om överskridande av den tillåtna lastnivån, som samt bestämma återstående livslängd.

I den påstådda uppfinningen görs en analys av villkoren för att motivera fastställandet av gränsvärden för särskilt kritiska diagnostiska särdrag i exemplet med att indikera de faktiska böjspänningarna för huvudrotoraxeln hos en enrotorhelikopter under flygning, i särskilt för ANSAT -helikoptrar.

Kärnan i uppfinningen ligger i det faktum att från antalet parametrar som övervakas under flygning väljs och systematiseras de parametrar som har en direkt inverkan på laddningsnivån för NV -axeln. De ungefärliga funktionerna för signifikanta parametrar bestäms för att bestämma den slutliga funktionen för beroendet av spänningarna i NV -axeln på de valda parametrarna för LTH. De absoluta värdena för förändringshastigheterna för swashplattans rotationsvinklar i längsgående och tvärgående riktningar läggs till den slutliga funktionen.

Ett flygförsök pågår. Valet av den kritiska parametern bestäms utifrån de nuvarande värdena för helikopterens prestandaegenskaper (LTH). För att göra detta är en töjningsmätare installerad på helikopterens axel och i verklig flygning värdena på spänningarna σ ist (t), liksom värdena på banparametrar mätt med standardmetoder för övervakning av parametrarna för helikopterflygningen, till exempel: översvängningsplattans längsgående och tvärgående lutningsvinkel, huvudrotorns totala delning, helikopterhastighet, helikopterhöjningsvinkel, helikopterrullningsvinkel, förändringshastighet för svängplattans lutningsvinkel i längsgående och tvärgående riktningar , etc.

Den preliminära analysen väljer parametrarna för de prestandaegenskaper som mest påverkar spänningarna på NV -axeln, för vilka graferna över förändringen i spänningen på axeln ritas beroende på värdena för parametrarna som registreras av standardstyrorganen , och korrelationskoefficienterna hittas och utvärderas för att filtrera parametrarna för prestandaegenskaperna.

LTC -banans parametrar med en korrelationskoefficient på mer än 0,2 väljs som signifikanta.

Ungefärliga kurvor (beroende av spänningar på rotoraxeln på de valda parametrarna för flygegenskaperna) konstrueras och ett ekvationssystem utarbetas för att bestämma approximationen av funktionen för böjspänning i tid σ calc (t):

och motsvarande viktkoefficienter A1, A2, A3, ..., An finns.

Koefficienterna A1, A2, A3 hittas genom polynom approximation med hjälp av metoden för minst kvadrater (för en specifik helikopter med specifika flygegenskaper).

Den slutliga formeln har formen:

där Dprod är svängplattans lutningsvinkel i längdriktningen,

Dpop - lutningsvinkeln för swashplattan i tvärriktningen,

Dosh - vanlig rotor för huvudrotorn,

X n - andra betydande parametrar för flygprestanda,

- det absoluta värdet av förändringshastigheten för swashplattans rotationsvinkel i längdriktningen,

- det absoluta värdet av förändringshastigheten i svängplattans rotationsvinkel i tvärriktningen.

Beräkningen av böjspänningen för helikopterns rotoraxel utförs i realtid under hela flygtiden i beräkningsenheten på fordonsbasen baserad på det programmerade programmet. När den säkra spänningsnivån överskrids, larmas piloten och beräkningen av den förbrukade resursen i timmar börjar enligt formeln:

där Pr är den skada som orsakas av att spänningsnivån överstiger den säkra;

Fre. - skada per timme av en typisk flygning, tas vid beräkning av resursen för normala driftförhållanden.

Skador som orsakas av att spänningsnivån överskrider den säkra Pr bestäms med följande metod:

För varje belastningsnivå som överstiger den säkra, med hjälp av utmattningskurvan (kurvan tas från huvudrotoraxelns utmattningstestresultat) bestäms motsvarande antal cykler till fel (Ni);

Skada som uppstår genom att spänningsnivån överskrider den säkra Pd definieras som förhållandet mellan antalet cykler på denna nivå och antalet cykler till fel (Ni).

Efter varje flygning beräknas den förbrukade resursen hos huvudrotoraxeln. Om den maximala lastnivån inte överskridits, är den förbrukade huvudrotoraxelresursen lika med den faktiska flygtiden; om den säkra lastnivån överskreds, läggs den tid som bestäms av metoden som beskrivs ovan till den faktiska flygtiden.

Eftersom det alltid finns en mätprocedur som är nödvändig för att få tillförlitlig information för varje diagnostisk funktion, är det därför också nödvändigt att ta hänsyn till de oundvikliga mätfelen för varje diagnostisk funktion. Beslutet att överskrida eller inte överskrida gränsvärdena bör också fattas med beaktande av den övre (eller nedre) toleransen för gränsstaternas region.

Ett visst gränsvärde för σ CR bör ställas in, vilket överskrider vilket medför en snabb utmattning av rotoraxelns utmattningsliv och dess eventuella förstörelse under den efterföljande flygtiden. Eftersom denna parameter, eller diagnosfunktion, är särskilt kritisk, är det nödvändigt att visa dess nuvarande värde i sittbrunnen. Låt oss beteckna som - tillåtet med indikatorvärdet för det aktuella uppmätta värdet σf.

Det faktiska strömvärdet för σph kan representeras som en summa:

där mσ - förväntat värde böjspänningar i den mest laddade sektionen av rotoraxeln i det övervägda flygläget, är Δσ avvikelsen för det faktiska värdet av σf från dess matematiska förväntning.

Beskrivning av implementeringen av uppfinningen

Praktisk bestämning av parametrar som påverkar axelbelastningen.

1. Ett flygförsök utfördes på en helikopter med ett enrotors ANSAT-schema, under vilket värdena på böjbelastningar mättes vid ett specifikt tidsintervall med hjälp av en töjningsmätare monterad på huvudrotoraxeln. Det experimentella beroendet σ ist (t) visas i fig. 1 (kurva 1). Detta beroende erhölls för ett typiskt flygläge, som inkluderar följande lägen:

a) Svävar (inklusive svängvarv)

b) Överklockning

c) Låga hastigheter på marken

d) Klättra

e) Horisontell flygning med olika hastigheter

f) Böjningar

g) Motorplanering

h) Bromsning

Under flygningen mättes följande banparametrar i tid med hjälp av helikopterens standardkontrollanläggningar.

1. Hastighet, måttenhet km / h.

Den mättes med enheten "Hastighetsindikator USVITs-350 med digital utgång". Felet i den digitala signalutmatningen för den aktuella indikerade hastigheten under normala klimatförhållanden vid insignalernas nominella värden överstiger inte ± 6 km / h.

2. Höjd, måttenhet m.

Mätt med instrument:

- "Höjdindikator VMC -10" - mekanisk höjdmätare med digital utgång. Felet i den digitala signalen för den relativa flyghöjden, variationen i avläsningarna med atmosfärstrycket inställd på mätaren 760 mm Hg. (1013 hPa) under normala klimatförhållanden, beroende på höjden, är: från ± 10 m (vid en höjd av Ohm) till ± 30 m (på en höjd av 6000 m);

-"Radiohöjdmätare A-053-05.02"-en luftburet radarstation med kontinuerligt utsläpp av frekvensmodulerade radiovågor. Höjdmätningsfel när du flyger över någon slät yta (landningsbanetyp) med horisontell hastighet upp till 120 m / s och vertikal hastighet högst 8 m / s vid rullnings- och stigningsvinklar upp till ± 20 ° i höjdintervallet från 0 till 1500 m i 95% höjdmätningar, m: med digital utgång 0,45 eller ± 0,02N (beroende på vilket som är störst).

3. Helikopterens rullningsvinkel och stigningsvinkel, grader.

Den mäts med "Aviogorizont AGB -96D" -enheten - den ger ut rull- och tonhöjningssignaler från helikoptern. Attitydindikatorn fel i rullning och tonhöjd på en vibrerande bas är högst ± 2,5 °.

4. Kontrollernas position, måttenheten är grader.

Det mäts med enheten "Potentiometriska tvåkanals lägesgivare för kontrollerna DP-M". Mätfel ± 30 ".

5. Placering av styrdrevens utgångslänkar (stavar) (svängplattans lutningsvinklar i längsgående och tvärriktning) RP-14, mm.

Det mäts med enheten "Potentiometriska sensorer MU-615A serie 1". Vinkelmätfel under normala förhållanden: ± 2% av det nominella mätområdet.

6. Vinkelhastigheter, rad / s.

Mätt med enheten "Block av primära informationssensorer BDPI -09" - ger information om projektionerna av vektorerna för vinkelhastighet och linjär acceleration.

Figurerna 2-7 visar beroende av spänningarna på rotoraxeln på de uppmätta parametrarna. Listan över de angivna parametrarna är inte begränsad till de angivna parametrarna och beror på den specifika helikoptern.

Under experimentet mättes följande parametrar över tiden:

σ (t) är böjspänningens värde över tid, mätt med en töjningsmätare på axeln,

Dprod (t) - svängplattans lutningsvinkel i längdriktningen,

Dpop (t) - svängplattans lutningsvinkel i tvärriktningen,

Dosh (t) - huvudrotorns gemensamma tonhöjd,

V (t) - helikopterhastighet,

f t (t) är helikopterens stigningsvinkel,

f till (t) - helikopterens rullningsvinkel.

Korrelationskoefficienterna bestäms för varje parameter

Alla parametrar (korrelationskoefficient> 0,2) valdes signifikanta och för dem konstruerades ungefärliga kurvor och ekvationer upprättades för varje tidpunkt och för varje parameter:

Enligt de utvalda signifikanta parametrarna tar slutformeln formen:

Koefficienterna A1, A2, A3, A4, A5, A6 hittas genom att lösa matrisekvationen:

De beräknade värdena för böjspänning visas i figur 1 (kurva σ calc (t)).

Den föreslagna metoden gör det möjligt att bedöma lastningsnivån för NV -axeln när som helst under dess flygning. Baserat på användningen av standardmedel för att övervaka parametrarna för en helikopterflygning gör det möjligt att bestämma nivån på böjspänningar under hela flygtiden, använda den för att registrera flygrestriktioner och informera besättningen om överskridande av den tillåtna lastnivån, som samt bestämma återstående livslängd.

1. En metod för att bestämma böjningsspänningar vid flygning på en helikopters huvudrotoraxel med en huvudrotors torsionsbussning, inklusive mätning under hela flygtiden med standardmetoder för att övervaka helikopterens flygprestanda, beräkna belastningarna på huvudet rotoraxel med hjälp av en matematisk modell och signalering om överskott, kännetecknat av att från antalet uppmätta prestandaegenskaper väljs och systematiseras signifikanta parametrar som har en direkt inverkan på belastningsnivån för huvudrotoraxeln, ungefärliga funktioner av betydande parametrar är bestäms för att bestämma den slutliga funktionen av beroendet av spänningar i huvudrotoraxeln σ (t) på de valda flygprestandaparametrarna, de absoluta värdena för förändringshastigheterna i swashplattans rotationsvinklar i längsgående och tvärgående anvisningar läggs till i den slutliga funktionen:

2. Metod för att under flygning bestämma böjspänningarna på en helikopters huvudrotoraxel med en huvudrotors torsionsbussning enligt krav 1, kännetecknad av att för att bestämma prestandaparametrarnas betydelse, beror spänningarna på huvudströmmen rotoraxel på de valda parametrarna konstrueras och koefficienterna beräknas och utvärderas korrelation.

3. Metod för att bestämma böjspänningar vid flygning på en helikopters huvudrotoraxel med en huvudrotors torsionsbussning enligt krav 2, kännetecknad av att parametrarnas betydelse bestäms av värdet av korrelationskoefficienten> 0,2.

Liknande patent:

Uppfinningen avser området maskinteknik, huvudsakligen flygmotorbyggnad, och i synnerhet ett förfarande för bestämning av turbinrotorbladens fysiska och mekaniska tillstånd högt tryck(TVD), särskilt bladets spänningstillstånd.

Uppfinningen avser teknisk diagnostik av hydrauliska kraftöverföringar av självgående maskiner. Metoden för att bedöma kvaliteten på hydrauliska kopplingars arbete vid växling av hydrofibrerade växellådor utförs utan att avbryta kraftflödet i växlarna under deras växling.

Uppfinningen avser mätutrustning och kan användas vid drift av elektriska motorer och annan utrustning med lagersammansättningar för att bestämma lagrenas nuvarande tillstånd och förutse resursen efter en viss tid från driftens början.

Uppfinningen avser mätutrustning och kan användas för att bestämma den axiella belastningen på kullagerets rotorlager, samt för att bestämma och styra de naturliga vibrationsfrekvenserna för rotorerna hos små mekanismer och anordningar.

Uppfinningen avser mätteknik, i synnerhet medel och metoder för mätning av kolvringens lumen. Vid implementering av metoden kläms den öppna kolvringen fast i perifeririktningen med hjälp av en hjälpanordning med maximal fogförslutning och lumenens ogenomtränglighet bestäms med hjälp av optiska medel.

Introduktion

Helikopterdesign är en komplex, utvecklande process som är indelad i sammanhängande designstadier och stadier. Flygplanet som skapas måste uppfylla de tekniska kraven och uppfylla de tekniska och ekonomiska egenskaper som anges i konstruktionsspecifikationen. Uppdragsvillkoren innehåller den inledande beskrivningen av helikoptern och dess flygprestandaegenskaper som säkerställer hög ekonomisk effektivitet och konkurrenskraft hos den konstruerade maskinen, nämligen: bärighet, flyghastighet, räckvidd, statiskt och dynamiskt tak, resurs, hållbarhet och kostnad.

Uppdragsvillkoren specificeras i fasen av fördesignforskning, under vilken patentsökning, analys av befintliga tekniska lösningar, forsknings- och utvecklingsarbete utförs. Huvuduppgiften för fördesignforskning är sökning och experimentell verifiering av nya principer för funktionen hos det designade objektet och dess element.

I fasen av den preliminära konstruktionen väljs det aerodynamiska schemat, helikopterens utseende bildas och huvudparametrarna beräknas för att säkerställa uppnåendet av de angivna flygprestandaegenskaperna. Dessa parametrar inkluderar: massan av helikoptern, framdrivningssystemets kraft, huvud- och svansrotorns dimensioner, bränslemassa, instrumentalmassa och specialutrustning. Beräkningsresultaten används vid utvecklingen av helikopterens layout och sammanställningen av justeringsbladet för att bestämma positionen för masscentrum.

Utformningen av enskilda enheter och sammansättningar av helikoptern, med hänsyn till de valda tekniska lösningarna, utförs på utvecklingsstadiet tekniskt projekt... I det här fallet måste parametrarna för de designade enheterna uppfylla de värden som motsvarar utkastsdesignen. Några av parametrarna kan förfinas för att optimera designen. Under teknisk design utförs aerodynamisk styrka och kinematiska beräkningar av enheter, urval av konstruktionsmaterial och konstruktionsscheman.

I arbetsprojektets skede utförs utformningen av arbets- och monteringsritningar av helikoptern, specifikationer, plocklistor och annan teknisk dokumentation i enlighet med de accepterade standarderna

Det här dokumentet presenterar en metod för beräkning av parametrarna för en helikopter i den preliminära designstadiet, som används för att slutföra ett kursprojekt inom disciplinen "Design av helikoptrar".

1. Beräkning av startvikten för den första approximationshelikoptern

2. Beräkning av parametrarna för helikopterns huvudrotor

2.1 Radius R, m, huvudrotorn i en helrotor med en rotor beräknas med formeln:

g- tyngdacceleration, lika med 9,81 m / s 2;

sid- specifik belastning på området som sopas av rotorn,

sid =3,14.

Specifikt lastvärde sid området som sveps bort av skruven väljs enligt rekommendationerna i arbetet / 1 /: var sid = 280

Vi tar rotorns radie lika med R = 7.9

Vinkelhastighet w, s -1, begränsas rotationen av huvudrotorn av värdet på periferihastigheten w R bladens ändar, vilket beror på startvikten

2.2 Relativ lufttäthet på statiska och dynamiska tak

2.3 Beräkning av den ekonomiska hastigheten på marken och vid det dynamiska taket

Det relativa området bestäms

Värdet av den ekonomiska hastigheten på marken beräknas V s, km / h:

var I

Värdet av den ekonomiska hastigheten vid det dynamiska taket beräknas V dekanus, km / h:

var I= 1,09 ... 1,10 är induktionskoefficienten.

2.4 De relativa värdena för det maximala och ekonomiska på det dynamiska taket för de horisontella flyghastigheterna beräknas:

var V max= 250 km / h och V dekanus= 182,298 km / h - flyghastighet;

w R= 232 m / s - bladens periferihastighet.

2.5 Beräkning av tillåtet förhållande mellan dragkraft och rotorfyllning för maximal hastighet på marken och för ekonomisk hastighet vid ett dynamiskt tak:

2.6 Huvudrotorkraftkoefficienter i marken och vid det dynamiska taket:

2.7 Beräkning av rotorfyllningen:

Fyllning av huvudrotor s beräknat för fall av flygning vid maximala och ekonomiska hastigheter:

Som ett beräknat fyllnadsvärde s huvudrotorn är det största värdet av s Vmax och s V dekanus .

G.V. Makhotkin

Propeller design

Luftpropeller har fått rykte som en ersättningsbar framdrivningsanordning för höghastighetsflytbåtar som arbetar i grunt och igenvuxet vatten, liksom för amfibiska snöskotrar som måste arbeta på snö, is och vatten. Vi har redan samlat stor erfarenhet både i vårt land och utomlands. propellerapplikationer på höghastighets småbåtar och amfibier... Så, sedan 1964 i vårt land, har amfibiska snöskotrar (Fig. 1) KB im. A. N. Tupolev. I USA drivs flera tiotusentals flygbåtar, som amerikanerna kallar dem, i Florida.

Problemet med att skapa en höghastighets grundbåt med en propeller fortsätter att intressera våra amatörvarvsbyggare. Den mest tillgängliga effekten för dem är 20-30 liter. med. Därför kommer vi att överväga de viktigaste frågorna för att designa en luftdrivningsenhet med förväntan på just en sådan effekt.

Grundlig bestämning av geometriska dimensioner propeller gör att du kan utnyttja motoreffekten fullt ut och få ett drag nära maximalt med tillgänglig effekt. I detta fall kommer det korrekta valet av skruvdiametern att vara av särskild betydelse, på vilket inte bara propellerns effektivitet beror i många avseenden, utan också ljudnivån, som direkt bestäms av storleken på periferihastigheterna.

Studier av beroende av dragkraft på körhastighet har fastställt att för genomförandet av propellerns kapacitet med en effekt på 25 liter. med. den måste ha en diameter på cirka 2 m. För att säkerställa den lägsta energiförbrukningen måste luft kastas tillbaka av en stråle med en större tvärsnittsyta; i vårt speciella fall kommer området som sopas av skruven att vara cirka 3 m². Minska propellerns diameter till 1 m för att minska bullernivån kommer att minska arean som sopas av propellern med 4 gånger, och detta, trots ökningen av hastigheten i strålen, kommer att orsaka en minskning av dragkraften vid förtöjningslinjer med 37% . Tyvärr är det inte möjligt att kompensera för denna minskning av dragkraften antingen steg för steg, eller med antalet blad, eller med deras bredd.

Med en ökning av rörelsehastigheten minskar förlusten i dragkraft från en minskning av diametern; sålunda ökar hastigheterna så att mindre propellrar kan användas. För propellrar med en diameter på 1 och 2 m, som ger maximal dragkraft vid förtöjningen, med en hastighet av 90 km / h, blir tryckvärdena lika. Att öka diametern till 2,5 m, öka dragkraften vid förtöjningen ger bara en liten ökning av dragkraften vid hastigheter över 50 km / h. I allmänhet har varje intervall av hastigheter (vid en viss motoreffekt) sin egen optimala skruvdiameter. Med en ökning av effekten vid en konstant hastighet ökar den optimala diametern när det gäller effektivitet.

Såsom följer av vad som visas i fig. 2 grafer är propellerns dragkraft med en diameter på 1 m större än dragkraften från vattenpropellern (standard) på utombordsmotorn "Neptune-23" eller "Privet-22" vid hastigheter över 55 km / h, och propellern med en diameter på 2 m - redan vid hastigheter över 30 -35 km / h. Beräkningar visar att vid en hastighet av 50 km / h kommer kilometerns bränsleförbrukning för en motor med en propeller med en diameter på 2 m att vara 20-25% mindre än den mest ekonomiska utombordsmotorn "Privet-22".

Valet av propellerelement enligt de angivna graferna är följande. Propellerns diameter bestäms beroende på erforderlig dragkraft vid förtöjningen kl given makt på skruvaxeln. Om motorbåtens drift är tänkt att vara i befolkade områden eller områden där det finns bullerbegränsningar, kommer den acceptabla (för idag) ljudnivån att motsvara periferihastigheten - 160-180 m / s. Efter att ha fastställt, på grundval av denna villkorliga norm och skruvens diameter, det maximala antalet varv, fastställer vi utväxlingen från motoraxeln till skruvaxeln.

För en diameter på 2 m är den tillåtna ljudnivån cirka 1500 varv / min (för en diameter på 1 m - cirka 3000 varv / min); sålunda kommer växelförhållandet vid ett motorvarvtal på 4500 rpm att vara cirka 3 (för en diameter på 1 m - cirka 1,5).

Med hjälp av grafen i fig. 3, kommer du att kunna bestämma propellerns dragkraft om propellerdiametern och motoreffekten redan har valts. För vårt exempel väljs motorn med den mest tillgängliga effekten - 25 hk. med., och propellerns diameter - 2 m. För detta fall är dragkraftens storlek 110 kg.

Bristen på pålitliga växellådor är kanske det största hindret att övervinna. Som regel är kedje- och remdrivningar gjorda av amatörer under hantverksmässiga förhållanden opålitliga och har låg effektivitet. Tvingad installation direkt på motoraxeln leder till behovet av att minska diametern och följaktligen minska propellerns effektivitet.

För att bestämma bladets bredd och stigning, använd nomogrammet som visas i fig. 4. På den horisontella högerskalan, från den punkt som motsvarar kraften på skruvaxeln, rita en vertikal linje tills den skär med kurvan som motsvarar den tidigare hittade skruvdiametern. Från skärningspunkten, dra en horisontell linje till skärningspunkten med vertikalen från en punkt på vänster skala för antalet varv. Det resulterande värdet bestämmer täckningen för den propeller som konstrueras (flygplanstillverkare kallar förhållandet mellan summan av bladens bredd och diametern).

För tvåbladiga propellrar är täckningen lika med förhållandet mellan bladbredden och propellerradien R. Över täckningsvärdena anges värdena för de optimala propellerhöjningarna. För vårt exempel erhålls följande: täckning σ = 0,165 och relativ stigning (förhållande mellan stigning till diameter) h = 0,52. För en skruv med en diameter på 1 m σ = 0,50 m och h = 0,65. En propeller med en diameter på 2 m bör vara 2-bladig med en bladbredd på 16,5% R, eftersom täckningen är liten; en propeller med en diameter på 1 m kan vara 6-bladig med en bladbredd på 50: 3 = 16,6% R eller 4-bladig med en bladbredd på 50: 2 = 25% R. En ökning av antalet blad kommer att ger en ytterligare minskning av ljudnivån.

Med tillräcklig noggrannhet kan man anta att propellerns avstånd inte beror på antalet blad. Vi ger de geometriska måtten på ett träblad med en bredd på 16,5% R. Alla mått på ritningen fig. 5 ges i procent av radien. Exempelvis är sektion D 16,4% R, belägen vid 60% R. Avsnittets ackord är uppdelat i 10 lika delar, det vill säga 1,64% R vardera; strumpan bryts igenom 0,82% R. Profilordinaten i millimeter bestäms genom att multiplicera radien med det procentuella värde som motsvarar varje ordinat, det vill säga med 1,278; 1690; 2.046 ... 0.548.

Vi inledde ett samtal igår med, i ljuset tvister och diskussioner om det indiska anbudet... Låt oss nu ta en snabb titt på konkurrenten, vår Mi-26, och sedan jämföra de två helikoptrarna.

Att designa en tung rotorcraft på M.L. Milen började med en sökning efter den mest optimala layouten och layouten. Som med skapandet av V-12, övervägdes tre scheman: enkelskruv och två tvillingskruv-tvärgående och längsgående. Inledningsvis beslutades att använda huvudenheterna från Mi-6 och V-12 för de nya maskinerna: blad-för en helrotor med en rotor; blad, huvudväxellådor och styrsystemsförstärkare - för tvårotorhelikoptrar; och från Mi-8: blad-för en tvärgående helikopter med huvudrotorer på 23 m. Följande alternativ studerades: en enkelrotorhelikopter med en huvudrotor på 35 m; tvärskruv tvärgående schema med skruvar med en diameter på 23 och 35 m; längsgående dubbelskruvskonfiguration med 35 m rotorer. De hade dock alla samma nackdelar - inkonsekvens av parametrar uppdragsvillkor, låg returvikt och hög startvikt och därför låga prestandaegenskaper.

Företagets analytiker kom fram till att för att lösa problemet är det inte tillräckligt att begränsa oss till valet av optimala parametrar - okonventionella designmetoder behövs. Samtidigt var det nödvändigt att överge både användningen av seriella enheter och användningen av allmänt accepterade designlösningar.

Det tunga helikopterprojektet fick en ny beteckning Mi-26 eller "produkt 90". Efter att ha fått ett positivt yttrande från NII -kartan, personal vid MVZ im. M.L. Mil "" i augusti 1971 började utveckla en preliminär design, som slutfördes tre månader senare. Vid den här tiden gjorde den militära kunden ändringar av de tekniska kraven för helikoptern - ökade massan av den maximala nyttolasten från 15 till 18 ton. Projektet gjordes om. Mi-26-helikoptern, liksom sin föregångare Mi-6, var avsedd för transport olika typer militär utrustning, leverans av ammunition, mat, utrustning och annan materiel, överföring av militära enheter inom fronten med militär utrustning och vapen, evakuering av sjuka och sårade och, i enskilda fall, för landning av taktiska attackstyrkor.

Mi-26 var den första ryska helikoptern av den nya tredje generationen. Sådana rotorcraft utvecklades i slutet av 60 -talet - början av 70 -talet. av många utländska företag och skilde sig från sina föregångare vad gäller förbättrade tekniska och ekonomiska indikatorer, främst vad gäller transporteffektivitet. Men parametrarna för Mi-26 översteg betydligt både inhemska och utländska indikatorer för helikoptrar med lastutrymme. Vikteffektiviteten var 50% (istället för 34% för Mi-6), bränsleeffektiviteten var 0,62 kg / (t * km). Med praktiskt taget samma geometriska dimensioner som Mi-6, ny apparat hade dubbelt så mycket nyttolast och betydligt bättre flygprestanda. Fördubblingen av nyttolasten hade nästan ingen effekt på helikopterens startvikt.

Luftindustriministeriets vetenskapliga och tekniska råd godkände den preliminära designen av Mi-26 i december 1971. Luftjättens design innebar en stor mängd forskning, design och tekniskt arbete samt utveckling av ny utrustning . V kort tid det var tänkt att skapa och bygga enheter och system med låga relativa massor och höga resurser, en bänkbas, testkomponenter och sammansättningar, studera egenskaperna hos strukturer gjorda av nya material, studera nya bladprofiler, aerodynamiska egenskaper hos en helikopter, stabilitet i lätta blad etc. I detta avseende, "" MVZ im. M.L. Mil "" lockade till nära samarbete TsAGI, LII, VIAM, NIAT, TsIAM och andra organisationer.

1972 "" MVZ im. M.L. Mil "" fick positiva åsikter från luftfartsindustrins institut och kunden. Av de två förslag som presenterades för flygvapnets kommando: Mi-26 och rotorbåten som utvecklats av Ukhtomsk helikopteranläggning valde militären Milev-flygplanet. Ett viktigt steg i utformningen av helikoptern var kompetent förberedelse av den tekniska uppgiften. Kunden krävde inledningsvis installation av en hjuldrift, tunga vapen, försegling av lastutrymmet på helikoptern, vilket säkerställde driften av motorer på fordonsbränslen och liknande förbättringar, vilket medför en betydande viktning av strukturen. Ingenjörerna fann en rimlig kompromiss - mindre krav avvisades och de viktigaste uppfylldes. Som ett resultat gjordes en ny cockpit -layout som gjorde det möjligt att öka besättningen från fyra till fem personer; lastrumets höjd, till skillnad från det ursprungliga projektet, har blivit densamma längs hela dess längd. Utformningen av vissa andra delar av helikoptern har också genomgått förbättringar.

1974 bildades utseendet på den tunga Mi-26-helikoptern nästan helt. Den hade en klassisk layout för Mil transporthelikoptrar: nästan alla kraftverkssystem var placerade ovanför lastutrymmet; motorerna framåt i förhållande till huvudväxellådan och sittbrunnen i fören balanserade svansdelen. Vid utformning av en helikopter, för första gången, beräknades flygkroppskonturerna genom att specificera ytor med andra ordningens kurvor, tack vare vilken halvmetallen halvmonokockskrov i Mi-26 fick sina karakteristiska strömlinjeformade "delfinliknande" former . I sin konstruktion var det initialt tänkt att använda panelenhet och limmade fogar på ramen.

I den främre flygkroppen på Mi-26, förseglad och utrustad med ett luftkonditioneringssystem, fanns en rymlig och bekväm cockpit med säten för befälhavaren (vänsterpilot), högerpilot, navigator och flygutrustning, samt en cockpit för fyra personer som följer med lasten och den femte besättningsmedlemmen. - flygmekaniker. På stugornas sidor fanns blåsluckor för nödflykt från helikoptern samt pansarplattor. Under golvet i stugorna fanns fack för navigations- och radiokommunikationsutrustning, livsstödssystem och extrautrustning kraftpunkt- gasturbinenhet TA-8A, som tillhandahåller autonom start av motorer, strömförsörjning av lastnings- och lossningsmekanismer och andra system. En navigationsradar var placerad under den radiotransparenta kåpan i fören.

Den centrala delen av flygkroppen upptogs av ett rymligt lastutrymme med ett bakre fack som passerade in i svansbommen. Hyttens längd var 12,1 m (med en stege - 15 m), bredden var 3,2 m och höjden varierade från 2,95 till 3,17 m. 20 ton, utformad för att utrusta en motoriserad gevärsavdelning, till exempel ett infanteri stridsfordon , självgående haubits, pansarspaningsfordon m.m. Lastning av utrustning utfördes av egen kraft genom lastluckan på flygkroppens baksida, utrustad med två nedfällbara sidoflikar och en fallande landgång med podraps. Landgången och skärmkontrollen var hydraulisk. För mekanisering av lastnings- och lossningsoperationer var lastutrymmet utrustat med två LG-1500 elektriska vinschar och en telpher-enhet som tillhandahåller lastning, lossning och transport längs kabinen för laster upp till 5 ton, samt åtdragning av icke-självhjuliga hjul -driven utrustning. Lastning av passagerare eller lätt last kan dessutom utföras genom tre landgångsdörrar längs flygkroppens sidor. I landningsversionen bar Mi-26 82 soldater eller 68 fallskärmsjägare. Specialutrustning gjorde det möjligt att förvandla helikoptern till en ambulans för att transportera 60 sårade på bårar och tre medföljande sjukvårdare inom några timmar. Överdimensionerad last som väger upp till 20 ton kan transporteras på en yttre lyftsele. Dess enheter var placerade i strukturen på det bärande golvet, så att demontering av systemet inte krävdes vid transport av gods inuti flygkroppen. Bakom lastluckan passerade flygkroppen smidigt in i svansbommen med en profilerad ändkol och stabilisator.

Åtta huvudbränsletankar med en total kapacitet på 12 000 liter placerades under lastgolvet i flygkroppen. I färjeversionen kunde ytterligare fyra tankar med en total kapacitet på 14800 liter installeras i lastutrymmet Mi-26. Ovanför, ovanför lastutrymmet, fanns det fack för motorerna, huvudväxellådan och två bränsletankar. Svampformade dammskyddsanordningar installerades vid ingångarna till motorns luftintag. Förbrukningsbara bränsletankar och motorer skyddades av rustning.

För att säkerställa de planerade små värdena för massan av enheter och delar av Mi-26, som arbetar vid höga belastningar, och den erforderliga styrkan och tillförlitligheten, konstruerade OKB och pilotproduktionen "" MVZ im. M.L. Milya "" byggde över 70 testställningar, inklusive sådana unika som ett stativ för re-statiska tester av flygkroppen och chassit genom metoden att "tappa" en fullskalig produkt, ett slutet stativ för att testa huvudväxellådan, en hel -skalstativ för testning av en helikopters kraft- och bärande system, ett stativ preliminära statiska tester och finjustering av flygkroppsfacken, en statisk testbänk för flygkroppens baksida. När man testade flygkroppen uppnåddes den nödvändiga styrkan genom att konsekvent identifiera svaga punkter och stärka dem. Som ett resultat överträffade Mi-26 föregångaren när det gäller lastutrymme volym och nyttolastmassa med nästan två gånger, medan flygkroppsmassan förblev oförändrad. Stativ skapades också för att testa växellådor och axlar på svansöverföringen och enskilda delar av huvudväxellådan, dynamiska tester av bladen, kombinerade tester av bussningarnas ledningar och rumpdelarna på huvud- och svansrotorblad, etc. utfördes. Resultaten av bänkprov togs omedelbart i beaktande vid utformning av enheter och system.

Den primära uppgiften vid designen av Mi-26, liksom alla andra roterande flygplan, var skapandet av en modern huvudrotor med låg massa och hög aerodynamik och styrkaegenskaper. Vid utvecklingen av Mi-26-knivarna förlitade sig OKB-ingenjörerna på en stor erfarenhet av konstruktion och drift av blad med stålstång och aluminiumlegering. Liten erfarenhet av att använda glasfiber i blad av denna storlek ledde till designernas beslut att inte använda det som huvudmaterial för en så stor propeller. Stålsparren gav en mycket högre utmattningsstyrka. Dessutom hade vid denna tidpunkt en unik teknik för tillverkning av stålspar med klackar för fastsättning på hylsan, tillverkats i ett stycke med röret, utvecklats. Den tunga helikopterns huvudrotorblad konstruerades på basis av en stålbult och en glasfiberformande struktur. Mellan det inre glasfiberskiktet och den yttre glasfiberbeklädnaden fanns glasfiberbälten och lättskum. Det bakre facket med glasfiberhud och bikakefyllmedel av nomexpapper limmades på ytterhuden. Varje blad var utrustat med ett pneumatiskt system för att detektera genom mikrosprickor i sparren vid bildningsstadiet. Forskning som genomförts tillsammans med TsAGI för att optimera bladens aerodynamiska layout har ökat propellerns effektivitet avsevärt. En experimentell uppsättning med fem dynamiskt liknande Mi-26-blad klarade preliminära tester 1975 på Mi-6 flyglaboratorium.

För första gången i helikopterteknikens historia designades den mycket laddade Mi-26-huvudrotorn med åtta blad. För att montera en sådan skruv måste hylshylsorna göras avtagbara. Fästningen av bladen på navet var traditionell, med hjälp av tre gångjärn, men i konstruktionen av det axiella gångjärnet, ingenjörerna på MVZ im. ML Mil "" introducerade en vridstång som uppfattar centrifugal belastning. Ett antal sammansättningar gjordes med metallfluoroplastiska lager. De vertikala lederna var utrustade med hydrauliska fjäderdämpare. För att minska rotornavets massa användes titan i dess konstruktion istället för stål. Allt detta gjorde det möjligt att skapa en åtta-bladig rotor med en dragkraft på 30% större och en massa på 2 ton mindre än den för den fembladiga Mi-6-propellern. De preliminära testerna av Mi-26-huvudrotorn som utfördes 1977 på Mi-6 flyglaboratorium bekräftade att parametern var korrekt, visade höga aerodynamiska egenskaper, frånvaron av olika instabilitet, låga vibrationer, måttlig spänningar i knivsparren och belastningsnivån i enheterna i bärsystemet inte överstiger den beräknade.

På Mi-26-helikoptern installerades en svansrotor med rotationsriktning, där det nedre bladet gick mot flödet. Helglasskivor av en halvbladig halvstyv svansrotor fästes på navet med hjälp av horisontella och axiella gångjärn med en vridstång. Knivarna på dess blad tillverkades först med handläggande tyg och sedan med en ny metod för maskinspirallindning. Trots den dubbla ökningen av svansrotorns dragkraft förblev dess massa densamma som Mi-6-propellerns. Huvud- och svansrotorbladen var utrustade med ett elektrotermiskt isbildningssystem. En erfaren svansrotor har klarat preliminära tester på Mi-6 flyglaboratorium. Förutom bladen användes glasfiber som ett konstruktionsmaterial vid tillverkningen av stabilisatorstången och några icke-kraftelement i flygplanskonstruktionen.

En av de svåraste uppgifterna var skapandet av huvudväxellådan, som skulle överföra effekt över 20 tusen hk. För alla Mil-helikoptrar, med undantag för Mi-1, designades huvudväxellådorna av motordesigners, och Mil Design Bureau utförde endast ett utkast till layout. När de arbetade med Mi-26 kunde framdrivningsdesignbyråerna inte skapa en huvudväxellåda designad för Mi-26-massan som projektledarna ställde in. Den unika huvudväxellådan utvecklades internt på kostnadsstället. Två kinematiska system övervägdes: den traditionella planetariska och en grundläggande ny flertrådad, tidigare inte använd i den inhemska helikopterindustrin. Studier har visat att det andra systemet kommer att ge betydande massvinster. Som ett resultat, trestegs huvudväxellåda VR-26, som överträffar R-7-växellådan som används på Mi-6 när det gäller överförd effekt nästan två gånger, och när det gäller utgångsmoment-mer än en och en halv gånger, visade sig vara tyngre än sin föregångare med bara 8,5%. Växellådan för huvudväxellådan var 62,5: 1.

Mi-26-chassit är en trehjuling, inklusive en främre och två huvudstöd, med tvåkammare stötdämpande fjäderben. Ett infällbart svansstöd installerades under ändbalken. För att underlätta och lossa var huvudlandningsstället utrustat med ett system för att ändra markfrigång.

Under utvecklingen av Mi-26 ägnades särskild uppmärksamhet åt att säkerställa baseringens autonomi, öka tillförlitligheten och användarvänligheten. Förekomsten av speciella stegar, huvar, manhål och luckor gjorde det möjligt att utföra markhantering av helikoptern och dess sammansättningar utan användning av speciella flygfältanläggningar.

Designbyråns konstruktörer slutförde konstruktionen av de flesta enheterna och systemen 1975. Samtidigt antog statskommissionen den slutgiltiga modellen för helikoptern och, i enlighet med regeringens dekret, började kostnadscentralens monteringsbutik bygga fullt -skalmodeller av Mi-26. V.V.Shutov utsågs till den nya ansvariga ledande designern. Den första kopian av helikoptern, monterad året efter, gick in i upprepade statiska och vibrationstester. I oktober 1977 slutfördes monteringen av den första flygmodellen före schemat, och den sista dagen i samma månad rullade traktorn ut den första Mi-26 från verkstaden till utvecklingsplatsen. Slutförandet av den ballastbelastade helikoptern och dess system på marken fortsatte i en och en halv månad. Monterade på bladen gjorde speciella lastflikar-moulinets det möjligt att kontrollera motorernas funktion i alla lägen utan helikopterbindning. Den 14 december 1977 rev testpilot G.R. Karapetian för första gången helikoptern av marken och utförde en tre minuters testning av system och sammansättningar i luften. I februari året därpå flög Mi-26 från fabriksplatsen till flygforskningsstationen MVZ, där det snart demonstrerades för kommandot av Sovjetunionens flygvapen.

Tillsammans med företagets pilot G.R. Karapetian deltog fabrikstestpiloterna G.V. Alferov och Yu.F. Chapaev aktivt i att finjustera den nya helikoptern. Huvudingenjörens uppgifter för flygprov utfördes av V.A. Izakson-Elizarov. I mitten av 1979 slutfördes fabrikstestprogrammet framgångsrikt. Representanter för kunden som deltog i dem gav en preliminär positiv slutsats om överensstämmelsen hos de erhållna flygprestandaegenskaperna med de angivna parametrarna. Rostov Helicopter Production Association (RVPO) började behärska serieproduktionen av Mi-26, och den första prototypen efter feldetektering och byte av vissa delar i slutet av oktober samma år presenterades för kunden för scen "A "av gemensamma statstester.

Statstesterna av Mi-26 ägde rum på rekordtid. Detta berodde på den stora förundersökningen och det experimentella arbetet som utfördes vid anläggningen. I etapp "A" mötte testarna bara ett problem - helikopterns laterala lågfrekventa svängningar i vissa flyglägen.

Felet eliminerades genom att byta kåporna på baksidan. Dessutom installerade konstruktörerna en ny uppsättning blad med en förbättrad aerodynamisk layout på prototypen. I maj 1979 gick den andra flygprototypen monterad vid pilotanläggningen i MVZ in i statliga tester, där driften av det externa fjädringssystemet, luftburna transporter, rigg, förtöjning och sanitär utrustning kontrollerades, och även placering av olika strider enheter i lastutrymmet utfördes. teknik. I april 1980 gick den andra Mi-26 in i Air Force Research Institute för den sista andra etappen "B" av statliga gemensamma tester, och den första enheten användes för att öva landningar i autorotationsläge. Det icke-motoriserade nedstignings- och landningsläget orsakade viss oro bland testarna på grund av huvudrotorns relativt låga vikt och den höga belastningen på den, men helikoptern visade en garanterad landningsförmåga med inaktiva motorer.

Under etapp B fanns det inga obehagliga överraskningar, förutom ett däck som en gång sprack. Under de statliga testerna gjorde båda helikoptrarna ett och ett halvt hundra flygningar och "gjorde" över 104 flygtimmar.

Statliga test slutade den 26 augusti 1980. I slutakten som undertecknades av kunden i oktober samma år stod det: ”Erfaren medium (enligt den tidens militära klassificering ansågs Mi-26 vara” genomsnittlig. ”- Författarens anmärkning) militära transporthelikopter Mi- 26 delstatens” B ”-test klarade ... Flygtekniska, strids- och operativa egenskaper motsvarar i princip de egenskaper som anges i resolutionen. Det statiska taket och den maximala lastmassan överstiger de som anges i TTT ... En erfaren militär transporthelikopter Mi-26 och dess komponenter, som fick en positiv bedömning enligt testresultaten, bör rekommenderas för att starta massproduktion och antagande av den sovjetiska armén. " Ett försök av amerikanska specialister från Boeing-Vertol-företaget, som utfördes samtidigt med de sovjetiska helikopterbyggarna, att skapa en roterande jätte som liknade parametrar som Mi-26 under HLH-programmet, slutade med misslyckande.

Således har erfarenheten av utveckling och testning av Mi-26-helikoptern visat att för det första utvecklingen av teorin och praktiken för helikopterkonstruktion gör det möjligt att utöka gränserna som begränsar helikopterens maximala massa; för det andra, ju större mängden arbete som utförs i de tidiga designstadierna, desto mer framgångsrik är sista etappen av helikoptern; och för det tredje kan testning av enheter, enskilda element och system vid läktare och flyglaboratorier före start av flygningar med den nya helikoptern avsevärt minska tiden för finjustering och flygprov samt öka säkerheten. Det bör noteras att detta var ett exempel på det mest framgångsrika och fruktbara samarbetet "" MVZ im. ML Mila "" med forskningsinstitutet och ledningen för flygvapnet.

I mitten av 80 -talet. den erfarna Mi-26 eftermonterades, i enlighet med resultaten av stridsanvändning av helikoptrar i Afghanistan, med ejektoravgaser, samt ett passivt luftvärnsförsvarssystem missilsystem... Den första serien Mi-26, som byggdes vid Rostovs helikopterproduktionsförening, tog fart den 25 oktober 1980. Den nya helikoptern ersattes av bestånden i Mi-6. Totalt byggdes cirka 310 Mi-26 helikoptrar i Rostov.

Leveranser av Mi-26-helikoptrar till separata transport- och stridsregementen från markstyrkornas luftfart, till regementen och skvadroner av gränstrupper började 1983. Efter flera års finjustering blev de tillförlitliga och älskade maskiner i armén. Kampanvändning av helikoptern började i Afghanistan. Helikoptrar som ingick i gränstruppernas 23: e luftregemente användes för att transportera gods, leverera förstärkningar och evakuera sårade. Det fanns inga stridsförluster. Mi-26 deltog i nästan alla väpnade konflikter i Kaukasus, inklusive två "tjetjenska" krig. I synnerhet var det på Mi-26 som den operativa leveransen av trupper och deras omplacering under striderna i Dagestan 1999 genomfördes. Förutom arméns luftfart och luftfart gick Mi-26-gränstrupperna in i luftenheterna i Rysslands inrikesministerium vid den tiden. Överallt har helikoptern visat sig vara en extremt pålitlig och ofta oersättlig maskin.

Hittade användningen av Mi-26 i kampen mot bränder och under naturkatastrofer. 1986 användes helikoptrar för att avveckla konsekvenserna av olyckan vid kärnkraftverket i Chernobolsk. Med tanke på situationens allvar utvecklade och utrustade konstruktörerna motsvarande ändring på bara tre dagar. Piloterna i Mi-26 tappade tiotusentals ton speciell vätska och andra skyddsmaterial från sina tunga lastbilar på den dödandningsreaktorn och det förorenade området.

Aeroflot började ta emot Mi-26s 1986. Tyumen Aviation Enterprise var först med att ta emot dem. Det var under utvecklingen av gas- och oljefält i västra Sibirien som Rostovs tunga lastbilar var särskilt användbara. Maskinens unika kapacitet för kranmontering var särskilt efterfrågad. Endast på den kan last som väger upp till 20 ton transporteras och installeras direkt på arbetsplatsen.

Den ryska och ukrainska Mi-26 hade chansen att delta i FN: s fredsbevarande uppdrag. De arbetade på territoriet i det forna Jugoslavien, Somalia, Kambodja, Indonesien, etc. På grund av sin unika bärighet är Rostovs tunga lastbilar efterfrågade utomlands. Där har de de senaste tio åren drivits både av inhemska flygbolag och som en del av utländska flygbolag som har anlitat helikoptrar för uthyrning eller leasing. Ett av företagen som leasar Mi-26T är det cypriotiska företaget Nutshell. Luftjätten som tillhör den släckte bränder, transporterade varor, agerade i FN: s regi som fredsbevarare i Östtimor. Mi-26T utförde i Tyskland och andra europeiska länder transport av tungt skrymmande gods, konstruktion och installationsarbete under konstruktion av kraftledningar, antennmastkonstruktioner, rekonstruktion och konstruktion av industrianläggningar, släckning av skogs- och stadsbränder.

År 2002 gav Mi-26 från det ryska flygbolaget "Vertical-T" hjälp även till den amerikanska militären. En tung lastare tog en nedfälld Boeing-Vertol CH-47 Chinook-helikopter, den tyngsta roterande flygplanet i US Army Aviation, från svåråtkomliga regioner i Afghanistan till den amerikanska basen i Bagram. Rika amerikaner är mycket känsliga för att spara och rädda sina rotorcraft.

Tunga roterande flygplan drivs för närvarande framgångsrikt för civila och militära ändamål både i vårt land och utomlands. De används för leverans av humanitärt bistånd, evakuering av flyktingar, transport av varor och utrustning, för kran- och monteringsarbeten, under byggandet av broar, vid montering tung utrustning industriföretag, under byggandet av borriggar, kraftledningar, lossningsfartyg i yttervägen och många andra typer av arbeten, både i vanliga och svåråtkomliga områden.

Efter demonstrationen av Mi-26 på flygmässan i Le Bourget 1981 blev utländska kunder intresserade av världens mest lastlyftande helikopter. De första fyra exemplarna av luftjätten köptes av Indien. Efter Sovjetunionens kollaps hamnade tunga fordon, förutom den ryska försvarsmakten, i OSS -ländernas arméer. De drivs också av Nordkorea (två helikoptrar), Sydkorea (en), Malaysia (två), Peru (tre), Mexiko (två), Grekland och Cypern. År 2005 lade Venezuela en order på Mi-26. Den ytterligare utökningen av användningen av Mi-26, både i vårt land och utomlands, underlättas av kvittot för den 1995. inhemskt luftvärdighetsbevis.

Låt oss nu gå vidare direkt till analysen av de indiska anbudsdeltagarna.

För inte så länge sedan kom nyheter från Indien om resultatet av ett anbud om köp av en attackhelikopter. Det anbudet vann amerikanska Boeing AH-64D, som överträffade den ryska Mi-28N i ett antal egenskaper. Nu finns det ny information om förloppet av ett annat anbud om leverans av helikoptrar, och igen kan situationen vara obehaglig för Ryssland. Men först saker först.

I söndags publicerade den indiska upplagan av Times Of India information om den kommande slutförandet av tävlingen, vars syfte är att köpa ett dussin tunga transporthelikoptrar av Indian Air Force. De viktigaste konkurrenterna under dessa "tävlingar" var Boeing CH-47 Chinook och Mi-26T2 helikoptrar. Trots att de tillhör samma klass skiljer dessa maskiner sig väsentligt i egenskaper. Först och främst är det värt att komma ihåg nyttolasten för dessa rotorbåtar. Den amerikanska CH-47-helikoptern med de senaste modifieringarna kan lyfta last som väger över tolv ton i luften, och för den ryska Mi-26T2 är denna parameter 20 tusen kilo. Således kan egenskaperna hos båda helikoptrarna transparent antyda resultatet av tävlingen.

Times Of India kom dock med en helt oväntad nyhet. Med hänvisning till en källa i det indiska försvarsdepartementet skriver publikationen att vinnaren redan är utsedd, och det här är inte en rysk bil. Källan kallade den lägre kostnaden för den amerikanska helikoptern som huvudorsaken till detta val. Dessutom nämnde indiska journalister en viss teknisk överlägsenhet hos Chinook. Ett sådant meddelande ser åtminstone konstigt ut. Fram till nu slutade alla tävlingar med deltagande av Mi-26-helikoptrar av olika modifikationer på samma sätt: undertecknandet av ett kontrakt med Ryssland. Nu hävdas det Rysk helikopter inte bara vann inte tävlingen, men av någon anledning blev den värre än den amerikanska rotorbåten bilar, som skiljer sig markant från honom. Låt oss försöka förstå den nuvarande situationen.

Först och främst är det värt att beröra de tekniska egenskaperna. Som redan nämnts har den ryska helikoptern en stor nyttolast. Enligt denna parameter kan ingen helikopter i världen konkurrera med Mi-26. Den rekordhöga bärighetskapaciteten stöds av lastutrymmet: 12x3,25x3 meter (cirka 117 kubikmeter). Lastrummet CH-47 är i sin tur märkbart mindre: 9,2x2,5x2 meter (cirka 45 kubikmeter). Det är inte svårt att gissa vilken helikopter som kommer att kunna bära mer vikt och volymetrisk last. När det gäller bärkraft kan vi komma ihåg två fall då ryska Mi-26-helikoptrar tog ut skadade CH-47 från Afghanistan. Dessutom är den normala startvikten för amerikanska helikoptrar bara ett par ton högre än den maximala nyttolasten för den ryska Mi-26. När det gäller flygdata, alltså fart och intervallet för Mi-26 och CH-47 är ungefär lika. Således rent tekniskt vinner den ryska helikoptern helt klart. Naturligtvis, förutsatt att kunden behöver en bil med en lastkapacitet på två dussin ton. Att döma av tävlingens ursprungliga referensvillkor vill det indiska flygvapnet skaffa just sådana helikoptrar.

Låt oss gå vidare till den ekonomiska sidan av saken. Enligt öppna källor kostar senmodifierade CH-47-helikoptrar utländska kunder cirka 30 miljoner dollar styck. Det finns ingen sådan information om Mi-26T2, men de tidigare helikoptrarna i denna modell kostar inte mer än 25 miljoner. Med andra ord, även med en betydande förändring av utrustningens sammansättning, motorer etc. den ryska helikoptern för den nya modifieringen visar sig åtminstone inte vara dyrare än den amerikanska. Kanske, vid beräkningen av de ekonomiska nyanserna, tog den indiska anbudskommittén inte bara hänsyn till priset på helikoptrarna, utan också kostnaden för underhåll. Detta argument verkar dock inte helt korrekt på grund av den bättre bärförmågan hos Mi-26T2. Det är ganska uppenbart att en stor nyttolast kommer att kosta operatören ett lämpligt belopp. Här återkommer resonemanget åter till tävlingens tekniska förutsättningar, där lastkapaciteten på 20 ton stavades. Varför, undrar man, inkluderar ett sådant krav om man bara tycker synd om pengarna för att köpa helikoptrarna som uppfyller det?

Den mest intressanta informationen som kan belysa resultaten från den indiska tävlingen kom dock från RIA Novosti. Den ryska nyhetsbyrån hänvisar också till en anonym källa, denna gång nära vår försvarsindustri. Trots sin anonymitet delade denna person ganska uppenbar och förväntad information. Novosti -källan hävdar att ryska helikopterbyggare ännu inte har fått någon officiell underrättelse om resultatet av den indiska tävlingen. Kanske har RIA Novostis källa av någon anledning inte rätt information, men ett antal saker gör att vi kan inse att hans ord är riktiga. Tävlingskommitténs beslut, som alltid sker, kommer omedelbart att meddelas och spridas av media. Och för närvarande har vi information endast från inofficiella anonyma källor. Först och främst är en namnlös person från det indiska försvarsministeriet misstänksam. Faktum är att det accepterade som sanna uttalandet om att vinna CH-47 väcker för många tvivel och frågor, både tekniska och ekonomiska. Källan till den ryska RIA Novosti delade i sin tur information som inte uppenbarligen motsäger logiken och ett antal andra fakta.

Således, för närvarande bör nyheterna om resultaten av anbudet om leverans av en tungtransporthelikopter för det indiska flygvapnet erkännas som ett rykte, åtminstone inte ha officiell bekräftelse. Samtidigt, till dess att det indiska försvarsministeriets kommission meddelade resultatet av anbudet, är frågan om vinnaren fortfarande öppen. I en sådan situation är det värt att vänta på slutet av tävlingskommissionens arbete och med verkligheten kontrollera dina misstankar om en eller annan anonym källa.