Розрахунок відцентрової сили несучої лопаті вертольота. Основи аеродинаміки несучого гвинта. Проектування повітряного гвинта

Розмір: px

Починати показ зі сторінки:

транскрипт

1 УДК: В.А. Грайворонский, А.Г. Гребеніков І.М. Шепель, Т.А. Гамануха Наближений метод розрахунку нормальних аеродинамічних зусиль розподілених по лопаті несучого гвинта вертольота Національний аерокосмічний університет ім. Н.Є. Жуковського «ХАІ» На основі гіпотези косих перетинів розглянуті питання визначення зусиль розподілених по лопаті несучого гвинта з урахуванням стисливості і нестаціонарності. Ключові слова: лопата, несучий гвинт, вертоліт. Особливістю обтікання несучих гвинтів в горизонтальному польоті є наявність змінних швидкостей, кутів ковзання і кутів атаки елементів лопаті несучого гвинта (НВ). Застосування схеми несучої лінії, а також розкладання обтікання на поперечне і поздовжнє з метою використання гіпотези плоских перетинів можливо для швидкості горизонтального польоту, що не перевищує 8 м / с. На рис. зображений спектр обтікання лопаті, що знаходиться в задній частині диска при μ =, 46, з якого випливає, що кути ковзання по лопаті значно змінюються. Рис .. Спектр обтікання лопаті несучого гвинта Характер обтікання лопаті гвинта по радіусу і азимуту при малій швидкості польоту показаний на рис., А, при великій на рис., Б. Кути ковзання перетинів лопати відрізняються більш ніж в, 5 рази. а Рис .. Поля швидкостей обтікання лопаті несучого гвинта б 78

2 В табл. представлені значення кутів ковзання потоку у лопаті на відносних радіусах, 5 і, 9 для різних швидкостей польоту на азимутах і 8. Таблиця. Кути ковзання потоку на відносних радіусах V, км / год r =, 5 r =, С зростанням швидкості горизонтального польоту зростає і вплив зони зворотного обтікання, де також істотно ковзання. Якщо до швидкостей μ =, 4 зона зворотного обтікання не вносить істотної зміни в величину сил і моментів, то при великих швидкостях її вплив необхідно враховувати. Найбільша величина радіусу зони зворотного обтікання без урахування o управління лопатою відповідає азимуту ψ = 7 і дорівнює r μ. Таким чином, перетину лопаті обтікають мінливим за напрямком і величиною потоком. Ця обставина призводить до необхідності розраховувати характеристики перетинів лопати по сумарній швидкості на відповідному радіусі з урахуванням стисливості і не стаціонарності. Сумарна швидкість в перерізі визначається обертанням лопаті, рухом вертольота, маховим рухом лопаті, індуктивним потоком на гвинті, а також поздовжнім відцентровим рухом уздовж лопаті. Відцентровий потік виникає через прикордонного шару. Як показали чисельні розрахунки, цей потік не робить істотного впливу на обтікання лопаті. На рис. 3 показані епюри ламинарного і турбулентного прикордонних шарів. При турбулентному прикордонному шарі радіальне протягом практично відсутня через значні дотичних зусиль. Координата х визначає точку по хорді в пов'язаної системікоординат. Наприклад, при значенні х =, 5 м і ω в = 5 рад / с максимальна швидкість від відцентрової сили при ламінарному режимі Vr =, 4 м / с, а при турбулентному, що більш імовірно - в десять разів менше, тобто ця течія можна не враховувати. Мал. 3. Розподіл радіальних швидкостей в пограничному шарі: турбулентний ПС, ламінарний ПС 79

3 Причиною радіального плину в прикордонному шарі може бути і розподіл тиску вздовж лопаті. Це може привести до перерозподілу аеродинамічного навантаження для важко навантажених гвинтів. Базовою площиною для визначення кінематичних параметрів є конструктивна площина обертання гвинта (рис. 4). Мал. 4. Кінематика обтікання лопаті в конструктивній площині обертання гвинта Кінематична схема швидкостей в поперечному перерізі лопаті показана на рис. 5. Рис. 5. Трикутник швидкостей перетину лопаті Відносна швидкість в конструктивній площині обертання на радіусі rопределяется виразом W W (μ + υ) + r + (μ + υ) r sin (ψ) =. () Вертикальна складова відносної швидкості V y = λ r β. () Тоді сумарна відносна швидкість в перерізі (μ + υ) + r + (μ + υ) r sin (ψ) + λ + r β λ β = r У цих виразах прийняті відомі відносні параметри: μ = V cos (α) ; λ = V sin (α) + υ; β = a sin (ψ) b cos (ψ). в в y. (3) У горизонтальному польоті відносні індуктивні швидкості (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 деформації лопаті і особливо на ділянках зміни профілю і в зоні зворотного обтікання. Перетину лопаті визначають по місцевих лініях струму, які вважаються на ділянці лопаті прямолінійними і відхилені від нормального перетину в ту або іншу сторону на кут δ (табл.). Зміна χ і δ залежно від азимута ψ, радий Вираз для χ, радий δ, радий r cos (ψ) arctg 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 >з хвостової частини. Для сучасних вертольотів зміни швидкостей і кута атаки в перетинах за часом досягають великих величин: V & ma> ± м / c, & α ma> ± o / c. Це призводить до нестаціонарному зміни всіх аеродинамічних параметрів; виникає затягування зриву. Рух вертольота істотно відрізняється від прогнозованого по стаціонарним характеристикам. Аеродинамічні коефіцієнти в фіксується момент часу будуть визначатися не тільки значеннями швидкості і кута атаки в даний момент часу, але і процесом зміни їх в попередні часи. Природно, більш віддалені моменти часу будуть впливати слабше на цей процес. Значно впливає і характер залежностей α & = f (t) і V & = f (t). Досить достовірних 8

6 залежностей з цього питання немає, але є деякі експериментальні залежності, що дозволяють врахувати це явище. Зокрема, в роботі викладено метод апроксимації експериментальних даних за трьома параметрами, що визначає характер зміни кута атаки, що дозволяє перевести отримані результати на інші умови. Дані цієї роботи були використані для визначення коефіцієнта нормальної сили профілю в нормальних перетинах і перетинах по лінії струму. Крім того, проводили корекцію коефіцієнта нормальної сили в залежності від відносної товщини перетину і стисливості. У процесі попереднього розрахунку визначали кінематичні параметри в перетинах лопаті згідно з наведеними вище залежностей. В якості вихідних геометричних, кінематичних і балансувальних прийняті параметри вертольота Мі-: C = ,; ω = 5,8 / с; а = 4,7; а = 5,7; в =,; T V =, 35; D =, 7; k =, 4; φ 7 = 4. На рис. 6 показані кінематичні параметри по азимуту W і W П в сьомому перетині, а також кути атаки α і α і кути умовно невозмущенного потоку δ і χ. w w П α eп.5 α e 6 e HB Eп 3 8 w α e 8 w П α Eп Ψ Рис. 6. Кінематичні параметри перетину лопаті в перетині «7» за гіпотезою косих перетинів; індексом «п» позначені параметри по гіпотезі нормальних перетинів Сумарні швидкості в перерізі W і W П практично змінюється по I гармоніці. Природно, на всіх азимутах сумарна швидкість W більше, ніж швидкість W П, а кут атаки по лінії струму менше кута атаки в нормальному перетині. Кути орієнтації сумарного потоку δ і χ, які більш чутливі до маховому руху лопатей, суттєво відрізняються від простого гармонійного зміни. На рис. 7 показано зміна кутового і лінійного прискорень в перетині «7». Для конкретного випадку розрахунку α & практично змінюється в діапазоні 83

7 + - / с. Ця зміна близько до I гармоніці. Лінійне прискорення W & в діапазоні + - м / с. Зазначені обставини значної зміни як кута атаки, так і сумарної швидкості і є причиною не стаціонарності аеродинамічних характеристик. На жаль, роздільне вплив цих двох факторів на аеродинамічні характеристики не досліджено. На рис. 7 показано зміна потокової нормального навантаження по гіпотезі косих перетинів і нормальних 5 ẇ п α. П. ẇ α п Рис. 7. Зміна нормальної сили по азимуту в перетині «7»; індексом «п» позначені параметри по гіпотезі W & і α & кутовий і лінійне прискорення Ψ Ці дані були отримані з урахуванням не стаціонарності по куту атаки. Навантаження по гіпотезі косих перетинів трохи вище, ніж по гіпотезі нормальних перетинів, особливо в зоні відступаючої лопаті п ψ = ψ = 3 ψ = п ψ = Рис. 8. Зміна погонного навантаження по радіусу для азимута ψ = 3 і 84

8 Зміна погонного навантаження по радіусу для азимута ψ = 3 і показано на риc. 8. Для азимута ψ = 3 нормальне навантаження за обома варіантами розрахунку практично не відрізняється. На азимут ψ = нормальна навантаження по гіпотезі «косих» перетинів вище, ніж по гіпотезі нормальних перетинів. Це пов'язано з одночасним впливом на погонну навантаження зміни швидкості і кута атаки. Список літератури. Теорія несучого гвинта. [Текст] Під ред. А.К. Мартинова, М .: Машинобудування, 973. с .. Міхєєв С.В., Анікін В.Х., Свириденко Ю.М., Коломенський Д.С. Напрямок розвитку методів моделювання аеродинамічних характеристик несучих гвинтів. [Текст] // Праці VI форуму Рос ВО. М., 4. 5 з 3. Шайдаков, В.І. Дискова вихрова теорія несучого гвинта з постійним навантаженням по диску. [Текст] / В.І. Шайдаков // Проектування вертольотів: тех. зб. науч. тр. // МАІ, Вип. 38, М., з 4. ЦАГІ основні етапи наукової діяльності, / М., Физматлит, с. 5. Баскін, В.Е. Нормальна сила перетину лопаті несучого гвинта при динамічному зриві. [Текст] / В.Е. Баскін, В.Р. Ліпатов // Праці ЦАГІ, вип. 865, з 6. Грайворонский, В.А. Динаміка польоту вертольота. [Текст]: Учеб. Посібник / В.А. Грайворонский, В.А. Захаренко, В.В. Чмовж. Х .: Нац. аерокосм. ун-т ім. Н.Є. Жуковського ХАІ, 4. 8 з 7. Fogarty, L.E. The laminar boundary layer on a rotating blade. / J. aeronaut Sei., Vol. 8, no. 3, 95. Надійшла до редакції Наближення метод розрахунку нормальних аеродінамічніх зусіль розподіленіх, по лопаті несучих Гвинт вертоліт На Основі гіпотезі Косих перетінів розглянуті питання визначення зусіль розподіленіх по лопаті несучих Гвинт з урахуванням стіскання и не стаціонарності ключові слова: лопати, несучих гвинт, вертоліт. An approimate method of calculation of normal aerodynemic effort distributed over the rotor blades of the helicopter On the basis of the hypothesis of oblique cross-sections are considered questions of definition effort distributed over the rotor blades with the compressibility and unsteadiness. Keywords: blade, rotor, helicopter. 85

Праці МАІ. Випуск 92 УДК 629.735.45 www.mai.ru/science/trud/ Розрахункові дослідження характеристик рульових гвинтів з різними значеннями заповнення на режимі висіння при обертанні вертольота Аніміца В.А.,

УДК 69.7.07 В.П. Зінченко Вплив стрілоподібної законцовки лопаті на аеродинамічні характеристики несучого гвинта при великих швидкостях польоту вертольота Науково-виробниче об'єднання «АВІА» На

УДК 568 ВВ Тюрев, ВА Тараненко Дослідження особливостей обтікання профілю при нестаціонарному русі Національний аерокосмічний університет ім НЕ Жуковського «ХАІ» При сучасному розвитку авіатранспортних

УДК 69.735.45.015.3 (075.8) В. П. Зінченко Розрахунок втрат тяги від обдування планера вертольота несучим гвинтом на режимі висіння Науково-виробниче об'єднання «Авіа» Режими висіння і вертикального підйому

Електронний журнал «Праці МАІ». Випуск 45 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Чисельне моделювання режимів «вихровий кільце» несучого гвинта вертольота. Макєєв П.В., Шомов А.І. Анотація. За допомогою

Праці МАІ. Випуск 87 УДК 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ Розрахункові дослідження віброперегрузок несучого гвинта, викликаних пульсацією сили тяги, на базі вихровий теорії Аніміца В.А. *, Борисов Е.А. *,

ВЧЕНІ ЗАПИСКИ ЦАГІ Том XXXX 2009 1 УДК 629.735.015.3.035.62 УДК ВПЛИВ ДАЛЕКОГО вихровий слід ВІД несучого гвинта НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ближнього ПОЛЯ ШВИДКОСТЕЙ Р. М. МІРГАЗОВ, В. М. ЩЕГЛОВА Коротко викладено

УДК 69.735.0168.519.673 (045) А.І. Жданов, Є.П. Ударцев, А.І. Швець, А.Г. Щербонос Моделювання динаміки польоту літака в нестаціонарному русі Національний авіаційний університет Вступ Визначення

Центральний аерогідродинамічний інститут імені проф. Н.Є. Жуковського ПРО ВПЛИВ БАЛАНСУВАННЯ НА АКУСТИЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ несучого гвинта Б.С. Крицький, Р.М. Міргазов Шоста Всеросійська конференція

Тема 3. Особливості аеродинаміки повітряних гвинтів Повітряний гвинт являє собою лопатевий рушій, що приводиться в обертання двигуном, і призначений для отримання тяги. Він застосовується на літаках

Електронний журнал «Праці МАІ». Випуск 38 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Програмний комплекс для розрахунку аеродинамічних характеристик несучих і рульових гвинтів вертольотів на базі нелінійної

Електронний журнал «Праці МАІ». Випуск 69 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Чисельне моделювання інтерференції між несучим і рульовим гвинтами вертольота на режимі горизонтального польоту з ковзанням

У Ч Е Н И Е З А Л И С К І Ц А Г І Т про м X L I I УДК 53.56. ПРОТЯГОМ В ОКОЛИЦЯ точки зламу ПЕРЕДНІЙ КРОМКИ ТОНКОГО КРИЛА НА РЕЖИМІ СИЛЬНОГО Взаємодія Г. Н. ДУДІН А. В. Ледовських Досліджено протягом

Праці МАІ. Випуск 95 http://trudymai.ru/ УДК 629.735.45.015 Аналіз особливостей роботи несучого гвинта з негативним виносом горизонтальних шарнірів Борисов Е.А. *, Леонтьєв В.А. **, Новак В.Н. *** Центральний

УДК 629.7.016.7 П.І. Моцарь, В.А. Удовенко Розрахунок кутів атаки перетинів лопати і аеродинамічних характеристик гвинта, знаючи розподіл інтенсивності вихрового шару, в рамках методу дискретних вихорів

15.1.2. Конвективні Тепловіддача при вимушеному РУХ ТЕКУЧОГО СЕРЕДОВИЩА В труб і каналів У цьому випадку безрозмірний коефіцієнт тепловіддачі критерій (число) Нуссельта залежить від критерію Грасгофа (при

2014 НАУКОВИЙ ВІСНИК МГТУ ГА 200 УДК 534.83: 629.735.45 ДОСЛІДЖЕННЯ ШУМУ витіснення ВІД несучого гвинта ВЕРТОЛЬОТА У Далекому ПОЛЕ В.А. Головкін, Б.С. КРИЦЬКИЙ, Р.М. МІРГАЗОВ Наведено результати дослідження

8 УДК 69.7.06: 69.7.018 Е.Д. Ковальов, канд. техн. наук, П.І. Моцар, В.А. Удовенко, канд. техн. наук МАТЕМАТИЧНІ МОДЕЛІ ІМІТАЦІЇ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЬОТА НА КОМПЛЕКСНОМУ тренажері НА ОСОБЛИВИХ І КРИТИЧНИХ

Електронний журнал «Праці МАІ» Випуск 55 wwwrusenetrud УДК 69735335 Співвідношення для обертальних похідних від коефіцієнтів моментів крену і рискання крила МА Головкін Анотація З використанням векторних

Відкриті інформаційні та комп'ютерні інтегровані технології 66, 4 УДК 69.75.45, 5.5 (75.8) А. Г. Дібіров, А. А. Кірпікін, Н. І. Пекельний Вплив пружності торсіонного кріплення на диференціальне

У Ч Е Н И Е З А Л И С К І Ц А Г І Т про м XLIV 2 0 1 3 5 УДК 629.735.45.015.4 ДОСЛІДЖЕННЯ ПОСАДКОВИХ ХАРАКТЕРИСТИК ВЕРТОЛЬОТА НА Полозкова ШАССИ за результатами літнього ЕКСПЕРИМЕНТУ С. А. АЛІМОВ, С . А.

Гідромеханіка Модуль 1 1. Властивості рідини. 2. Зовнішня і внутрішня задача гідромеханіки. 3. Масові і поверхневі сили. 4. Потенціал масових сил. 5. Головний вектор і головний момент гідродинамічних

ПРАЦІ МФТІ. 2014. Том 6, 1 А. М. Гайфуллин і ін. 101 УДК 532.527 А. М. Гайфуллин 1,2, Г. Г. Судаков 1, А. В. Воєводін 1, В. Г. Судаков 1,2, Ю . Н. Свириденко 1,2, А. С. Петров 1 + 1 Центральний аерогідродинамічний

74 ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА І ТЕХНІЧНА ФІЗИКА 11 Т 5, N- 3 УДК 6973533153 МАТЕМАТИЧНЕ ОПИС НЕСТАЦІОНАРНИХ аеродинамічні характеристики МОДЕЛІ ПАССАЖИРСКОГО ЛІТАКА ПРИ поздовжнього руху НА ВЕЛИКИХ

Міністерство освіти Іркутської області Державна бюджетна професійне освітня установаІркутської області «Іркутський авіаційний технікум» «ЗАТВЕРДЖУЮ» Заст. директора по УР ГБПОУІО

УД 5394: 62972 Про втомної міцності лопаті несучого гвинта вертольота при дії вітрових навантажень АІ Братухіна Стаття присвячена розгляду питання про напруги в невращающейся лопаті і втулки

ЗМІСТ 3 Передмова ... 11 ГЛАВА I ВСТУП 1. Предмет аеродинаміки. Короткий огляд історії розвитку аеродинаміки ... 13 2. Застосування аеродинаміки в авіаційній і ракетній техніці ... 21 3. Основні

148 ПРАЦІ МФТІ. 2012. Том 4, 2 УДК 533.6.011.35 Т. Ч. Ву 1, В. В. Вишинський 1,2, Н. Т. Данг 3 1 Московський фізико-технічний інститут (державний університет) 2 Центральний аерогідродинамічний

УДК 533.6.011 Математичне моделювання процесів відривного і безвідривного обтікання обертових літальних апаратів # 05, травень 2012 Тихонова Ю.В. Студент, кафедра «Динаміка і управління польотом ракет

ПРИКЛАДНА МЕХАНІКА І ТЕХНІЧНА ФІЗИКА. 28. Т. 49, N- 6 99 УДК 533.692 Побудова Крилова ПРОФІЛЕЙ, безвідривно обтічні стискає ПОТОКОМ в заданому діапазоні УГЛОВ АТАКИ О. С. Дунаєва, Н. Б. Іллінський

Відкриті інформаційні та комп'ютерні інтегровані технології 62, 203 УДК 532.582.2 В.А. Захаренко Обтікання решітки профілів при великих і малих кутах атаки Національний аерокосмічний університет

Відкриті інформаційні та комп'ютерні інтегровані технології 44, 009 УДК 533.68 Т.А. Гамануха, А.Г. Гребеніков, В.В. Тюрев Метод визначення аеродинамічних моментів, що діють на літак транспортної

Міністерство освіти і науки РФ Федеральне державне автономне освітня установа вищої професійної освіти«Казанський (Приволзький) Федеральний Університет» ІНСТИТУТ МАТЕМАТИКИ

Известия Челябінського наукового центру, вип. 3 (33), 26 ПРОБЛЕМИ МАШИНОБУДУВАННЯ УДК 621.9 РОЗРАХУНОК товщинизрізаного ШАРУ при фрезеруванні просторово СКЛАДНИХ ПОВЕРХОНЬ, ЯКІ МАЮТЬ ступінчастою припуск

Геліогеофізичної ДОСЛІДЖЕННЯ 2015 РЕЗУЛЬТАТИ ДОСЛІДЖЕНЬ ГЕОФІЗИЧНИХ РИЗИКІВ УДК 551.508.8 МОДЕЛЬ ПРОГНОЗУ ЗМІНИ ИНТЕНСИВНОСТИ обмерзання несучих гвинтів ВЕРТОЛЬОТА З УРАХУВАННЯМ ДИНАМІКИ ЙОГО РУХУ

ВЕСЦІ НАЦИЯНАЛЬНАЙ АКАДЕМІІ навука Беларусі 3 2014 сірки АГРАРНИХ навука УДК 621.929: 636 (476) Механізация и енергетика І. М. ШВЕД 1, А. В. КІТУН 1, В. І. передні 2, Н. Н. дідок 1, В. М. КОЛОНЧУК 1 ВИЗНАЧЕННЯ

УДК 622.7 Гравітаційна сепарація В.І. Кривощеков, канд. техн. наук (Україна, Дніпропетровськ, Національний гірничий університет) Дослідження обтікання ЦИЛИНДРОВ пристінні ПОТОКОМ в'язкої рідини Проблема

04 НАУКОВИЙ ВІСНИК МГТУ ГА 00 УДК 553.65..3: 68.3: 69.7.05 РОЗРАХУНОК повітряного ГВИНТА безпілотні літальні апарати З УРАХУВАННЯМ числа Рейнольдса І ступенем редукції О.В. ГЕРАСІМОВ Б.С. КРИЦЬКИЙ Представлені

УДК533.6.011.32 ДОСЛІДЖЕННЯ ВПЛИВУ НЕСТАЦІОНАРНОГО ПОПЕРЕЧНОГО обтікання ЦИЛІНДРА НА ВИНИКНЕННЯ БІЧНИХ СИЛ А.А. Сергєєва, Р.В. Сидельников Справжня робота розглядає рішення нестаціонарного поперечного

УДК 69.7.36 / 534 .. А.В. ІВАНОВ, кандидат технічних наук, М.К. ЛЕОНТЬЕВ, доктор технічних наук МАІ, Москва модальності АНАЛІЗ ДИНАМІЧНИХ СИСТЕМ ротора Розвиваються методи модального аналізу для вирішення

32 УДК 629.735.33 Д.В. Тиняков ВПЛИВ компонувальна ОБМЕЖЕННЯ НА ПРИВАТНІ КРИТЕРІЇ ЕФЕКТИВНОСТІ трапецієподібні КРИЛ ЛІТАКІВ ТРАНСПОРТНОЇ КАТЕГОРІЇ Введення В теорії і практиці формування геометричних

Самарський державний аерокосмічний університет ДОСЛІДЖЕННЯ поляра ЛІТАКА ПРИ ВАГОВИХ ВИПРОБУВАННЯХ в аеродинамічній трубі Т -3 СГАУ 2003 Самарський державний аерокосмічний університет В.

Практичне заняття з дисципліни «Нагнітачі ТЕС» Завдання Розрахунок робочого колеса насоса Розрахувати робоче колесо насоса для подачі води щільністю при надлишкових тисках на виході p н і на вході p

С.В.Валландер ЛЕКЦІЇ ПО гидроаеромеханике Л .: Изд. ЛДУ, 1978, 296 стор. У навчальному посібнику розглядаються такі питання: висновок загальної системирівнянь гідромеханіки, запис цієї системи для різних

ПРО СТІЙКОСТІ тонкостінних ЦИЛІНДРИЧНОЇ ОБОЛОНКИ з круговим вирізом БЕЗ РЕБЕР ЖОРСТКОСТІ ПРИ ЇЇ осьовий стиск Меньшенин Олександр Аркадійович Ульяновський державний університет Завдання даного

12 червня 2017 р Спільний процес конвекції і теплопровідності називається конвективним теплообміном. Природна конвекція викликається різницею питомих ваг нерівномірно нагрітої середовища, здійснюється

ПРИКЛАДНА МЕХАНІКА І ТЕХНІЧНА ФІЗИКА. 200. Т. 42, N- 79 УДК 628.23 РОЗРАХУНОК МІЦНОСТІ ЛОПАТКИ ЯК ортотропними ПЛАСТИНКИ ЛІНІЙНО-ЗМІННОЮ ТОВЩИНИ В. І. Соловйов Новосибірський військовий інститут, 6307

ПРИКЛАДНА МЕХАНІКА І ТЕХНІЧНА ФІЗИКА. 2002. Т. 43, N- 1 45 УДК 532.5: 533.6 ПАРАДОКС КУТОВИЙ КРОМКИ ПРОФІЛЮ В нестаціонарних ПОТОЦІ Д. Н. Горєлов Омський філія Інституту математики СВ РАН, 644099 Омськ

УДК 621.452.3 Ю. М. Т е м і с, Д. А. Я до у ш е в, Е. А. Т а р а с о в а ОПТИМІЗАЦІЯ замкових з'єднань ЛОПАТКИ З ДИСКОМ КОМПРЕСОРА Розглянуто особливості контактної взаємодії в замковому з'єднанні

Теорія і робочі процеси 54 УДК 621.515: 438 В.П. ГЕРАСИМЕНКО 1, Є.В. ОСІПОВ 2, М.Ю. Шелковського 2 1 Національний аерокосмічний університет ім. Н.Є. Жуковського ХАІ, Україна 2 Зоря Машпроект ГПНПК газотурбобудування,

УДК 629.127.4 В. В. В е л ь т і щ е в спрощене уявлення гнучкий кабель ЗМІННОЮ ДОВЖИНИ ДЛЯ МОДЕЛЮВАННЯ ДИНАМІКИ телекерований підводний КОМПЛЕКСУ Розглянуто особливості проектування кабельних

ЗАЛЕЖНІСТЬ аеродинамічні характеристики КРИЛ ПРОСТИЙ ФОРМИ В ПЛАНІ ВІД геометричних параметрів Спиридонов А.Н., Мельников А.А., Тімаков Є.В., Міназова А.А., Ковальова Я.І. Оренбурзький державний

ВЧЕНІ ЗАПИСКИ ЦАГІ Том XXXVI I 6 3 УДК 69.735.45.5.3.35.6 СПЕЦІАЛЬНІ ФУНКЦІЇ В ТЕОРІЇ ГВИНТА В. В. тися, В. С. тися, Е. С. тися Розглянуто задачу застосування аналітичних рішень для побудови

ОБЧИСЛЮВАЛЬНИЙ ЕКСПЕРИМЕНТ З ОЦІНКИ ВПЛИВУ ФОРМИ лопатей гвинта, що ВЕРТОЛЬОТА НА РІВЕНЬ ШУМУ В Далекому ПОЛЕ В.А. Івчін (МВЗ ім. М.Л. Миля) Рижов А.А., В.Г. Судаков, (ЦАГІ) Обчислювальний експеримент

Теплофізика та механіка 013 том 0 1 УДК 69.735.33.015.3 Аеродинамічні характеристики моделі пасажирського літака при гармонійних коливаннях за кутом крену і нишпорення на великих кутах атаки В.І.

Лекція 1 Рух в'язкої рідини. Формула Пуазейля. Ламинарное і турбулентний течії, число Рейнольдса. Рух тіл в рідинах і газах. Підйомна сила крила літака, формула Жуковського. Л-1: 8.6-8.7;

90 УДК 69.735.33 В.І. Рябков, д-р техн. наук, М.М. Мельник, В.В. Утенкова, канд. техн. наук ВИЗНАЧЕННЯ ПЛОЩІ хвостове оперення НА ЕТАПІ ПОПЕРЕДНЬОГО ПРОЕКТУВАННЯ З УРАХУВАННЯМ ФОРМИ КРИЛА ЛІТАКА

ВЧЕНІ ЗАПИСКИ ЦАГІ Том XXXVI 2005 1 2 УДК 629.782.015.3 балансувальні ЯКІСТЬ СИСТЕМИ КРИЛО КОРПУС ПРИ ВЕЛИКИХ надзвуковою швидкістю С. Д. живіт, В. С. МИКОЛАЇВ Розглянуто варіаційна задача

РОЗРАХУНКОВІ ДОСЛІДЖЕННЯ аеродинамічні характеристики ТЕМАТИЧНОЇ МОДЕЛІ ЛА СХЕМИ «літаюче крило» ЗА ДОПОМОГОЮ ПРОГРАМНОГО КОМПЛЕКСУ FLOWVISION С.В. Калашников 1, А.А. Крівощапов 1, А.Л. Мітін 1, Н.В.

Лекція 3 Тема 1.2: аеродинаміки КРИЛА План лекції: 1. Повна аеродинамічна сила. 2. Центр тиску профілю крила. 3. Момент тангажу профілю крила. 4. Фокус профілю крила. 5. Формула Жуковського. 6. Обтікання

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ ----------- Федеральнедержавне бюджетне освітня установа вищої професійної освіти М про с ь к о в с ь к и й а в і а ц і

ПРИКЛАДНА МЕХАНІКА І ТЕХНІЧНА ФІЗИКА. 2011. Т. 52, N- 3 153 УДК 534.1 ПОЗДОВЖНІ КОЛЕБАНИЯ ПЛАСТИНИ, обтічні в'язкої рідини В КАНАЛ, ЗУМОВЛЕНІ вимушено поперечні коливання ПЛАСТИНИ

Теплофізика та механіка 2010, том 17, 2 УДК 621.311 Визначення Аерогідродинамічний характеристик лопатей турбін з вертикальною віссю обертання Б.П. Хозяїнов, І.Г. Костін Кузбаський державний

Комп'ютерна імітаційна модель динаміки несучого гвинта вертольота Мета створення імітаційної моделі відпрацювання алгоритмів управління та методів ідентифікації динамічного стану гвинта на різних режимах

МАШИНОБУДУВАННЯ І МАТЕРІАЛОЗНАВСТВО ВІСНИК тогу 014 1 (3) УДК 6036: 60331 А Д Ловцов, Н А Іванов, 014 ПРОЕКТУВАННЯ ТА РОЗРАХУНОК РАМИ ЛЕГКОГО КОЛІСНОГО всюдиходи З ВИКОРИСТАННЯМ МЕТОДУ КІНЦЕВИХ ЕЛЕМЕНТІВ

ДЕРЖАВНИЙ КОМІТЕТ РОСІЙСЬКОЇ ФЕДЕРАЦІЇ з вищої освіти Нижегородському державному технічний університет ім.р.е.алексеева КАФЕДРА АРТИЛЕРІЙСЬКЕ ОЗБРОЄННЯ Методичні вказівки з дисципліни

114 аерогідромеханіки ПРАЦІ МФТІ. 2014. Том 6, 2 УДК 532.526.048.3; 532.527; 532.529 В. В. Вишинський 1,2, А. А. Корняков 2, Ю. Н. Свириденко 2 1 Московський фізико-технічний інститут (державний

29 УДК 629.7.023 А.А. Царицинський ОЦІНКА ВПЛИВУ ТЕПЛОВОЇ ДЕФОРМАЦІЇ КОМПОЗИТНОЇ панелі сонячної БАТАРЕИ космічного ПРИЗНАЧЕННЯ НА ЇЇ ОСВІТЛЕНІСТЬ Сонячні батареї є основними джерелами енергії

Національний технічний університет України «Київський політехнічний інститут» Кафедра приладів і систем орієнтації та навігації Методичні вказівки до лабораторних робіт з дисципліни «Навігаційні

Винахід відноситься до способу визначення в польоті згинальних напружень на валу несучого гвинта вертольота з торсіонної втулкою несучого гвинта. Для визначення напружень вимірюють льотно-технічні характеристики штатними засобами протягом усього часу польоту, з них вибирають і систематизують значущі параметри, визначають їх аппроксимирующие функції з метою отримання підсумкової функції залежності напружень у валі несучого гвинта від обраних параметрів летно- технічних характеристик, Розраховують навантаження на вал несучого гвинта за допомогою математичної моделі, Сигналізують в разі їх перевищення. Забезпечується визначення залишкового ресурсу і контроль допустимого рівня навантажень. 2 з.п. ф-ли, 7 мул.

Винахід відноситься до області авіації, зокрема до систем моніторингу технічного стану літальних апаратів, а саме моніторингу рівня згинальних напружень вала несучого гвинта вертольота в польоті, зокрема для легкого багатоцільового вертольота з безшарнірних кріпленням лопатей, наприклад вертольотів: Ансат, ВК-117, ЄС -145.

Трансмісія є найбільш складним елементом конструкції вертольота. Відомо, що найбільший відсоток катастроф вертольотів (до 39%) за статистикою пов'язаний саме з відмовою агрегатів трансмісії вертольота.

На етапі розробки систем моніторингу найбільш важливим є визначення та встановлення діагностичних ознак технічного стану агрегатів трансмісії вертольота. Головне завдання при розробці системи моніторингу - встановлення граничних значень діагностичних ознак, при досягненні яких в експлуатації повинні бути прийняті відповідні рішення про подальшу безпеки польотів. Якщо який-небудь діагностична ознака досяг свого граничного значення, то далі приймається рішення про обмеження ресурсу, про позачергову заміну будь-якої деталі, або про відсторонення агрегату трансмісії від експлуатації. Як правило, переважна більшість діагностичних ознак виводяться на індикацію в кабіні пілотів під час виконання польоту. Їх аналіз проводиться після завершення польоту. Однак деякі особливо відповідальні діагностичні ознаки можуть виводитися на індикацію в процесі польоту, якщо того вимагають умови безпеки.

В останні десятиліття на перспективних вертольотах стали застосовуватися так звані безшарнірні несучі гвинти, оснащені безшарнірних втулкою, в якій функції горизонтального, вертикального і осьового шарнірів виконує пружний елемент протяжного типу - торсіон. Основною частиною конструкції торсиона є пружно-деформований ділянку. Наявність переклеювання шарів і прорізів забезпечує струмків торсиона навантаження переважно в одноосьовому напружено-деформований стан з поперечним зсувом і вигином при хитанні лопаті в площині обертання. Це дозволяє знизити вартість експлуатації вертольота, але при цьому збільшуються початкові витрати на проектування і виготовлення таких конструкцій. Тому точність прогнозування навантаження і, відповідно, оцінки ресурсу несучої системи вертольота є на сьогоднішній день одним із ключових завдань вертольотобудування.

Вал несучого гвинта навантажується силами і моментами від його втулки і крутним моментом, створюваним на виході головного редуктора. Довжина валу несучого гвинта визначається компонувальними, аеродинамічними і експлуатаційними міркуваннями.

Оскільки полужесткая втулка має більший згинальний момент в порівнянні з шарнірної, контроль згинальних напружень вала несучого гвинта вертольота з безшарнірних втулкою в польоті є актуальним завданням.

Відома система моніторингу навантаження вала несучого гвинта (патент США №2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, дата публікації 02.09.2010, МПК G06F 15/00, G08B 21/00).

Спосіб віртуального контролю навантаження на систему несучого гвинта вертольота відповідно до одним з варіантів здійснення даного винаходу включає в себе відбір, щонайменше, одного параметра літального апарату за один повний оберт несучого гвинта. Розрахунок коефіцієнтів для отримання сукупності високочастотних сигналів від параметра, щонайменше, одного літального апарату. Множення кожного з безлічі високочастотних сигналів на коефіцієнт для отримання сукупності проаналізованих сигналів. Оцінка навантаження на несучий гвинт на основі проаналізованих сигналів.

Система визначення стану несучого гвинта в режимі реального часу відповідно до одним з варіантів здійснення даного винаходу включає в себе систему датчиків, призначену для вимірювання навантажень для отримання даних. Модуль виконаний з можливістю віртуального контролю навантажень для отримання розрахункових даних і виявлення несправностей в режимі реального часу і отримання алгоритму вирахування розрахункових сигналів з виміряних сигналів для отримання значень, які потім порівнюються зі стандартними значеннями, щоб видати остаточний результат про стан несучого гвинта.

Датчики зчитують такі параметри, як злітна маса літака, висота по щільності, швидкість обертання несучого гвинта, швидкість повітряного потоку, нормальне прискорення, вертикальна швидкість набору висоти, крутний момент двигуна, кут тангажу, кут крену, кутова швидкість рискання, кутова швидкість по тангажу , кутова швидкість крену, відхилення в поздовжньому напрямку, поперечне положення, положення педалі і сукупність позицій за один оборот несучого гвинта. Вектора заданих шістнадцяти параметрів множаться на задані значення матриці, що включає в себе 10 рядків і 16 стовпців, для отримання десяти коефіцієнтів (c1, с2, с3, с4, с5, С6, С7, С8, с9, і с10) для визначення десяти значень коливань . Значення коливань множаться на коефіцієнт для отримання посилених коливань. Якщо вектора коливань позначити як w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9, і w10, а коефіцієнти - c1, c2, c3, c4, c5, С6, c7, c8, c9, і с10, то розрахунковий сигнал зусилля зсуву вала несучого гвинта запишеться у вигляді:

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

Амплітуда і фаза зусилля зсуву розраховуються через перетворення Фур'є.

Відома система збору даних, контролю та діагностики технічного стану агрегатів приводу гвинтів вертольота (патент РФ на винахід №2519583, опубл. 27.02.2014 р, МПК B64D 45/00), що включає п'єзоелектричні датчики вібрації, які встановлені на корпусі, щонайменше , одного з агрегатів приводу гвинтів вертольота і розташовані так, що отримують дані з повнотою, достатньою для діагностики технічного стану деталей, вузлів, щонайменше, одного агрегату приводу гвинтів працюючого вертольота, і бортовий електронний блок. Електронний блок пов'язаний з виходами датчиків вібрацій і виконаний з можливістю цифрової обробки вібросигналів, управління і здійснення збору, первинної обробки та оцінки параметрів сигналів окремих датчиків і / або їх комбінацій, накопичення даних датчиків і збереження їх на зовнішніх і / або знімних носіях, придатних для зчитування комп'ютером, і вторинної обробки в наземних умовах. Підвищується ефективність збору даних, інформативність контролю і діагностики технічного стану агрегатів приводу гвинтів працюючого вертольота.

Недоліком даної системи контролю є неможливість за виміряним в польоті вібрацій зробити однозначний висновок про рівень втомних напружень в агрегатах вертольота, в тому числі і в валі несучого гвинта. Також недоліком є ​​необхідність установки на вертольотах датчиків і електронних блоків, витрати часу для вторинної обробки даних в наземних умовах.

Відомий спосіб експлуатації вертольота (патент РФ №2543111, опубл. 27.02.2015, МПК В64С 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), що полягає в тому, що при кожному польоті здійснюють контроль фактичної тяги несучого гвинта вертольота, причому попередньо перед початком експлуатації вертольота збиратимуть вихідних даних за характеристиками двигунів силової установки відповідно до формулярів та збір вихідних даних по величині тяги несучого гвинта при контрольних висіння вертольота. Протягом всього часу експлуатації вертольота збиратимуть і фіксацію фактичних даних за величиною тяги несучого гвинта на режимах висіння вертольота, порівнюють за допомогою бортового обчислювача отримані статистичні дані по тязі несучого гвинта з вихідними величинами і, в разі зниження величини тяги несучого гвинта від вихідної на задану величину, формують за допомогою бортового обчислювача сигнал на монітор про необхідність регулювання параметрів двигунів до значень, які забезпечують відхилення тяги несучого гвинта в межах 0,5% від вихідної величини. Регулювання параметрів двигуна здійснюється або в автоматичному режимі, або обслуговуючим персоналом на землі. Досягається підвищення ефективності застосування вертольота.

Недоліком даного способу експлуатації є неможливість за отриманими результатами визначити рівень втомних напружень на валу несучого гвинта, тому що втомна напруга на ньому визначаються напругою вигину. Також недоліком є ​​необхідність установки на вертольотах датчиків і електронних блоків, витрати часу для вторинної обробки даних в наземних умовах. Також недоліком є ​​необхідність попередньо перед початком експлуатації вертольота збиратимуть вихідних даних за характеристиками двигунів силової установки відповідно до формулярів та збір вихідних даних по величині тяги несучого гвинта при контрольних висіння вертольота.

Як найближчого аналога обраний патент США №2011112806, опубл. 2011.05.12, МПК G06F 17/10. Винахід відноситься до способу надання інформації про критичний стан компонента гвинтокрилого літального апарату, що включає в себе, щонайменше, один двигун, що приводить в рух несучий гвинт, що включає в себе обтічник, вал і безліч лопатей. Датчик вимірювання изгибающих і циклічних навантажень, що діють на несучий гвинт літального апарату, включає в себе обчислювальний блок, призначений для обчислення (а) поточної температури підшипника вузла несучого гвинта з використанням першої розрахункової моделі, (б) прогнозування температури підшипника з використанням першої розрахункової моделі і (в) додаток навантаження на обраний компонент вузла несучого гвинта з використанням другої розрахункової моделі, перша і друга розрахункові моделі виконані з можливістю розрахунку, відповідно, прогнозованого та поточного значення температури підшипника і навантаження, що діє на обраний компонент на основі контрольних параметрів польоту; і блок відображення, призначений для відображення на єдиній шкалі рухомого індикатора, який приводиться в рух під впливом максимального значення проецируемой температури підшипника і навантаження, що діє на обраний компонент. Дисплей відображає інший рухливий індикатор, що приводиться в дію поточної температурою підшипника.

Недоліком прототипу є необхідність установки позаштатних датчиків, що представляє собою певні труднощі, оскільки конструкція серійних вертольотів не пристосована до установки позаштатних датчиків, крім того, в процедурах технічного обслуговуванняі польового ремонту позаштатні датчики не інтегровані в повній мірі з іншим авіаційним обладнанням, вимагають додаткових посібників і довідників з технічної експлуатації і додатково навчених фахівців.

Завданням заявляється технічного рішення є створення способу контролю згинальних напружень на валу несучого гвинта протягом усього часу виконання польоту (від зльоту до посадки) для виявлення втомних пошкоджень вала і для запобігання аварійних ситуацій.

Технічний результат - визначення залишкового ресурсу і контроль допустимого рівня навантажень.

Технічний результат досягається тим, що спосіб визначення в польоті згинальних напружень на валу несучого гвинта вертольота з торсіонної втулкою несучого гвинта включає вимір протягом всього часу польоту штатними засобами контролю льотно-технічних характеристик вертольота, розрахунок за допомогою математичної моделі навантажень на вал несучого гвинта і сигналізування в разі їх перевищення, з числа вимірюваних льотно-технічних характеристик вибирають і систематизують значущі параметри, які безпосередньо впливають на рівень навантаженості вала несучого гвинта, визначають аппроксимирующие функції значущих параметрів з метою визначення підсумкової функції залежності напружень у валі несучого гвинта σ (t) від обраних параметрів льотно-технічних характеристик, до підсумкової функції додаються абсолютні значення швидкостей зміни кутів повороту тарілки автомата перекосу в поздовжньому і поперечному напрямку:

Пропонований спосіб дозволяє оцінювати рівень навантаженості вала несучого гвинта в будь-який момент його льотної експлуатації. Заснований на використанні штатних засобів контролю параметрів польоту вертольота, він дозволяє визначати рівень згинальних напружень протягом усього часу виконання польоту, використовувати його для реєстрації польотних обмежень і повідомлення екіпажу про перевищення допустимого рівня навантажень, а також визначення залишкового ресурсу.

В заявляється винахід зроблений аналіз умов обгрунтованого встановлення граничних значень для особливо відповідальних діагностичних ознак на прикладі індикації фактичних діючих в польоті згинальних напружень вала несучого гвинта вертольота одногвинтової схеми, зокрема для вертольотів Ансат.

Суть винаходу полягає в тому, що з числа контрольованих в польоті параметрів вибирають і систематизують ті параметри, які безпосередньо впливають на рівень навантаженості вала НВ. Визначаються аппроксимирующие функції значущих параметрів з метою визначення підсумкової функції залежності напружень у валі НВ від обраних параметрів ЛТХ. До підсумкової функції додаються абсолютні значення швидкостей зміни кутів повороту тарілки автомата перекосу в поздовжньому і поперечному напрямку.

Проводять льотний експеримент. Вибір критичного параметра визначається з поточних значень льотно-технічних характеристик (ЛТХ) вертольота. Для цього на вал вертольота встановлюється тензодатчик і в реальному польоті почасово фіксуються значення напруг σ іст (t), а також значення траєкторних параметрів, вимірюваних штатними засобами контролю параметрів польоту вертольота, наприклад: подовжній і поперечний кут нахилу тарілки автомата перекосу, загальний крок несучого гвинта , швидкість вертольота, кут тангажу вертольота, кут нахилу вертольота, темп зміни кута нахилу тарілки автомата перекосу в поздовжньому і поперечному напрямку і ін.

Попереднім аналізом вибираються параметри ЛТХ, найбільш максимально впливають на напруги на валу НВ, для чого будуються графіки зміни напруги на валу в залежності від значення параметрів, що реєструються штатними засобами контролю, і знаходять і оцінюють коефіцієнти кореляції з метою фільтрації параметрів ЛТХ.

Як значущих вибирають траєкторні параметри ЛТХ з коефіцієнтом кореляції більше 0,2.

Будуються аппроксимирующие криві (залежно напруг на валу несучого гвинта від обраних параметрів ЛТХ) і складається система рівнянь з метою визначення апроксимації функції для згинального напруги за часом σ расч (t):

і знаходяться відповідні вагові коефіцієнти A1, А2, A3, ..., An.

Коефіцієнти A1, А2, A3 знаходять полиномиальной аппроксимацией за методом найменших квадратів (для конкретного вертольота з конкретними ЛТХ).

Остаточна формула набуває вигляду:

де Dпрод - кут нахилу тарілки автомата перекосу в поздовжньому напрямку,

Dпоп - кут нахилу тарілки автомата перекосу в поперечному напрямку,

Dош - спільний крок несучого гвинта,

Х n - інші значущі льотно-технічні параметри,

- абсолютне значення швидкості зміни кута повороту тарілки автомата перекосу в поздовжньому напрямку,

- абсолютне значення швидкості зміни кута повороту тарілки автомата перекосу в поперечному напрямку.

Розрахунок згинального напруги вала несучого гвинта вертольота здійснюється в режимі реального часу протягом усього часу польоту в обчислювальному блоці бортового комп'ютера на підставі закладеної програми. При перевищенні безпечного рівня напружень здійснюється сигналізування льотчику і починається обчислення витраченого ресурсу в годинах за формулою:

де Пр - повреждаемость, яку вносить рівнем напруг, що перевищують безпечний;

Пт.п. - повреждаемость за годину типового польоту, прийнята при розрахунку ресурсу для нормальних умов експлуатації.

Пошкоджуваність, яку вносить рівнем напруг, що перевищують безпечний Пр, визначається за такою методикою:

Для кожного рівня навантаження, що перевищує безпечний, з використанням кривої втоми (крива приймається за результатами випробувань на втому вала несучого гвинта) визначається відповідну кількість циклів до руйнування (Ni);

Пошкоджуваність, яку вносить рівнем напруг, що перевищують безпечний Пр, визначається як відношення кількості циклів на цьому рівні до кількості циклів до руйнування (Ni).

Таким чином, після кожного польоту обчислюється витрачений ресурс вала несучого гвинта. У разі, якщо перевищень граничного рівня навантаження не було, то витрачений ресурс вала несучого гвинта дорівнює фактичним часом польоту, в разі, якщо були зафіксовані перевищення безпечного рівня навантаження, то до фактичного часу польоту додається час, визначене за описаною вище методикою.

Оскільки завжди має місце процедура вимірювання, необхідна для отримання достовірної інформації для кожного діагностичного ознаки, то, відповідно, також потрібно облік неминучих похибок вимірювання для кожного діагностичного ознаки. Тоді прийняття рішення про перевищення або щодо неперевищення його граничних значень повинно прийматися також з урахуванням верхнього (або нижнього) допуску області граничних станів.

Повинна бути встановлена ​​деяка гранична величина σ ПР, перевищення якої тягне за собою швидке вичерпання втомної довговічності вала несучого гвинта і можливе його руйнування в подальшому часу польоту. Оскільки даний параметр, або діагностична ознака, є особливо відповідальним, то необхідна індикація в кабіні пілотів його поточного значення. Позначимо як - допустиме по індикатору значення поточного виміряного значення σф.

Фактичне поточне значення σф можна представити у вигляді суми:

де mσ - математичне очікуваннязгинальних напружень в найбільш навантаженому перерізі вала несучого гвинта на розглянутому режимі польоту, Δσ - відхилення фактичного значення σф від його математичного очікування.

Опис здійснення винаходу

Практичне визначення параметрів, що впливають на рівень навантаженості вала.

1. Проводився льотний експеримент на вертольоті з одногвинтової схемою Ансат, в ході якого вимірювалися значення згинальних навантажень в конкретний відрізок часу за допомогою тензодатчика, встановленого на валу несучого гвинта. Експериментальна залежність σ іст (t) приведена на фіг. 1 (крива 1). Дана залежність отримана на типовому режимі польоту, що включає наступні режими:

а) Висіння (в тому числі розвороти на висінні)

б) Розгін

в) Малі швидкості у землі

г) Набір висоти

д) Горизонтальний політ з різними швидкостями

е) Віражі

ж) Моторне планування

з) Гальмування

Протягом польоту за допомогою штатних засобів контролю вертольота були виміряні в часі наступні траєкторні параметри.

1. Швидкість, одиниця виміру км / ч.

Вимірювалася приладом «Покажчик швидкості УСВІЦ-350 з цифровим виходом». Похибка видачі цифрового сигналу поточної приладової швидкості в нормальних кліматичних умовах при номінальних значеннях вхідних сигналів не перевищує ± 6 км / год.

2. Висота, одиниця виміру м.

Вимірювалася приладами:

- «Покажчик висоти ВМЦ-10» - висотомір механічний з цифровим виходом. Похибка видачі цифрового сигналу відносної висоти польоту, варіація показань при встановленому на лічильнику атмосферному тиску 760 мм рт.ст. (1013 гПа) в нормальних кліматичних умовах в залежності від висоти складає: від ± 10 м (на висоті Ом) до ± 30 м (на висоті 6000 м);

- «радіовисотомір А-053-05.02» - бортова радіолокаційна станція з безперервним випромінюванням частотно-модульованих радіохвиль. Похибка вимірювання висоти при польотах над будь-гладкою поверхнею (типу ВПП) з горизонтальною швидкістю до 120 м / с і вертикальною швидкістю не більше 8 м / с при кутах крену і тангажа до ± 20 ° в діапазоні висот від 0 до 1500 м в 95% вимірювань висоти, м: по цифровому виходу 0,45 або ± 0,02Н (що більше).

3. Кут крену і кут тангажу вертольота, градус.

Вимірюється приладом «авіагоризонт АГБ-96Д» - видає сигнали крену і тангажа вертольота. Похибка авіагоризонту по крену і тангажу на вібрує підставі - не більше ± 2,5 °.

4. Положення органів управління, одиниця виміру градуси.

Вимірюється приладом «Потенціометричні двоканальні датчики положення органів управління ДП-М». Похибка вимірювання ± 30 ".

5. Положення вихідних ланок (штоків) рульових приводів (кути нахилу тарілки автомата перекосу в поздовжньому і поперечному напрямку) РП-14, мм.

Вимірюється приладом «Потенціометричні датчики МУ-615А серії 1». Похибка вимірювання кутів в нормальних умовах: ± 2% від номінального діапазону вимірювання.

6. Кутові швидкості, рад / с.

Вимірюється приладом «Блок датчиків первинної інформації БДПІ-09» - видає інформацію про проекціях векторів кутової швидкості і лінійного прискорення.

На фігурах 2-7 наведено залежності напруг на валу несучого гвинта від виміряних параметрів. Перелік наведених параметрів не обмежений наведеними параметрами і залежить від конкретного вертольота.

В ході експерименту були виміряні наступні параметри в часі:

σ (t) - величина згинального напруги за часом, виміряна тензометричним датчиком на валу,

Dпрод (t) - кут нахилу тарілки автомата перекосу в поздовжньому напрямку,

Dпоп (t) - кут нахилу тарілки автомата перекосу в поперечному напрямку,

Dош (t) - загальний крок несучого гвинта,

V (t) - швидкість вертольота,

f т (t) - кут тангажу вертольота,

f до (t) - кут крену вертольота.

Визначено коефіцієнти кореляції для кожного параметра

Всі параметри (коефіцієнт кореляції> 0,2) обрані значущими і для них побудовані аппроксимирующие криві і складені рівняння для кожного моменту часу і для кожного параметра:

Згідно обраним значимим параметрами остаточна формула набуває вигляду:

Коефіцієнти A1, А2, A3, А4, А5, А6 знайдені шляхом рішення матричного рівняння:

Розрахункові значення згинального напруги наведені на фігурі 1 (крива σ расч (t)).

Пропонований спосіб дозволяє оцінювати рівень навантаженості вала НВ в будь-який момент його льотної експлуатації. Заснований на використанні штатних засобів контролю параметрів польоту вертольота, він дозволяє визначати рівень згинальних напружень протягом усього часу виконання польоту, використовувати його для реєстрації польотних обмежень і повідомлення екіпажу про перевищення допустимого рівня навантажень, а також визначення залишкового ресурсу.

1. Спосіб визначення в польоті згинальних напружень на валу несучого гвинта вертольота з торсіонної втулкою несучого гвинта, що включає вимір протягом всього часу польоту штатними засобами контролю льотно-технічних характеристик вертольота, розрахунок за допомогою математичної моделі навантажень на вал несучого гвинта і сигналізування в разі їх перевищення, що відрізняється тим, що з числа вимірюваних льотно-технічних характеристик вибирають і систематизують значущі параметри, які безпосередньо впливають на рівень навантаженості вала несучого гвинта, визначають аппроксимирующие функції значущих параметрів з метою визначення підсумкової функції залежності напружень у валі несучого гвинта σ (t) від обраних параметрів льотно-технічних характеристик, до підсумкової функції додаються абсолютні значення швидкостей зміни кутів повороту тарілки автомата перекосу в поздовжньому і поперечному напрямку:

2. Спосіб визначення в польоті згинальних напружень на валу несучого гвинта вертольота з торсіонної втулкою несучого гвинта по п. 1, який відрізняється тим, що для визначення значущості параметрів льотно-технічних характеристик будують залежності напружень на валу несучого гвинта від обраних параметрів і розраховують і оцінюють коефіцієнти кореляції.

3. Спосіб визначення в польоті згинальних напружень на валу несучого гвинта вертольота з торсіонної втулкою несучого гвинта по п. 2, який відрізняється тим, що значущість параметрів визначається за величиною коефіцієнта кореляції> 0,2.

Схожі патенти:

Винахід відноситься до галузі машинобудування, переважно до авіадвигунобудуванні, а саме до способу визначення фізико-механічного стану робочих лопаток турбіни високого тиску(ТВД), зокрема напруженого стану лопатки.

Винахід відноситься до технічного діагностування гідрофіцірованних силових передач самохідних машин. Спосіб оцінки якості роботи гідроподжімних муфт при перемиканні зубчастих передач гідрофіцірованних коробок передач здійснюється без розриву потоку потужності в передачах під час їх перемикання.

Винахід відноситься до вимірювальної техніки і може бути використано при експлуатації електродвигунів та іншої техніки з підшипниковими вузлами для визначення поточного стану підшипників і прогнозування ресурсу по завершенні визначеного часу з початку експлуатації.

Винахід відноситься до вимірювальної техніки і може бути використано для визначення осьового навантаження на шарікоподшипниковиє опори роторів, а також для визначення і контролю власних частот коливань роторів невеликих механізмів і приладів.

Винаходи відносяться до вимірювальної техніки, зокрема до засобів і методів вимірювання непроникності просвіту поршневого кільця. При реалізації способу відкрите поршневі кільця затискають в напрямку периферії за допомогою допоміжного пристосування з максимальним закриттям стику і визначають непроникність просвіту за допомогою оптичних засобів.

Вступ

Проектування вертольота являє собою складний, що розвивається в часі процес, що розділяється на взаємопов'язані проектні стадії і етапи. Створюваний літальний апарат повинен задовольняти технічним вимогам і відповідати техніко-економічним характеристикам, зазначеним у технічному завданні на проектування. Технічне завдання містить вихідне опис вертольота і його льотно-технічні характеристики, що забезпечують високу економічну ефективність і конкурентоспроможність, проектованої машини, а саме: вантажопідйомність, швидкість польоту, дальність, статичний і динамічний стелю, ресурс, довговічність і вартість.

Технічне завдання уточнюється на стадії передпроектних досліджень, в ході яких виконуються патентний пошук, аналіз існуючих технічних рішень, науково-дослідні і дослідно-конструкторські роботи. Основним завданням перед проектних досліджень є пошук і експериментальна перевірка нових принципів функціонування проектованого об'єкта і його елементів.

На стадії ескізного проектування вибирається аеродинамічна схема, формується образ вертольота і виконується розрахунок основних параметрів, що забезпечують досягнення заданих льотно-технічних характеристик. До таких параметрів належать: маса вертольота, потужність рухової установки, розміри несучого і рульового гвинтів, маса палива, маса приладового та спеціального обладнання. Результати розрахунків використовуються при розробці компоновочной схеми вертольота і складанні центрувальними відомості для визначення положення центру мас.

Конструювання окремих агрегатів і вузлів вертольота з урахуванням обраних технічних рішень виконується на стадії розробки технічного проекту. При цьому параметри спроектованих агрегатів повинні задовольняти значенням, відповідним ескізним проектом. Частина параметрів може бути уточнена з метою оптимізації конструкції. При технічному проектуванні виконується аеродинамічні характеристики міцності і кінематичні розрахунки вузлів, вибір конструкційних матеріалів і конструктивних схем.

На стадії робочого проекту виконується оформлення робочих і складальних креслень вертольота, специфікацій, комплектуючих відомостей та іншої технічної документації відповідно до прийнятих стандартів

У даній роботі представлена ​​методика розрахунку параметрів вертольота на стадії ескізного проектування, яка використовується для виконання курсового проекту з дисципліни "Проектування вертольотів".

1. Розрахунок злітної маси вертольота першого наближення

2. Розрахунок параметрів несучого гвинта вертольота

2.1Радіус R, М, несучого гвинта вертольота одногвинтової схеми розраховується за формулою:

g- прискорення вільного падіння, рівне 9.81 м / с 2;

p- питоме навантаження на площу, ометаемую несучим гвинтом,

p =3,14.

Значення питомого навантаження pна ометаемую гвинтом площа вибирається за рекомендаціями, представленим в роботі / 1 /: де p = 280

Приймаємо радіус несучого гвинта рівним R = 7.9

Кутова швидкість w, С -1, обертання несучого гвинта обмежена величиною окружної швидкості w Rкінців лопатей, яка залежить від злітної маси

2.2 Відносні щільності повітря на статичному і динамічному стелях

2.3 Розрахунок економічної швидкості у землі і на динамічному стелі

Визначається відносна площа

Розраховується значення економічної швидкості у землі V з, Км / год:

де I

Розраховується значення економічної швидкості на динамічному стелі V дин, Км / год:

де I= 1,09 ... 1,10- коефіцієнт індукції.

2.4Рассчітиваются відносні значення максимальної і економічної на динамічному потолкескоростей горизонтального польоту:

де V max= 250 км / год і V дин= 182.298 км / год - швидкості польоту;

w R= 232 м / с - окружна швидкість лопатей.

2.5Расчет допускаються відносин коефіцієнта тяги до заповнення несучого гвинта для максимальної швидкості у землі і для економічної швидкості на динамічному стелі:

2.6 Коефіцієнти тяги несучого гвинта у землі і на динамічному стелі:

2.7 Розрахунок заповнення несучого гвинта:

Заповнення несучого гвинта sрозраховується для випадків польоту на максимальній і економічної швидкостях:

В якості розрахункової величини заповнення sнесучого гвинта приймається найбільше значення з s Vmaxі s V дин .

Г. В. Махоткин

Проектування повітряного гвинта

повітряний гвинтзавоював репутацію незамінного рушія для швидкохідних плавзасобів, експлуатованих на мілководних і зарослих акваторіях, а також для аеросаней-амфібій, яким доводиться працювати на снігу, на льоду і на воді. І у нас і за кордоном накопичено вже чималий досвід застосування повітряних гвинтів на швидкісних малих судах і амфібії. Так, з 1964 р в нашій країні серійно випускаються і експлуатуються аеросани-амфібії (рис. 1) КБ ім. А. Н. Туполева. У США кілька десятків тисяч аеролодок, як їх називають американці, експлуатуються у Флориді.

Проблема створення швидкохідної мелкосідящіх моторного човна з повітряним гвинтом продовжує цікавити і наших суднобудівників-любителів. Найбільш доступна для них потужність 20-30 л. с. Тому розглянемо основні питання проектування повітряного рушія з розрахунком саме на таку потужність.

Ретельне визначення геометричних розмірів повітряного гвинтадозволить повністю використовувати потужність двигуна і отримати тягу, близьку до максимальної при наявній потужності. При цьому особливу важливість матиме правильний вибір діаметра гвинта, від якого багато в чому залежить не тільки ККД рушія, а й рівень шуму, прямо обумовлений величиною окружних швидкостей.

Дослідженнями залежності тяги від швидкості ходу встановлено, що для реалізації можливостей повітряного гвинта при потужності 25 л. с. необхідно мати його діаметр - близько 2 м. Щоб забезпечити найменші енергетичні витрати, повітря повинне бути відкинуто назад струменем з більшою площею перетину; в нашому конкретному випадку площа, ометаєма гвинтом, складе близько 3 м². Зменшення діаметра гвинта до 1 м для зниження рівня шуму зменшить площу, ометаемую гвинтом, в 4 рази, а це, незважаючи на збільшення швидкості в струмені, викличе падіння тяги на швартовах на 37%. На жаль, компенсувати це зниження тяги не вдається ні кроком, ні числом лопатей, ні їх шириною.

Зі збільшенням швидкості руху програш в тязі від зменшення діаметра знижується; таким чином, збільшення швидкостей дозволяє застосовувати гвинти меншого діаметру. Для гвинтів діаметром 1 і 2 м, що забезпечують максимальну тягу на швартовах, на швидкості 90 км / ч величини тяги стають рівними. Збільшення діаметра до 2,5 м, збільшуючи тягу на швартовах, дає лише незначний приріст тяги на швидкостях понад 50 км / год. У загальному випадку кожному діапазону експлуатаційних швидкостей (при певній потужності двигуна) відповідає свій оптимальний діаметр гвинта. Зі збільшенням потужності при незмінній швидкості оптимальний по ККД діаметр збільшується.

Як випливає з наведеного на рис. 2 графіка, тяга повітряного гвинта діаметром 1 м більше тяги водяного гребного гвинта (штатного) підвісного мотора «Нептун-23» або «Привіт-22» при швидкостях понад 55 км / год, а повітряного гвинта діаметром 2 м - вже при швидкостях понад 30 -35 км / ч. Розрахунки показують, що на швидкості 50 км / ч кілометровий витрата палива двигуна з повітряним гвинтом діаметром 2 м буде на 20-25% менше, ніж найбільш економічного підвісного мотора «Привіт-22».

Послідовність вибору елементів повітряного гвинта по приводиться графіками така. Діаметр гвинта визначається в залежності від необхідної тяги на швартовах при заданої потужностіна валу гвинта. Якщо експлуатація моточовни передбачається в населених районах або районах, де існують обмеження по шуму, прийнятний (на сьогодні) рівень шумів буде відповідати окружної швидкості - 160-180 м / с. Визначивши, виходячи з цієї умовної норми і діаметра гвинта, максимальне число його оборотів, встановимо передавальне відношення від вала двигуна до валу гвинта.

Для діаметра 2 м допустимий за рівнем шуму число оборотів буде близько 1500 об / хв (для діаметра 1 м - близько 3000 об / хв); таким чином, передавальне відношення при числі обертів двигуна 4500 об / хв складе близько 3 (для діаметра 1 м - близько 1,5).

За допомогою графіка на рис. 3 ви зможете визначити величину тяги повітряного гвинта, якщо вже обрані діаметр гвинта і потужність двигуна. Для нашого прикладу обраний двигун найбільш доступною потужності - 25 л. с., а діаметр гвинта - 2 м. Для цього конкретного випадку величина тяги дорівнює 110 кг.

Відсутність надійних редукторів є, мабуть, найбільш серйозною перешкодою, яке належить подолати. Як правило, ланцюгові і ремінні передачі, виготовлені любителями в кустарних умовах, виявляються ненадійними і мають низький ККД. Вимушена ж установка прямо на вал двигуна призводить до необхідності зменшення діаметра і, отже, зниження ефективності рушія.

Для визначення ширини лопаті і кроку слід скористатися приводиться номограми рис. 4. На горизонтальній правої шкалою з точки, відповідної потужності на валу гвинта, проводимо вертикаль до перетину з кривою, що відповідає раніше знайденому діаметру гвинта. Від точки перетину проводимо горизонтальну пряму до перетину з вертикаллю, проведеної з точки, що лежить на лівій шкалі числа обертів. Отримане значення визначає величину покриття проектованого гвинта (покриттям авіабудівники називають відношення суми ширини лопатей до діаметру).

Для дволопатеве гвинтів покриття дорівнює відношенню ширини лопаті до радіуса гвинта R. Над значеннями покриттів вказані значення оптимальних кроків гвинта. Для нашого прикладу отримані: покриття σ = 0,165 і відносний крок (відношення кроку до діаметру) h = 0,52. Для гвинта діаметром 1 м σ = 0,50 м і h = 0,65. Гвинт діаметром 2 м повинен бути 2-лопатевим з шириною лопаті, що становить 16,5% R, так як величина покриття невелика; гвинт діаметром 1 м може бути 6-лопатевим з шириною лопаті 50: 3 = 16,6% R або 4-лопатевим з шириною лопатей 50: 2 = 25% R. Збільшення числа лопатей дасть додаткове зменшення рівня шуму.

З достатнім ступенем точності можна вважати, що крок гвинта не залежить від числа лопатей. Наводимо геометричні розміри дерев'яної лопати шириною 16,5% R. Всі розміри на кресленні рис. 5 дані у відсотках радіусу. Наприклад, перетин D становить 16,4% R, розташоване на 60% R. Хорда перетину розбивається на 10 рівних частин, т. Е. По 1,64% R; носок розбивається через 0,82% R. Ординати профілю в міліметрах визначаються множенням радіуса на відповідне кожної ординате значення у відсотках, т. е. на 1,278; 1,690; 2,046 ... 0,548.

Ми вчора почали розмову з, в світлі суперечок і обговорень індійського тендеру. Давайте зараз коротко розглянемо конкурента, наш Мі-26 і потім порівняємо обидва вертольота.

Проектування важкого гвинтокрилого літального апарату на фірмі М.Л. Миля почалося з пошуку найбільш оптимальних схеми і компонування. Як і при створенні В-12, розглядалися три схеми: Одногвинтові і дві гвинтові - поперечна і поздовжня. Спочатку було вирішено використовувати для нових машин основні агрегати від Мі-6 і В-12: лопаті - для одногвинтового вертольота; лопаті, головні редуктори і бустери системи управління - для двухвінтових вертольотів; і від Мі-8: лопаті - для вертольота поперечної схеми з несучими гвинтами діаметром 23 м. Вивчалися варіанти: одногвинтового вертольота з несучим гвинтом діаметром 35 м; двогвинтового поперечної схеми з гвинтами діаметром 23 і 35 м; двогвинтового поздовжньої схеми з несучими гвинтами діаметром 35 м. Проте всі вони мали одні й ті ж недоліки - невідповідність параметрів технічним завданням, Низьку вагову віддачу і велику злітну масу і, отже, низькі льотно-технічні характеристики.

Аналітики фірми прийшли до висновку, що для вирішення проблеми недостатньо обмежитися вибором оптимальних параметрів - потрібні нетрадиційні методи проектування. При цьому необхідно було відмовитися як від використання серійних агрегатів, так і від застосування загальноприйнятих конструкторських рішень.

Проекту важкого вертольота присвоїли нове позначення Мі-26 або «виріб 90». Отримавши позитивний висновок від НДІ МАП, колектив "" МВЗ им. М.Л. Миля "" в серпні 1971 році приступив до розробки аванпроекта, який був закінчений через три місяці. До цього часу військовий замовник вніс зміни в технічні вимоги до вертольота - збільшив масу максимальної комерційної навантаження з 15 до 18 т. Проект був перероблений. Вертоліт Мі-26, як і його попередник Мі-6, призначався для перевезення різних видіввійськової техніки, доставки боєприпасів, продовольства, спорядження та інших матеріальних засобів, внутріфронтових перекидань підрозділів військ з бойовою технікою та озброєнням, евакуації хворих і поранених і, в окремих випадках, Для висадки тактичних десантів.

Мі-26 був перший вітчизняний вертоліт нового третього покоління. Такі гвинтокрилі апарати розроблялися в кінці 60-х - початку 70-х рр. багатьма іноземними фірмами і відрізнялися від своїх попередників поліпшеними техніко-економічними показниками, в першу чергу транспортної ефективністю. Але параметри Мі-26 значно перевершували як вітчизняні, так і зарубіжні показники вертольотів з вантажною кабіною. Вагова віддача дорівнювала 50% (замість 34% у Мі-6), паливна ефективність - 0,62 кг / (т * км). Практично при тих же геометричних розмірах, що і у Мі-6, новий апаратмав удвічі більшу корисне навантаження і значно кращі льотно-технічні характеристики. Збільшення вантажопідйомності вдвічі майже не позначилося на злітній масі вертольота.

Науково-технічна рада МАП схвалив аванпроект Мі-26 в грудні 1971 р Проектування повітряного гіганта передбачало проведення великого обсягу науково-дослідних, конструкторських і технологічних робіт, а також розробку нового обладнання. В стислі термінипередбачалося створити і побудувати агрегати і системи з малими відносними масами і високими ресурсами, стендову базу, провести випробування вузлів і агрегатів, вивчити властивості конструкцій з нових матеріалів, досліджувати нові профілі лопатей, аеродинамічні характеристики вертольота, стійкість полегшених лопатей і т.д. У зв'язку з цим "" МВЗ им. М.Л. Миля "" залучив до тісної співпраці ЦАГІ, ЛІІ, ВІАМ, НИАТ, ЦИАМ і інші організації.

У 1972 р "" МВЗ им. М.Л. Миля "" отримав позитивні висновки інститутів авіаційної промисловості і замовника. З двох представлених командуванню ВПС пропозицій: Мі-26 і гвинтокрила розробки Ухтомського вертолітного заводу - військові вибрали Мілевський машину. Важливим етапом проектування вертольота стало грамотне складання технічного завдання. Замовник спочатку вимагав установки на вертоліт приводу коліс, важкого озброєння, герметизації вантажної кабіни, забезпечення роботи двигунів на автотракторних паливах і тому подібних удосконалень, що тягнуть за собою значне ускладнення конструкції. Інженери знайшли розумний компроміс - другорядні вимоги були відхилені, а основні - виконані. В результаті була зроблена нова компоновка кабіни, що дозволяло збільшити екіпаж з чотирьох до п'яти осіб; висота вантажної кабіни, на відміну від початкового проекту, стала однаковою по всій довжині. Доопрацюванням піддалася конструкція і деяких інших частин вертольота.

У 1974 р вигляд важкого вертольота Мі-26 практично повністю сформувався. Він мав класичну для Мілевських транспортних вертольотів компоновку: майже всі системи силової установки знаходилися над вантажною кабіною; винесені вперед щодо головного редуктора двигуни і розташована в носовій частині кабіна екіпажу врівноважували хвостову частину. При проектуванні вертольота вперше розрахунок обводів фюзеляжу проводився методом завдання поверхонь кривими другого порядку, завдяки чому суцільнометалевий полумонококовой фюзеляж Мі-26 отримав свої характерні удобообтекаемие «дельфінообразние» форми. У його конструкції спочатку передбачалося застосовувати панельну збірку і клеесварние з'єднання каркаса.

У носовій частині фюзеляжу Мі-26, герметичною і обладнаної системою кондиціонування повітря, знаходилася простора і зручна кабіна екіпажу з місцями командира (лівого льотчика), правого льотчика, штурмана і борттехнік, а також кабіна для чотирьох осіб, які супроводжують вантаж, і п'ятого члена екіпажу - бортмеханіка. По бортах кабін були передбачені люки-блістери для аварійного покидання вертольота, а також бронеплити. Під підлогою кабін розташовувалися відсіки навігаційного і радиосвязного обладнання, системи життєзабезпечення і допоміжна силова установка- газотурбінний агрегат ТА-8А, що забезпечує автономний запуск двигунів, електропостачання вантажно-розвантажувальних механізмів та інших систем. Під радіопрозорим обтічником в носовій частині розміщувався навігаційний радіолокатор.

Центральну частину фюзеляжу займала містка вантажна кабіна з заднім відсіком, перехідним в хвостову балку. Довжина кабіни - 12,1 м (з трапом - 15м), ширина - 3,2 м, а висота змінювалася від 2,95 до 3,17 м. Як підтвердили макетні випробування, габарити кабіни дозволяли перевозити всі види перспективної військової техніки масою до 20 т, призначеної для оснащення мотострілецької дивізії, такі як бойова машина піхоти, самохідна гаубиця, броньовані розвідувальна машина і т.п. Завантаження техніки здійснювалася своїм ходом через вантажний люк в хвостовій частині фюзеляжу, оснащений двома розкриваються бічними стулками і опускається трапом з подтрапнікамі. Управління трапом і стулками було гідравлічним. Для механізації вантажно-розвантажувальних робіт вантажна кабіна обладнувалася двома електролебідкою ЛГ-1500 і Тельферний пристроєм, що забезпечує завантаження, розвантаження та транспортування уздовж кабіни вантажів до 5 т, а також затягування колісної несамохідної техніки. Завантаження пасажирів або легких вантажів могла вироблятися, крім того, через три двері-трапа по бортах фюзеляжу. У десантному варіанті Мі-26 перевозив 82 солдата або 68 парашутистів. Спеціальне обладнання дозволяло протягом декількох годин перетворювати вертоліт в санітарний для транспортування 60 поранених на носилках і трьох супроводжуючих медпрацівників. Великогабаритні вантажі масою до 20 т можна було перевозити на зовнішній підвісці. Її агрегати були розташовані в конструкції силового статі, завдяки чому не був потрібен демонтаж системи при перевезенні вантажів усередині фюзеляжу. Ззаду вантажного люка фюзеляж плавно переходив в хвостову балку з профільованої кінцевий балкою-кілем і стабілізатором.

Під вантажним підлогою фюзеляжу були розміщені вісім основних паливних баків загальною ємністю 12000 л. У Перегоночна варіанті у вантажній кабіні Мі-26 могли встановлюватися ще чотири додаткові баки загальною ємністю 14800 л. Зверху, над вантажною кабіною, розташовувалися відсіки двигунів, головного редуктора і двох видаткових паливних баків. На входах в повітрозабірники двигунів були встановлені грибоподібні пилозахисні пристрої. Витратні паливні баки і двигуни захищалися бронею.

Для забезпечення намічених малих значень маси агрегатів і деталей Мі-26, що працюють при високих навантаженнях, і необхідного рівня міцності і надійності ОКБ спроектувало, а дослідне виробництво "" МВЗ им. М.Л. Миля "" побудувало понад 70 випробувальних стендів, в тому числі і таких унікальних, як стенд повторно-статичних випробувань фюзеляжу і шасі методом «скидання» натурного вироби, замкнутий стенд для випробувань головного редуктора, натурний стенд для випробувань силових і несучих систем вертольота, стенд попередніх статичних випробувань і доведення відсіків фюзеляжу, стенд статичних випробувань задній частині фюзеляжу. При випробуваннях фюзеляжу необхідна міцність досягалася шляхом послідовного виявлення слабких місць і їх посилення. В результаті Мі-26 перевершив попередника за обсягом вантажної кабіни і масі корисного навантаження майже в два рази, а маса фюзеляжу залишилася без зміни. Були також створені стенди для випробувань редукторів і валів хвостовій трансмісії і окремих частин головного редуктора, проведені динамічні випробування лопатей, комбіновані випробування зчленувань втулок і окоренкові частин лопатей несучого і рульового гвинтів і т.д. Результати стендових випробувань негайно враховувалися при конструюванні агрегатів і систем.

Першочерговим завданням при проектуванні Мі-26, як і всіх інших гвинтокрилих машин, стало створення сучасного несучого гвинта, що володіє малою масою і високими аеродинамічними і міцності. При розробці лопатей Мі-26 інженери ОКБ спиралися на багатий досвід проектування і експлуатації лопатей зі сталевим лонжероном і лонжероном з алюмінієвого сплаву. Невеликий досвід використання склопластику в лопатях таких розмірів зумовив рішення конструкторів не застосовувати його в якості основного матеріалу для такого великого гвинта. Сталевий лонжерон забезпечував набагато більший запас втомної міцності. Крім того, до цього часу була розроблена унікальна технологія виробництва сталевих лонжеронів з вушками кріплення до втулки, виконаними за одне ціле з трубою. Лопать гвинта важкого вертольота була спроектована на основі сталевого лонжерона і склопластикової формотворною конструкції. Між внутрішнім шаром склопластику і зовнішньої стеклопластиковой обшивкою перебували склопластикові силові пояси і легкий пінопласт. Ззаду до зовнішньої обшивки приклеювався хвостовій відсік зі склопластикової обшивкою і стільниковим заповнювачем з паперу «номекс». Кожна лопать була забезпечена пневматичною системою виявлення наскрізних мікротріщин в лонжероні на стадії їх утворення. Проведені спільно з ЦАГІ дослідження по оптимізації аеродинамічного компонування лопат дозволили значно збільшити ККД гвинта. Експериментальний комплект з п'яти динамічно подібних лопатей Мі-26 пройшов в 1975 р попередні випробування на літаючої лабораторії Мі-6.

Вперше в історії вертольотобудування високо навантажений несучий гвинт Мі-26 створювався восьмілопастним. Для того щоб зібрати такий гвинт, рукава втулки довелося зробити знімними. Кріплення лопатей до втулки було традиційним, за допомогою трьох шарнірів, проте в конструкцію осьового шарніра інженери "" МВЗ им. М. Л. Миля "" ввели торсіон, що сприймає відцентрові навантаження. Ряд шарнірних вузлів виконувався із застосуванням метало-фторопластових підшипників. Вертикальні шарніри були оснащені пружинно-гідравлічними демпферами. Для зниження маси втулки несучого гвинта в її конструкції замість стали був використаний титан. Все це дозволило створити восьмілопастной несучий гвинт з тягою на 30% більшою і масою на 2 т меншій, ніж у пятилопастного гвинта Мі-6. Проведені в 1977 р попередні випробування несучого гвинта Мі-26 на літаючої лабораторії Мі-6 підтвердили правильність вибору параметрів, показали високі аеродинамічні характеристики, відсутність різного роду нестійкості, низький рівень вібрацій, помірні напруги в лонжеронах лопатей і рівень навантажень в агрегатах несучої системи, що не перевищує розрахунковий.

На вертольоті Мі-26 встановили рульової гвинт з напрямком обертання, при якому нижня лопать йшла назустріч потоку. Цельностеклопластіковие лопаті пятилопастного напівжорсткого рульового гвинта кріпилися до втулки за допомогою горизонтального та осьового шарнірів з торсионом. Лонжерони його лопатей спочатку виготовляли методом ручного укладання тканини, а потім новим методом машинної спіральної намотки. Незважаючи на збільшення тяги рульового гвинта в два рази, його маса залишилася такою ж, як у гвинта Мі-6. Лопаті несучого і рульового гвинтів оснащувалися електротеплової противообледенительной системою. Досвідчений рульової гвинт пройшов попередні випробування на літаючої лабораторії Мі-6. Крім лопатей, склопластик використовувався в якості конструкційного матеріалу при виготовленні лонжерона стабілізатора і деяких несилових елементів конструкції фюзеляжу.

Однією з найскладніших завдань стало створення головного редуктора, який повинен був передавати потужність вище 20 тис.л.с. Для всіх Мілевських вертольотів, за винятком Мі-1, головні редуктори проектували конструктори-двигуністи, а ОКБ М. Л. Міля виконувало тільки ескізний компонування. При роботі над Мі-26 рухові ОКБ не змогли створити головний редуктор, розрахований на задану керівниками проекту масу Мі-26. Унікальний головний редуктор був розроблений на МВЗ власними силами. Розглядалися дві кінематичні схеми: традиційна планетарна і принципово нова многопоточная, раніше у вітчизняному вертольотобудуванні не застосовуються. Дослідження показали, що друга схема дозволить отримати значний виграш в масі. В результаті триступеневий головний редуктор ВР-26, що перевершує використовуваний на Мі-6 редуктор Р-7 по переданої потужності майже в два рази, а по вихідній крутним моментом - більш ніж в півтора рази, вийшов важче попередника всього на 8,5%. Передавальне відношення головного редуктора становило 62,5: 1.

Шасі Мі-26 - трехопорное, що включає передню і дві основні опори, з двокамерними амортизаційними стійками. Під кінцевий балкою була встановлена ​​забирається хвостова опора. Для зручності вантажно-розвантажувальних робіт основні опори шасі були обладнані системою зміни кліренсу.

При розробці Мі-26 особлива увага приділялася забезпеченню автономності базування, підвищенню надійності і простоти експлуатації. Наявність спеціальних трапів-капотів, лазів і люків дозволяло здійснювати наземне обслуговування вертольота і його агрегатів без застосування спеціальних аеродромних засобів.

Проектування більшості агрегатів і систем конструктори ОКБ закінчили в 1975 р До цього ж часу державна комісія прийняла остаточний макет вертольота і, відповідно до постанови уряду, складальний цех МВЗ приступив до будівництва натурних зразків Мі-26. Новим відповідальним провідним конструктором був призначений В.В.Шутов. Зібраний в наступному році перший екземпляр вертольота надійшов на повторно-статичні і вібраційні випробування. У жовтні 1977 року достроково закінчилася збірка першого льотного зразка, і в останній день того ж місяця тягач викотив перший Мі-26 з цеху на отработочную майданчик. Півтора місяці тривала доведення завантаженого баластом вертольота і його систем на землі. Встановлені на лопатях спеціальні завантажувальні щитки-мулінеткі дозволяли перевіряти роботу двигунів на всіх режимах без прив'язі вертольота. 14 грудня 1977 льотчик-випробувач Г.Р.Карапетян вперше відірвав вертоліт від землі і здійснив трихвилинне випробування систем і агрегатів в повітрі. У лютому наступного року Мі-26 перелетів із заводською майданчика на льотно-дослідну станцію МВЗ, де незабаром був продемонстрований командуванню ВПС СРСР.

Разом з пілотом фірми Г.Р.Карапетяном в доведенні нового вертольота активну участь брали заводські льотчики-випробувачі Г.В.Алферов і Ю.Ф.Чапаев. Обов'язки провідного інженера з льотних випробувань виконував В.А.Ізаксон-Єлізаров. В середині 1979 р програма заводських випробувань була успішно виконана. Що брали в них участь представники замовника дали попередній позитивний висновок про відповідність отриманих льотно-технічних характеристик заданих параметрах. Ростовське вертольотобудівне виробниче об'єднання (РВПО) приступило до освоєння серійного виробництва Мі-26, а перший дослідний екземпляр після дефектації та заміни деяких деталей в кінці жовтня того ж року був пред'явлений замовнику на етап «А» спільних державних випробувань.

Державні випробування Мі-26 пройшов в рекордно короткі терміни. Це пояснювалося великою попередньої науково-дослідної та експериментальної роботою, проведеною на заводі. На етапі «А» випробувачі зіткнулися тільки з однією проблемою - поперечними низькочастотними коливаннями вертольота на деяких режимах польоту.

Недолік був усунений після зміни задньої частини обтекателей капотів. Крім того, конструктори встановили на дослідній машині новий комплект лопатей з поліпшеною аеродинамічним компонуванням. У травні 1979 року на державні випробування надійшов зібраний на дослідному виробництві МВЗ другий льотний екземпляр, на якому перевірялася робота системи зовнішньої підвіски, десантно-транспортного, такелажні-швартовочного і санітарного устаткування, а також проводилася «примірка» розміщення у вантажній кабіні різних одиниць бойової техніки. У квітні 1980 р другої Мі-26 поступив в НДІ ВПС для проведення заключного другого етапу «Б» державних спільних випробувань, а перший апарат використовувався для відпрацювання посадок на режимі авторотації. Режим безмоторного спуску і посадки викликав деякі побоювання у випробувачів через відносно малу вагу несучого гвинта і високого навантаження на нього, проте вертоліт продемонстрував гарантовану можливість посадки з непрацюючими двигунами.

В ході етапу «Б» не було будь-яких неприємних сюрпризів, якщо не брати до уваги одного разу лопнула покришки. За час держвипробувань обидва вертольота зробили півтори сотні польотів і «набрали» понад 104 льотних годин.

Державні випробування закінчилися до 26 серпня 1980 У підписаному замовником в жовтні того ж року заключному акті стверджувалося: «Досвідчений середній (по військовій класифікації того часу Мі-26 вважався« середнім ». - Прим. Авт.) Військово-транспортний вертоліт Мі- 26 державні спільні з етапу «Б» випробування витримав ... Льотно-технічні, бойові і експлуатаційні характеристики в основному відповідають характеристикам, заданим Постановою. Статичний стеля і максимальна маса навантаження перевершують задані ТТТ ... Досвідчений військово-транспортний вертоліт Мі-26 і його комплектуючі вироби, які отримали позитивну оцінку за результатами випробувань, рекомендувати для запуску в серійне виробництво і прийняття на озброєння Радянської Армії ». Започаткована одночасно з радянськими вертолетостроітелямі спроба американських фахівців фірми «Боїнг-Вертол» створити за програмою HLH гвинтокрилий гігант, аналогічний за параметрами Мі-26, закінчилася невдачею.

Таким чином, досвід розробки і випробувань вертольота Мі-26 показав, що, по-перше, розвиток теорії і практики вертольотобудування дозволяє розсунути межі, що обмежують максимальну масу вертольота; по-друге, чим більший об'єм робіт, виконаних на ранніх етапах проектування, тим успішніше завершальна стадія створення вертольота; і, по-третє, відпрацювання агрегатів, окремих елементів і систем на стендах і літаючих лабораторіях до початку польотів нового вертольота дозволяє істотно скоротити час на його доведення і льотні випробування, а також підвищити безпеку. Необхідно відзначити, що це був приклад найуспішнішого і плідної співпраці "" МВЗ им. М. Л. Миля "" з НДІ і керівництвом ВПС.

В середині 80-х рр. досвідчений Мі-26 дообладнували, відповідно до результатів бойового застосування вертольотів в Афганістані, ежекторними вихлопними пристроями, а також системою пасивного захисту від зенітних ракетних комплексів. Перший серійний Мі-26, побудований на Ростовському вертолітному виробничому об'єднанні, піднявся в повітря 25 жовтня 1980 м.Новий вертоліт замінив на стапелях Мі-6. Всього в Ростові побудовано близько 310 вертольотів Мі-26.

Поставки вертольотів Мі-26 в окремі транспортно-бойові полки авіації Сухопутних військ, в полки і ескадрильї прикордонних почалися в 1983 р Після декількох років доведення вони стали надійними і улюбленими в військах машинами. Бойове застосування вертольота почалося в Афганістані. Входили до складу 23-го авіаполку прикордонних вертольоти використовувалися для перевезення вантажів, доставки поповнень і евакуації поранених. Бойових втрат не було. Взяли участь Мі-26 і практично у всіх збройних конфліктах на Кавказі, в тому числі і в двох «чеченських» війнах. Зокрема, саме на Мі-26 проводилася оперативна доставка військ і їх передислокація під час боїв в Дагестані в 1999 р Крім армійської авіації та авіації прикордонних військ Мі-26 надійшли в той час і в авіачастині МВС Росії. Скрізь вертоліт показав себе виключно надійною і часто незамінною машиною.

Знайшли застосування Мі-26 при боротьбі з пожежами і під час стихійних лих. У 1986 р вертольоти використовувалися при ліквідації наслідків аварії на Чорнобильській АЕС. З огляду на всю серйозність ситуації, що склалася конструктори розробили і обладнали тоді відповідну модифікацію всього за три дні. Льотчики Мі-26 скинули з ваговозів на дихав смертю реактор і заражену місцевість десятки тисяч тонн спеціальної рідини та інших захисних матеріалів.

У Аерофлот Мі-26 почали надходити в 1986 р Першим їх отримало Тюменьское авіапідприємство. Саме при освоєнні газонафтових родовищ Західного Сибіру особливо знадобилися ростовські ваговози. Особливо затребувані виявилися унікальні краново-монтажні здатності машини. Тільки на ній можна перевозити і встановлювати безпосередньо на місце експлуатації вантажі масою до 20 т.

Довелось російським і українським Мі-26 взяти участь у складі миротворчих місій ООН. Вони працювали на території колишньої Югославії, в Сомалі, Камбоджі, Індонезії і т.д. Завдяки унікальній вантажопідйомності ростовські ваговози користуються великим попитом за кордоном. Там вони останні десять років експлуатуються як вітчизняними авіакомпаніями, так і в складі іноземних, найняли вертольоти в оренду або лізинг. Однією з компаній, що представляє Мі-26Т в лізинг є кіпрська компанія «Натшелл». Приналежний їй повітряний гігант гасив пожежі, перевозили вантажі, виступали під егідою ООН в ролі миротворця в Східному Тиморі. Мі-26Т виконував в Німеччині та інших країнах Європи транспортування важких великогабаритних вантажів, будівельно-монтажні роботи при будівництві ліній електропередач, антенно-щоглових споруд, реконструкції та будівництві промислових об'єктів, гасіння лісових і міських пожеж.

У 2002 р Мі-26 російської авіакомпанії «Вертикаль-Т» надавали допомогу навіть збройним силам США. Ваговоз вивіз з важкодоступних районів Афганістану на американську базу в Баграмі збитий вертоліт Боїнг-Вертол CH-47 «Чинук» - найважчу гвинтокрилу машину армійської авіації США. Багаті американці дуже педантично ставляться до заощадження і порятунку своєї гвинтокрилої техніки.

Важкі гвинтокрилі машини в даний час успішно експлуатуються в цивільних і військових цілях як у нас в країні, так і за кордоном. Вони використовуються для доставки гуманітарної допомоги, евакуації біженців, перевезення вантажів і техніки, на краново-монтажних роботах, при будівництві мостів, на монтажі важкого устаткуванняпромислових підприємств, при будівництві бурових, ліній електропередач, розвантаження кораблів на зовнішньому рейді і багатьох інших видах роботи, як в звичайних, так і важкодоступних районах.

Після демонстрації Мі-26 на авіаційному салоні в Ле-Бурже в 1981 р самим вантажопідйомним вертольотом світу зацікавилися закордонні замовники. Перші чотири екземпляра повітряного гіганта закупила Індія. Після розвалу Радянського Союзу важкі машини виявилися, крім Збройних Сил Росії, в арміях країн СНД. Вони також експлуатуються Північною Кореєю (два вертольоти), Південною Кореєю (один), Малайзією (два), Перу (три), Мексикою (два), Грецією і Кіпром. У 2005 р замовлення на Мі-26 оформила Венесуела. Подальшому розширенню застосування Мі-26 як у нас в країні, так і за кордоном сприяє отримання на нього в 1995р. вітчизняного сертифіката льотної придатності.

Ну а тепер перейдемо безпосередньо до аналізу учасників індійського тендеру.

Не так давно з Індії прийшли звістки про результат конкурсу на покупку ударного вертольота. У тому тендері переміг американський Boeing AH-64D, по ряду характеристик перевершив російський Мі-28Н. Тепер же з'явилися нові відомості про хід ще одного конкурсу, який стосується поставок вертольотів, і знову ситуація може бути неприємною для Росії. Але про все по порядку.

Минулої неділі індійське видання Times Of India опублікувало відомості про прийдешнє завершення конкурсу, метою якого є покупка військово-повітряними силами Індії півтора десятка важких транспортних вертольотів. Основними конкурентами в ході цих «змагань» були вертольоти Boeing CH-47 Chinook і Мі-26Т2. Незважаючи на приналежність до одного класу, ці машини значно різняться за своїми характеристиками. В першу чергу, варто згадати корисне навантаження цих гвинтокрилих машин. Американський вертоліт CH-47 останніх модифікацій може підняти в повітря вантажі загальною масою понад дванадцять тонн, а для російського Мі-26Т2 цей параметр становить 20 тисяч кілограм. Таким чином, характеристики обох вертольотів можуть прозоро натякати на результат конкурсу.

Проте, Times Of India опублікували абсолютно несподівану новину. З посиланням на якесь джерело в міністерстві оборони Індії видання пише, що переможець уже обраний, і це - не російська машина. Основною причиною такого вибору джерело назвало меншу вартість американського вертольота. Крім того, індійські журналісти згадали якесь перевагу «Чинука» в технічному плані. Таке повідомлення виглядає, як мінімум, дивно. До сих пір всі конкурси за участю вертольотів Мі-26 різних модифікацій закінчувалися однаково: підписанням контракту з Росією. Тепер же стверджується, що російський вертолітне тільки не виграв конкурс, але чомусь став гірше американської гвинтокрилій машини, Яка помітно відрізняється від нього. Спробуємо розібратися в ситуації, що склалася.

Перш за все, варто торкнутися технічних характеристик. Як вже говорилося, російський вертоліт має велику вантажопідйомність. Більш того, за цим параметром з Мі-26 поки не може конкурувати жоден вертоліт світу. Рекордно велика вантажопідйомність підкріплена розміром вантажної кабіни: 12х3,25х3 метра (приблизно 117 кубічних метрів). Грузоотсеков CH-47, в свою чергу, помітно менше: 9,2х2,5х2 метра (близько 45 кубометрів). Неважко здогадатися, який вертоліт зможе перевезти більше вантажу у ваговому і об'ємному вимірах. Відносно вантажопідйомності можна згадати два випадки, коли російські вертольоти Мі-26 вивозили з Афганістану пошкоджені CH-47. Крім того, нормальний злітна вага американських вертольотів всього на пару тонн перевищує максимальну вантажопідйомність російських Мі-26. Що стосується льотних даних, то швидкістьі дальність Мі-26 і CH-47 приблизно рівні. Таким чином, в технічному плані однозначно виграє російський вертоліт. Природно, за умови, що замовнику потрібна машина з вантажопідйомність в два десятка тонн. Судячи з вихідного технічним завданням конкурсу, індійські ВПС хочуть отримати саме такі вертольоти.

Перейдемо до фінансовий бік справи. Згідно з відкритими джерелами, вертольоти CH-47 пізніх модифікацій обходяться закордонним замовникам приблизно в 30 мільйонів доларів за штуку. Щодо Мі-26Т2 такої інформації немає, але попередні вертольоти цієї моделі коштували не більше 25 мільйонів. Іншими словами, навіть при значній зміні складу обладнання, двигуніві т.п. російський вертоліт нової модифікації виявляється, як мінімум, не дорожче американського. Можливо, під час підрахунку економічних нюансів індійська конкурсна комісія взяла до уваги не тільки ціну вертольотів, а й вартість обслуговування. Однак такий аргумент виглядає не зовсім правильним через кращої вантажопідйомності Мі-26Т2. Цілком очевидно, що велика корисне навантаження обійдеться експлуатанту в відповідну суму. Тут міркування знову повертаються до технічних умов конкурсу, в яких була прописана вантажопідйомність в 20 тонн. Навіщо, питається, включати таку вимогу, якщо на покупку відповідають йому вертольотів просто шкода грошей?

Однак найцікавіша інформація, яка може пролити світло на результати індійського конкурсу, надійшла від РІА Новини. Російське інформагентство теж посилається на анонімне джерело, на цей раз близький до нашої оборонної промисловості. Незважаючи на анонімність, ця людина поділився цілком очевидною і очікуваної інформацією. Джерело «Новин» стверджує, що російські вертолетостроітелі ще не отримували ніяких офіційних повідомлень про результат індійського конкурсу. Можливо, джерело РІА Новости в силу якихось причин не має належної інформацією, проте ряд речей дозволяє визнати правильність його слів. Рішення конкурсної комісії, як це завжди трапляється, відразу ж буде оголошено і поширене засобами масової інформації. А ми на даний момент маємо інформацію тільки з неофіційних анонімних джерел. В першу чергу, підозри викликає неназваний чоловік з індійського Міноборони. Справа в тому, що прийняте за істину заяву про виграш CH-47 викликає занадто багато сумнівів і питань, як технічного, так і економічного характеру. Джерело російського РІА Новини, в свою чергу, поділився інформацією, яка не вступає в очевидне протиріччя з логікою і рядом інших фактів.

Таким чином, нині новина про результати конкурсу на поставку важкого транспортного вертольота для ВПС Індії варто визнати слухом, Як мінімум, не мають офіційного підтвердження. У той же час, до оголошення результатів тендера комісією індійського Міноборони питання про переможця залишається відкритим. У такій ситуації варто дочекатися закінчення роботи конкурсної комісії і звірити з реальністю свої підозри щодо того чи іншого анонімного джерела.