Введение
Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость.
Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов.
На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс.
Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематические расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем.
На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами
В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине "Проектирование вертолетов".
1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения
где - масса полезного груза, кг;
-масса экипажа, кг.
-дальность полета
кг.
2. Расчет параметров несущего винта вертолета
2.1Радиус R
, м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:
,
где - взлетная масса вертолета, кг;
g
- ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с2
;
p
- удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,
p
=3,14.
Значение удельной нагрузки p
на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p
=
280
м.
Принимаем радиус несущего винта равным R
=
7.9
Угловая скорость w
, с-1
, вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости w
R
концов лопастей, которая зависит от взлетной массы вертолета и составили w
R
=
232 м/с.
с-1
.
об/мин.
2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках
2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки:
, где S
э
=
2.5
Рассчитывается значение экономической скорости у землиV
з
, км/час:
,
где I
= 1,09…1,10- коэффициент индукции.
км/час.
Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолкеV
дин
, км/час:
,
где I
= 1,09…1,10- коэффициент индукции.
км/час.
2.4Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолкескоростей горизонтального полета:
,
,
где Vmax
=250 км/час и V
дин
=182.298 км/час - скорости полета;
w
R
=232 м/с - окружная скорость лопастей.
2.5Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:
при
при
2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:
,
,
,
.
2.7 Расчет заполнения несущего винта:
Заполнение несущего винта s
рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
;
.
В качестве расчетной величины заполнения s
несущего винта принимается наибольшее значение из s
Vmax
и s
V
дин
:
Принимаем
Длина хорды b
и относительное удлинение l
лопастей несущего винта будет равны:
, где zл
-число лопастей несущего винта(zл
=3)
м,
.
2.8 Относительное увеличение тяги несущего винтадля компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения:
,
где Sф
-площадь горизонтальной проекции фюзеляжа;
Sго
-площадь горизонтального оперения.
Sф
=10 м2
;
Sго
=1.5 м2
.
.
3. Расчет мощности двигательной установки вертолета.
3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке:
Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле:
,
где NH
ст
- потребная мощность, Вт;
m
0
- взлетная масса, кг;
g
- ускорение свободного падения, м/с2
;
p
- удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м2
;
Dст
- относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;
h
0
- относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (h
0
=0.75);
- относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения :
.
3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости
Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле:
,
где - окружная скорость концов лопастей;
- относительная эквивалентная вредная пластинка;
I
э
- коэффициент индукции, определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:
, при км/ч,
, при км/ч.
3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна:
,
где Dдин
- относительная плотность воздуха на динамическом потолке,
V
дин
- экономическая скорость вертолета на динамическом потолке,
3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете
Удельная мощность , необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:
,
где - экономическая скорость у земли,
3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета
3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке равна:
,
где - удельная дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка H
ст
и рассчитывается по формуле:
,
x
0
- коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения, значение которого зависит от взлетной массы вертолета m
0
:
при m
0
< 10 тонн
при 10 25 тонн
при m
0
> 25 тонн
,
,
3.5.2 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости равна:
,
где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,
- дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полетаVmax
:
;
3.5.3 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью V
дин
равна:
,
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,
и - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H
и скорости полета V
дин
в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:
,
.
;
3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете равна:
,
где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,
- степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы,
n
=2 - количество двигателей вертолета.
,
,
3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки
Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается максимальной значение удельной приведенной мощности:
.
Потребная мощность N
двигательной установки вертолета будет равна:
,
где m
01
- взлетная масса вертолета,
g
= 9.81 м2
/с - ускорение свободного падения.
Вт,
3.6 Выбор двигателей
Принимаем два турбовальных двигателя ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) общей мощность каждого N
=1,405∙106
Вт
Двигатель ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) предназначен для установки на вертолеты новых поколений, а также для замены двигателей на существующих вертолетах для повышения их летно-технических характеристик. Он создан на базе серийного сертифицированного двигателя ТВ3-117ВМА и производится на ФГУП «Завод имени В.Я. Климова».
4. Расчет массы топлива
Для расчета массы топлива, обеспечивающей заданную дальность полета, необходимо определить крейсерскую скорость V
кр
. Расчет крейсерской скорости выполняется методом последовательных приближений в следующей последовательности:
а) принимается значение крейсерской скорости первого приближения:
км/час;
б) рассчитывается коэффициент индукции I
э
:
при км/час
при км/час
в) определяется удельная мощность , потребная для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме:
,
где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,
- коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета V
кр
1
, рассчитываемый по формуле:
.
г) Рассчитывается крейсерская скорость второго приближения:
.
д) Определяется относительное отклонение скоростей первого и второго приближения:
.
При производится уточнение крейсерской скорости первого приближения V
кр
1
, она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения . Затем расчет повторяется с пункта б) и заканчивается при условии .
Удельный расход топлива рассчитывается по формуле:
,
где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,
- коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета,
- удельный расход топлива на взлетном режиме.
В случае полета на крейсерском режиме принимается:
;
;
при кВт;
при кВт.
кг/Вт∙час,
Масса топлива затрачиваемого на полет m
т
будет равна:
где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости,
- крейсерская скорость,
L
- дальность полета.
кг.
5. Определение массы узлов и агрегатов вертолета.
5.1 Масса лопастей несущего винта определяется по формуле:
,
где R
- радиус несущего винта,
s
- заполнение несущего винта,
кг,
5.2 Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле:
,
где k
вт
- весовой коэффициент втулок современных конструкций,
k
л
– коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.
В расчете можно принять:
кг/кН,
,
следовательно, в результате преобразований мы получи:
Для определения массы втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу N
цб
(в кН):
,
кН,
кг.
5.3 Масса системы бустерного управления, в которую входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом рассчитывается по формуле:
,
где b
– хорда лопасти,
k
бу
- весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м3
.
кг.
5.4 Масса системы ручного управления:
,
где k
ру
- весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м.
кг.
5.5 Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле:
,
где k
ред
– весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм)0,8
.
Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N
и частоту вращения винта w
:
,
где x
0
- коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m
0
:
при m
0
< 10 тонн
при 10 25 тонн
при m
0
> 25 тонн
Н∙м,
Масса главного редуктора:
кг.
5.6 Для определения массы узлов привода рулевого винта рассчитывается его тягаT
рв
:
,
где M
нв
– крутящий момент на валу несущего винта,
L
рв
– расстояние между осями несущего и рулевого винтов.
Расстояние между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора d
между концами их лопастей:
,
где d
- зазор, принимаемый равным 0,15…0,2 м,
- радиус рулевого винта, который в зависимости от взлетной массы вертолета составляет:
при т,
при т,
при т.
м,
м,
Н,
Мощность N
рв
, расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле:
,
где h
0
– относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.
Вт,
Крутящий моментM
рв
, передаваемый рулевым валом, равен:
Н∙м,
где - частота вращения рулевого вала,
с-1
,
Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, Н
в
=
3000 об/минравен:
Н∙м,
Н∙м,
Масса m
в
трансмиссионного вала:
,
где k
в
– весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм)0,67
.
кг,
Масса m
пр
промежуточного редуктора равна:
где k
пр
– весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм)0,8
.
кг,
Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:
,
где k
хр
- весовой коэффициент для хвостового редуктора, значение которого равно 0,105 кг/(Нм)0,8
кг.
5.7 Масса и основные размеры рулевого винта рассчитываются в зависимости от его тяги T
рв
.
Коэффициент тяги C
рв
рулевого винта равен:
,
Заполнение лопастей рулевого винта s
рв
рассчитывается так же, как для несущего винта:
где - допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта.
Длина хорды b
рв
и относительное удлинение l
рв
лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам:
,
,
где z
рв
- число лопастей рулевого винта.
Масса лопастей рулевого винта m
лр
рассчитывается по эмпирической формуле:
,
кг
Значение центробежной силы N
цбр
, действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки,
Масса втулки рулевого винта m
втр
рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:
,
где N
цб
- центробежная сила, действующая на лопасть,
k
вт
- весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН1,35
kz
- весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле:
.
кг
5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета
Удельная масса двигательной установки вертолета g
дв
рассчитывается по эмпирической формуле:
,
где N
- мощность двигательной установки.
Масса двигательной установки будет равна:
кг.
5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета
Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле:
,
где S
ом
- площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по формукле:
м2
,
m
0
– взлетная масса первого приближения,
k
ф
- коэффициент, равный 1,7.
кг,
Масса топливной системы:
,
где m
т
- масса затрачиваемого на полет топлива,
k
тс
- весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09.
кг,
Масса шасси вертолета равна:
,
где k
ш
- весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси:
- для не убираемого шасси,
- для убираемого шасси.
кг,
Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле:
,
где L
рв
– расстояние между осями несущего и рулевого винтов,
z
л
– число лопастей несущего винта,
R
– радиус несущего винта,
l
л
– относительное удлинение лопастей несущего винта,
k
пр
и k
эл
- весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования, значения которых равны:
,
.
кг,
Масса прочего оборудования вертолета:
,
где k
пр
- весовой коэффициент, значение которого равно 2.
кг.
5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения
Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:
Взлетная масса вертолета второго приближения m
02
будет равна сумме:
где m
т
- масса топлива,
m
гр
- масса полезного груза,
m
эк
- масса экипажа.
кг,
6. Описание компоновки вертолета
Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и двухопорными лыжами. Фюзеляж вертолета каркасной конструкции, состоит из носовой и центральной частей, хвостовой и концевой балок. В носовой части размещена двухместная кабина экипажа, состоящего их двух летчиков. Остекление кабины обеспечивает хороший обзор, правый и левый сдвижные блистеры снабжены механизмами аварийного сбрасывания. В центральной части размещена кабина размерами 6.8 х 2.05 х 1.7м, и центральной сдвижной дверью размерами 0.62 х 1.4м с механизмом аварийного сбрасывания. Грузовая кабина рассчитана на перевозку грузов массой до 2т и снабжена откидными сиденьями для 12 пассажиров, а также узлами для крепления 5 носилок. В пассажирском варианте в кабине размещены 12 кресел, установленных с шагом 0.5м и проходом 0.25м; а в задней части сделан проем под заднюю входную дверь, состоящую из двух створок.
Хвостовая балка клепаной конструкции балочно-стрингерного типа с работающей обшивкой, снабжена узлами для крепления управляемого стабилизатора и хвостовой опоры.
Стабилизатор размером 2.2м и площадью 1.5м2
с профилем NACA 0012 однолонжеронной конструкции, с набором нервюр и дюралюминиевой и полотняной обшивкой.
Двухопорные, лыжи, передняя опора самоориентирующаяся, размерами 500 х 185мм, главные опоры форменного типа с жидкостно-газовыми двухкамерными амортизаторами размерами 865 х 280мм. Хвостовая опора состоит из двух подкосов, амортизатора и опорной пяты; колея лыж 2м, база лыжи 3.5м.
Несущий винт с шарнирным креплением лопастей, гидравлическими демпферами и маятниковыми гасителями колебаний, установлен с наклоном вперед 4° 30'. Цельнометаллические лопасти состоят из прессованного лонжерона из алюминиевого сплава АВТ-1, упрочненного наклепом стальными шарнирами на вибростенде, хвостового отсека, стального наконечника и законцовки. Лопасти имеют прямоугольную форму в плане с хордой 0.67 м и профилями NACA 230 и геометрической круткой 5%, окружная скорость концов лопастей 200м/с, лопасти снабжены визуальной системой сигнализации о повреждении лонжерона и электротепловым противообледенительным устройством.
Рулевой винт диаметром 1,44м трехлопастный, толкающий, с втулкой карданного типа и цельнометаллическими лопастями прямоугольной формы в плане, с хордой 0.51м и профилем NACA 230M.
Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД со свободной турбиной ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3)Санкт-Петербургского НПО им. В.Я.Климова общей мощности каждого N=1405 Вт, установленных сверху фюзеляжа и закрытых общим капотом с открывающимися створками. Двигатель имеет девятиступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания кольцевого типа и двухступенчатую турбину.Двигатели снабжены пылезащитными устройствами.
Трансмиссия состоит из главного, промежуточного и хвостового редукторов, валов тормоза, несущего винта. Главный редуктор ВР-8А трехступенчатый, обеспечивает передачу мощности от двигателей, к несущему винту, рулевому винту и вентилятору для охлаждения, маслорадиаторов двигателей и главного редуктора; общая емкость маслосистемы 60кг.
Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой .и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем. Четырехканальный автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте. Основная гидравлическая система обеспечивает питание всех гидроагрегатов, а дублирущая, - только гидроусилителей.
Система отопления и вентиляции обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров, противообледенительная система защищает от обледенения лопасти несущего и рулевого винтов, передние стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.
Оборудование для полетов по приборам в сложных метеорологических условиях днем и ночью включает два авиагоризонта, два указателя частоты вращения НВ, комбинированную курсовую систему ГМК-1А, автоматический радиокомпас, радиовысотомер РВ-3.
Связное оборудование включает командные УКВ-радиостанции Р-860 и Р-828, связные КВ-радиостан-ции Р-842 и "Карат", самолетное переговорное устройство СПУ-7.
7. Расчет центровки вертолета
Таблица 1. Центровочная ведомость пустого вертолета
| Наименование агрегата | Масса агрегата, mi
, кг |
Координата x
i центра масс агрегата, м |
Статический момент агрегата Мхi
|
Координата yi
центра масс агрегата, м |
Статический момент агрегата Мyi
|
| 1 Несущий винт | |||||
| 1.1 Лопасти | 127 | 0 | 0 | 0 | 0 |
| 1.2 Втулка | 122 | 0 | 0 | 0 | 0 |
| 2 Система управления | |||||
| 2.1 Система бустерного управления | 43 | -0,5 | -146 | -0,9 | -262,8 |
| 2.2 Система ручного управления | 195 | 2,7 | 648 | -3,6 | -864 |
| 3 Трансмиссия | |||||
| 3.1 Главный редуктор | 361 | 0 | 0 | -1 | -1005 |
| 3.2 Промежуточный редуктор | 58 | -1,3 | -75,4 | -9,9 | -574,2 |
| 3.3 Хвостовой редуктор | 21 | -11,3 | -745,8 | 0 | 0 |
| 3.4 Трансмиссионный вал | 17 | -5,3 | -291,5 | -1,3 | -71,5 |
| 4 Рулевой винт | |||||
| 4.1 Лопасти | 10 | -11,3 | -768,4 | 0 | 0 |
| 4.2 Втулка | 59 | -11,3 | -553,7 | 0 | 0 |
| 5 Двигательная установка | 276 | 1,1 | 652,3 | -1,3 | -770,9 |
| 6 Топливная система | 64 | 0,5 | 92,5 | -3,2 | -592 |
| 7 Фюзеляж | |||||
| 7.1 Носовая часть (15 %) | 30.6 | 3,8 | 604,2 | -2,6 | -413,4 |
| 7.2 Средняя часть (50 %) | 102 | 0 | 0 | -2,6 | -1383 |
| 7.3 Хвостовая часть (20 %) | 40.8 | -6,6 | -1406 | -1,5 | -319,5 |
| 7.4 Крепление редуктора (4 %) | 14.4 | 0,2 | 8.4 | -1 | -42 |
| 7.5 Капоты (11 %) | 22.4 | 0,3 | 35,1 | -1,1 | -128,7 |
| 8 Лыжи | |||||
| 8.1 Главное (82 %) | 90.2 | -1,1 | -212,3 | -3,8 | -733,4 |
| 8.2 Переднее (16 %) | 17.6 | 2,8 | 103,6 | -3,9 | -144,3 |
| 8.3 Хвостовая опора (2 %) | 22 | -9,6 | -432 | -2,4 | -108 |
| 9 Электрооборудование | 286 | 3,1 | 1457 | -3 | -1410 |
| 10 Оборудование | |||||
| 10.1 Приборы в кабине (25%) | 71.5 | 4,2 | 579,6 | -2,6 | -358,8 |
| 10.2 Радиооборудование (27 %) | 77.2 | 4,1 | 610,9 | -3 | -447 |
| 10.3 Гидрооборудование (20 %) | 57.2 | -1,4 | -155,4 | -0,7 | -77,7 |
| 10.4 Пневмооборудование (6 %) | 17.1 | -0,7 | -23,1 | -1,5 | -49,5 |
| Сумма | 2202 | -0,003
|
-20,15 | -1,4524
|
-9755,7 |
Рассчитываются статические моменты Мсх
i
и Мсу
i
относительно координатных осей:
, .
Координаты центра масс всего вертолета рассчитываются по формулам:
,
Таблица 2. Центровочная ведомость с максимальной нагрузкой
| Наименование агрегата | Масса агрегата, mi
, кг |
Координата x
i центра масс агрегата, м |
Статический момент агрегата Мхi
|
Координата yi
центра масс агрегата, м |
Статический момент агрегата Мyi
|
| Вертолет | 2202 | -0,003 | -20,15 | -1,4524 | -9755,7 |
| Топливные баки 1 и 2 | 1436 | 0,5 | 1029,5 | -3,2 | -6588,8 |
| Экипаж | 160 | 3,6 | 576 | -2,7 | -432 |
| Груз | 2000 | -0,7 | -1250 | -2,5 | -6250 |
| Сумма | 5798 | 0,0293
|
335,35 | -2,0135
|
-23026,5 |
Таблица 3. Центровочная ведомость с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой
| Наименование агрегата | Масса агрегата, mi
, кг |
Координата x
i центра масс агрегата, м |
Статический момент агрегата Мхi
|
Координата yi
центра масс агрегата, м |
Статический момент агрегата Мyi
|
| Вертолет | 2202 | -0,003 | -20,15 | -1,4524 | -9755,7 |
| Топливо | 71.8 | 0,5 | 51,5 | -3,4 | -350,2 |
| Экипаж | 160 | 3,6 | 576 | -2,7 | -432 |
| Груз | 2000 | -0,7 | -1250 | -2,5 | -6250 |
| Сумма | 4438,8 | -0,0678
|
-642,65 | -1,7709
|
-16787,9 |
Координаты центра масс пустого вертолета: x0
=-0,003;y0
=-1,4524;
Координаты центра масс с максимальной нагрузкой: x0
=0,0293; y0
=-2,0135;
Координаты центра масс с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой: x0
=-0,0678; y0
=
-1,7709.
Заключение
В данном курсовом проекте проведены расчеты взлетной массы вертолета, массы его узлов и агрегатов, а также компоновка вертолета. В процессе компоновки уточнили центровку вертолета, расчету которой предшествует составление весовой сводки на основе весовых расчетов агрегатов и силовой установки, ведомостей оборудования, снаряжения, грузов и т.д. Целью проектирования является определение оптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований.