Фюзеляж вертолета, нагрузки

Фюзеляж воспринимает все нагрузки, в том числе вес вертолета, аэродинамические силы и моменты от несущего и рулевого винтов. Наиболее существенными являются переменные нагрузки от колебаний, возбуждаемых несущим винтом. [c.109]

Наиболее распространена схема одновинтового вертолета с рулевым винтом — небольшим вспомогательным винтом, используемым для уравновешивания реактивного крутящего момента несущего винта и для путевого управления. Рулевой винт устанавливается вертикально на хвостовой балке его тяга направлена влево, если несущий винт вращается по часовой стрелке. Плечо силы тяги рулевого винта относительно оси вала несущего винта обычно несколько больше радиуса последнего. Управление по тангажу и крену в этой схеме обеспечивается наклоном вектора силы тяги несущего винта посредством изменения циклического шага управление по высоте — изменением величины тяги несущего винта посредством изменения его общего шага путевое управление — изменением величины тяги рулевого винта посредством изменения его общего шага. Эта схема проста и требует одного механизма управления несущим винтом и одной трансмиссии для его привода. Рулевой винт обеспечивает хорошую путевую управляемость, но требует затраты мощности для уравновешивания аэродинамического крутящего момента, что увеличивает суммарную потребную мощность вертолета на несколько процентов. Недостатком одновинтовой схемы является обычно небольшой диапазон допустимых центровок он увеличивается при использовании бесшарнирного винта. Кроме того, рулевой винт, если он расположен не очень высоко на хвостовой балке, представляет некоторую опасность для наземного персонала в этом случае не исключена также возможность удара рулевого винта о землю при эксплуатации вертолета. Рулевой винт работает как вертикальное и горизонтальное оперение в потоке, возмущенном несущим винтом и фюзеляжем, что снижает его аэродинамическую эффективность и увеличивает нагрузки и вибрации. Одновинтовая схема (с рулевым винтом) наиболее подходит для вертолетов малых и средних размеров ). [c.298]

Кратных частоте вращения, особенно при частотах, близких к Q и NQ. Не должно быть также резонансов и при частотах вращения других агрегатов (двигателя, трансмиссии, рулевого винта). Аналитическое исследование вибраций вертолета — трудная задача ввиду сложности его конструкции, однако применение современных методов конечных элементов позволяет решать ее с удовлетворительной точностью. Для определения собственных частот реальной конструкции все же необходимы экспериментальные данные. Регулировка собственных частот фюзеляжа с целью избежания резонансов в общем затруднительна из-за большого количества частот возбуждения, подлежащих учету. Резонансы на самом несущем винте могут увеличивать нагрузки у комля и, следовательно, передаваемые вибрации. Это означает, что и лопасти следует проектировать, избегая резонансов при частотах NQ и (A 1)Q. Для винтов типа качалки или карданных следует избегать совпадения частоты колебаний общего шага лопастей с частотой NQ и частот циклических тонов с частотами (Л 1)й. Принимая во внимание, что втулка не является идеальным фильтром нагрузок у комля, вообще говоря, необходимо стремиться к несовпадению собственных частот вращающейся лопасти со всеми частотами, кратными частоте вращения -винта. Процесс производства лопастей нужно выбирать с учетом требования минимизации конструктивных и аэродинамических различий между лопастями для снижения вибраций вертолета с частотой вращения винта. [c.639]

Расчет вибраций вертолета и нагрузок на несущем винте представляет трудную задачу, которая не всегда может быть удовлетворительно решена даже с применением наиболее сложных современных математических моделей. Сначала вычисляются периодические аэродинамические и инерционные силы на лопасти, а затем движения винта и фюзеляжа. Поскольку высшие гармоники аэродинамической нагрузки на лопасть являются основными источниками сильных вибраций и напряжений, требуется как можно точнее рассчитывать обтекание несущего винта, включая влияние вихрей, срыва и сжимаемости. Присутствие высокочастотных возбуждающих сил и опасность резонанса делают столь же важным наличие хороших моделей инерционных и упругих явлений. Расчет аэроупругих характеристик вертолета, включая вибрации и нагрузки, обсужден в гл. 14. [c.646]

Анализ аэроупругости начинается с определения характера проблемы, подлежаш,ей решению (летно-технические характеристики, нагрузки на лопасти и т. д.), и состава модели (одна лопасть, несущий винт или вертолет в целом). Характер проблемы зависит от стадии расчета и от вопроса, представляющего интерес. Затем выявляются основные элементы анализа детальное описание системы, модель динамики (уравнения движения) и аэродинамическая модель. Имеется много различных моделей структуры вихревой системы, вычисления индуктивных скоростей, динамики несущего винта и фюзеляжа, аэродинамики лопасти и других элементов. Важно, чтобы модели, используемые для различных элементов, достаточно правильно отображали явление. Использование подробной модели лишь в части задачи ведет либо к потере точности, либо к снижению [c.689]

Нелинейный анализ аэроупругости вертолета обычно состоит из следующей последовательности вычислений. Исходными данными являются описание несущего винта вертолета и режима полета. Выходные параметры зависят от рассматриваемой задачи (характеристики несущего винта, нагрузки на лопасть, возмущенное движение вертолета и т. д.). На каждом шаге анализа вычисляются геометрия вихревой системы, индуктивные скорости и аэродинамические силы на несущем винте и фюзеляже с использованием простой или сложной модели каждого элемента в соответствии с характером задачи. После интегрирования уравнений движения для определения реакции несущего винта и фюзеляжа дается приращение времени и вычисления повторяются. Итерационный процесс продолжается до тех пор, пока не будет получено периодическое решение для установив-щегося режима полета или определен соответствующий переходный процесс. Такой прямой подход в случае сложных моделей требует огромного количества вычислений. Поэтому большое внимание уделяется разработкам более эффективных вариантов указанной процедуры в соответствии с исследуемой проблемой и имеющимися вычислительными возможностями. [c.690]

Взаимное аэродинамическое влияние несущих винтов на вертолете продольной схемы вызывает ряд нежелательных эффектов с точки зрения управляемости. Часто возникает неустойчивость по скорости. Каждый несущий винт имеет собственную устойчивость по скорости, однако изменение тяги заднего винта при попадании его в струю от переднего создает дестабилизирующий момент. При увеличении скорости индуктивный скос потока от переднего винта уменьшается, следовательно, уменьшается и скос потока от заднего винта (из. в/п. в 2оп. в). В результате увеличивается тяга заднего винта и появляется момент на пикирование, что соответствует неустойчивости по скорости. Поскольку эта неустойчивость из-за изменений тяг несущих винтов велика, вертолет в целом может быть нейтрален по скорости. Задний винт ближе к срыву вследствие индуктивного влияния переднего винта, поэтому неустойчивость по скорости уменьшается при больших нагрузках на винты. Устойчивость по скорости может быть улучшена с помощью встречного продольного наклона осей несущих винтов или автоматов перекоса, при котором плоскости концов лопастей наклоняются друг к другу. Изменение тяги вследствие изменений составляющих скорости вертолета вдоль осей винтов создает момент на кабрирование, что увеличивает устойчивость по скорости. Эффективность встречного наклона осей несколько уменьшается из-за большего балансировочного значения общего шага на заднем винте при большем наклоне вала. Величина допустимого встречного наклона осей винтов ограничена также взаимным влиянием винтов и фюзеляжа. [c.771]

Большие нагрузки могут возникнуть при попадании вертолета в атмосферный порыв. Рассмотрим упрощенную модель. Пусть крыло движется в спокойной атмосфере со скоростью V. Внезапно возникает поры воздуха со скоростью направленной вверх. На рис. 9.10 показан треугольник скоростей воздуха относительно профиля крыла. Видно, что угол атаки — угол между хордой профиля и скоростью воздуха V — увеличился. Следовательно, при малых значениях угла атаки возрастает и пропорциональная ему подъемная сила. Если до воздействия порыва подъемная сила У равнялась весу С, крыло совершало прямолинейный горизонтальный полет, то после воздействия порыва подъемная сила У>Уо, перегрузка Пу = У/С > >1. Большие нагрузки на фюзеляже могут возникнуть и при посадке. Механизм их возникновения рассмотрен в гл. 12, посвященной шасси, но расчетными (определяющими) они могут быть и для фюзеляжа. [c.151]

Корпус верхнего редуктора воспринимает все нагрузки, идущие от НВ, в т.ч. крутящий момент, и передает их на фюзеляж вертолета через восьмистержневую подредукторную раму. В средней части корпус имеет пояс крепления с шестью фланцами, к которым крепятся фланцы рамы. [c.194]

ТОГО, при полете вперед периодически изменяются с периодом 2n/Q. Это создает серьезную проблему для конструкторов необходимо каким-то способом уменьшить изгибающие моменты в комлевых частях и снизить напряжения в лопастях до допустимого уровня. Если лопасти жесткие, как у пропеллера, то все аэродинамические нагрузки воспринимает конструкция. У гибких же лопастей под действием аэродинамических сил возникают значительные изгибные колебания, в результате которых аэродинамические силы могут изменяться так, что нагрузка лопастей существенно снизится. Таким образом, при полете вперед азимутальное изменение подъемной силы лопасти вызывает ее периодическое движение с периодом 2n/Q в плоскости, нормальной к плоскости диска (плоскости взмаха). Это движение называют маховым. С учетом инерционных и аэродинамических сил, обусловленных маховым движением, результирующие нагрузки лопасти в комлевой части и момент крена, передающийся на фюзеляж, существенно уменьшаются. Обычно для снижения нагрузок втулки несущих винтов снабжают горизонтальными шарнирами (ГШ). При маховом движении лопасть поворачивается вокруг оси ГШ как твердое тело (см. рис. 1.4). Так как на оси ГШ момент равен нулю, на фюзеляж он вообще не может передаться (если относ оси ГШ от оси вращения равен нулю), а изгибающие моменты в комлевой части лопасти должны быть малы. Несущий винт, у которого имеются горизонтальные шарниры, называют шарнирным винтом. В последнее время на вертолетах с успехом применяют несущие винты, не имеющие ГШ и называемые беешарнирными. При использовании высококачественных современных материалов комлевую часть лопасти можно сделать прочной и в то же время достаточно гибкой, чтобы обеспечить маховое движение, которое снимает большую часть нагрузок в комле лопасти. Вследствие значительных центробежных сил, действующих на лопасти, маховые движения у шарнирных и бесшарнирных винтов весьма сходны. Естественно, нагрузка комлевой части лопасти у бесшарнирных винтов выше, чем у шарнирных, а увеличение момента, передаваемого на втулку, оказывает значительное влияние на характеристики управляемости вертолета. В целом маховое движение лопастей уменьшает асимметрию в распределении подъемной силы по диску винта при полете вперед. Поэтому учет махового движения имеет принципиальное значение в исследовании аэродинамических характеристик несущего винта при полете вперед. [c.155]

Кроме затрат мощности на отдельный несущий винт имеются еще дополнительные потери. Потери на аэродинамическую интерференцию несущих винтов и винта с фюзеляжем составляют значительную часть располагаемой мощности, особенно у вертолетов продольной схемы. У вертолетов одновинтовой схемы нужно учитывать также потери на рулевой винт. Расчет характеристик рулевого винта осложнен тем, что этот винт работает в следе несущего винта и фюзеляжа. Интерференция уменьшает эффективноеть рулевого винта особенно увеличиваются его нагрузки и вибрации. При маневрировании по рыскаиию рулевой винт может даже попасть в режим вихревого кольца, вследствие чего ухудшается управление и значительно усиливаются вибрации. Характеристики рулевого винта можно рассчитать, учитывая, что его сила тяги задана аэродинамическим моментом несущего винта, т. е. Гр. в = Q/lp. в, где /р. в — плечо рулевого винта относительно вала несущего винта. Так как потребная мощность рулевого винта составляет малую часть общей мощности, а потери на интерференцию нужно как-то оценить, часто прибегают к весьма приближенным формулам. Потери на интерференцию между частями вертолета и потери на рулевой винт можно также учесть в общем к. п. д. т]. При этом нужно рассчитать только затраты мощности на несущий винт, а полная потребная мощность определяется умножением этих з атрат на коэффициент 1/т]. Если принять в расчет потери в силовой установке и в трансмиссии, а также потери на интерференцию и рулевой винт, то на режиме висения в типичном случае ti составляет 0,80 0,87. При полете вперед т], как правило, больше, поскольку потери на интерференцию и на рулевой винт уменьшаются. [c.270]

При использовании двух или более несущих винтов, вращающихся в противоположные стороны, компенсация крутящих моментов обеспечивается самой схемой вертолета, и не требуется никаких дополнительных устройств, уравновешивающих такой момент и потребляющих мощность. Однако аэродинамические потери, вызываемые взаимным влиянием несущих винтов, а также несущих винтов и фюзеляжа, снижают общую эффектйвность двухвинтовых схем почти до уровня одновинтовой схемы. Двухвинтовые вертолеты сложнее по конструкции из-за удвоения систем управления и трансмиссий. Для больших вертолетов сопутствующие этому увеличение массы и усложнение технического обслуживания компенсируются тем, что при данной полетной массе вертолета и нагрузке на ометаемую поверхность могут быть использованы винты меньшего диаметра, чем в случае одновинтового вертолета, что позволяет уменьшить массу винтов и трансмиссии. [c.299]

В качестве примера рассмотрим вертолет продольной схемы с параметрами, как в разд. 15.3.4.6, и расстоянием между винтами / = 1,8/ . Положим, что момент инерции фюзеляжа по тангажу в рассматриваемом случае больше (/ =38,2, й = 0,3). Полюсы продольного движения на режиме висения составляют S = —0,035 и S = 0,0005 Ю,0082, а соответствующие собственные векторы равны хв/0в = 0,07 и ]л в/6в1 = 0,28 <80°. Действительный Kopejjb соответствует движению с временем затухания вдвое ti/2 = 0,9 с. Колебательное движение имеет период Г = 35 с (частота 0,03 Гц) и время удвоения амплитуды t 2 = 63 С. Нули передаточных функций составляют s = 1,03 для ifi/ABo и S = —0,001 для 6в/Або. С увеличением полетного веса или нагрузки на лопасть Ст/а демпфирование и период колебательного движения уменьшается. Для данного примера при Ст/о > 0,07 колебательное движение неустойчиво. [c.745]

Производная момента Путевого управления Nq для вертолета продольной схемы ниже, чем для вертолета с рулевым винтом, вследствие большего момента инерции фюзеляжа. Для шарнирных винтов, кроме того, эффективность путевого управления пропорциональна нагрузке на винты. Демпфирование по рысканию для типичного вертолета продольной схемы составляет около половины от демпфирования, создаваемого рулевым винтом, и зависит от нагрузки на винты. Производная Nr уменьшается еще более из-за увеличенного момента инерции. В результате время затухания вдвое t /2 составляет около 7 с, т. е. намного больше, чем для одновинтового вертолета. Вообще говоря, между движенйем рыскания и продольным движением вертолета продольной схемы существует взаимосвязь. Так, дифференциальный общий шаг создает момент рыскания, поэтому при отклонении продольного управления для выдерживания заданного курса необходимо координированное отклонение педалей. [c.746]

Докритические винты. Если собственная частота консольного типа лопасти в плоскости вращения Р ниже 1-й гармоники, соответствующие нагрузки на лопасть и втулку будут меньше, чем у винтов пониженной жесткости. Обеспечить такую частоту можно при подвеске лопасти ко втулке при помощи ВШ (рис. 2.5.1, 9). Благодаря меньшим нагрузкам иа лопасти и втулку докритические винты имеют преимущество перед винтами пониженной жесткости у тяя елых или даже средних вертолетов. Поскольку собственная частота Р < (О, в системе РВ — фюзеляж на земле и в полете [c.107]

Пирамидальная схема (рис. 6.4.1, а) состоит из трех стержней. Два нижних жестких стерлшя шарнирно прикрепляются к силовым элементам нижней части фюзеляжа. Они воспринимают лобовые и боковые нагрузки от колеса. Кинетическая энергия вертолета при посадке воспринимается амортизатором, встроенным в третий стержень. Длина этого стержня определяется из конструктивных соображений, при этом учитывается требование обеспечения минимальной массы пояса фюзеляжа, на который воздействует данная нагрузка. Как правило, узел крепления располагают на силовом шпангоуте, воспринимающем нагрузку от НВ. Это конструктивное решение определяет положение стержня с амортизатором относительно оси поворота двух нижних стержней. Обычно плоскость стержня с амортизатором неперпендикулярна к оси вращения нинс-них стержней. Поэтому для того, чтобы стержень при обжатии амортизатора нагружался только продольной силой, на обоих его концах 4, 7 устанавливаются карданные узлы. [c.258]

КСС пола кабины определяется назначением вертолета. В транспортном вертолете для перевозки колесного транспорта грузовой пол необходимо подкреплять продольными балками, размещенными таким образом, чтобы нагрузки от колес поспринима-лись непосредственно данными силовыми элементами (рис. 7.1.4). Для фиксации колесного транспорта в полу устанавливают узлы для крепления расчалочных тросов в месте пересечения продольного (стрингера) и поперечного (шпангоута) элементов каркаса. Для погрузки и разгрузки контейнеров используются монорельсы, установленные на потолке кабины. Груз на тросах кренится к тележке, укрепленной к монорельсу, и перемещается по нему до заданного места в кабине. Монорельсы целесообразно включать в силовую схему фюзеляжа. В грузовой кабине также устанавливаются швартовочиые узлы с требуемым интервалом под соответствующие грузы. [c.306]

Плохо обтекаемые части вертолета (втулка с автома том перекоса, некоторые элементы фюзеляжа) создают не упорядоченные возмущения воздушной среды. Они воздейству ют на стабилизатор, киль или рулевой винт, вызывая на ни пульсирующие аэродинамические нагрузки, которые в свою оче редь порождают колебания фюзеляжа. Такой тип вибраций на зывается бафтингом. Как уже указывалось (см. гл. 4), наи большие колебания вызывают силы с частотами, равными соб ственным частотам. Поэтому наиболее эффективной оказыва ется та часть случайных воздействий, которая имеет частоту близкую к соответствующей собственной частоте фюзеляжа ( оперением. Следовательно, колебания имеют несколько неупо рядоченный, случайный характер, но с преобладанием состав ляющей с частотой, равной одной из собственных частот фюзе ляжа. Изменение собственной частоты конструкции обычно ш приводит к благоприятным результатам, так как случайные воз мущения содержат составляющие с разными частотами, диапа зон которых достаточно широк (широкий спектор возмущений) Поэтому для снижения уровня вибраций используется способ основанный на уменьшении интенсивности исходных возмуще ний,— капотирование, сглаживание возмущающих пото элементов, упорядочивание обтекания. [c.82]

По характеру нагружения в системе управления можно выделить три основных участка. Первый участок составляют (рнс. 10.13) рычаг поворота лопастн 2, тяга 3 или тягн и качалки, соединяющие лопасть с автоматом перекоса, а также вращающееся кольцо 4 автомата перекоса. Второй участок — невращающееся кольцо 5 автомата перекоса, тягн, рычаги и качалки 6, соединяющие автомат перекоса с бустером, бустер 7 и детали его крепления. В третий участок входят ручки управления общим и циклическим шагом, соединяющие их с золотниками бустеров, тяги, качалки и тросовая проводка, а на двухвинтовых вертолетах, кроме того, педали и проводка от них до золотников соответствующих бустеров. В конкретных конструкциях могут быть некоторые изменения и дополнения. Так, если нет бустера, то границей второго и третьего участков является тот элемент системы управления, который передает переменные нагрузки на элементы конструкции фюзеляжа, на которых он закреплен (например, инерционный демпфер). Особый участок образуют тяги и другие элементы, соединяющие верхний и нижний автоматы перекоса на соосном вертолете. Отдельно надо рассматривать участок системы управления между бустерами и механизмом общего и дифференциального шага. Такое же разделение на участки целесообразно применять и для путевого управления одновинтового вертолета. При этом к первому участку относятся рычаги поворота лопастей и крестовина управления общим шагом, ко второму — шток, к третьему — педали и проводка управления до золотника бустера. Особый участок — между бустером и механизмом перемещения штока. [c.181]

Подредукторная рама. Редуктор закрепляют на вертолете с помощью подредукторной рамы, воспринимающей статические и переменные динамические нагрузки, возникающие в полете. Рама состоит из трубчатых подкосов, на концах которых расположены узлы крепления типа У-образных вилок. Каждая вилка крепится к двум узлам на картере главного редуктора и к одному узлу на фюзеляже (рис. 11.6). Подкосы могут быть регулируемыми и нерегулируемыми. Для того чтобы вибрации несущей системы вертолета не передавались на фюзеляж или передавались в меньщей степени, в узлах крепления ставят амортизаторы. [c.198]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...