Основные части вертолета

ОСНОВНЫЕ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА [c.19]

Для основных частей вертолета устанавливается ресурс по условиям выносливости, т. е. допустимое время эксплуатации из условия практического отсутствия усталостного разрушения. Как правило, он исчисляется в часах полета вертолета. Когда налет достигает установленного ресурса, соответствующая часть вертолета снимается и заменяется новой. Для определения безопасного ресурса необходимо знать характеристики выносливости, а также нагрузки и число циклов их действия. На разных стадиях создания и эксплуатации вертолета в распоряжении конструктора имеются различные по своей точности данные. На стадии проектирования производится ориентировочная оценка ресурса по расчетным данным, материалам, полученным при испытаниях аналогичных конструкций, и результатам исследований на моделях в аэродинамических трубах. С первого же полета опытного вертолета начинается измерение напряжений в большинстве частей вертолета. Парал- [c.74]

Неудовлетворительные, с точки зрения корабельных условий, эксплуатационные свойства имеет кинематическая схема рычажного шасси (рис. 6.4.2, б). В данной схеме поперечные колебания вертолета, вызванные боковой и курсовой качкой корабля, приводят к рысканию вертолета (за счет асимметрии обжатия амортизаторов основных опор шасси). Это в сочетании с само ориентирующимися колесами передних опор шасси смещает переднюю часть вертолета в сторону крена и вызывает тенденцию к скатыванию с палубы. [c.261]

Несущий винт вертолета является основной и наиболее нагруженной частью вертолета. Его надежная работа возможна при строгом соблюдении установленных правил эксплуатации и технического обслуживания. [c.107]

При летных испытаниях проверяются все летные данные, характеристики устойчивости и управляемости вертолета, а также статическая и динамическая прочности. Здесь же замеряются напряжения и динамические нагрузки в силовых элементах основных частей агрегатов вертолета (лопастей несущего и рулевого винтов, их втулок, автоматов перекоса, проводки управления, узлов крепления двигателей, редукторов и т. д.). Одновременно измеряются параметры колебаний конструкции вертолета. [c.119]

Режим горизонтального полета является основным режимом вертолета, так как он обычно занимает наибольшую часть времени полета. В горизонтальном полете, как и в наклонном полете, несущий винт работает в условиях косой обдувки, когда встречный поток подходит к его оси под острым углом, изменяющимся в зависимости от режима полета в пределах от О до 90°. При горизонтальном полете для продвижения вертолета требуется меньшая сила, чем в случае движения с такой же скоростью в вертикальном наборе высоты, потому что здесь фюзеляж обтекается по оси и лобовое сопротивление его уменьшается вследствие уменьшения миделя (см. рис. 86). [c.104]

Во всех перечисленных выше схемах вертолетов можно выделить одни и те же основные части. Рассмотрим коротко их назначение и основные особенности. [c.19]

Случай 1У-Л — вход в планирование. Служит в основном 1ЛЯ определения прочности креплений различных грузов и частей вертолета. [c.27]

Центральная часть фюзеляжа заканчивается грузовым люком, который снабжен трапами 4 и двумя боковыми створками 3, образующими в закрытом положении плавный обвод хвостовой части фюзеляжа (рис. 9.6). Силовой каркас трапа состоит из продольного (лонжеронов и стрингеров) и поперечного наборов (диафрагм и балок), сотового заполнителя и обшивки. Верхняя обшивка трапа выполнена из рифленого листа. Створки представляют собой каркасные оболочки клепаной конструкции, в силовой набор которых входят шпангоуты 2, стрингеры 5, балки и обшивка. Открытие и закрытие створок, опускание и подъем трапа осуществляются с помощью гидросистемы. Последовательность этих операций реализуется с помощью управляющих электромагнитных кранов гидравлической системы вертолета. В открытом и закрытом положениях створки и трап фиксируются гидрозамком. Створки могут открываться и вручную. Для облегчения загрузки вертолета через задний люк на вертолете Ми-26 применены система автоматической уборки хвостовой опоры в хвостовую балку и система управления ходом штоков основных опор шасси, позволяющая при необходимости поднимать хвостовую часть вертолета на стоянке. Для перевозки крупногабаритных грузов на внешней подвеске вертолет имеет специальный замок для крепления троса, за который подвешивается груз. Замок снабжен гидроцилиндром. [c.144]

Основная часть аппаратуры СТУ расположена на командном пункте (земле, транспорте, корабле, самолете, вертолете и т. д.), другая часть — на борту ЛА. Функциональная схема СТУ приведена на рис. 4.9. Для обеспечения эффективности работы СТУ обычно осуществляется стабилизация по каналу крена, а управление — по каналам тангажа и рысканья. [c.103]

На основании результатов изучения основных направлений, исследований и разработок в области гражданской аэронавтики, позволивших определить размеры правительственной помощи на развитие авиации, среди прочего рекомендовано ...усилить внимание снижению шума транспортных самолетов,. .. разработке новых систем самолетов с коротким разбегом и пробегом [7]. При обслуживании трасс протяженностью 95—950 км будут несомненно использоваться летательные аппараты укороченного или вертикального взлета и посадки нескольких классов — от вертолетов до самолетов со стационарным крылом. К аппаратам всех классов предъявляется требование по ограничению уровня шума. Предполагается, что на многих летательных аппаратах с коротким разбегом и пробегом и со стационарным крылом будут использоваться большие поворотные плоскости (закрылки), взаимодействующие с истекающими потоками от компрессоров или вентиляторов реактивных двигателей. Такие агрегаты будут применяться взамен укрупненных крыльев для того, чтобы обеспечить высокие летные характеристики и качество управления, поддерживать на протяжении большей части полета высокую нагрузку на крыло. [c.69]

В работе исследуются вопросы устойчивости управляемости вертолетов при отрыве части лопасти несущего или рулевого винтов. Основные формы движения получены аналитически, уравнения в общем Виде решены с применением аналоговых математических машин. На основании результатов моделирования и расчетов оценивается допустимая массовая неуравновешенность несущего и рулевого винтов. Таблиц 2, рис. 6, библ. 3. [c.220]

Рассмотрение параметров и конструкций некоторых конкретных современных и перспективных авиационных ГТД показывает, что для них характерны высокие значения термодинамических параметров рабочего процесса и большая эффективность работы узлов. В этих ГТД применяются в основном двухвальные конструкции турбокомпрессорной части с высоконагруженными вентиляторными, компрессорными и турбинными ступенями, кольцевые компактные камеры сгорания, охлаждаемые турбины, укороченные форсажные камеры с регулируемыми реактивными соплами. При конструировании двигателей принимаются специальные меры по снижению уровня шума, дымления и выделения загрязняющих веществ. В их конструкции наряду с известными сплавами используются новые жаропрочные эвтектические сплавы на никелевой и кобальтовой основе, новые титановые сплавы, начинают использоваться композиционные материалы. При изготовлении двигателей применяются совершенные и высокопроизводительные технологические процессы. Ресурс двигателей военных самолетов и вертолетов составляет многие сотни часов, а гражданских — многие тысячи часов. Наряду с эксплуатацией двигателей при установленном фиксированном ресурсе начата эксплуатация двигателей по техническому состоянию. [c.185]

Большинство материалов имеют относительно плохую устойчивость к дождевой эрозии при контакте самолета во время полета с дождем, снегом или льдом. Скорость, угол удара, частота и масса капель определяют скорость эрозии любого композита. Увеличение прочности и стойкости к ударным нагрузкам слоистого пластика достигается изменением его состава, но в большинстве случаев его покрывают стойким к дождевой эрозии защитным слоем, способным рассеивать часто повторяемые и дискретные дозы энергии, не вызывая заметного повреждения субстрата. Сказанное в основном касается конструкций летательных аппаратов, таких как обтекатели радиолокационной антенны, подвергающиеся воздействию факторов полета с высокими скоростями, или передние кромки быстро вращающихся лопастей, например на вертолете. Для определения относительной стойкости различных покрытий [19] могут быть проведены их эмпирические исследования на испытательном оборудовании с органами управления. Система может быть также смоделирована математически, а затем проверена эмпирическими испытаниями [20]. Много информации можно почерпнуть также из литературы, где показано влияние варьирования компонентов, входящих в композиционный материал [211. [c.293]

Аэродинамический расчет вертолета сводится в основном к определению потребной и располагаемой мощностей в рассматриваемом диапазоне режимов полета. Данные о мощности могут быть затем преобразованы в такие величины, как скороподъемность, потолок, дальность и максимальная скорость, которые определяют летно-технические характеристики вертолета. Потребную мощность можно представить суммой четырех частей 1) индуктивной мощности, затрачиваемой на создание силы тяги винта, 2) профильной мощности, необходимой для вращения винта в воздухе, 3) затрат мощности на преодоление вредного сопротивления, т. е. на продвижение вертолета в воздухе, и 4) затрат мощности на набор высоты, т. е. на изменение потенциальной энергии вертолета. На режиме висения для преодоления вредного сопротивления мощность не затрачивается, а индуктивная мощность составляет 60-f-70% общих затрат. С увеличением скорости полета индуктивная мощность уменьшается, профильная слегка возрастает, а мощность, затрачиваемая на вредное сопротивление, увеличивается вплоть до того, что ста новится доминирующей при больших скоростях. Таким образом, потребная мощность велика на висении вследствие больших индуктивных затрат при приемлемой нагрузке на диск (хотя винт и малонагруженный), далее она сначала уменьшается с ростом скорости полета в результате уменьшения индуктивной мощности, а затем снова увеличивается, так как при больших скоростях велика мощность, затрачиваемая на преодоление вредного сопротивления. Потребная мощность минимальна приблизительно в середине диапазона скоростей вертолета. [c.265]

Динамический потолок вертолета — это по определению высота, на которой максимальная располагаемая мощность равна потребной мощности, так что на большей высоте устойчивый горизонтальный полет невозможен (рис. 6.5). Динамический потолок определяют также как высоту, на которой скорость набора высоты обращается в нуль. Так как достичь потолка с меньших высот можно только асимптотически, часто более удобно рассматривать практический потолок, определяемый как высота, на которой скорость набора высоты имеет некоторую малую, но конечную величину (обычно 0,5 м/с). Основные факторы, ограничивающие потолок, — это падение мощности двигателя с высотой, увеличение потребной мощности с высотой и полетным весом, а также изменение потребной мощности в зависимости от скорости полета. [c.283]

Тип несущего винта вертолета определяется в основном конструкцией комлевой части лопасти и ее крепления к втулке. Конструкция комлевой части лопасти решающим образом влияет на движение лопасти в плоскостях взмаха и вращения и, следовательно, на характеристики управляемости вертолета, его вибрации, нагрузки и аэроупругую устойчивость. Различие типов несущих винтов определяется наличием или отсутствием ГШ и ВШ, а значит, и тем, совершает ли лопасть поворот как жесткое тело или имеют место изгибные деформации ее комлевой части. [c.295]

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]

Характеристики управляемости вертолета могут быть улучшены применением автоматических систем управления. Для некоторых видов полетов, например для полета по приборам, автоматическая система улучшения устойчивости и управляемости необходима. Применение таких систем, естественно, усложняет конструкцию и увеличивает стоимость вертолета. Часто основным элементом автоматического управления вертолета является гироскоп. Поскольку сам несущий винт можно рассматривать как гироскоп, возможно использование управляющего гироскопа, который воспринимал бы те же инерционные силы, которые действуют и на несущий винт. Такая система управления может быть целиком механической, либо она может использовать гироскоп в качестве датчика, управляющие сигналы которого отрабатываются электрогидравлическими приводами. [c.776]

Для изготовления обтекателей пассажирских самолетов и вертолетов наиболее часто используются стеклопластики. Основными [c.244]

Эта проблема оригинально была решена в вертолете Сикорского, построенном по схеме с одним несущим винтом, на котором он применил хвостовой рулевой винт с регулируемым шагом и поперечной горизонтальной осью, отклоняемой но тангажу относительно нейтрального положения. При этом винт работал подобно рулю направления самолета, создавая знакопеременную силу, которая не только парировала момент разворота корпуса вертолета, но и обеспечивала путевое управление. Основным недостатком схемы вертолета с хвостовым винтом является отдача части мощности силовой установки рулевому винту, тогда как на вертолетах с несколькими несущими винтами вся располагаемая мощность силовой установки расходуется на создание подъемной силы. [c.95]

Учет явлений усталости материалов имеет первостепенное значение при анализе прочности вертолета, у которого основное усилия для большинства частей конструкции являются периодически изменяющимися. [c.208]

К концу 1914 г. основные части вертолета были построены, не хватало только двигателя. Изобретатель не мог самостоятельно изготовить цилиндры с поршнями двигателя, а выполненные по его заказу на автомобильном заводе Пузырева в 1915 г. вследствие пористого металла оказались неприменимы . Попытка договориться об их изготовлении с французской авиамоторной фирмой Гном также ни к чему не привела. [c.174]

Висение, экономичное по затратам мощности, — основная характеристика вертолета, но она ничего не стоит, если плохи аэродинамические характеристики при полете вперед. В таком полете диск несущего Bnnta движется передней кромкой навстречу воздуху, оставаясь почти горизонтальным (небольшой наклон обеспечивает создание пропульсивной силы). Поэтому лопасть несущего винта обтекается потоком, скорость которого в плоскости диска складывается из составляющей скорости вертолета и из скорости, обусловленной собственным вращением лопасти. У наступающей лопасти при полете вперед скорость обтекания больше, у отступающей — меньше. Предположим, что угол атаки сечений лопасти постоянен. Тогда изменение скоростного напора в процессе работы винта приводит к тому, что подъемная сила наступающей лопасти становится больше, чем у отступающей, т. е. на винте возникает момент крена. Если не ликвидировать этот момент, вертолет будет крениться в сторону отступающей лопасти до тех пор, пока момент крена на винте не сбалансируется моментом силы тяжести, приложенной в центре масс вертолета. Но момент крена может быть столь большим, что такая балансировка окажется недостижимой. Именно этим на заре развития вертолетостроения было вызвано несколько аварий, которые происходили при попытках лететь вперед. Кроме того, моменту крена на несущем винте соответствует большой изгибающий момент в комлевой части каждой лопасти. Этот момент периодически изменяется (период равен 2n/Q),достигая максимального положительного значения на наступающей лопасти и минимального отрицательного значения на отступающей.. [c.154]

При конструктивно-силовой компонОвке обеспечивается увязка силовых схем частей вертолета, определяется схема передачи нагрузок от основных агрегатов вертолета на силовые элементы фюзеляжа, решаются вопросы организации разъемов, доступа к отдельным агрегатам и оборудованию, хране- [c.260]

После определения основных размеров вертолета и его час тей, его компоновки и центровки вычерчивается в трех проек циях общий вид вертолета, являющийся важнейшей составно частью проекта вертолета. Общий вид позволяет увязать основ ные размеры и габариты, определить внешние формы вертс лета. На его основе изготавливаются чертежи продувочны моделей для испытаний в аэродинамических трубах. На черте же общего вида на трех проекциях вертолета проставляютс основные размеры и составляется таблица летно-технически> массовых, геометрических характеристик вертолета и основны данных двигателя. [c.266]

Д. Чумаков. Исследования по динамике полета, 1901. В 1901 г. в Ашхабаде была издана брошюра Д. Чумакова Основы к решению задачи воздухоплавания , в которой автор сделал первую в мире попытку проанализировать динамику полета винтокрылого летательного аппарата. Чумаков отметил, что основными частями летательного аппарата являются средства создания подьемной ашы (несущие винты и крылья), силовая установка, корпус и органы управления и балансировки. Не уделяя большого внимания другим частям, он особо подчеркнул необходимость оснащения вертолета такими органами управления, благодаря которым летчик каждому уклонению аппарата в какую-либо сторону... в С0СТ0Я1ШИ будет быстро отвечать известным движением или действием, восстанавливающим желаемое направление . [c.68]

Данная работа посвящена математическому моделированию на аналоговых электронно-вычислительных машинах возмущенного управляемого движения вертолета при отрыве части лопасти несущего или рулевого винтов. Основные формы возмуш енного движения исследуются аналитически, что позволяет установить общие физические закономерности поведения вертолетов в рассматриваемой ситуации и провести приближенные расчеты, определяющие важнейщйе кинематические параметры. [c.62]

Бейли [В.4] разработал метод определения постоянных в выражении d = бо -f 6ia + б2a по основным характеристикам профиля (см. также [В.6]).Этот метод для профиля NA A23012 при Re = 2-10 5 дает зависимость d = 0,0087— 0,0216а-f 4- 0,400а2. На нее так часто ссылаются и она так широко используется в литературе по вертолетам, что этот результат стоит рассмотреть более подробно. Коэффициент профильного сопротивления был первоначально принят равным = d, мин + + A d, где минимальное значение Са. ми зависит от числа Рейнольдса, а A d — от угла атаки. Было найдено, что для всех профилей A d приближенно можно считать одной и той же функцией параметра [c.319]

Традиционно под термином флаттер понимают аэроупру-гую неустойчивость, возникающую при совместных изгибно-крутильных колебаниях крыла. Применительно к вертолету флаттер относится к совместным маховому движению и крутильным колебаниям лопасти несущего винта. Часто этот термин распространяют на все случаи аэроупрУгой неустойчивости несущего винта, но в данном разделе будут рассмотрены только маховые и крутильные колебания. Классическая постановка задачи включает две степени свободы — взмах и поворот в ОШ жесткой лопасти шарнирного винта. Поскольку в системе управления лопастью наименьшую жесткость при кручении имеет проводка управления, указанная модель лопасти хорошо представляет ее динамику. Будем учитывать только основной тон махового движения с собственной частотой vp. Подробный анализ флаттера бесшарнирного винта обычно требует дополнительного учета движения лопасти в плоскости вращения. Вращение вызывает ряд явлений, которые делают флаттер лопасти сильно отличающимся от флаттера крыла. Центробежные силы связывают движение взмаха и кручение, если центр масс сечения не совпадает с осью ОШ. Повторное влияние вихревой системы винта на аэродинамические силы лопасти и их периодичность при полете вперед также имеет важное значение. [c.585]

Вибрации вертолета с частотами, кратными NQ, вызваны высшими гармониками нагрузок на несущем винте. Источники этих нагрузок — след винта и эффекты срыва и сжимаемости на больших скоростях полета. На режиме висения вибрации вер-— толета невелики вследствие почти полной осевой симметрии его обтекания. Единственным возбудителем высокочастотных гармоник нагрузок является небольшая асимметрия, вносимая влиянием фюзеляжа и других винтов. На малых скоростях полета (при 0,1) обычно наблюдается резкое увеличение вибраций, обусловленное большой неравномерностью поля индуктивных скоростей. Аэродинамическое сопротивление вертолета на малых скоростях невелико, поэтому наклон ПКЛ также мал, и концевые вихри лопастей остаются вблизи диска винта. Характеристика режима полета все же достаточно велика, поэтому лопасти проходят вблизи концевых вихрей предшествующих лопастей. Такое взаимодействие вихрей и лопастей приводит к сильному росту высших гармоник аэродинамических нагрузок, которые передаются через втулку и создают вибрации. Вибрации вообще увеличиваются в случаях, когда вихревая система находится вблизи диска винта, например на режимах торможения или снижения. Для увеличения скорости полета ПКЛ наклоняется вперед, что создает пропульсивную силу при этом вихри уносятся потоком от диска винта, и вибрации, вызванные влиянием вихрей, уменьшаются. На больших скоростях полета вибрации вновь возрастают в основном в результате увеличения высших гармоник нагрузок, вызванного эффектами срыва и сжимаемости. Максимальная скорость полета вертолета часто ограничивается именно этими вибрациями. [c.638]

Несмотря на значительные усилия по уменьшению шума рулевого винта, на многих вертолетах именно он является источником наиболее сильного и неприятного шума, уступающего только хлопкам лопастей. Ограничения, связываюш,ие конструктора при создании малошумящего рулевого винта (обычно ограничение концевой скорости), приводят к небольшому ухудшению его аэродинамических характеристик, которое допустимо, поскольку рулевой винт потребляет лишь малую часть обш,ей мош,ности. В основном источники образования шума у рулевого винта те же, что и у несуш,его, но его основная частота значительно выше (от 40 до 120 Гц). Вследствие этого по субъективным оценкам для рулевого винта наиболее суш,е-ствен шум враш,ения лопастей. Двигатель и трансмиссия вертолета являются источниками высокочастотного шума, суш,ествен-ного лишь внутри вертолета и в ближнем поле звукового излучения. Поскольку высокочастотный шум быстро затухает с увеличением расстояния, шум дальнего поля в основном определяется винтами вертолета. [c.824]

Основное назначение ПИНС группы 3 — консервация топливной системы самолетов и вертолетов (без расконсервации), наружных поверхностей авиационных двигателей после полета, запасных частей, точных и особо точных изделий, замков легко--вых автомобилей, насосов, компрессоров, приборов и т. п. Перспективно использование ингибированных масел для защиты от коррозии тонкого листа сельскохозяйственной техники алюминиевых и магниевых сплавов, дополнительной защиты термостойких органосиликатных покрытий [129, 133]. Как правило, защитные пленки ПИНС-РК отличаются от пленок рабоче-кон-сервационных и консервационных масел несколько большим уровнем адгезионно-когезионных сил (примерно, в два-три раза, т. е. 2—5 Па) и более высоким уровнем защитных свойств. Это объясняется тем, что в состав жидкой основы ПИНС вводят загущающие присадки — 0,1—5,0% (масс.), а общее содержание [c.180]

Необходимым требованием к проведению испытаний на надеж-нрЬть должен быть как можно более пол 1й учет факторов, воздействию, которых подвергаются изделия при эксплуатации. Однако в современной научно-технической литературе вопросы испытаний изделий на работоспособность и надежность освещаются в подавляю- щем большинстве на примерах однофакторных, реже двухфакторных экспериментов. Описание результатов испытаний изделий, при которых одновременно варьируются три фактора внешней среды, встречается в периодической литературе чрезвычайно редко. В то же время известно, что на изделия при эксплуатации одновременно влияют не один-два фактора, а значительно больше. Например, на ходовую часть и механизмы управления автомашин, автобусов, троллейбусов и других видов транспорта в процессе эксплуатации воздействуют следующие основные факторы внешней среды переменные, силовые нагрузки от перевозимых грузов (по всем трем осям пространства), вибрации от работающего двигателя и агрегатов, удары и вибрации вследствие неровностей дорожного рельефа, температура и влага окружающей среды, пыль, биологическая среда, песок и др. Элементы летательных аппаратов (самолетов, вертолетов, ракет) критичны к воздействию таких внешних и внутренних факторов, как силовые нагрузки в полете (старт, ускорение за счет работы двигателей, торможение), маневренные нагрузки (изменение скорости полета, траектории), аэродинамиче-. ские нагрузки, нагрузки от порывов ветра, вибрации в широком диапазоне амплитуд и частот от работающего двигателя и агрегатов, колебания питающих напряжений, температура, влага, вакуум, солнечная радиация, электромагнитные и радиационные поля, излучения и т. д. Уже из этих двух примеров (их можно привести большое число) видно, что количество одновременно действующих на изделие при эксплуатации факторов может быть значительно больше трех и достигать двенадцати—пятнадцати, а В отдельных случаях восемнадцати—двадцати [16]. Конечно, для того чтобы осуществить такой многофакторный эксперимент, нужно преодолеть ряд трудностей как теоретического, так и технического характера. [c.4]

Изложены вопросы конструирования частей и деталей верт с учетом воздействия переменных нагрузок, возникающих на ра ных режимах полета. Рассмотрены схемы вертолетов, силовые ( основных агрегатов и их конструкция, нагрузки, действующие на Дано общее представление о процессе проектирования вертоле истории их развития. Вопросы конструкции вертолета в целом смотрены в совокупности с вопросами прочности и выбора коне тивно-силовых схем и их агрегатов. [c.2]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...