Нагрузки, действующие на вертолет

НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА ВЕРТОЛЕТ [c.21]

НАГРУЗКИ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА АГРЕГАТЫ И ДЕТАЛИ ВЕРТОЛЕТА [c.109]

При проведении летно-прочностных исследований на вертолетах в реальной эксплуатации проводится обработка данных на различных режимах полета с определением крутящих и изгибающих моментов на различные зоны конструкции [14]. Сравнительные данные показывают, например, что нагрузки на агрегатах хвостовой трансмиссии вертолета Ми-8 на режиме висения изменяются в достаточно широких пределах. Сопоставление гистограмм распределения крутящего момента, действующего на агрегаты хвостовой трансмиссии в полете, показывают, что эквивалентный крутя- [c.34]

Нагрузки при стоянке вертолета. Изгибающие нагрузки на лопасти несущего винта действуют н при стоянке вертолета. Эти нагрузки возникают при порывах ветра, если лопасти не застопорены. [c.109]

Условия работы лопасти НВ вертолета во многом отличаются от условий работы крыла самолета. Основная особенность в том,что действующие на нее нагрузки являются переменными во времени. Поэтому при выборе материала элементов лопасти в качестве главных выдвигаются следующие требования [c.30]

На вертолет действуют аэродинамические и инерционные нагрузки, силы реакции других его частей и земли (при посадке), сила тяжести. Изменение нагрузки по времени в полете и при посадке представляет собой сложный процесс. Схематизируя закон изменения нагрузки и характер ее воздействия на конструкцию вертолета, можно рассматривать два вида нагрузок монотонно возрастающие до наступления недопустимых последствий и циклические —меньшей величины, но приводящие также к недопустимым последствиям в результате многократного повторения циклов их действия. Если нагрузка, монотонно увеличиваясь, превысит некоторое определенное для данной конструкции значение, то произойдет разрушение. Увеличение нагрузки выше некоторого уровня вызывает необратимое изменение формы (остаточные деформации), не исчезаю- [c.21]

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]

Чаще всего на вертолетах применяется необратимая схема включения гидроусилителей. При этом нагрузки с лопастей несущих винтов полностью воспринимаются гидроусилителями и не передаются на ручку летчика. Бустерные системы для надежности дублируются. У гидроусилителей на линии подачи давления устанавливаются обратные клапаны, исключающие просадку гидроусилителей. Основное назначение этих клапанов — фиксация выходных штоков гидроусилителей в момент перехода с основной гидросистемы на дублирующую. Без обратных клапанов вследствие падения рабочего давления в гидроусилителе при переключении систем может произойти недопустимое произвольное перемещение выходных штоков под действием внешней нагрузки. [c.166]

Указанные результаты фрактографического анализа свидетельствуют о следующей закономерности нагружения лопасти в эксплуатации. В полете вертолета имеют место режимы нагружения с резким возрастанием уровня нагрузки, при которых происходит наибольшее повреждение материала. Далее имеет место некоторое снижение нагружения лопасти, и распространения трещины после этого в течение некоторого периода времени не происходит. В дальнейшем под действием эксплуатационных переменных нагрузок трещина на- [c.640]

Таким образом, выполненные оценки кинетики и длительности роста усталостной трещины в лонжероне лопасти вертолета Ми-8 RA-25617 свидетельствуют о высокой эффективности обнаружения усталостных трещин датчиком-сигнализатором уже на ранних стадиях их развития. Однако остается необъясненным вопрос о возникновении обрыва лопастей в полете с большими по длине трещинами, чем в описанном выще случае. Один из таких случаев относится к разрушению в полете лопасти в сечении R = 0,66 по отсекам № 13-14 при наработке 560 ч, когда площадь трещины составила около 75 % от сечения лонжерона. Она располагалась по нижней полке лонжерона, т. е. находилась в раскрываемой в полете зоне лонжерона под действием изгибной нагрузки. Разрушение произошло на 6-й минуте полета вертолета. Оценка этому событию может быть дана следующим образом. [c.649]

Следовательно, малая скорость снижения соответствует большому коэффициенту сопротивления диска. Параметр Со удобен тем, что не зависит от нагрузки на диск. При скоростях снижения, типичных для реальных вертолетов, 1,1 < Со < 1,3. Для сравнения напомним, что круглая плоская пластина площадью А имеет коэффициент сопротивления Со =1,28, а парашют с такой же лобовой площадью Л — примерно 1,40, Таким образом, при безмоторном вертикальном снижении несущий винт весьма эффективно создает силу тяги, поддерживающую вертолет. Винт действует в общем как парашют того же диаметра. Скорость вертикального снижения на авторотации велика по той причине, что соответствующий парашют для такого веса слишком мал. Однако при полете вперед скорость снижения может быть значительно меньше. Картина течения вокруг винта при авторотации сходна с картиной потока вокруг плохо обтекаемого тела того же размера, поэтому нет ничего удивительного в том, что и силы их сопротивления примерно одинаковы. [c.117]

Для вертолета на режиме висения характерно значение % 0,07, Это дает h/b 3-Н4, что соответствует значению С 0,5. Таким образом, уменьшение нестационарных нагрузок вследствие повторного влияния пелены оказывается большим, что серьезно влияет на нагрузки, управление лопастями и их устойчивость в критических условиях (при малых скоростях протекания и колебаниях по гармоникам с частотой, кратной частоте вращения винта). Уменьшение циркуляционной подъемной силы снижает реакцию винта на изменение общего шага и на циклический шаг. Оно уменьшает также демпфирование махового движения лопасти и ее изгибных колебаний в плоскости взмаха по различным формам, что приводит к увеличению этих колебаний под действием периодических нагрузок. Если ось лопасти не проходит через фокусы сечений, то повторное влияние пелены [c.465]

При статических испытаниях элементы вертолета с помощью специальных приспособлений нагружаются и доводятся до разрушения. Если фактические разрушающие нагрузки равны или немного больше расчетных, статическая прочность конструкции считается достаточной. На статическую прочность могут проверяться элементы, испытывающие и переменные нагрузки. Так, например, проверяется прочность лопастей несущего винта на изгиб под действием собственного веса. [c.119]

Взлетно-посадочные устройства (шасси) служат для гоянки и передвижения вертолета по земле при разбеге перед 5летом, пробеге после посадки, рулежке и буксировке. Шасси )спринимает нагрузки, действующие на вертолет при посадке передвижении по земле. В соответствии с этим оно должно меть устройство, воспринимающее удар о землю при посадке., ля этой цели шасси кроме колес снабжаются амортизато-ами. [c.201]

Выразить Ро через А,ппу проще, но через Хпкл более удобно, так как ориентация ПКЛ имеет непосредственный физический смысл (по существу она показывает направление вектора силы тяги, определяемое условием равновесия сил, действующих на вертолет в продольной плоскости). Заметим, что при переходе к ПКЛ исчезает также особенность при [i = 2, которая присуща вьь ражению величины Pi + 0u через А,ппу. (Значение (х=д/2 в любом случае находится за пределами применимости этих формул, а учет влияния зоны обратного обтекания устраняет особенность и в выражении Pi + 0is через Хппу-) Угол конусности определяется выражением Ро Ъ/А)уСт/оа, т. е. он приближенно пропорционален нагрузке лопасти. Углы и р пропорциональны характеристике режима работы винта ц и Ст/о. Типичные значения Ро и Pi составляют несколько градусов, а угол Pis немного меньше первых двух. [c.190]

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]

У винтокрылого аппарата, называемого автожиром, авторотация является нормальным режимом работы несущего винта. На вертолете мощность передается непосредственно несущему винту, который создает как подъемную, так и пропульсивную силы. На автожире же мощность (крутящий момент) на несущий винт не поступает. Мощность и пропульсивную силу, требуемые для горизонтального полета, обеспечивает пропеллер или другой движитель. Следовательно, автожир по принципу действия похож на самолет, так как несущий винт играет роль крыла, создавая только подъемную силу, но не пропульсивную. Иногда для создания управляющих сил и моментов на автожире, как и на самолете, используют фиксированные аэродинамические поверхности, но лучше, если управление обеспечивает несущий винт. Несущий винт действует в значительной степени как крыло и характеризуется весьма большой величиной отношения подъемной силы к сопротивлению. Правда, аэродинамические характеристики несущего винта не столь хороши, как у крыла, зато он способен обеспечить подъемную силу и управление при гораздо меньших скоростях. Следовательно, автожир может летать со значительно меньшими скоростями, чем самолет. Однако без передачи мощности на несущий винт автожир не способен к насто.хщему висению или вертикальному полету. Так как аэродинамические характеристики автожира ненамного лучше характеристик самолета с малой удельной нагрузкой крыла, использование несущего винта на летательном аппарате обычно оправдано только тогда, когда необходимы вертикальные взлет и посадка аппарата. [c.25]

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]

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]

Переменная по азимуту аэродинамическая нагрузка, действуютцая на лопасть несущего вивта, а также инерционные силы, возникающие при колебания лопасти, вызывают соответствующие динамические реакции/на втулке. Силы и моменты, действующие на втулку от ка>5 дой лопасти, складываются В соответствии с правилами, изложенными в разд. 6.2. Суммарные силы передаются на фюзеляя вертолета и вызывают его колебания. Такие вибрации типи Шы для всех вертолетов, так как порождаются силами и момен)гами, возникающими при нормальной работе винта в обычнЫх условиях. Они называются [c.80]

Шарнирный момент является переменным по азимуту. Потому в элементах первого и второго участков возникают пере-енные напряжения. Следовательно, возникает задача создания онструкции, имеющей достаточно больщой ресурс. В соответ-твии с характером сил, действующих на третьем участке, главой задачей для него является обеспечение прочности при дей-гвии больщих однократных нагрузок. Также могут быть опре-елены основные задачи по прочности для особых участков от ерхнего до нижнего автоматов перекоса вертолета соосной схе-ы — обеспечение ресурса, для участков между бустерами и ме-анизмом общего и дифференциального шага и между бустером механизмом управления штоком рулевого винта — обеспече-ие прочности при действии большой однократной нагрузки (си-ы от бустера). [c.183]

Обычный несущий винт вертолета состоит из двух или большего числа одинаковых, разделенных равными угловыми промежутками лопастей, прикрепленных к центральной втулке. Винт равномерно вращается под действием крутящего момента, который передается, как правило, от двигателя на вал. Подъемные силы и сопротивления лопастей — этих вращающихся крыльев — создают аэродинамический момент, силу тяги и другие силы и моменты несущего винта. Большой диаметр винта, требуемый для эффективного вертикального полета, и большое удлинение лопастей, диктуемое необходимостью иметь высокое аэродинамическое качество вращающихся крыльев, делают лопасти гораздо более гибкими, чем у винтов с большой нагрузкой на диск (например, пропеллеров). Следовательно, при полете аппарата лопасть несущего винта под действием аэродинамических сил будет совершать значительные движения. v3th движения могут вызвать большие напряжения в лопасти или большие моменты в ее корне, которые через втулку передаются вертолету. Поэтому при проектировании лопастей и втулки несущего винта следует позаботиться о том, чтобы эти нагрузки были по возможности малы. Центробежные силы препятствуют отклонению вращаЮ щейся лопасти от плоскости диска, так что ее движение будет наиболее заметным вблизи комля. Вследствие этого поиски прО [c.20]

Т. е. Up = V - - V и 7- = 2 . Из предположения о малой нагрузке на диск несущего винта вертолета следует, что коэффициент протекания = (У + мал (по импульсной теории типичное значение этого коэффициента на режиме ви-сения составляет 0,05—0,07). Тогда отношение UpJut — V + v)/ Qr) — XR/г тоже мало везде, кроме корневой части лопасти, где мал скоростной напор и нагрузками всегда можно пренебречь. Таким образом, для несущих винтов вертолетов приемлемо предположение о малости углов ф, 6, а, т. е. условие ф, 6, а <С 1. Отсюда следует, что ф ыр/ыу, созф 1, sin ф ф и t/ Uj. Другое предположение состояло в том, что эффектами срыва и сжимаемости можно пренебречь, так что коэффициент подъемной силы является линейной функцией угла атаки, т. е. i = аа. Здесь а — градиент подъемной силы по углу атаки для профиля в двумерном потоке (с учетом реальных свойств воздуха обычно полагают а = 5,7), Тогда формулы сил, действующих в сечении лопасти, принимают вид [c.64]

Теория Гутина дает хорошие результаты для шума вращения винта при статических условиях. Результаты расчетов нескольких первых гармоник звукового давления удовлетворительно согласуются с экспериментальными данными и позволяют получить приемлемую оценку суммарного уровня шума. Для несущего винта вертолета на режиме висения эта оценка обычно неверна. В работе [S.204] установлено, что формулы Гутина существенно занижают все гармоники шума вращения несущего винта на режиме висения, кроме первой, хотя тенденции их изменения в зависимости от концевой скорости и силы тяги винта указываются теорией правильно. При этом отказ от введения эффективного сечения (т. е. интегрирование источников шума по всему диску винта) и от приближения дальнего поля не улучшил сходимости с экспериментом. Так, по расчетам, амплитуды гармоник шума вращения быстро уменьшаются с ростом их номера, тогда как, по данным измерений, они уменьшаются значительно медленнее или даже остаются постоянными, что, по-видимому, связано с тем, что и на режиме висения на лопасти действуют периодические аэродинамические нагрузки. Согласно работам [S.22, S.24], полученный по формулам Гутина шум вращения основной гармоники ниже наблюдаемого на 4 дБ, а амплитуды следующих гармоник быстро уменьшаются с увеличением их номера. В работе [0,11] установлено, что расчеты шума вращения несущего винта по формулам Гутина занижают его уровень, и сделан вывод, что это результат пренебрежения влиянием высших гармоник нагрузки. [c.843]

Рассмотрим теперь шум винта, работающего на месте, полагая, что на его лопасти действуют переменные нагрузки. Если пренебречь влиянием на шумоизлучение горизонтальной ско- рости, то получается модель работы винта вертолета при полете вперед, поскольку при этом на его лопасти действуют периодические аэродинамические нагрузки. Исследование влияния на шум нестационарных нагрузок отдельно от влияния скорости перемещения винта представляет и самостоятельный интерес, тем более что такие нагрузки действительно имеют место на режиме [c.845]

Аэродинамические нагрузки иа консоли крыла носят динамический характер. По условиям балансировки вертолета и компоновочным соображениям, крыло устанавливают под НВ. В результате в ертикальиой плоскости на крыло действуют пульсируюш ие нагрузки. Их величина и частота определяются удельной нагрузкой иа И В р, частотой вращения НВ соколичеством лопастей z, [c.325]

Дозвуковые ПВРД, устанавливаемые на концах лопастей ротора, широко применяются в качестве осно вных вертолетных двигателей К В качестве примера приведем американский вертолет Н-32 фирмы Хиллер (см. фиг. 18) с прямоточными двигателями, установленными на концах 7-метрового двухлопастного ротора. При расчетном числе оборотов двигатели развивают мопхность свыше 40 л, с, каждый. Диаметр двигателя 200 мм, длина 600 мм вес 2,5 кг тяга — около 14 кг горючее — керосин. Полный вес вертолета 250 /сг полезная нагрузка около 140 кг крейсерская скорость 100 км час дальность действия [c.305]

Следует уточнить, что N обозначает мощность, подведенную к винту вертолета, а не мощность двигателя. Величина нагрузки на мощность д показывает, сколько килограммов массы в состоянии удержать на режиме висения винт, к которому подведена мощность 1 кВт. При проектировании модели вертолета удобнее пользоваться мощностью двигателя, а не мощностью на валу винта. В этом случае необходимо учитывать коэффициент полезного действия по мощности, обозначаемый Очевидно, что некоторая часть мощности двигателя должна бы ь затрачена на вращение рулевого винта и охлаждение двигателя вентиляторо.м. Некоторая часть мощности двигателя тратится в шестеренках или на ремнях редуктора, передачах и в муфте сцепления. Расход мощности двигатетя наглядно показан на рис. 2.11. [c.29]

I регулировочными элементами служат тандеры и наконечники. Для тросовой проводки направляющими являются ролики и тулки. Ролики применяют в местах изменения направления тро- а. Диаметр роликов выбирается в зависимости от диаметра роса и угла охвата. Чтобы трос при ослаблении не сошел с ротков, на них ставят предохранительную скобу. На прямолиней-1ЫХ участках тросовой проводки для поддержки троса вместо )Оликов применяют направляющие, изготовленные из текстоли- овых пластин. Тросы заделываются в наконечниках посред- твом обжатия. Для регулирования управления н натяжения гросов предусмотрены тандеры, которые состоят из втулки с пра-зой и левой резьбой и наконечников с соответствующей резьбой. Три вращении втулки наконечники ввертываются или выверты-заются, изменяя длину тросовой проводки. Недостатком тросо-зой проводки является удлинение троса под действием нагрузки ми от действия температуры, вследствие чего необходимо регу-тировать проводку системы управления. Для обеспечения усло-зий удовлетворительного радиоприема во время полета вер-голета требуется металлизация всех подвижных сочленений изолированных друг от друга деталей конструкции вертолета. Металлизация осуществляется перемычками из медной луже- [c.175]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...