Силовые установки вертолетов

Несущий винт должен эффективно создавать силу тяги, равную весу вертолета. Под эффективностью вертикального полета понимается малая величина отношения мощности, потребляемой несущим винтом, к создаваемой им силе тяги, так как мощность силовой установки и расход топлива пропорциональны потребляемой мощности. Для винтокрылых аппаратов высокая эффективность вертикального полета обусловлена малой нагрузкой на диск (отношение силы тяги винта к площади диска, отметаемого лопастями). По теореме импульсов, подъемная сила несущего винта создается путем ускорения воздуха вниз, так как подъемной силе соответствует равная ей и противоположно направленная реакция, с которой лопасти воздействуют на воздух. Следовательно, воздух в следе несущего винта обладает кинетической энергией, на образование которой при установившемся горизонтальном полете должна быть затрачена мощность силовой установки вертолета. Это индуктивная мощность она составляет абсолютный минимум мощности, требуемой для устойчивого полета, и ее затраты необходимы как для фиксированных, так и для вращающихся крыльев. Установлено, что для винтокрылых аппаратов на режиме висения затраты индуктивной мощности на единицу силы тяги пропорциональны корню квадратному из нагрузки на диск. Следовательно, [c.17]

Несущий винт потребляет наибольшую часть мощности силовой установки вертолета, но существуют и другие затраты мощности. Двигатель и редуктор поглощают от 4 до 5% общей мощности силовой установки в случае газотурбинных двигателей и от 6 до 9% в случае поршневых. У газотурбинного двигателя потери в редукторе больше, так как больше его частота вращения и степень редукции должна быть выше, а у поршневого двигателя велики потери на охлаждение. Рулевой винт потребляет от 7 до 9% общей мощности силовой установки вертолета, и около 2% составляют дополнительные потери мощности вследствие интерференции (несущего винта с фюзеляжем [c.48]

При максимальной скорости горизонтального полета потребная мощность вертолета равна располагаемой. На больших скоростях основные затраты мощности связаны с вредным сопротивлением. Если максимальная скорость ограничена располагаемой мощностью, то нужно увеличить мощность силовой установки вертолета или уменьшить сопротивление втулки и фюзеляжа. Поскольку мощность, обусловленная вредным сопротивлением, пропорциональна V , значительное уменьшение вредного сопротивления или увеличение располагаемой мощности приводит лишь к небольшому увеличению скорости. Профильная мощность несущего винта также резко увеличивается при больших скоростях полета вследствие эффектов срыва и сжимаемости. [c.304]

Авиационные редукторы являются весьма совершенными устройствами, удельная масса которых (т. е. отношение массы редуктора к передаваемой им мощности) на 1. .. 2 порядка ниже, чем у редукторов общего машиностроения. Несмотря на это масса редуктора составляет значительную часть массы силовой установки летательного аппарата, соизмерима с массой двигателей или превышает ее (табл. 11.2). Значительная доля массы силовой установки вертолетов с ГТД приходится на массу системы охлаждения редуктора, включающую в себя маслорадиатор, вентилятор обдува и его привод (рис. 1.2). [c.491]

Подобно этому примеру можно рассмотреть и работу силовой установки вертолета. Рассмотрим моменты от сил, лежащих в горизонтальной плоскости. Для того чтобы вращать несущий винт, двигатель должен затрачивать определенную мощность. При этом он должен иметь опору, реакция которой уравновешивала бы момент, действующий в горизонтальной плоскости, от сил сопротивления несущего винта. Если такой опоры нет, то момент от сил сопротивления несущего винта, реактивный момент, будет передаваться корпусу вертолета через редукторы и их опоры в горизонтальной плоскости и заставит его вращаться в сторону, противоположную вращению винта. [c.16]

Силовые установки вертолетов можно подразделить [а следующие группы [c.219]

Естественно, что повышение количества взаимозаменяемых агрегатов и деталей снижает затраты на эксплуатацию и сокращает сроки ремонта самолетов. Так, например, высокая взаимозаменяемость по стыкам и разъемам агрегатов вертолета с двухлопастным несущим винтом обеспечивает возможность заменить силовую установку в течение 40 мин, редуктор рулевого винта —25 мин, шасси —35 мин. [c.127]

ТВД применяются в силовых установках самолетов и вертолетов большой грузоподъемности, имеющих дозвуковые скорости полета (600—900 км я) ввиду их высокой экономичности в этом диапазоне скоростей. [c.196]

Располагаемая мощность определяется характеристиками силовой установки. Обычно мощность силовой установки снижается с ростом высоты и температуры, а также в какой-то мере зависит от скорости полета. Поэтому при расчете характеристик вертолета важны изменения располагаемой мощности. Следует также учитывать потери мощности в силовой установке и в трансмиссии, включая потери в редукторе и в системе охлаждения двигателя, а также мощность, затрачиваемую на привод вспомогательных агрегатов, таких, как генераторы и насосы гидросистемы. Часто все эти потери выражают посредством общего к. п. д. Т1, т. е. считают, что общая потребная мощность в [ /ц) раз больше той, которая требуется для вращения винта [c.269]

Тем не менее эксплуатационные режимы полета вертолета не слишком ограничены. Строго вертикальные взлет или посадка обычно не применяются из-за наличия запретной зоны, и летчик после вертикального набора высоты около 5 м начинает разгонять вертолет. При наличии двух или более двигателей запретная зона существенно уменьшается или исчезает совсем. Для многодвигательных вертолетов гораздо более актуальны летные характеристики при одном неработающем двигателе, чем при полном отказе силовой установки. [c.311]

Автоматическое регулирование частоты вращения НВ при изменении его общего шага,угла атаки и скорости полета вертолета осуществляется обычно путем изменения подачи топлива в двигатели. Автономная система регулирования силовой установки может быть расположена непосредственно в двигателе. Она обеспечивает как изменение его мощности вручную в диапазоне от малого газа [c.157]

Силовая установка (СУ) вертолета состоит из двигателя, элементов его крепления, воздухозаборников, выходных устройств, каналов и систем управление двигателями, топливной, масляной, пожарной защиты. Тип двигателя, его характеристики, количество и расположение определяются в процессе проектирования. [c.237]

Эффективным способом повышения ресурса двигателей является организация забора воздуха из наименее запыленной зоны. Такая зона располагается в области оси НВ. В частности, на экспериментальном вертолете Боинг-360 воздух в двигатели поступает из верхней части заднего пилона НВ (рис. 5.2.2). При такой компоновке силовой установки в горизонтальном полете вертолета не используется энергия скоростного потока. Однако при достижимых вертолетом скоростях полета повышение мощности двигателей от скоростного потока незначительно. При этом исключаются потери мощности двигателей от ПЗУ, уменьшается масса силовой установки и расходы на ее эксплуатацию. [c.246]

Выходные устройства (ВУ) двигателей СУ и вспомогательной силовой установки (ВСУ) компонуются таким образом, чтобы не допустить перегрева прилегающих элементов конструкции вертолета. Компоновка выходных устройств должна исключать произвольную утечку газов, а также их попадание в кабины вертолета. [c.246]

Кроме описанной выше амортизации, применяется амортизация и с прямой ориентацией упруги.х осей. Так, например, на одном из вертолетов семь амортизационных узлов силовой установки расположены по кольцу рамы двигателя, а два узла — в передней его части (фиг. 3. 10). Каждый амортизационный узел А имеет по два амортизационных диска. [c.287]

Другой способ вертикального снижения вертолета состоит в снижений с работающей силовой установкой, соединенной с винтом. Для этого режима полета характерна очень сложная картина обтекания винта. [c.36]

Для стационарной аппаратуры таким источником является электрическая сеть переменного тока общего назначения и реже система резервного аварийного электропитания, для самолетов и вертолетов — это генераторы переменного, реже постоянного тока, которые приводятся во вращение маршевыми двигателями самолета, редуктором несущего винта вертолета или автономной силовой установкой, для корабля — это бортовая генераторная установка н береговая сеть, для автономного устройства — химический источник электрической энергии постоянного тока. [c.20]

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]

На рис. 42 схематически изображены силовая установка и трансмиссия одновинтового вертолета. [c.49]

Рис. 42. Схема силовой установки н трансмиссии одновинтового вертолета

Вуд [W.15] получал эмпирические зависимости для некоторых параметров авторотации постоянной времени падения оборотов = (КЭ/Р)Х(1 — 7 /0,87макс), используемой кинетической энергии Э = (КЭ/Р)Х(1 — Т /7 макс), параметра авторотации AI = КЭ/Р и энергетического параметра h = КЭ/7. Здесь Р — мощность силовой установки вертолета, Т — сила тяги несущего винта, 7макс — сила тяги, ограниченная срывом, и КЭ = = /2)М1цО, — кинетическая энергия несущего винта. Эти параметры связаны с общими характеристиками авторотации вертолета, определяющими запретные зоны на диаграмме высота— скорость. Вуд рассмотрел физический смысл этих параметров и соответствие их характеристикам авторотации. [c.312]

РД-600В имеет осецентробежный компрессор (три осевых и одна центробежная ступени с регулируемыми направляющими аппаратами, противоточную кольцевую камеру сгорания, охлаждаемую двухступенчатую турбину компрессора, двухступенчатую неохлаждаемую силовую турбину с выводом вала вперед, несоосный двухступенчатый редуктор. Двигатель оснащен электронной цифровой двухканальной с полной ответственностью системой автоматического управления с резервным гидромеханическим каналом, комплексно решающей вопросы управления, контроля и диагностирования силовой установки вертолета. [c.417]

Важнейшим уз том вертотета явтяется силовая установка. К ней относятся прежде всего дви ате ь (и и дв гатс. и), главный редуктор (I есущего винта), редуктор рулевого винта и муфта сц пления. Силовой установкой вертолета может служить поршневой или реактивный двигатель, причем второй благодаря своим несомненным преимуществам применяется все чаще. [c.21]

У вертолета соосной схемы момент силы сопротивления воздуха верхнего винта уравновешивается моментом сопротивления воздуха нижнего винта, так как винты вращаются в разные стороны. У двухвинтового вертолета реактивные моменты вз1аимно уравновешиваются благодаря тому, что винты вращаются в разные стороны. У вертолета одновинтовой схемы реактивный момент уравновешивается тягой рулевого винта. Воздух, отбрасываемый рулевым винтом, является опорой для силовой установки вертолета, когда она совершает работу, преодолевая силы сопротивления на несущем винте. [c.16]

Моц(ность, полученная на валу двигателя, не может быть целиком использована несущим винтом. В силовой установке вертолета Ёсегда имеетсй вентилятор, Предназначенный для охлаждения дви Гателя, на вращение которого затрачивается часть мощности. Передача крутящего момента на винт осуществляется через трансмиссию, имеющую редукторы и подшипники, трение в которых также отнимает часть мощности двигателя. И, наконец, для вертолета одповинговой схемы необходимо часть мощности передать рулевому винту. [c.77]

Водоизмещение ледокола равно 16 000 ш, полная длина составляет 194 л, наибольшая ширина принята равной 27,6 лг, осадка — 9,2 м. Его корпус с массивными литыми форштевнем и ахтерштевнем имеет усиленную обшивку из высококачественной стали, толщина которой в носовой и кормовой частях достигает 50 мм, и разделен на отсеки одиннадцатью поперечными водонепроницаемыми переборками. Три энергетических водо-водяных реактора его двухконтурной силовой установки суммарной тепловой мощностью 270 тыс. кет и оборудование первичного контура циркуляции помещены в средней части судна в специальном отсеке с надежной противорадиационной защитой. По сторонам реакторного отсека расположены носовое и кормовое турбогенераторные отделения, с распределительных щитов которых электроэнергия подается к среднему и двум бортовым двигателям, приводящим во вращение валы гребных винтов. Рядом с этими отделениями главных генераторов находятся две электростанции, вырабатывающие ток для питания двигателей вспомогательного судового оборудования. Контроль за действием реакторной установки ледокола и регулирование ее действия производятся с пульта дистанционного управления, изменение режима работы двигателей гребных винтов осуществляется непосредственно с ходового мостика судна. Для выполнения специальных ледовых маневров в корпусе ледокола — в носовой и кормовой частях и вдоль бортов — размещены водяные цистерны. При форсировании тяжелых ледяных полей, когда собственный вес ледокола оказывается недостаточным для взламывания льда, в носовые цистерны подается забортная вода, увеличивая давление корпуса на лед. При отходе ледокола от ледяной кромки вода может быть подана в кормовые цистерны, увеличивая осадку на корму. Для случаев, когда корпус ледокола испытывает сжимающее действие льда, попеременной подачей воды в бортовые цистерны может осуществляться раскачивание корпуса ледокола относительно продольной оси. В кормовой части шлюпочной палубы ледокола находится взлетно-посадочная площадка для вертолета ледовой разведки. Для выполненения погрузочно-разгрузочных работ на палубе уста новлены электрические подъемные краны. [c.297]

Турбовинтовые двигатели (ТВД) и турбовальные двигатели, имеют рабочий процесс, сходный с рабочим процессом ТРД, и отличаются тем, что у них расширение газа в турбинах происходит до давления, близкого к атмосферному, поэтому суммарная мощность их турбин превышает потребную для привода компрессора газогенератора. Этот избыток мощности передается на вал двигателя и затем используется для вращения воздушного винта самолета, несущего винта вертолета или для каких-либо других целей. Согласование частот вращения выходного вала двигателя и воздушного винта здесь обычно требует применения редуктора, что утяжеляет конструкцию и усложняет эксплуатацию силовой установки. По этим причинам, а также в связи с потребностью дальней- [c.12]

МОЩНОСТЬ на валу 350 л. с.), которые заменили один поршневой двигатель мощностью 240 л. с., имевший тот же вес и занимавший то же место. С этого времени турбовальный ГТД становится обычной силовой установкой всех вертолетов, кроме самых легких. [c.35]

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]

На стадии предварительного проектирования определяются основные параметры вертолета, обеспечивающие вьшол 1ение заданных летно-технических характеристик (ЛТХ). При этом определяются размеры вертолета и его несущего винта, а также выбирается силовая установка, после чего в процессе итераций определяется полетная масса вертолета. На основе выбранных нагрузки на ометаемую поверхность, предельного числа Маха, характеристики режима и нагрузки на лопасть определяются радиус несущего винта, концевая скорость лопасти и коэффициент заполнения. Далее в результате расчета мощности, требуемой для выполнения заданных режимов полета, определяются характеристики силовой установки. При расчете ЛТХ обычно используется метод мощностей. Это простейший метод, обеспечивающий достаточо точное решение задачи в условиях, когда известны предварительные значения основных данных вертолета. В результате определяются основные размеры и общий вид вертолета. Затем производится оценка масс агрегатов по известным параметрам несущего винта и силовой установки, а также количеству топлива и полезной нагрузке, предусмотренных заданием. Массы агрегатов суммируются для определения полетной массы вертолета, и процесс итераций повторяется [c.301]

Вибрациями называют колебательную реакцию фюзеляжа вертолета (и других элементов конструкции в невращающейся системе координат) на силы и моменты несущего винта. Имеются и другие существенные источники вибраций на вертолете (силовая установка и трансмиссия, аэродинамические силы на фюзеляже), но здесь будет рассмотрено только влияние несущего винта. В установившемся полете вперед иериоди-ческие силы в комлевой части лоиасти передаются на вертолет, вызывая вибрации. Таким образом, вибрации вертолета определяются гармоническим возбуждением в невращающейся системе координат, преимущественно с частотами Q и NQ. Вибрации обычно слабее всего на режиме висения и усиливаются по мере увеличения скорости полета до высокого уровня при максимальной скорости. Уровень вибраций высок также на переходном режиме ( 1 0,1) вследствие резкой неравномерности поля индуктивных скоростей. [c.635]

Позднее была предложена схема вертолета с силовой установкой, использующей СПГГ. [c.38]

В дальнейшем авиамодельные ПуВРД могут получить большее распространение как силовые установки для всех классов летающих моделей не только для кордовых скоростных, но и для моделеГс свободного полета, радиоуправляемых. гоночных, пилотажных, воздушного боя, вертолетов н ракет. Наряду с авиамодельными ПуВРД, возможно, получат развитие и распространение в авиамоделизме малогабаритные турбореактивные двигатели весом не более 400—500 г, а также реактивные двигатели других специальных схем. [c.3]

Редукторы авиационных ГТД различаются число , ведущих и ведомых валов. Наибольшее распространение получили >едукторы с одним ведущим и одним ведомым валом (рве. И.4, а). Лрименяются редукторы с разветвлением потоков мощности на входе и выходе из редуктора. Так, при наличии двух соосных винтов в силовой установке самолета или вертолета, проводимых в движение одним или двумя ГТД, редуктор имеет два ведомых и соответственно один или два ведущих валя (рис. 11.4, б, г). Такое же разветвление потоков мощности (и соответствующее увеличение числа валов) встречается в редукторах вертолетных ГТД при необходимости приводить в движение несущий и хвостовой винты от одного или двух ГТД (рнс. 11.4, в). [c.493]

Серийное производство двигателя ТВД ТВ7-117 мощностью 2500 л. с., разработанного НПП Завод им. Климова , началось в 1992 г. на Государственном Московском машиностроительном производственном предприятии (ГММПП) им. Чернышова. Двигатель предназначен для оснащения самолета Ил-114 и в настоящее время рассматривается предприятием в качестве своей основной продукции, при этом успешно ведется разработка модификаций силовой установки увеличенной мощности для установки на других самолетах и вертолетах. [c.421]

Силовая установка модели вертолета требует аккуратного монтажа и надежного, прочного крепления отдельных частей. Это касается всех элементов, но особенно тщательно должны быть установлены шестерни, чтобы обеспечить требуемые зазоры между зубьями и, как следствие, правильную работу узла. Большинство силовых установок современных моделей вертолетов изготавливается в виде отдельного блока, который легко поставить на модель или снять с нее. В качестве примеров такого подхода могут служить силовые установки модели вертолета Алуэтт-2 (рис. 3.25) или модели вертолета Твин Джет 212 . Высокая степень интеграции характерна для силовой установки, выпуска- [c.63]

Мечты о создании аппарата, способного совершать взлет и посадку вертикально, а также выполнять скоростной горизонтальный полет, имеют столь же долгую историю, как и мечты о полетах вообще. Вертолет, концепцию которого Леонардо да Винчи предложил около 1500 г., не является в чистом виде конвертопланом - воздушный винт его вертолета создает всю подъемную силу как в горизонтальном, так и в вертикальном полете. Достаточно эффективные конвертопланы появились лишь в последнее время, когда разработка газотурбинных двигателей достигла такого уровня, что оказалось возможным создавать летательные аппараты с тягой силовой установки, превышающей массу самого аппарата. Эю позволяет обеспечивать вертикальный взлет только за счет использования тяги двшателя. [c.207]

Автоматическое регулирование частоть вращения несущего винта при измeнeни его общего шага, угла атаки и скорости полета вертолета осуществляется обычно путем автоматического изменения подачи топлива в двигатели. Автономная система регулирования силовой установки может быть расположена непосредственно на двигателе. Она обеспечивает как изменение его мощности вручную в диапазоне от малого газа до взлетного режима, так и автоматическое поддержание заданной частоты вращения несущего винта. Данная система регулирования двигателей может работать и без системы шаг — газ , т. е. рычаг общего шага может изменять только величину шага без изменения положения рычага подачи топлива, который должен быть переведен в положение Автомат . На вертолетах, имеющих более одного двигателя, устанавливаются рычаги раздельного управления мощностью двигателей, расположенные на одном кронштейне с рычагом общего шага. Этими рычагами пользуются в основном при раздельном опробовании двигателей на земле и в аварийных случаях в полете при необходимости повторного запуска отказавшего двигателя. [c.172]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...