+7 (495) 720-06-54
Пн-пт: с 9:00 до 21:00, сб-вс: 10:00-18:00
Мы принимаем он-лайн заказы 24 часа*
 

Конструкция вертолета: Конструкция вертолета — Энциклопедия по машиностроению XXL

0

Конструкция вертолета — Энциклопедия по машиностроению XXL

Следует отмстить также возможность использования титановых сплавов в конструкциях вертолетов (лопасти винтов, полы, дверцы и т.д.).  [c.292]

В процессе эксплуатации после наработки около 90 ч вертолет В-3 потерпел тяжелое летное происшествие. Результаты расследования обстоятельств происшествия и сопоставления всех элементов конструкции вертолета показали, что основная зона начала разрушения находится в районе разрушенных рычагов поворота лопаете несущего винта вертолета (рис. 14.13). Один из рыча-  [c.749]


Исходные данные центровки. Исходными данными при определении положения ц. т. вертолета служат веса конструкции вертолета, элементов служебной нагрузки (экипаж, топливо, масло, противообледенительная жидкость, служебное снаряжение) и коммерческого груза (пассажиры, багаж, десантная техника и т. д). Кроме весов грузов, необходимо знать координаты ц. т. каждого груза. Все эти данные записываются в специальную таблицу (табл. 1.15).  
[c.75]

Траектория взлета — линия, соединяющая координаты движения нижней точки конструкции вертолета при взлете от точки старта до высоты 150 м относительно точки старта.  [c.110]

Траектория посадки — линия, соединяющая координаты движения нижней точки конструкции вертолета при посадке от высоты 150 м относительно точки касания летной полосы до полной остановки.  [c.110]

У большинства вертолетов имеется механический привод несущих винтов, т. е. крутящий момент передается на несущий винт через валы. В таких конструкциях необходимы трансмиссия и средства для уравновешивания крутящих моментов несущих винтов. При другом способе привода несущего винта — реактивном — холодный или горячий воздух выбрасывается из сопел, размещенных на концах или на задней кромке лопастей. Известны конструкции вертолетов с прямоточными воздушно-реактивными двигателями на концах лопастей или с реактивными закрылками, куда подается сжатый воздух, генерируемый в фюзеляже. Поскольку в этом случае крутящий момент несущего винта не передается на фюзеляж вертолета (передается лишь незначительный момент трения в подшипниках вала), то трансмиссия и устройства, уравновешивающие крутящий момент, не нужны, что дает существенную экономию массы. Система реактивного привода несущего винта в принципе легче и проще, хотя аэродинамическая и термодинамическая эффективность вертолета ниже. Вертолет с реактивным приводом нуждается в дополнительном устройстве путевого управления. Возможно использование аэродинамических поверхностей типа руля направления, однако на малых скоростях полета они неэффективны.  

[c.301]

Продольная и поперечная скорости вертолета на режиме висе-ния изменяются путем создания моментов по тангажу и крену относительно центра масс вертолета, что представляет собой более трудную задачу. Летчик, воздействуя на рычаги управления, непосредственно изменяет углы тангажа или крена, в результате чего возникают продольная или поперечная сила, а затем и желаемое изменение скорости вертолета. Между силами и моментами, порождаемыми управляющими воздействиями, обычно имеется существенная взаимосвязь, так что любое управляющее воздействие для создания нужного момента требует некоторых компенсирующих воздействий по другим осям. Вертолет без системы автоматического повышения устойчивости не обладает ни статической, ни динамической устойчивостью, особенно на режиме висения. Поэтому сам летчик должен осуществлять управляющие обратные связи для стабилизации вертолета, что требует от него постоянного внимания. Использование автоматических систем для улучшения характеристик устойчивости и управляемости вертолета всегда желательно, а для ряда его применений — существенно важно, но такие системы увеличивают стоимость и усложняют конструкцию вертолета.  

[c.700]


Наиболее сильный шум несущего винта создают хлопки лопастей (если они есть). За ними следует вихревой шум, а затем шум вращения. Максимум интенсивности шума вращения попадает на весьма низкие частоты, так что несколько низких гармоник могут вообще не попадать в слышимый диапазон. Таким образом, если шум вращения превалирует, то это не самый неприятный для восприятия случай. С учетом восприятия преобладающим часто оказывается вихревой шум. Однако шум вращения может стать существенным, когда амплитуды входящих в него высших гармоник возрастают, т. е. по мере перехода этого шума в хлопки лопастей, например при малом числе лопастей винта и больших концевых скоростях. Шум вращения может вызвать вибрации конструкций вертолета и усталостные повреждения. Кроме того, низкочастотный шум хорошо распро-  
[c.823]

Настоящий учебник соответствует программе курса Конструкция вертолетов для авиационных вузов. Эта программа предшествует курсу Проектирование вертолетов , поэтому в учебнике даны предварительные краткие сведения о содержании этапов создания вертолета и соответствующие общие и частные критерии эффективности летательных аппаратов.  

[c.4]

Статическая прочность и выносливость конструкции вертолета должны быть таковы, чтобы исключалась возможность опасного для вертолета разрушения элементов конструкции при действии на них нагрузок в ожидаемых условиях эксплуатации в пределах установленных ресурсов и сроков службы.  [c.22]

При увеличении радиуса, удлинения и массы лопасти увеличивается прогиб лопасти от собственного веса. Если не принять специальные меры, улучшающие компоновку вертолета, то прогиб конца лопасти оказывается строго ограниченным вследствие возможности задевания лопасти за конструкцию вертолета. У малых вертолетов относительный прогиб меньше, чем у больших. Поэтому проблема ограничения по прогибу лопасти особенно актуальна для больших вертолетов. Обычно по компоновочным соображениям у таких вертолетов относительный прогиб конца лопасти не должен  [c.47]

Силы, действующие на лопасть, представляют собой суммы отдельных гармонических составляющих (гармоник), каждая из которых зависит от параметров самой лопасти, втулки, режима полета вертолета и изменяется с определенной частотой, кратной частоте вращения НВ. Суммируясь на втулке по определенному закону, переменные составляющие сил, действующих на лопасти, являются источником вибраций конструкции вертолета. Постоянные составляющие аэродинамических сил всех лопастей, суммируясь на втулке, образуют тягу, продольную и боковую силы ИВ.  

[c.51]

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]

Сила удара о землю воспринимается пневматиком, количественно преобразуется и передается через амортизатор на конструкцию вертолета, где и уравновешивается силами веса и инерции.  

[c.273]

При этом ход штока амортизатора зависит от передаточного отношения t р. При заданной высоте шасси и обжатии амортизаторов и колес до максимальных значений должны обеспечиваться зазоры между элементами конструкции вертолета и поверхностью посадочной площадки.  [c.282]

Предел усталости конструкций вертолета.  [c.103]

Жесткая проводка состоит из последовательно соединенных тяг, подвешиваемых к конструкции вертолета на качалках и направляющих роликах. Тяги из дюралюминиевых или стальных труб работают на сжатие и растяжение. Стальные тяги, как правило, устанавливаются в местах, где передаются большие усилия.  [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]


Подъем конструкций вертолетами  [c.247]

Карданные винты применяются во многих конструкциях вертолетов. Втулка такого винта показана на рис. 1.13. Она состоит из внешнего кольца с рукавами для крепления лопастей и двумя подшипниками, посредством которых внешнее кольцо крепится к внутреннему. Внутреннее кольцо в свою очередь крепится к валу винта двумя подшипниками, общая ось которых перпендикулярна оси подшипников внешнего кольца. Благодаря этому внешнее кольцо с лопастями имеет возможность наклоняться во всех направлениях. Такая кинематическая схема и называется карданным шарниром. Карданный шарнир заменяет горизонтальные шарниры, поэтому конструкция втулки значительно упрощается Втулки такого типа применяют в двухлопастных винтах.  

[c.17]

В табл. 25.20 приведены некоторые данные для установления возможности перевозки элементов стальных конструкций вертолетами.  [c.547]

Реализуемая в нормальной. эксплуатации лопастей вертолетов семейства «Ми» система контроля герметичности лонжерона обеспечивает своевременное выявление в них усталостных трещин, распространение которых происходит под действием эквивалентного уровня напряжения, соответствующего расчетной величине. Вместе с тем введение в эксплуатацию все более совершенных конструкций вертолета типа Ми-8МТВ с более мощным двигателем потребовало дополнительной оценки не только закономерностей роста усталостных трещин в эксплуатации, но и эффективности срабатывания датчика-сигнализатора в связи с тем, что в эксплуатации имел место случай разрушения лопасти в полете. Сопоставление было проведено для двух сечений лопасти (случаи № 14, 15 в табл. 10.4), по одному из которых произошло раз-  

[c.658]

Из углепластиков изготавливают также лопасти несущего винта и другие элементы конструкций вертолетов. Их используют в вертолете марки ВК-117 совместного производства фирм Кавасаки дзюкоге (Япония) и МВВ (ФРГ), в вертолетах SA 365 и Пума 360 производства фирмы Синиас (Франция) и т. д.  [c.221]

В отличие от других ЛА, у вертолетов суммарная масса агрегатов, ресурс которых определяется усталостной прочностью, составляет более половины массы пустого вертолета. Поэтому важнейшей задачей, стоящей перед конструктором вертолетов, является обеспечение ресурса по условиям выносливости. Т.е. усталостная прочность конструкции вертолета и его агрегатов под воздействием повторяющихся в эксплуатации нагрузок в течение определенной наработки (назначеииого ресурса) должна гарантировать отсутствие появления усталостных повреждений или разрушений, которые могут непосредственно привести к катастрофической ситуации. Это требование, помимо создания соответствующей конструкции вертолета и его агрегатов, должно обеспечиваться производственно-технологическими процессами изготовления и ремонта, техническим обслул иванием и соблюдением установленных правил и условий эксплуатации.  

[c.9]

Технологические процессы изготовления элементов конструкции вертолета доллшы быть стабильными и обеспечивать постоян-  [c.9]

Для компенсации линейных деформаций конструкции вертолета в я есткой проводке применяются компенсационные качалки и механизмы, а в тросовой — механизмы регулирования натяжения тросов. Для уравновешивания наклонных тяг управления устанавливаются противовесы.  [c.169]

В конце 1928 г. Б. Н. Юрьев ушел из ЦАГИ. Вертолетная группа была переименована в секцию особых конструкций экспериментально аэродинамического отдела ЦАГИ. Начальник секции А. М. Черемухин принял решение прекратить работы по восьмивинтовому гиганту, а все внимание сосредоточить на одновинтовом вертолете. Началось тщательное проектирование частей и деталей конструкции вертолета. Лопасти несущего винта жестко крепились к втулке. Имелся только осевой шарнир для изменения угла установки лопастей. При разработке вертолета соблюдался строгий весовой контрюль. Для уменьшения веса фюзеляж выполнили без обшивки.  [c.399]

Известны И другие конструкции автомата перекоса, но все они выполняют одни и те же функции Рулевой винт, как упоминалось выше, используется для парир -вания крутящего момента несущего винта, под действием которо го фюзеляж вертолета стремится враща ься в направлении, обратном направлению вращения не суп1его винта Кроме того, рулевой винт служит для управления вертолетом относительно верти калькой оси. По конструкции рулевой и несущий винты подобнь Весь агрегат рулевого винта (рис I 16) состоит из втулки, лопастей, вала и системы управления общим шагом В рулевом винте нет управления циклическим шагом, так как в этом нет необходимости. Как и у несу цих винтов, число лопастей ру, ево о винта может быть различны.м от 2 до 4ч-5. Известны также конструкции вертолетов, у которых рулевой винт имеет одну лопасть, сбалансированную с другой стороны противо весом.  [c.20]


30 лет назад состоялся первый полет серийного Ми-8АМТ — Общество — Свежие новости Бурятии и Улан-Удэ — ГТРК

В феврале этого же года машина под номером 0101 была передана в эксплуатацию. Благодаря своим техническим характеристикам Ми-8АМТ стал одним из самых востребованных в мире вертолетов тяжелого класса. На сегодняшний день заводом выпущено более 1200 вертолетов модификации Ми-8АМТ и созданных на его базе модификаций.

«Тогда благодаря оперативным решениям, усилиям разработчика и сотрудников завода от принятия решения о создании машины до ее поступления в эксплуатацию прошло чуть больше двух с половиной лет. «Мотор» проекта – директор Юрий Николаевич Кравцов в, казалось бы, благополучное время планового хозяйства, когда мощности завода были полностью загружены изготовлением вертолетов Ми-8 и самолетов Су-25УБ, проявил инициативу и «ввязался» в опытно-конструкторские работы и постановку на производство нового вертолета на новых принципах проведения работ. Это решение спасло завод в девяностые годы, когда заказы на вертолеты Ми-8 и самолеты прекратились», — отмечает заместитель Генерального директора холдинга «Вертолеты России» Леонид Белых, возглавлявший АО «У-УАЗ» с 1998 по 2021 годы.

20 апреля 1989 г был подписан приказ №202 министра авиационной промышленности СССР Сысцова А.С. «О производстве и поставках вертолета Ми-8МТ для гражданской авиации». Улан-Удэнский авиазавод определен серийным изготовителем вертолета. Этим же приказом вертолету присвоен шифр Ми-8АМТ.

1-го июня этого же года техническое задание на вертолет Ми-8АМТ было согласовано руководителем филиала № 1 МВЗ им. М.Л. Миля (г. Казань) Першутовым В.Н. и ведущими специалистами института гражданской авиации (ГосНИИ ГА), а уже 2-го июня директором У-УАЗ подписан приказ №246 «О подготовке производства вертолета Ми-8АМТ».

Параллельно решался вопрос финансирования опытно-конструкторских работ, так как впервые в истории СССР вертолет разрабатывался не за счет государства, а на средства серийного предприятия, для ведения проекта не хватало нормативно-правовой базы. Несмотря на то, что договор был заключен только в ноябре, филиал №1 МВЗ незамедлительно приступил к разработке конструкторской документации. Разработанная документация оперативно передавалась на У-УАЗ и запускалась в производство. Изготовленные детали направлялись в Казань для постройки опытного вертолета.

Для выполнения опытно-конструкторских работ в заданные сроки, У-УАЗ, преобразованный к тому моменту в Улан-Удэнское производственное объединение (У-УАПО), приобрел на КВЗ новый вертолет Ми-8МТ и передал его разработчику. Работы по его доработке в опытный вертолет Ми-8АМТ (№0001) были завершены в сентябре 1990 года. Начались испытания вертолета – сначала заводские, а затем с участием ГосНИИ ГА. Параллельно проводилась работы по прочностным испытаниям вновь разработанных агрегатов.

На У-УАПО в это же время шла напряженная работа по постановке на производство и изготовлению установочной партии из 5 вертолетов (серийные номера 0101-0105). Для оперативности принятия решений специалисты разработчика командировались на У-УАПО. Конструкторы, технологи и мастера У-УАПО постоянно посещали Казань для изучения конструкции строящегося опытного вертолета и освоения новых техпроцессов.

2 августа 1991 года специалисты приступили к испытаниям. Экипаж опытных летчиков-испытателей — старший летчик испытатель Павел Устенков, командир экипажа Владимир Тонких, бортмеханик-испытатель Александр Дарханов — подняли машину в небо, и, совершив круг над полем, мягко приземлились на бетон полосы к удовольствию создателей и гостей. На испытаниях присутствовали главный инженер объединения Владимир Андрияка и главный конструктор Рудольф Соловьев.

Перед сдачей в эксплуатацию (в 1991 году) первый вертолет Ми-8АМТ своим ходом слетал в Лондон на выставку Heliteс, где произвел фурор. Особенно показателен был тот факт, что вертолет долетел за несколько дней от Улан-Удэ до Лондона своим ходом, причем половину времени перегона вертолета заняло пересечение границы СССР. Это было первое участие Улан-Удэнского авиационного завода в международной выставке.

Восхищение зрителей вызывала маневренность пассажирской машины (на вертолете были установлены пассажирские кресла), которая после показательных полетов более легких западных боевых вертолетов, выполняла те же самые фигуры пилотажа.

«40 часов в воздухе провел экипаж Ми-8АМТ в составе Владимира Тонких, Павла Устенкова, Александра Дарханова, а демонстрационные выступления на аэродроме показывали летчики МВЗ им. Миля», — рассказывает один из участников той поездки, заместитель главного конструктора Сергей Скабелин.

После возвращения вертолета 0101 с выставки была проведена большая работа по обеспечению поставки вертолетов установочной партии в эксплуатацию. В конструкторскую документацию были внесены все изменения по результатам испытаний и изготовления установочной партии. В декабре 1991 года конструкторская документация была рассмотрена межведомственной комиссией и утверждена для серийного производства с присвоением литеры «О1». В этом же месяце первый вертолет Ми-8АМТ (серийный номер 0101) был поставлен в эксплуатацию в г. Оха Сахалинской области.

«Это был первый опыт договорной опытно-конструкторской работы нашего предприятия», — рассказывает главный конструктор С.В. Мигоцкий. — Мы впервые получили продукт, предусматривающий возможность установки разного состава оборудования в зависимости от пожеланий заказчиков. Вертолеты Ми-8 до этого выпускались в едином облике».

«Удачная конструкция вертолета Ми-8АМТ стала основой для сертифицированного вертолета Ми-171, который открыл предприятию зарубежный рынок гражданских вертолетов, а создание на базе вертолета Ми-8АМТ военно-транспортного вертолета Ми-8АМТШ позволило в полной мере удовлетворить и требования государственного заказчика. Сегодня выпущено около 1200 вертолетов Ми-8АМТ и созданных на его базе модификаций», — отмечает управляющий директор АО «У-УАЗ» Алексей Козлов.

Сегодня благодаря применению широкого набора дополнительного оборудования и высоким летно-техническим характеристикам вертолеты Ми-8АМТ применяются в транспортном, пассажирском, противопожарном, санитарном, поисково-спасательном и аварийно-спасательном вариантах, а также в варианте VIP-салон.

Самая новая модификация Ми-8АМТ с несущей системой от вертолета Ми-171А2 закончила испытания в ноябре 2020, а одобрение главного изменения на исполнение данного вертолета получила в начале 2021. Вертолет Ми-8АМТ с новой несущей системой имеет лопасти из композиционных материалов и Х-образный рулевой винт, что позволило значительно повысить летно-технические характеристики машины.

«Вертолет широко распространен в гражданской авиации Российской Федерации, имеет огромное количество модификаций, потому что каждый заказчик под себя собирает вертолет как конструктор, в его распоряжении огромное количество дополнительного оборудования, – отмечает главный конструктор вертолетов Ми-8/17 АО «НЦВ Миль и Камов» Александр Яблонский. – Эти вертолеты сейчас имеют вариант арктического исполнения, он снабжен системой подогрева основных агрегатов для запуска в особо холодном климате. Этот вертолет может быть оснащен цифровым автопилотом и другой современной авионикой. На данный момент, по моему мнению, вертолет Ми-8АМТ является одной из самых продвинутых моделей гражданского вертолета Ми-8».

Схемы вертолетов — это… Что такое Схемы вертолетов?

Реактивный момент, действующий на корпус вертолёта, и его компенсация

Схема вертолета описывает количество несущих винтов вертолёта, а также тип устройств, используемых для управления вертолетом.

Усилие для раскручивания несущего винта может передаваться от двигательной установки через осевой вал. В этом случае по третьему закону Ньютона возникает реактивный момент, закручивающий корпус вертолета в противоположную от вращения несущего винта сторону (на земле такому вращению препятствует шасси аппарата).

Существует ряд основных конструктивных схем компенсации реактивного момента и управления вертолета с использованием как единственного, так и нескольких несущих винтов.

В случаях, когда раскручивание несущего винта осуществляется либо набегающим потоком воздуха (автожиры, вертолеты в режиме полета на авторотации), либо с помощью реактивных струй, расположенных на концах лопастей (реактивный вертолет), реактивный момент не возникает, и соответственно, необходимость в его компенсация отсутствует.

Одновинтовые схемы с рулевым устройством

В таких схемах для компенсации реактивного момента используются устройства, создающие тягу, которая закручивает вертолёт в противоположном реактивному моменту направлении. Преимуществом таких схем является их относительная простота, однако при этом происходит отбор мощности силовой установки вертолета.

Вертолеты одновинтовой схемы с рулевым винтом

В данной схеме винт небольшого диаметра располагается на хвостовой балке вертолёта на некотором расстоянии от оси несущего винта. Создавая тягу в плоскости, перпендикулярной вертикальной оси вертолёта, рулевой винт компенсирует реактивный момент. Изменяя тягу рулевого винта, можно управлять поворотом вертолёта относительно вертикальной оси. Большинство современных вертолетов выполнено по одновинтовой схеме.[1]

Впервые её запатентовал на своем летательном аппарате Борис Юрьев вместе с автоматом перекоса в 1912 году[2]. Однако первую подобную модель предложил в 1874 году немецкий конструктор Аченбах.[3]

Первый успешный вертолёт VS-300 с рулевым винтом построил Игорь Сикорский, вертолёт поднялся в воздух 13 мая 1940 года. Успех данного вертолета заключается в том, что на основе этой модели для американской армии серийно выпускался вертолёт R-4.

Неоспоримым преимуществом данной схемы является простота конструкции и системы управления, что приводит к уменьшению затрат на производство, ремонт и обслуживание.
Кроме того, выпускают вертолёты, например Ми-28, с так называемым Х-образным, четы­рехлопастным рулевом винтом, лопасти которого имеют различные взаимные углы установки на втулке (на­подобие буквы X). Винт такого типа обладает преимуще­ствами перед обычным (с равномерным азимутальным распределением лопастей) по уровню шума и уменьше­нию неблагоприятного воздействия на лопасти концевых вихревых шнуров, генерируемых соседними лопастями.

Недостатки данной схемы:

  • рулевой винт отбирает часть мощности двигателя (до 10 %) и вместе с тем не даёт ни подъёмной силы, ни тяги, направленной вперёд;
  • воздушный поток от несущего винта ухудшает характеристики рулевого винта, вследствие этого рулевой винт стараются размещать как можно выше на хвостовой балке;
  • рулевой винт является весьма уязвимым при полетах вблизи земли;
  • рулевой винт, так же как и несущий, может попадать в опасный режим вихревого кольца, что ограничивает возможности маневрирования.

Вертолеты с рулевым винтом в кольце, фенестрон

В современном вертолетостроении иногда применяют многолопастный рулевой винт в кольцевом канале киля — фенестрон (от лат. fenestra — окно)[4]. Диаметр фенестрона в два с лишним раза меньше, чем диаметр обычного рулевого винта. Впервые применён на лёгких вертолётах французской фирмы «Аэроспасьяль». Используется в конструкциях легких и средних вертолётов[5]

Такая конструкция имеет несколько существенных преимуществ:

  • уменьшается вредное сопротивление вертолета;
  • предотвращаются задевание вращающимися лопастями рулевого винта за наземные предметы при маневрировании на предельно малых высотах, а также травмирование людей при работе вертолета на земле;
  • высокая эффективность, чем у открытого рулевого винта при одинаковых диаметрах.

Недостатками являются:

  • значительное увеличение толщины и массы киля, делающей установку фенестрона на тяжелые вертолеты нецелесообразной;
  • высокочастотный шум;
  • нелинейности в характеристиках путевого манёвра.

Винтокрыл

В этой схеме используются винты, расположенные на крыльях или фермах летательного аппарата — винтокрыла. Причем тяга обоих винтов направлена вперед, а для компенсации реактивного момента в режиме висения один из винтов обеспечивает большую тягу, чем другой. В режиме полёта эти винты используются как тянущие, что увеличивает скорость винтокрыла, при этом несущий винт переходит в режим авторотации. Первый аппарат с таким принципом компенсации реактивного момента предложил и запатентовал Юрьев в 1910 году[6]. Примером такой модели в настоящее время может служить Eurocopter X3.

Преимуществом винтокрыла можно считать высокие скорости полета, недостижимые для классической схемы в силу особенностей аэродинамики. Так, например, винтокрыл «Ротодайн» фирмы «Фейри» в 1959 году достиг скорости в 307,22 км/ч,[7], а Eurocopter X3 в 2010 году — 430 км/ч.

Недостатком такой системы является потеря бóльшей мощности на компенсацию реактивного момента в режиме висения по сравнению с рулевым винтом.

Однако не все винтокрылы используют данный способ компенсации. Например, винтокрыл Ка-22 использовал для противодействия реактивному моменту пару поперечных винтов, а Ротодайн — реактивное вращение лопастей.

Струйная система управления, NOTAR

принцип работы схемы NOTAR Основная статья: NOTAR

Для компенсации реактивного момента используется система управления пограничным слоем на хвостовой балке, применяющая эффект Коанда, вместе с реактивным соплом на конце балки, или же только реактивное сопло.

Управляющая сила эффекта Коанды возникает по той же причине, по какой возникает подъёмная сила крыла — из-за несимметричного обтекания профиля хвостовой балки нисходящим воздушным потоком, образованным несущим винтом. Вентилятор, расположенный у основания хвостовой балки засасывает воздух из отверстий, расположенных вверху корпуса вертолёта, создавая необходимое повышенное давление внутри хвостовой балки. На правой стороне хвостовой балки с помощью специальных сопел устанавливается более быстрое движение воздушного потока, чем на левой стороне. Тем самым, вследствие закона Бернулли, давление воздуха на левой стороне будет больше, чем на правой, эта разность давлений приводит к появлению силы, направленной слева направо.

Примечание: на схеме синими стрелками показаны потоки воздуха, проходящие через хвостовую балку, красными — по поверхности хвостовой балки.

На Западе известна как NOTAR, англ. No Tail Rotor — «без хвостового винта». В Советском Союзе эксперименты проводились на вертолёте Ка-26-СС. Серийно вертолёты, использующие такую схему, выпускаются компанией «MD Helicopters».

Данная система является из-за отсутствия рулевого винта самой тихой и безопасной.

Одновинтовые схемы с реактивным принципом вращения лопастей

В этих схемах из-за отсутствия трансмиссии, передающий крутящий момент от силовой установки к несущему винту, не требуется компенсация реактивного момента. Преимуществом таких схем является простая конструкция, а общим недостатком можно считать небольшую скорость при значительном расходе топлива. Для управления по рысканью может использоваться рулевой винт, отклоняемые поверхности либо реактивные устройства.

Опытный вертолёт В-7

Существуют различные варианты этой схемы:

  • с установкой прямоточных воздушно-реактивных двигателей на законцовках лопастей;
  • с соплами на законцовках лопастей и подачей горячего выхлопа на них от расположенного в фюзеляже газотурбинного двигателя («привод горячего цикла»), в этом случае лопасти несущего винта изготавливаются из жаропрочных сплавов;
  • компрессорный привод «холодного цикла»: газотурбинный двигатель в корпусе вертолёта приводит компрессор, а сжатый воздух от него подводится через трубопроводы к соплам на законцовках лопастей;
  • также в ряде экспериментальных вертолетах начала 20-го века роль реактивных двигателей играли пропеллеры, установленные на концах лопастей, например вертолет Кёртиса-Блекера[8].

Самый первый реактивный геликоптер спроектировал и построил немецкий конструктор Добльгоф.[9] Экспериментальные реактивные вертолёты строились также в Польше, в США их разработкой по заказу военных довольно долго занималась фирма «Хьюз». Однако большего успеха добилась американская компания «Hiller», которая выпускала вертолёты YH-32 «Хорнет» и HJ-1 «Колибри» малыми сериями для армии, флота и полиции[10]. В 1956 году в американец российского происхождения Евгений Глухарев поднял в воздух первый реактивный ранцевый вертолёт MEG-1X[11]. В настоящий момент вертолёты с реактивным приводом серийно не производятся.

Основным преимуществом такой схемы является простая и сравнительно лёгкая конструкция, исключающая сложную трансмиссию.
Главными недостатками такой компоновки считается:

  • слишком большой расход топлива;
  • шумность;
  • сложность изготовления герметичных втулок;

Для варианта с воздушно-реактивными двигателями к тому же:

  • сложности с безопасным снижением на авторотации;
  • необходимость в дополнительном стартовом устройстве, которое раскручивает несущий винт;
  • большая заметность в тёмное время суток из-за ярких огней двигателей.

Схемы с двумя несущими винтами

Реактивные моменты в таких схемах взаимно компенсируются синхронным разнонаправленным вращением двух винтов. Плоскости вращения винтов могут иметь различные степени перекрытия при количестве лопастей меньше четырёх.

Общим преимуществом таких схем является отсутствие потерь мощности на компенсацию реактивного момента, однако такие схемы обладают комплексной сложностью:

  • необходимостью жесткой синхронизации несущих винтов, как по частоте вращения, так и в органах управления;
  • увеличением массы несущей системы и системы управления;
  • повышенным лобовым сопротивлением несущей системы.

Продольная схема

Продольная схема состоит из двух горизонтальных винтов, расположенных друг за другом и вращающихся в разных направлениях. Задний винт приподнят над передним для уменьшения негативного влияния воздушной струи от переднего винта. Данная схема в основном используется в вертолётах большой грузоподъёмности. Вертолёты с продольной схемой иногда называют «летающими вагонами».[12]

Первопроходцем в создании вертолета, построенного по продольной схеме, стал французский инженер Поль Корню. В 1907 году его аппарат смог оторваться от земли на 20 секунд. При первом испытании аппарат оторвался от земли сначала на 0,3 м (полная масса 260 кг), затем на 1,5 м (полная масса 328 кг)[13].

Дальнейшим развитием данной конструкции занялся американец Франк Пясецки, выпустив в 1945 году для армии США вертолет, который из-за своей формы получил название «летающий банан».

В советском союзе тоже велись работы в этом направлении. В 1952 году под руководством Игоря Александровича Эрлиха[14] после всего лишь 9 месяцев с начала проектирования состоялся первый полет Як-24, превосходивший по тому времени все зарубежные образцы.[15]

Положительными сторонами этой схемы вертолёта являются:

  • большой объём грузового помещения.[16];
  • большой допустимый диапазон эксплуатационных центровок. Возможность использовать почти весь объём грузового пространства без потери в управляемости.

К недостаткам продольной схемы вертолёта относятся:

  • появление значительных вибраций в некоторых режимах полета. Этот эффект особенно сильно проявлялся на ранних моделях вертолётов;
  • некоторое ухудшение коэффициента полезного действия заднего несущего винта. Для решения этой проблемы задний винт расположен выше относительно переднего;
  • неполная компенсация реактивных моментов винтов, которая приводит к появлению паразитной боковой силы;
  • некоторая несимметричность устойчивости и управляемости в путевом отношении;
  • сложная трансмиссия.

Поперечная схема

Самый большой вертолёт в мире Ми-12

Поперечные винты устанавливаются на концах крыльев или специальных опор (ферм) по бокам корпуса вертолёта. К поперечной схеме можно отнести и некоторые конвертопланы в вертолетном режиме, например Bell V-22 Osprey, Bell Eagle Eye.

В 1921 году американский инженер Генри Берлинер вместе с отцом Емилем Берлинером спроектировал вертолет поперечной схемы. Он разместил по бокам самолетного фюзеляжа два небольших, четырёхметровых винта, а на хвосте рулевой пропеллер с вертикальной осью вращения — он должен был «задирать» хвост аппарата, чтобы у винтов появлялась горизонтальная составляющая тяги для движения вертолета вперед. Для управления вертолетом использовались отклоняемые поверхности, типа элеронов, а также наклоняемые оси несущих винтов.[17]
Первым успешным вертолетом поперечной схемы стал немецкий Focke-Wulf Fw 61, который в 1937 году поставил ряд рекордов по дальности и скорости. В советском союзе первым вертолетом поперечной схемы стал проект «Омега» 1941 года.[18]

Достоинства:

  • высокий коэффициент полезного действия несущих винтов вследствие отсутствия взаимного влияния воздушных потоков от этих винтов;
  • наиболее выгодная схема с точки зрения устойчивости и управляемости вследствие аэродинамической симметрии.

К недостаткам этой схемы следует отнести:

  • сложную трансмиссию;
  • повышенный вес конструкции;
  • повышенное лобовое сопротивление.

Соосная схема

Соосная схема представляет собой пару винтов, расположенных один над другим на одном валу. Винты вращаются в противоположные стороны, таким образом компенсируются реактивные моменты, возникающие от каждого из винтов.

Первый патент на соосное расположение несущих винтов летательного аппарата был выдан в 1859 году англичанину Генри Брайту.

В начале 1920-х Рауль Петерас-Пескара работал над вертолетом соосной схемы, в котором впервые применил для управления вертолетом автомат перекоса.

Первым полностью управляемым стал вертолет Лабораторный гироплан (англ.), построенный часовщиком Луи Бреге и Рене Дораном в 1936 году [19][20].

Первый полёт вертолета соосной схемы с полностью металлическими лопастями совершил американец Стенли Хиллер в 1944 году. Конструкция оказалась настолько удачной, что сам Хиллер часто демонстрировал его устойчивость, отпуская рычаги управления и высовывая руки из окон.[21]

В Советском Союзе темой соосных вертолетов впервые занялся коллектив Яковлева в 1944 году, чуть позже в 1945 году за работу взялся коллектив энтузиастов под руководством Н. И. Камова. Стоит отметить, что ещё в российской империи первые два прототипа вертолета Игоря Сикорского (создателя первого успешного вертолета классической схемы V-300) были выполнены по соосной схеме[19].

Вертолет Яковлева «Шутка» впервые поднялся в воздух 20 декабря 1947 года[22], а вертолёт Камова Ка-8 — несколько ранее, 12 ноября 1947 года[23]. Однако именно для конструкторского бюро Камова соосная схема стала основной, по сей день вертолёты Камова — единственные в мире вертолёты с соосной схемой, выпускаемые серийно.

Достоинства соосной схемы:

  • минимальные габаритные размеры, так как лопасти соосных винтов короче несущих лопастей вертолётов с рулевым винтом схожего класса. Требуется минимальная по сравнению с другими схемами взлетно-посадочная площадка;
  • компактность трансмиссии. Практически вся трансмиссия расположена вдоль одного вала;
  • сравнительная простота управления. Все органы управления расположены рядом с трансмиссией, причём при совершении манёвров не затрачивается дополнительная мощность от двигателей;
  • лучшая устойчивость при прямолинейном движении на большой скорости вследствие уменьшения вибраций;
  • меньшее число критически уязвимых узлов, таких как хвостовая балка и рулевой винт одновинтовых вертолетов;
  • большая по сравнению с традиционной схемой тяговооружённость минимум на 20 % на режиме висения. Нет потери мощности на рулевой винт, к тому же нижний винт работает не полностью в воздушном потоке верхнего винта, а подсасывает дополнительный воздух;
  • аэродинамическая симметрия схемы. Аппарат соосной схемы может совершать полет в любом направлении практически с одинаковой эффективностью;
  • уменьшение вибраций, чему способствуют меньшие размеры несущих винтов;
  • безопасность для обслуживающего персонала. Отсутствие хвостового винта уменьшает вероятность травм.

Недостатки:

  • ухудшение коэффициента полезного действия несущих винтов из-за их взаимного влияния в различных режимах полёта по сравнению с продольной и поперечной схемами;
  • сложность производства, ремонта и обслуживания;
  • сравнительно большая высота вертолёта вследствие большого расстояния между винтами, это в свою очередь увеличивает аэродинамическое сопротивление, которое отрицательно сказывается на максимальной горизонтальной скорости;
  • вероятность перехлеста лопастей на критических режимах полета. Перехлест может наступать приблизительно в таких же режимах полёта, что и у несущего винта с хвостовой балкой классической схемы;
  • немного бо`льшая скорость планирования на режиме авторотации, то есть самовращения несущих винтов под действием набегающего воздушного потока;
  • более трудное обеспечение путевой устойчивости из-за присущего схеме короткого фюзеляжа, поэтому большинство соосных вертолетов имеет развитое вертикальное оперение.[24]

Перекрещивающиеся лопасти

Несущие винты расположены по бокам фюзеляжа со значительным перекрытием, а их оси наклонены наружу под углом друг к другу, исключая таким образом возможность перехлёста. Фактически такая схема является частным случаем поперечной схемы с максимально возможным перекрытием несущих винтов, в то же время обладает свойствами соосной схемы. Из-за наклона винтов реактивные моменты уравновешиваются только относительно вертикальной оси, а их проекции относительно поперечной оси складываются, образуя момент тангажа.[25]

В настоящий момент единственным серийным производителем подобных вертолётов является американская компания Kaman Aircraft. Отличительной особенностью данной фирмы являются использование в системе управления вертолётом сервозакрылок, установленных на лопастях, принцип действия которых схож с элероном самолёта.

Достоинства:

  • минимальные габаритные размеры;
  • простая и лёгкая трансмиссия;
  • малый относительный вес конструкции;
  • симметричность в отношении аэродинамики.

Недостатки:

  • ухудшение коэффициента полезного действия несущих винтов вследствие взаимного влияния их друг на друга;
  • возникновение продольного момента, усложняющего балансировку вертолета.

Многовинтовая схема

В основном вертолёты данной конструкции используют четыре винта, одна пара из которых расположены в продольной схеме, а другая — в поперечной, хотя встречаются конструкции как с тремя несущими винтами (Ми-32, Cierva Air Horse (англ.)русск.), так и с большим числом винтов (Мультикоптер (англ.)русск.).
Отличается большим весом, но вместе с тем простотой управления, так как такая схема не требует автомата перекоса, а направление полёта задаётся регулированием мощности на каждом из винтов в отдельности.
В настоящий момент пользуется все большей популярностью в радиоуправляемых вертолетах.
Схема изначально была представлена в прототипах начала двадцатого века на заре авиации.
К вертолетам такой схемы можно отнести квадрокоптер Георгия Ботезата, бывшего профессора Петроградского технологического института, эмигрировавшего в Америку; вертолёт Этьена Эмишена, который помимо 4 несущих винтов имел 6 небольших пропеллеров для поддержания равновесия и 2 винта для горизонтального полета[26]
К многовинтовой схеме можно отнести и некоторые конвертопланы, например Curtiss-Wright X-19, Bell X-22, Bell Boeing Quad TiltRotor(проект).

Примечания

Литература

  1. Конструкция вертолетов: Учебник для авиационных техникумов / Ю. С. Богданов, Р. А. Михеев, Д. Д. Скулков. — М.: Машиностроение, 1990. — 272 с.: ил. — ISBN 5-217-01047-9; ББК 39,57я723 Б73; УДК 629.735.45.0
  2. Аэродинамический расчет вертолетов / Академик Б. Н. Юрьев. — М.: Государственное издательство оборонной промышленности, 1956. — 272 с.: ил.
  3. Винтовые летательные аппараты / Камов Н.И.. — М.: Оборонгиз, 1948.

Ссылки

Требования к конструкции вертолетов — Устройство, конструкции и управление вертолетами. Радиоуправляемые модели вертолетов. Военные и гражданские вертолеты

Общие требования изложены в «Нормах летной годности вертолетов» (НЛГВ) – на них мы останавливаться в данной статье не будем, а требования, предъявляемые к конструкции вертолетов, можно подразделить на следующие группы.

Аэродинамические требования. Взаимное расположение частей вертолета, его формы и параметры должны обеспечивать высокие летно-технические характеристики. Вертолет должен иметь приемлемые для летчика пилотажные характеристики.

Требования прочности и жесткости. Все элементы конструкции вертолета должны выдерживать все виды нагрузок в соответствии с НЛГВ, в которых предусмотрены различные случаи нагружения частей вертолета. Вертолет в полете подвержен знакопеременным нагрузкам, поэтому его агрегаты должны иметь высокое сопротивление усталости и заданный ресурс, необходимую жесткость конструкции и не допускать остаточных деформаций.

Требования живучести. Под живучестью конструкции вертолета понимается ее способность выполнять свои функции при частичных разрушениях, не прерывая полета. Имеется понятие «безопасно повреждаемой» конструкции, разрушение одного или нескольких элементов которой не вызывает разрушения всей конструкции.

Эксплуатационные требования. Основным требованием является надежность — способность вертолета выполнять свои функции с сохранением летных и эксплуатационных показателей в заданных пределах в течение заданного промежутка времени. Конструкция вертолета должна также обеспечивать нормальный доступ ко всем его частям, подлежащим периодическому обслуживанию и осмотру, что позволит сократить суммарное время на подготовку к полетам с использованием систем автоматизированного контроля. Кроме того, конструкция вертолета должна позволять производить быструю загрузку и разгрузку, а также замену основных агрегатов и узлов в процессе эксплуатации с минимальными трудозатратами.

Технологичность конструкции. Конструкция частей вертолета должна обеспечивать возможность применения прогрессивных и экономичных технологических процессов.

Все перечисленные требования достаточно противоречивы, поэтому создание оптимальной конструкции вертолета идет по пути компромисса.

Многоцелевой вертолет Ми-1 (СССР) | Армии и Солдаты. Военная энциклопедия

«Краткая справка: Первый советский вертолет Ми-1 конструкции М.Л. Миля — История создания, чертежи, характеристики и модификации вертолета»


Характеристики вертолета Ми-1 (НАТО: Hare («Заяц»))

Страна:СССР
Тип:Истребитель
Год выпуска:1948 г.
Экипаж:1 человек (2 пассажира)
Двигатель:1х ПД «Прогресс» АИ-26В, мощностью 575 л. с.
Максимальная скорость:170 км/ч км/ч
Практический потолок:3000 м
Дальность полета:370 км (с подвесными баками)
Масса пустого:1798 кг
Максимальная взлетная масса:2331 кг (нормальная взлетная 2296 кг)
Размах крыльев:Диаметр несущего винта: 14,35 м, рулевого: 2,5 м
Длина:По фюзеляжу: 12,4 м, с винтом: 17 м
Высота:3,3 м (по втулку винта)
Площадь крыла:Нет
Вооружение:Нет

История создания вертолета Ми-1

После окончания Второй Мировой войны в СССР появилась возможность вплотную приступить к созданию и производству собственных вертолетов. Уже в 1946 г. основоположник советского вертолетостроения Михаил Леонтьевич Миль, а в то время еще специалист Центрального аэрогидродинамического института им. Н.Е. Жуковского (ЦАГИ), подготовил проект трехместного вертолета с поршневым двигателем М-13 под названием ЭГ-1 (экспериментальный геликоптер).

В следующем году на основании постановления Правительства № 4001/1368 было создано ОКБ-4 под его руководством для проектирования и создания винтокрылых машин. Кроме ОКБ-4, вертолетной тематикой занимались и конструкторские коллективы под руководством Н.И. Камова, А.С. Яковлева и некоторые другие.

С первых же дней в новом КБ началась работа над созданием проекта легкого многоцелевого вертолета, получившим на стадии разработки название ГМ-1 (геликоптер Миля). При создании машины широко использовались собственные наработки М.Л. Миля, а также учитывался опыт иностранного, в первую очередь американского, вертолетостроения.

Испытания и производство вертолета Ми-1

Чертеж многоцелевого вертолета Ми-1Т

К середине лета 1947 года на Киевском авиационном заводе № 473 была завершена постройка трех первых опытных образцов ГМ-1, там же в августе того же года проводились первые летные испытания вертолета на жесткой привязи. В сентябре вертолет был отправлен на аэродром Захарково Московской области для заводских испытаний. 20 сентября 1947 г. было выполнено свободное зависание, а с 30 сентября начались полномасштабные испытательные полеты. Машину испытывали летчики-испытатели М.К. Байкалов, M.Л. Галай и В.В. Винницкий.

В ходе заводских испытаний погиб пилот М.К. Байкалов, было потеряно два опытных вертолета, а прочностную схему конструкции машины пришлось дорабатывать. Третий, уцелевший и доработанный ГМ-1 в августе 1949 г. прибыл в НИИ ВВС (г. Ахтубинск Астраханской области) для государственных испытаний, которые начались 10 сентября 1949 г., продолжались полтора месяца и прошли успешно.

Комиссия, рекомендовав машину к принятию на вооружение, высказала пожелания в отношении упрощения техники пилотирования, уменьшения уровня вибрации и облегчения процесса наземного обслуживания. На основании постановления Правительства от 21 февраля 1950 г. вертолет был принят на вооружение под названием многоцелевой вертолет МИ-1. На основании того же постановления было принято решение изготовить на авиационном заводе № 3 (г. Москва) предсерийную опытную партию из 15 машин.

Многоцелевой вертолет Ми-1

Решение о крупносерийном производстве МИ-1 было принято только летом 1951 г. после анализа результатов боевого применения вертолетов американскими ВВС в ходе корейской войны лично И.В. Сталиным. В 1952-1953 гг. на Казанском авиационном заводе № 387 (ныне ОАО «Казанский вертолетный завод») была изготовлена первая серийная партия вертолетов в 30 машин.

В 1954 г. серийное производство МИ-1 было организованно на авиационном заводе № 37 (ныне ОАО «Стрела», г. Оренбург) где в период с 1954 по 1958 гг. было построено 597 вертолетов различных модификаций. С 1956 г. к производству МИ-1 подключился авиационный завод № 168 ( ныне ОАО «Росвертол», г. Ростов-на-Дону), где до 1960 г. было изготовлено еще 370 машин. На этом серийное производство МИ-1 на территории СССР было завершено.

С 1957 г. с помощью специалистов КБ М.Л. Миля производство вертолета постепенно передается на авиапредприятие SWK Swidnik (г. Свидник, Польша), где по 1965 г. было произведено 1683 вертолета МИ-1 и его модификаций (польское название SM-1). Большая часть SM-1 поставлялась в СССР.

Для своего времени Ми-1 был отличным вертолетом, о чем говорят хотя бы установленные на этой машине в 1958—1968 годах 27 мировых рекордов, в их числе рекорды скорости на высотах 100, 500 и 1000 м, рекорд высоты (6700 м) и дальности полёта (1654,571 км).

Вертолет МИ-1 и его модификации поставлялся на экспорт в Афганистан, Албанию, Алжир, Болгарию, Венгрию, ГДР, Египет, Ирак, Китай, Кубу, КНДР, Монголию, Польшу, Румынию, Сирию, Финляндию. В СССР отдельные образцы эксплуатировались до 1983 г.

Специальный медицинский вертолет Ми-3 — с Ми-1 с люльками для первозки раненых по бортам

Конструкция вертолета Ми-1

Вертолет ГМ-1 (будущий Ми-1) проектировался по классической одновинтовой схеме с трехлопастными несущим и хвостовым винтами. Для гашения колебаний лопастей в плоскости вращения использовались фрикционные демпферы, созданные при участи талантливого конструктора А.Э. Малаховского.

Для управления угловым положением вертолета был использован оригинальный автомат перекоса кольцевого типа. Рулевой винт проектировался коллективом под руководством А.С. Басдубова. Центральная часть фюзеляжа представляла собой сварную ферму из стальных труб, к которой крепился каркас кабины с приклепанной к нему дюралюминиевой обшивкой.

В передней части фюзеляжа располагалась кабина летчика и пассажиров. Позади кабины располагался двигательный отсек, в котором помещался семицилиндровый звездообразный двигатель АИ-26ГР конструкции А.Г. Ивченко, впоследствии замененным на форсированный АИ-26ГРФ. Запуск двигателя производился сжатым воздухом, от баллона.

Польская фантазия на тему модификации Ми-1: SA-2 — отличался более вместительным фюзеляжем

Хвостовая балка проектировалась по полумонококовой схеме, на ней же размещались управляемые стабилизаторы. В качестве трансмиссии конструкторами А.К. Котиковым и Н.Г. Русановичем был спроектирован двухступенчатый главный редуктор. Система управления — тросового типа с инерционными демпферами.

На вертолете устанавливалось трехопорное неубирающиеся шасси, кроме того на хвостовой балке крепилась предохранительная опора.

Специальное оборудование позволяет пилотировать вертолёт в любое время суток, даже в сложных метеорологических условиях. Лопасти несущего и рулевого винтов, а также лобовое стекло кабины пилота оснащены противообледенительными спиртовыми системами.

Модификации вертолета Ми-1

Во время производства и эксплуатации вертолета его конструкция, особенно конструкция элементов винтомоторной группы, постоянно совершенствовалась. На основе базовой модели МИ-1 были разработаны, приняты на вооружение и серийно производились следующие основные модификации:

  • МИ-1 — базовая модель, 1948 г.
  • МИ-1У — учебный на основе базовой модели;
  • МИ-1Т — «тресхотчасовой», с двигателем АИ-26В и увеличенным ресурсом;
  • МИ-1ТУ — учебный, на основе МИ-1Т;
  • МИ-1ТКР — корректировщик-разведчик на основе МИ-1Т;
  • МИ-1А — модификация с ресурсом до 600 ч., электромеханическими триммерами управления и приспособлением для крепления дополнительного топливного бака;
  • МИ-1АУ — учебный на основе МИ-1А;
  • МИ-1АКР — корректировщик-разведчик на основе МИ-1А;
  • МИ-1М — модификация, оснащенная всепогодным оборудованием и тормозами колес шасси;
  • МИ-1МУ — учебный на основе МИ-1М;
  • МИ-1МКР — корректировщик-разведчик на основе МИ-1М.
  • МИ-3 — глубокая модернизация Ми-1 для служб военной медицины. Отличался новым четырёхлопастным несущим винтом, более комфортабельной кабиной, измененной конструкцией фюзеляжа с подвесными гондолами для перевозки больных и раненых, по бокам.
  • SM-1 — Польская версия вертолёта Ми-1, разработанная компанией «PZL Swidnik». Впервые поднялся в воздух в мае 1956 года. Серийные машинам было дано обозначение SM-1/300 (300 — межремонтный ресурс лопастей главного винта) и соответствовали Ми-1Т.
  • SM-2 — Улучшенный вариант вертолёта SM-1, поднявшийся в воздух в 1959 г. Новый двигатель Lit-З, увеличенный фюзеляж для большего объема полезной нагрузки, пятиместный салон. В медицинской модификации больного можно было перевозить в салоне, загружая носилки с помощью носового люка. По характеристикам SM-2 немного уступал Ми-1М, к тому же появился довольно поздно, от чего особого интереса в его приобретении у СССР не было. Изготовлено 86 машин.

Модификации, созданные для эксплуатации в народном хозяйстве имели после названия индекс «НХ» (МИ-1ТНХ и т.д.).

Вертолет Ми-1

Вертолет Ми-1 на военной службе

Попытки «научить» Ми-1 военному делу начались с 1958 года. Первой «боевой» моделью стал ученый Ми-1МУ на который монтировались два контейнера с 12 реактивными снарядами ТРС-132. Следом за первым опытом последовала длинная череда попыток оснастить вертолет пулеметами, бомбами и даже управляемыми ракетами типа «Фаланга».

Естественно Ми-1 в качестве серьезной боевой машины на то время не рассматривался, но он оказался очень хорошей экспериментальной платформой, на которой отрабатывалось применение вертолетом самых разных типов вооружения. Кончилось все тем, что к 1961 году вариант Ми-1МУ с «Фалангой» (4 противотанковые ракеты ПТУР 3М11) был даже рекомендован к принятию на вооружение, однако армейское начальство от «новшества» открестилось. Дело в том, что на тот момент, понимания того, какую именно роль на поле боя должен выполнять боевой вертолет, не существовало даже в общих чертах.

Вертолет Ми-1 с 4-я ПТУР «Фаланга»

Ещё через три года серийный выпуск Ми-1 был прекращен, и прорабатываемые проекты по привлечению его к военной службе, были свернуты. Исключения составил разве что проект противолодочного вертолета морского базирования — предполагалось оснастить его складывающимися лопастями и хвостовой балкой… но он так и остался нереализованной идеей — мощности двигателя АИ-26В для создания полноценного «морского бомбардировщика» все равно бы не хватило.

Тем не менее, повоевать Ми-1 все-таки пришлось, правда за пределами СССР. Вертолёты Ми-1 (иногда встречается именование Ми-1В — военный) применялись в Китае для борьбы с вооружёнными отрядами «гоминьдановских пережитков», на Кубе немало способствовали успехам борьбы с вооружённой оппозицией.

Египтяне и сирийцы применяли этот вертолёт в конфликтах с Израилем, использовали его во время гражданской войны в Северном Йемене, и в Ираке для подавления курдских мятежей.


источник: компиляция по материалам из открытых источников сети интернет

Вертолет Ансат получит новую систему звукоизоляции

Казанский вертолетный завод холдинга «Вертолеты России» (входит в Госкорпорацию Ростех) совместно с компанией Mecaer Avition Group завершили первый этап разработки системы по снижению шума для вертолета Ансат. Новое техническое решение обеспечит беспрецедентный уровень комфорта в полете для пассажиров.

Система снижения шума представляет собой звукопоглощающую панель, которая устанавливается между конструкцией фюзеляжа и потолочными панелями отделки. Она изготовлена из передовых звукоизоляционных материалов, обеспечивающих лучшие в данном классе характеристики с точки зрения шума и веса. Для дополнительного улучшения звукоизоляции вертолетов в VIP-конфигурации изменена конструкция панелей интерьера, а также материал для их изготовления: применяется специальный полимерный композиционный материал, между слоями которого вклеиваются высокоэффективные звукопоглощающие элементы.

«На выставке МАКС-2021 в качестве демонстрационного образца мы представили звукопоглощающей панели, которая будет использоваться в новой системе по снижению шума на вертолете Ансат-М. В результате применения данного технического решения уровень шума в VIP-конфигурации составит 75 дБ», — сообщил заместитель управляющего директора — главный конструктор ОКБ КВЗ Алексей Гарипов.

После сертификации система снижения шума будет опционально устанавливаться на вертолеты Ансат в пассажирской, медицинской и VIP-версиях. Также новым оборудованием можно будет дооснастить вертолеты, находящиеся в эксплуатации.

Среди преимуществ новой системы — отсутствие влияния на размеры кабины, простота установки и демонтажа, легкий доступ для проведения технического обслуживания.

Ансат — легкий двухдвигательный многоцелевой вертолет, серийное производство которого развернуто на Казанском вертолетном заводе. Согласно сертификату, конструкция вертолета позволяет оперативно трансформировать его как в грузовой, так и в пассажирский вариант с возможностью перевозки до 7 человек. В мае 2015 года было получено дополнение к сертификату типа на модификацию вертолета с медицинским модулем. Ансат сертифицирован для использования в температурном диапазоне от -45 до +50 градусов по Цельсию, а также для эксплуатации в высокогорье. В августе 2018 года по результатам сертификационных работ Росавиация выдала КВЗ одобрение главного изменения на увеличение ресурсов ряда агрегатов и систем Ансата. В 2019 году Федеральное агентство воздушного транспорта сертифицировало увеличение ресурса фюзеляжа легкого вертолета Ансат до 16 000 л.ч. В феврале 2020 года авиационные власти России сертифицировали установку системы аварийного приводнения на Ансат. Также было выдано одобрение главного изменения на увеличение ограничений летной годности ряда основных агрегатов вертолета, что делает вертолет Ансат еще более привлекательным для потенциальных заказчиков и повышает его конкурентоспособность по сравнению с зарубежной вертолетной техникой. В конце декабря 2020 года совершил первый полет модернизированный вертолет — Ансат-М. Сегодня поэтапно внедряются обновления для данной машины.

Холдинг «Вертолеты России» (входит в Госкорпорацию Ростех) — один из мировых лидеров вертолетостроительной отрасли, единственный разработчик и производитель вертолетов в России. Холдинг образован в 2007 году. Головной офис расположен в Москве. В состав холдинга входят пять вертолетных заводов, два конструкторских бюро, а также предприятия по производству и обслуживанию комплектующих изделий, авиаремонтные заводы и сервисная компания, обеспечивающая послепродажное сопровождение в России и за ее пределами. Покупатели продукции холдинга — Министерство обороны России, МВД России, МЧС России, другие государственные заказчики, авиакомпании «Газпром авиа» и UTair, крупные российские и иностранные компании.

Госкорпорация Ростех — одна из крупнейших промышленных компаний России. Объединяет более 800 научных и производственных организаций в 60 регионах страны. Ключевые направления деятельности — авиастроение, радиоэлектроника, медицинские технологии, инновационные материалы и др. В портфель корпорации входят такие известные бренды, как АВТОВАЗ, КАМАЗ, ОАК, «Вертолеты России», ОДК, Уралвагонзавод, «Швабе», Концерн Калашников и др. Ростех активно участвует в реализации всех 12 национальных проектов. Компания является ключевым поставщиком технологий «Умного города», занимается цифровизацией государственного управления, промышленности, социальных отраслей, разрабатывает планы развития технологий беспроводной связи 5G, промышленного интернета вещей, больших данных и блокчейн-систем. Ростех выступает партнером ведущих мировых производителей, таких как Boeing, Airbus, Daimler, Pirelli, Renault и др. Продукция корпорации поставляется более чем в 100 стран мира. Почти треть выручки компании обеспечивает экспорт высокотехнологичной продукции.

Авторские права на данный материал принадлежат компании «АО «Вертолеты России»». Цель включения данного материала в дайджест — сбор максимального количества публикаций в СМИ и сообщений компаний по авиационной тематике. Агентство «АвиаПорт» не гарантирует достоверность, точность, полноту и качество данного материала.

Конструкция вертолета АНСАТ-У и его систем [Текст] : учебно-методическое пособие для летного состава


Поиск по определенным полям

Чтобы сузить результаты поисковой выдачи, можно уточнить запрос, указав поля, по которым производить поиск. Список полей представлен выше. Например:

author:иванов

Можно искать по нескольким полям одновременно:

author:иванов title:исследование

Логически операторы

По умолчанию используется оператор AND.
Оператор AND означает, что документ должен соответствовать всем элементам в группе:

исследование разработка

author:иванов title:разработка

оператор OR означает, что документ должен соответствовать одному из значений в группе:

исследование OR разработка

author:иванов OR title:разработка

оператор NOT исключает документы, содержащие данный элемент:

исследование NOT разработка

author:иванов NOT title:разработка

Тип поиска

При написании запроса можно указывать способ, по которому фраза будет искаться. Поддерживается четыре метода: поиск с учетом морфологии, без морфологии, поиск префикса, поиск фразы.
По-умолчанию, поиск производится с учетом морфологии.
Для поиска без морфологии, перед словами в фразе достаточно поставить знак «доллар»:

$исследование $развития

Для поиска префикса нужно поставить звездочку после запроса:

исследование*

Для поиска фразы нужно заключить запрос в двойные кавычки:

«исследование и разработка«

Поиск по синонимам

Для включения в результаты поиска синонимов слова нужно поставить решётку «#» перед словом или перед выражением в скобках.
В применении к одному слову для него будет найдено до трёх синонимов.
В применении к выражению в скобках к каждому слову будет добавлен синоним, если он был найден.
Не сочетается с поиском без морфологии, поиском по префиксу или поиском по фразе.

#исследование

Группировка

Для того, чтобы сгруппировать поисковые фразы нужно использовать скобки. Это позволяет управлять булевой логикой запроса.
Например, нужно составить запрос: найти документы у которых автор Иванов или Петров, и заглавие содержит слова исследование или разработка:

author:(иванов OR петров) title:(исследование OR разработка)

Приблизительный поиск слова

Для приблизительного поиска нужно поставить тильду «~» в конце слова из фразы. Например:

бром~

При поиске будут найдены такие слова, как «бром», «ром», «пром» и т.д.
Можно дополнительно указать максимальное количество возможных правок: 0, 1 или 2.4 разработка

По умолчанию, уровень равен 1. Допустимые значения — положительное вещественное число.
Поиск в интервале

Для указания интервала, в котором должно находиться значение какого-то поля, следует указать в скобках граничные значения, разделенные оператором TO.
Будет произведена лексикографическая сортировка.

author:[Иванов TO Петров]

Будут возвращены результаты с автором, начиная от Иванова и заканчивая Петровым, Иванов и Петров будут включены в результат.

author:{Иванов TO Петров}

Такой запрос вернёт результаты с автором, начиная от Иванова и заканчивая Петровым, но Иванов и Петров не будут включены в результат.
Для того, чтобы включить значение в интервал, используйте квадратные скобки. Для исключения значения используйте фигурные скобки.

Проектирование, анализ и изготовление полностью сочлененной несущей системы вертолета

Аннотация.

В этом исследовании описывается интегрированная структура, в которой объединены и рассмотрены основные элементы аэрокосмической техники (производительность, аэродинамика и структура) и функциональные элементы (подвеска, обзорность и производство). В этом исследовании была изготовлена ​​полностью функциональная роторная система, которую можно использовать в качестве одного из учебных ресурсов для студентов-авиаторов.Для создания роторной системы различные части системы были спроектированы в Solidworks, а весь механизм был смоделирован в ANSYS. Системный анализ был выполнен при различных оборотах и ​​углах атаки (AOA). С точки зрения достоинств были отобраны и обработаны правильные предметы, чтобы придать им правильную форму. С точки зрения дизайна и реализации использовались различные машины, такие как газовая сварка, дуговая сварка, фрезерование с ЧПУ и радиальное оборудование. Были использованы некоторые детали, такие как электродвигатели, линейные приводы и тензодатчики.Затем собираются все изготовленные компоненты и электродвигатель, привод, тензодатчики. Эта роторная система может создавать меньшую подъемную силу из-за большого собственного веса и маломощного двигателя, а также из-за некоторых проблем с безопасностью.

Ключевые слова: роторный механизм, изготовление, силовой расчет, моделирование, расчет соответствующих материалов.

1. Введение

Роторный механизм является наиболее важным механизмом любого вертолета. Несущая система в целом помогает вертолету взлетать, приземляться и оставаться в воздухе [1].Несущий винт или несущий винт вертолета представляет собой совокупность нескольких лопастей вращающегося винта и системы управления, которая распространяет аэродинамическую подъемную силу, поддерживающую вес вертолета, и тягу, устраняющую аэродинамическое сопротивление при прямом полете [2]. Несущий винт вертолета приводится в движение двигателем через диспетчерскую на вращающуюся мачту. В этом эксперименте мы сосредоточились на разработке и создании полнофункциональной базовой несущей системы вертолета [3, 4]. Во-первых, мы хотели бы упомянуть о некоторых предыдущих попытках проектирования и анализа роторной системы или частей роторной системы.Анализ конструкции и изготовление системы несущего винта вертолета были исследованы в следующих статьях. Используя систему защиты от льда, Flemming et al. [5] исследовали динамику несущего винта вертолета. Браун и Уильям [6] изучали эксперименты с использованием микроволнового луча для питания и позиционирования вертолета. Скапинелло [7] с помощью композиционных материалов исследовал используемые материалы ротора вертолета. Поттер [8] применил экспериментальное исследование для определения повышения надежности и исключения необходимости технического обслуживания с помощью эластомерных демпферов для роторных систем.В другой работе Cohen et al. [9] изучали конструкцию масштабной модели безопорной несущей системы вертолета с использованием композитных материалов. Ким и др. [10] исследовали моделирование аэродинамики соосных вертолетов – от изолированного несущего винта до полноценного летательного аппарата. Фулмер и др. [11] изучали конструкцию стенда для испытаний вертолета на висении. Шин и др. [12] исследовали конструкцию, изготовление и испытания активного винтового ротора. В другом исследовании David et al. [13] попытались спроектировать лопасти вертолетного винта, используя методы оптимизации для размещения собственных частот.И в этом случае как жесткость, так и распределение массы рассматривались как проблема проектирования. В другом случае Стефан [14] проанализировал свободно летающий вертолет с полностью шарнирным несущим винтом, используя Multi Body System (MBS). В исх. [18], Т. Чарльз и соавт. [15] спроектировали и разработали винт общего шага и циклического шага (ВШГШ) в качестве полномасштабного рабочего прототипа для движения автономного подводного аппарата (АНПА). В этой статье наша главная цель — выяснить и понять функции роторной системы на практике и мотивировать студентов, обучающихся в этой области техники.В этом исследовании мы берем на себя гораздо менее амбициозную цель, чем проектирование сложной системы ротора или используем различные повороты лопастей ротора, чтобы выяснить эффекты, или используем методы оптимизации для минимизации нагрузок на ступицу. Вместо этого мы сосредоточились на разработке базовой системы ротора, принимая во внимание некоторые основные проблемы динамики ротора. Помимо функциональности, мы проанализировали механизм нашей роторной системы с помощью CFD. Одной из основных целей этого эксперимента является совместное изменение шага и угла атаки лопастей и определение значений подъемной силы, создаваемой для этих условий соответственно [16].Мы рассчитали теоретические значения и собрали практические значения и установили сравнение между ними в этом исследовании. Ограничения, с которыми мы столкнулись в этом исследовании, заключаются в том, что подъемная сила, создаваемая нашей роторной системой, была меньше из-за большого собственного веса и менее мощного двигателя. Благодаря лучшим материалам и более мощному двигателю эффективность роторной системы и создаваемая ею подъемная сила могут быть значительно увеличены. Будущие масштабы этого исследования включают не только усовершенствование базовой системы несущего винта, но и решение ее с различными сложностями и реальными проблемами, а также поиск и экспериментирование с более эффективной конструкцией ступиц и лопастей несущего винта.Эта рукопись содержит полную информацию о нашем дизайне, моделировании, симуляции, окончательном выводе и сравнении теоретических и практических значений генерируемой подъемной силы.

2. Проектирование и изготовление
2.1. Верхняя качающаяся шайба

Специальные соединения прикрепляют верхнюю шайбу к валу ротора. Вал несущего винта вращается двигателем, который также вращает верхнюю шайбу автомата перекоса и систему лопастей несущего винта. Система также включает захваты для лезвий, которые соединяют лезвия со ступицей.

Конструкция верхней наклонной шайбы изготовлена ​​из низкоуглеродистой стали с внешним диаметром 124,69 мм и внутренним диаметром 88 мм, а также глубиной 15 мм. Требовалась токарная обработка материала, облицовка и шлифование на высоте токарного станка. Фактор веса был сохранен во внимание.

Рис. 1. 3D-вид верхней наклонной шайбы

2.2. Нижняя качающаяся шайба

Вращающийся (верхний) автомат перекоса прикреплен к неподвижному (нижнему) автомату перекоса через подшипник и вращается вместе с мачтой несущего винта.Нижний автомат перекоса удерживается от вращения независимо от лопастей, что может добавить крутящий момент к приводам, благодаря звену, препятствующему вращению. Ползунок предотвращения вращения обычно присутствует на верхней шайбе автомата перекоса, чтобы предотвратить ее вращение. Оба автомата перекоса считаются единым целым.

Конструкция нижней наклонной шайбы изготовлена ​​из низкоуглеродистой стали с внешним диаметром 150 мм и внутренним диаметром 78 мм и высотой 15 мм. Требовалась обточка материала, облицовка и шлифовка на токарном станке.Фактор веса был сохранен во внимание.

Рис. 2. Процесс изготовления нижней шайбы

а)

б)

2.3. Вал

Вал представляет собой вращающийся компонент машины с круглым поперечным сечением, который используется для передачи мощности от одного элемента к другому или от машины, вырабатывающей энергию, к машине, которая ее поглощает. Многие элементы, такие как шкивы и шестерни, закреплены на нем с другой стороны.Приведен полый цилиндрический вал длиной 330 мм и диаметром 18 мм. Используемый материал — мягкая сталь, и снова учитывался весовой коэффициент

.

Рис. 3. 3D вид вала

2.4. Моторная база

Электродвигатель — это механизм, преобразующий электрическую энергию в механическую. Большинство электродвигателей генерируют силу в виде вращения вала за счет объединения магнитного поля двигателя с электрическим током в проволочной обмотке.Источники постоянного тока (DC), такие как батареи, автомобили или выпрямители, или источники переменного тока (AC), такие как электросеть, инверторы или электрические генераторы, могут питать электродвигатели. Механически электрогенератор подобен электродвигателю, но работает в обратном направлении, основания двигателя преобразования механической энергии в электрическую выполнены из мягкой стали и служат фундаментом двигателя. Конструкция моторной базы выполнена из легкодоступных материалов.Мягкая сталь длиной 250 мм, шириной 180 мм и толщиной 3 мм. Это потребовало резки, подгонки и сварки материалов. Учтен фактор веса.

Рис. 4. 3D-вид моторной базы

2.5. Суставной сустав

Конструкция суставного соединения изготовлена ​​из легкодоступной мягкой стали. Это потребовало резки и сверления материалов. Изготавливается на ЧПУ компьютере.Учтен фактор веса.

Рис. 5. 3D-вид суставного соединения

2.6. Лезвие ротора

Конструкция фюзеляжа изготовлена ​​из мягкой стали и дерева. Резка материала, подгонка, клепка и сварка были необходимы. Ребра лопасти имеют форму аэродинамического профиля, а лонжероны изготовлены из стали двутаврового сечения. С помощью заклепочного устройства вся рама покрыта алюминиевым листом.Также учитывался весовой коэффициент.

Рис. 6. а) Вид лезвия спереди, б) 3D-вид лезвия

а)

б)

2.7. Ступица ротора

Конструкция втулки ротора изготовлена ​​из низкоуглеродистой стали диаметром 70 мм и тремя парами зубьев длиной 35 мм, а также высотой 17 мм. Это потребовало резки материала, сверления и изготовления на станке с ЧПУ, а также сверления на сверлильном станке.Учтен фактор веса.

Рис. 7. а) 3D-вид втулки ротора, б) процесс изготовления втулки ротора

а)

б)

в)

2.8. Окончательная сборка

После завершения окончательной сборки всех компонентов ротора системы проверяются. Для обеспечения безопасности и летной годности несущий винт был настроен на следующие функции-

– Для одновременного изменения шага и угла атаки лопастей.

— Чтобы использовать его для демонстрации основных движений лопастей ротора.

– рассчитываются силы, возникающие из-за различного движения лопастей ротора.

— для измерения подъемной силы, создаваемой при различных оборотах и ​​углах атаки (AOA).

Рис. 8. а) 3D-вид окончательной сборки, б) процесс изготовления окончательной сборки

а)

б)

3.Рабочий проект
3.1. Выбор аэродинамического профиля

«NACA-0012» был выбран в качестве поперечного сечения лопасти из-за его плавной кривой зависимости CL от альфа, высокого угла срыва и оптимальной толщины.

Рис. 9. Профиль NACA-0012

Длина хорды: 100 мм = 0,1 м.

Аэродинамическая хорда: 25 % хорды = 25 мм.

Макс. Cl/Cd: 61,7 при α = 6,5° с номером Рейнольдса. 500 000, угол сваливания: 15° (ок.)

Рис. 10. Диаграммы аэродинамических свойств NACA-0012 при Рейнольдсе № 500 000

а) Cl v Cd

б) Класс v альфа

в) Cl/Cd v альфа

г) Cd v альфа

д) см в альфа

3.2. Размер лезвия

Самым первым шагом нашего проектирования является определение размера лопасти роторного механизма.Эта часть выполнена с использованием различных подходов к проектированию лопастей радиоуправляемых вертолетов.

Основное предположение о размере отвала: радиус диска = размах отвала = R = 0,5 м.

Хорда лопасти = C = 0,1 м, N = количество лопастей.

Из элементарной теории клинка:

Коэффициент твердости, σ = Площадь лезвия Площадь диска = N×Cπ×R.

Теперь для 3 лопастей, N=3, коэффициент прочности σ=3×0,1π×0,5=0,191.

Опять же, для 2 лопастей, N=2, коэффициент прочности σ=2×0.1π×0,5=0,127.

Наклон кривой подъема:

а=а01+а0π×е×AR,

, где a0 – первый член ряда Фурье = 2 π/рад, E – коэффициент полезного действия Освальда = 0,9, AR = соотношение сторон = R/C = 0,5/0,1 = 5. Итак, наклон кривой подъемной силы:

a=2π/рад1+2π/радπ×0,9×5=4,34/рад.

Теперь, частота взмахов, λ=σ×a1664×θ3×σ×a+1-1; где, θ – угол наклона лопасти изменяется в пределах 0-12°.

Угловая скорость лопасти ротора ω=2×π×N60.

И скорость конца лопасти VT=0,5×ω.

Коэффициент тяги CT=4λ2.

Тяга, Т=0,5×ρ×VT2×A×CT, где плотность воздуха, ρ= 1,225 кг/м3, площадь – 0,7853981634 м2.

Коэффициент мощности CP=4λ3.

Мощность P=0,5×ρ×VT3×A×CP, где плотность воздуха, ρ= 1,225 кг/м3, площадь – 0,7853981634 м2.

4. Валидация CFD

Вычислительная гидродинамика (CFD) — важный метод, который широко используется в приложениях машиностроения.Во всей области потока он включает машинные решения основных уравнений Навье-Стокса. Благодаря более простым моделям потоков эта стратегия позволяет моделировать и анализировать сложные проблемы, не ставя под угрозу целостность данных. Вертолеты и беспилотные летательные аппараты (БПЛА) требуют возможности вертикального взлета и посадки. В случае моделей дисков винта и теории компонентов лопастей текущие математические модели, используемые Saab, тривиальны. В этой статье исследования младшего специалиста по сестринскому делу в области системной гидродинамики (CFD) выполняются на модели вертолета в масштабе с акцентом на лопасти несущего винта.Лопасти несущего винта модели измельчителя заключены в фоновую область, а поле потока решено с помощью Ansys Fluent. Когда в качестве метода дискретизации была выбрана методология конечных объемов (FVM), была создана временная сетка поверхности и объема, которая содержала чуть более пары 716 385 тетраэдрических ячеек (бинарных), 476 881 узла (бинарных). Были исследованы случаи наведения и перехода вперед. Случаи полета в режиме висения были созданы путем изменения совокупного угла тангажа (0) всех лопастей. У летательного аппарата тяжелее воздуха число Маха набегающего потока М=0.185, случаи полета вперед выполнялись исключительно путем регулировки угла атаки оси вращения (s) и, следовательно, угла общего тангажа (0), однако циклическое движение по тангажу не включено. В этом исследовании не рассматривалось циклическое изменение высоты тона. Подводя итог, можно сказать, что использование простого условия вращающейся зоны со стационарными лопастями для исследования виктимизации лопастей несущего винта CFD может работать только с небольшими отличиями от математических результатов. Когда к лопастям с циклическим тангажным движением (присутствует единица площади 0, с) применяются сетки с перекрытием, моменты крена и тангажа успешно удаляются из результатов.

4.1. CAD-моделирование

SolidWorks использовался для создания 3D-лопасти однородного поперечного сечения аэродинамического профиля NACA-0012, а Ansys Design Modeler использовался для создания домена. Модель имеет три лопасти с нулевым углом закручивания, а также общее и циклическое управление шагом, которое можно изменить с помощью встроенной автомата перекоса. В модели также отсутствовали вертикальный стабилизатор и несущий винт.

Рис. 11. а) Домен в методе ПВС, б) Домен в цилиндрическом методе.

а)

б)

Здесь радиус лопасти = r = 0,5 м = 500 мм, входное расстояние от лопасти = 2r, выходное расстояние от лопасти = 6r, входной радиус = 3r.

Радиус выхода = 5r, угол периодического смещения = 120°, вращение вокруг оси Z.

4.2. Создание сетки

Средняя ортогональность должна быть больше 0,15, а максимальная асимметрия должна быть меньше 0,95. Неверные результаты моделирования могут быть вызваны неисправными ячейками или компонентами.Однако это общие рекомендации, которые зависят от решаемой физики или расположения ячеек.

Таблица 1. Качество сетки

Метод

Метрики сетки

Мин.

Максимум

Среднее

Стандартное отклонение

Периодическое граничное условие

Асимметрия

7.398e-006

0,9104

0,21911

0,12711

Ортогональное качество

6.0798e-004

0,99974

0.85324

0,13333

Соотношение сторон

1.1592

5329.

80.541

349,02

Цилиндрический домен

Асимметрия

1.3236e-004

0,89903

0,22963

0,12203

Ортогональное качество

0,2231

0,99631

0.86024

8.5651e-002

Соотношение сторон

1.1654

10.809

1.8407

0,46848

5.Обсуждения

Основные результаты: Моделирование полета в режиме зависания.

Расчеты: длина лезвия = 500 мм, количество лезвий = 3.

Таблица 2. Моделирование полета в режиме зависания

θ

θ в радианах

о

Лямбда

об/мин

Омега

Скорость наконечника

КТ

5

0.0872

0,1909

4,349

0,0415

50

5,235

2,617

0,0069

Ср

Тяга

Мощность

Мощность в л.с.

0.000286963

0,022770386

0,059612732

7.98029E-05

результатов CFD.

Таблица 3. Вязкая модель: Spalart-Allmaras (уравнение (1))

θ

об/мин

Скорость наконечника

Упор на лезвие

Тяга на плоскости ниже

лезвия (100 мм)

Крутящий момент

5

50

3.58 м/с

0,0522478 [Н]

0,019456 [Н]

0,0079284 [Н·м]

Таблица 4. Вязкая модель: K-омега (уравнение (2))

θ

об/мин

Скорость наконечника

(в стандартной раме)

Упор на лезвие

Тяга на плоскости ниже

лезвия (100 мм)

Крутящий момент

5

50

3.65 м/с

0,0645128 [Н]

0,0248902 [Н]

0,00137146 [Н·м]

Таблица 5. Вязкая модель: К-эпсилон (уравнение (2))

θ

об/мин

Скорость наконечника

(в стандартной раме)

Упор на лезвие

Тяга на плоскости ниже

лезвия (100 мм)

Крутящий момент

5

50

3.16 м/с

0,0535734 [Н]

0,020338 [Н]

0,0069038 [Н·м]

В этом исследовании мы построили полностью функциональную роторную систему. Длина лопасти ротора составляет 500 мм, а количество лопастей — 3. Наш расчет состоит из двух частей. Один из них — моделирование полета в режиме зависания, а другой — результаты CFD, основанные на трех моделях вязкости.Здесь были рассчитаны значения, взятые из фактического рабочего ротора, а также выполнен расчет CFD с использованием 3 уравнений. Для каждого случая θ равно 5°, что составляет 0,0872 в радианах, а число оборотов в минуту равно 50.

В режиме висения Cp 0,000286963, скорость кончика 2,617 м/с, тяга 0,022770386 Н, мощность 0,059612732, мощность в л.с. 7,98029E-05. Эти скорость наконечника, тяга и мощность меньше, чем результаты CFD.

Сравнивая результаты CFD, было обнаружено, что для 1 уравнения скорость наконечника равна 3.58 м/с, что меньше скорости острия в уравнениях К-омега 2 и больше, чем в уравнениях К-эпсилон 2. Тяга для 1 уравнения составляет 0,0522478 Н, что меньше результатов обоих 2 уравнений. Крутящий момент, рассчитанный для 1 уравнения, составляет 0,0079284 Нм, что больше, чем результат обоих 2 уравнений.

Для уравнений К-омега 2 скорость наконечника составляет 3,65 м/с, что больше, чем результат уравнения 1 и уравнения К-эпсилон 2. Рассчитанная тяга составляет 0,0645128 Н, что больше, чем результат уравнения 1 и уравнения К-эпсилон 2.Расчетный крутящий момент составляет 0,00137146 Нм, что меньше, чем в обоих других случаях.

Для уравнений К-эпсилон 2 скорость иглы составляет 3,16 м/с, что меньше, чем результат уравнения 1 и уравнения К-омега 2. Рассчитанная тяга составляет 0,0535734 Н, что больше, чем 1 уравнение, но меньше, чем результат уравнения K-omega 2. Рассчитанный крутящий момент составляет 0,0069038 Нм, что меньше, чем результат уравнения 1, но больше, чем результат уравнения K-omega 2. Были определенные ограничения в изготовлении роторного механизма.

Поскольку доработка конструкции и понимание теории импульса лопасти заняли много времени, мы должны были изготовить роторный механизм в кратчайшие сроки. Из-за нехватки материала нам пришлось выбирать материал, который уже был подготовлен на рынке. Из-за отсутствия подходящего оборудования, такого как 3D-принтер, нам пришлось выбрать случайную режущую машину. Характеристики лопасти несущего винта были бы намного лучше, если бы аэродинамический профиль лопасти был изготовлен из пробкового дерева, а не из мебельного дерева. В связи с отсутствием финансирования для нашего производства был приобретен б/у мотор.Для дальнейшего развития этого проекта могут быть сделаны некоторые улучшения.

Вместо мягкого дистиллятора можно использовать композитный материал. Древесина пробкового дерева также может быть использована для аэродинамического профиля. Для дальнейшего увеличения подъемной силы и общей производительности можно использовать более совершенный двигатель и улучшенную батарею. Также могут быть построены дополнительные разработки, такие как механизм хвостового винта и другие части вертолета.

6. Выводы

В данной статье представлен процесс проектирования и изготовления базового несущего механизма вертолета.

1) Процесс начался с понимания основного механизма вертолета.

2) После понимания основной теории мы начали изучать разные суставы и разные механизмы. Подобно механизму автомата перекоса, лопастному механизму, суставному соединению, ступичному механизму.

3) Мы также изучили различные методы обработки, такие как обработка с ЧПУ, токарная обработка, использование тисков.

4) Поняв все это, мы приступили к проектированию всей машины.

5) Начали собирать мелкие детали и после изготовления всех этих деталей приступили к сборке.

6) Мы изучили как практический результат, так и результат, полученный с помощью моделирования, и сравнили их в этом исследовании.

7) Это исследование в основном предназначено для понимания различных соединений, которые используются в роторе, и различных движений, используемых лопастями вертолета, таких как взмахи, движение вверх или вниз по тангажу и движение оперения.

Бывший Ла.Кадет работал над марсианским вертолетом Design

В воздухе

Художественный концепт марсианского вертолета NASA Ingenuity в полете.Изображение предоставлено NASA/JPL Jet Propulsion Laboratory/-Caltech

36112,

15

апрель

2021

|

12:17

Америка/Чикаго

2-й лейтенант Энн Калверт
Сотрудник по связям с общественностью
St.Композитная эскадрилья Таммани
Крыло Луизианы

LArebeccaO1b

Бывший кадет Луизианского крыла Ребекка Оппенгейм и коллеги-инженеры из ее проектной группы НАСА скоро будут нервно наблюдать и ждать сигнала о том, что марсианский вертолет Ingenuity завершил свой первый полет на Красную планету.

Изобретательность преодолела почти 300 миллионов миль в недрах марсохода Perseverance.На прошлой неделе марсоход делал селфи с вертолетом в марсианском кратере Джезеро, где состоится первый управляемый полет с двигателем, когда-либо проводившийся на другой планете, как только НАСА предоставит окончательное разрешение.

Во время стажировки в Исследовательском центре Эймса НАСА в Калифорнии Оппенгейм шесть месяцев работал в команде, разработавшей лопасти вертолета.

изобретательность

Она начала свой путь в аэрокосмической инженерии, моделировании и симуляции, когда была маленькой девочкой в ​​летнем лагере в Университете США.S. Космический и ракетный центр в Хантсвилле, Алабама. С тех пор она знала, что хочет создавать летающие вещи и отправлять их в космос.

Оппенгейм усердно учился в старшей школе, изучая математику и естественные науки и участвуя в команде робототехники. Она также была активна в составной эскадрилье Сент-Таммани крыла Луизианы в последние два года старшей школы, присоединившись к ней из-за своего интереса к полетам и потому, что она серьезно подумывала о поступлении в Академию ВВС США.

Аэрокосмические образовательные мероприятия и классы CAP дополняли академические усилия Оппенгейма в старшей школе.После школы она изучала аэрокосмическую инженерию в Университете штата Миссисипи, который окончила с отличием в 2018 году. С тех пор она работала в НАСА, а сейчас является сотрудником армии США.

Отец Оппенгейма, Даниэль Оппенгейм, присоединился к эскадрилье, чтобы поддержать ее усилия. Теперь он имеет звание капитана CAP и является юристом крыла Луизианы, а также пилотом миссии и пилотом-курсантом.

Дизайн вертолетной площадки | Вертолетная площадка Дизайн

Следующая информация предназначена только для предварительного планирования общедоступной вертолетной площадки авиации общего назначения.Рекомендации и стандарты FAA по проектированию вертолетных площадок содержатся в Консультативном циркуляре 150/5390-2C. В то время как Консультативный циркуляр (AC) предоставляет общие рекомендации по проектированию, AC носит только рекомендательный характер и не требует обязательной практики. Компания Flight Light рекомендует всем, кто строит или модифицирует вертолетную площадку, определить все требования для конкретной площадки и проконсультироваться с местным представителем FAA.

Базовая схема
Вертодром должен включать как минимум одну зону приземления и отрыва (TLOF) с центром в зоне конечного захода на посадку и взлета (FATO), периферийную зону безопасности и две или более траекторий захода на посадку и отлета.Длина и ширина TLOF должны быть не меньше диаметра несущего винта самого большого вертолета, на котором можно использовать вертолетную площадку. FATO должна быть не менее чем в 1,5 раза больше общей длины вертолета. Ширина зоны безопасности должна быть не менее 0,33 диаметра ротора, но не менее 20 футов (6 м). Требуются как минимум две траектории захода на посадку/отправления, одна из которых направлена ​​в направлении преобладающего ветра.

Освещение вертолетной площадки
При работе в ночное время TLOF, FATO, рулежные дорожки, маршруты руления и ветроуказатель должны быть освещены.Другие полезные визуальные средства включают в себя: прожекторы, огни направления посадки, огни рулежной дорожки, опознавательный маяк вертолетной площадки и указатель пути захода на посадку вертолетной площадки (CHAPI). Заградительные огни должны быть установлены там, где это необходимо для обозначения объектов, находящихся в непосредственной близости от пути въезда/выезда.

Обратите внимание: поскольку FAA AC не содержит стандартов интенсивности, периметральные фонари не могут быть сертифицированы FAA или признаны соответствующими требованиям.

Огни приземления и отрыва (TLOF)
Зеленые огни (соответствующие стандартам EB 87) должны использоваться для определения периметра TLOF.Используйте не менее четырех светильников на каждую сторону квадратного или прямоугольного TLOF. Найдите свет в каждом углу, с дополнительными источниками света, равномерно расположенными между угловыми источниками света. Использование нечетного количества огней с каждой стороны приведет к размещению огней вдоль осевой линии подхода. Определите круговой TLOF, используя четное количество источников света, минимум восемь, равномерно расположенных. Разместите светильники на расстоянии не более 25 футов (7,6 м). Расположите встроенные светильники в пределах 1 фута (30 см) внутри или снаружи периметра TLOF.В качестве опции для обозначения периметра TLOF можно использовать приподнятые всенаправленные огни (отвечающие требованиям EB 87). Найдите огни на внешнем крае TLOF или на внешнем крае защитной сетки. Убедитесь, что поднятые огни не выходят за горизонтальную плоскость на высоте FATO более чем на 2 дюйма (5 см).

Огни конечного этапа захода на посадку и взлета (FATO) – надземные, встроенные
Зеленые огни (соответствующие стандартам EB 87) (с теми же канделами, что и огни TLOF) ДОЛЖНЫ ИСПОЛЬЗОВАТЬСЯ для определения периметра FATO.Когда вертолетная площадка в аэропорту расположена рядом с рулежной дорожкой, могут использоваться желтые огни, чтобы пилоты не путали зеленые огни осевой линии рулежной дорожки с огнями периметра FATO. Не освещайте периметр FATO, если какая-либо часть FATO не является несущей поверхностью. Используйте как минимум четыре встроенных или приподнятых светильника на каждую сторону квадратного или прямоугольного FATO. Найдите свет в каждом углу, с дополнительными источниками света, равномерно расположенными между угловыми источниками света. Использование нечетного количества огней с каждой стороны приведет к размещению огней вдоль осевой линии подхода.Чтобы определить круговую зону FATO, используйте четное количество огней, минимум восемь, равномерно расположенных. Космические огни на высоте не более 25 футов (7,6 м). Расположите встроенные светильники в пределах 1 фута (30 см) внутри или снаружи периметра FATO. Как вариант, установите приподнятые огни периметра FATO высотой не более 8 дюймов (20 см) на расстоянии 10 футов (3 м) от периметра FATO.

Прожекторы
Если окружающий свет недостаточно освещает маркировку для ночных полетов, следует использовать прожекторы для освещения TLOF, FATO и/или стоянки.Прожекторы должны быть размещены так, чтобы они не создавали препятствий. Направьте прожекторы вниз, чтобы обеспечить достаточное освещение поверхности. Убедитесь, что прожекторы, которые могут мешать обзору пилота во время взлета и посадки, могут быть отключены под управлением пилота или по запросу пилота.

Огни направления посадки
Для обеспечения направления установите посадочные огни направления – пять зеленых всенаправленных огней (соответствующих стандартам EB 87) на осевой линии предпочтительного пути захода на посадку/вылета.Разместите эти огни с интервалом 15 футов (5 м), начиная с точки не менее 20 футов (6 м) и не более 60 футов (18 м) от периметра TLOF и расширяя наружу в направлении предпочтительного путь подхода/отправления.

Огни выравнивания траектории полета
Вы можете указывать доступные направления траектории захода на посадку и/или вылета, размещая зеленые огни (соответствующие стандартам EB 87) по прямой линии вдоль траекторий захода на посадку и/или вылета.При необходимости распространите огни на TLOF, FATO, зону безопасности или любую подходящую поверхность в непосредственной близости от FATO или зоны безопасности. Установите три или более зеленых фонаря на расстоянии от 1,5 м (5 футов) до 3,0 м (10 футов).

Визуальный индикатор глиссады
Индикатор траектории захода на посадку на вертодроме (CHAPI) предоставляет пилотам визуальные указания курса и снижения. Оптимальное расположение CHAPI — на удлиненной осевой линии траектории захода на посадку на расстоянии, позволяющем вертолету зависать с шасси на высоте от 3 до 8 футов.(от 0,9 до 2,5 м) выше TLOF.

Ветроуказатель с подсветкой
Для отображения направления и силы ветра рекомендуется использовать ветроуказатель FAA L-807 размера 1 (общая высота около 22 футов с 8-футовым ветроуказателем международного стандарта оранжевого цвета); L-806 (высота 10 футов) может быть заменен. L-807 имеет шарнирную стойку и жесткое основание, L-806 имеет хрупкое основание. Ветровой конус должен быть размещен за пределами зоны безопасности и вдали от траекторий полета.

Идентификационный маяк вертолетной площадки
Расположенные в пределах 1/4 мили от вертолетной площадки, три герметичных прожектора вращаются со скоростью от 10 до 15 об/мин, производя от 30 до 45 футов в минуту белого, зеленого и желтого цветов.Также доступен маяк, использующий сигналы азбуки Морзе.

Огни РД – приподнятые, встроенные
Осевые линии РД обозначены заподлицо двунаправленными зелеными огнями L-852A и L-852B, расположенными с интервалом не более 50 футов (15 м).

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован.

2019 © Все права защищены. Карта сайта