+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*
 

Лопасть вертолета это: Автомат перекоса вертолета. Общий принцип управления.

0

Автомат перекоса вертолета. Общий принцип управления.

Привет, друзья!

Втулка несущего винта с автоматом перекоса вертолета МИ-8.

Снова вернемся к нашим вертолетам :-), этим красивым и удивительным (несмотря на их кажущуюся сегодня обычность) аппаратам. Поговорим немного подробнее о принципах  их управления.

В статье «Как летает вертолет» я этого уже коснулся. Для того чтобы вертолет двигался поступательно, нужен перекос винта,  и создает его такой агрегат, как автомат перекоса вертолета. Вот о нем сегодня и поговорим.

Как известно для вертолета полная аэродинамическая сила — это сумма всех сил, действующих на каждую лопасть в отдельности. Силы эти я бы разделил на искусственные и на естественные.

О естественных. Каждая лопасть имеет определенный вес. Поэтому при вращении с достаточно большой скоростью на нее действует центробежная сила. Есть еще сила сопротивления и конечно подъемная сила лопасти. Вот эту самую подъемную силу вполне можно корректировать силами искусственными.

А это как раз и делает автомат перекоса винта вертолета. От него к каждой лопасти протянута специальная тяга, с помощью которой изменяется угол установки лопасти, то есть по сути дела угол атаки и, как следствие, подъемная сила.

Лопасти несущего винта, описывая полный круг вокруг оси при его вращении, обтекаются встречным потоком воздуха по-разному. Полный круг – это 360º. Тогда примем заднее положение лопасти за 0º и далее через каждые 90º полный оборот. Так вот лопасть в интервале от 0º до 180º — это лопасть наступающая, а от 180º до 360º — отступающая. Принцип такого названия, я думаю, понятен. Наступающая лопасть движется навстречу набегающему потоку воздуха, и суммарная скорость ее движения относительно этого потока возрастает потому что сам поток, в свою очередь, движется ей навстречу. Ведь вертолет летит вперед. Соответственно растет и подъемная сила. (Для примера приведу пояснительный рисунок из «заслуженной» 🙂 книги об управлении вертолетом МИ-1.

)

Изменение скоростей набегающего потока при вращении винта для вертолета МИ-1 (средние скорости полета).

У отступающей лопасти картина противоположная. От скорости набегающего потока отнимается скорость, с которой эта лопасть как бы от него «убегает» :-). В итоге имеем подъемную силу меньше. Получается серьезная разница сил на правой и левой стороне  винта и отсюда явный переворачивающий момент. При таком положении вещей вертолет при попытке движения вперед будет иметь тенденцию к переворачиванию. Такие вещи имели место при первом опыте создания винтокрылых аппаратов.

Чтобы этого не происходило, конструктора применили одну хитрость. Дело в том, что лопасти несущего винта закреплены во втулке (это такой массивный узел, насаженный на выходной вал), но не жестко. Они с ней соединены с помощью специальных шарниров (или устройств, им подобных). Шарниры бывают трех видов: горизонтальные, вертикальные и осевые.

Силы, действующие на лопасть, подвешенную ко втулке винта на шарнирах.

Теперь посмотрим что же будет происходить с лопастью, которая подвешена к оси вращения на шарнирах. Итак, наша лопасть вращается с постоянной скоростью без каких-либо управляющих воздействий извне.

От 0º до 90º скорость обтекания лопасти растет, значит растет и подъемная сила. Но! Теперь лопасть подвешена на горизонтальном шарнире. В результате избыточной подъемной силы она, поворачиваясь в горизонтальном шарнире, начинает подниматься вверх ( специалисты говорят «делает взмах»). Одновременно из-за увеличения лобового сопротивления (ведь скорость обтекания возросла) лопасть отклоняется назад, отставая от вращения оси винта. Для этого как раз и служит вертикальный шарнир.

Однако при взмахе получается, что воздух относительно лопасти приобретает еще и некоторое движение вниз и, таким образом, угол атаки относительно набегающего потока уменьшается. То есть рост избыточной подъемной силы замедляется. На это замедление оказывает свое дополнительно влияние отсутствие управляющего воздействия. Это значит, что тяга автомата перекоса, присоединенная к лопасти, сохраняет свое положение неизменным,  и лопасть, взмахивая, вынуждена поворачиваться в своем осевом шарнире, удерживаемая тягой и, тем самым, уменьшая свой установочный угол или угол атаки по отношению к набегающему потоку. (Картина происходящего на рисунке. Здесь У – это подъемная сила, Х – сила сопротивления, Vy – вертикальное движение воздуха, α – угол атаки.)

Картина изменения скорости и угла атаки набегающего потока при вращении лопасти несущего винта.

До точки 90º избыточная подъемная сила будет продолжать расти, однако из-за вышесказанного со все большим замедлением. После 90º эта сила будет уменьшаться, но из-за ее присутствия лопасть будет продолжать двигаться вверх, правда все медленнее. Максимальную высоту взмаха она достигнет уже несколько перевалив за точку 180º. Это происходит потому, что лопасть имеет определенный вес, и на нее действуют еще и силы инерции.

При дальнейшем вращении лопасть становится отступающей, и на нее действуют все те же процессы, но уже в обратном направлении. Величина подъемной силы падает и центробежная сила вместе с силой веса начинают опускать ее вниз. Однако при этом растут углы атаки для набегающего потока (теперь уже воздух движется вверх по отношению к лопасти), и растет установочный угол лопасти из-за неподвижности тяг автомата перекоса вертолета. Все происходящее поддерживает подъемную силу отступающей лопасти на необходимом уровне. Лопасть продолжает опускаться и минимальной высоты взмаха достигает уже где-то после точки 0º, опять же из-за сил инерции.

Таким образом, лопасти вертолета при вращении несущего винта как бы «машут» или еще говорят «порхают». Однако это порхание вы, так сказать, невооруженным взглядом вряд ли заметите. Подъем лопастей вверх (как и отклонение их назад в вертикальном шарнире) очень незначительны. Дело в том, что на лопасти оказывает очень сильное стабилизирующее воздействие центробежная сила. Подъемная сила, например, больше веса лопасти в 10 раз, а центробежная – в 100 раз. Именно центробежная сила превращает на первый взгляд «мягкую» гнущуюся в неподвижном положении лопасть в жесткий, прочный и отлично работающий элемент несущего винта вертолета.

Однако несмотря на свою незначительность вертикальное отклонение лопастей присутствует, и несущий винт при вращении описывает конус, правда очень пологий. Основание этого конуса и есть плоскость вращения винта.

Силы, действующие на вертолет.

Теперь главная мысль :-). В известной статье я уже говорил, что для придания вертолету поступательного движения нужно эту плоскость наклонить, дабы появилась горизонтальная составляющая полной аэродинамической силы, то есть горизонтальная тяга винта. Иначе говоря, нужно наклонить весь воображаемый конус вращения винта. Если вертолету нужно двигаться вперед, значит конус должен быть наклонен вперед.

Исходя из описания движения лопасти при вращении винта, это означает, что лопасть в положении 180º должна опуститься, а в положении 0º (360º) должна подняться. То есть в точке 180º подъемная сила должна уменьшиться, а в точке 0º(360º) увеличиться. А это в свою очередь можно сделать уменьшив установочный угол лопасти в точке 180º и увеличив его в точке 0º (360º). Аналогичные вещи должны происходить при движении вертолета в других направлениях. Только при этом, естественно, аналогичные изменения положения лопастей будут происходить в других угловых точках.

Понятно, что в промежуточных углах поворота винта между указанными точками установочные углы лопасти должны занимать промежуточные положения, то есть угол установки лопасти меняется при ее движении по кругу  постепенно, циклично.Он так и называется циклический  угол установки лопасти (циклический шаг винта). Я выделяю это название потому, что существует еще и общий шаг винта (общий угол установки лопастей). Он изменяется одновременно на всех лопастях на одинаковую величину. Обычно это делается для увеличения общей подъемной силы несущего винта.

Такие действия как раз и выполняет автомат перекоса вертолета. Он изменяет угол установки лопастей несущего винта (шаг винта), вращая их в осевых шарнирах посредством присоединенных к ним тяг. Обычно всегда присутствуют два канала управления: по тангажу и по крену, а также канал изменения общего шага несущего винта.

Тангаж означает угловое положение летательного аппарата относительно его поперечной оси (нос вверх-вниз :-)), а крен, соответственно, относительно его продольной оси (наклон влево-вправо :-)).

Конструктивно автомат перекоса вертолета выполнен достаточно сложно, но пояснить его устройство вполне можно на примере аналогичного узла модели вертолета. Модельный автомат, конечно, устроен попроще своего старшего собрата, но принцип абсолютно тот же :-).

Автомат перекоса модели вертолета.

Это двухлопастной вертолет. Управление угловым положением каждой лопасти осуществляется через тяги 6. Эти тяги соединены с так называемой внутренней тарелкой 2 (из белого металла). Она вращается вместе с винтом и в установившемся режиме параллельна плоскости вращения винта. Но она может менять свое угловое положение (наклон), так как закреплена на оси винта через шаровую опору 3. При изменении своего наклона (углового положения) она воздействует на тяги 6, которые, в свою очередь, воздействуют на лопасти, поворачивая их в осевых шарнирах и меняя, тем самым, циклический шаг винта.

Внутренняя тарелка одновременно является внутренней обоймой подшипника, внешняя обойма которого – это внешняя тарелка винта 1. Она не вращается, но может менять свой наклон (угловое положение) под воздействием управления по каналу тангажа 4 и по каналу крена 5. Меняя свой наклон под воздействием управления внешняя тарелка меняет наклон внутренней тарелки и в итоге наклон плоскости вращения несущего винта. В итоге вертолет летит в нужном направлении :-).

Общий шаг винта меняется перемещением по оси винта внутренней тарелки 2 при помощи механизма 7. В этом случае угол установки  меняется сразу на обеих лопастях.

Для более лучшего понимания помещаю еще несколько иллюстраций втулки винта с автоматом перекоса. Комментировать их нет смысла :-)…

Втулка винта с автоматом перекоса (схема).

Поворот лопасти в вертикальном шарнире втулки несущего винта.

Изменение общего шага винта, лопасти поворачиваются в осевых шарнирах.

Вот пожалуй и все. Как видите, принципиально все достаточно просто. Конечно в практическом плане автомат перекоса вертолета — агрегат сложный, включающий в себя различные специальные узлы и устройства.

Втулка несущего винта с автоматом перекоса вертолета МИ-2.

В одной из следующих статей мы этого коснемся, а также рассмотрим как же непосредственно управляется вертолет из кабины пилота с использованием автомата перекоса и специальных органов управления.

В заключение я предлагаю вам посмотреть два ролика, которые достаточно наглядно иллюстрируют работу автомата перекоса несущего винта. Полезного просмотра и до новых встреч :-)…

Фотографии кликабельны.

3

3

 

3. УГОЛ АТАКИ НЕСУЩЕГО ВИНТА

Соответственно принятому в аэродинамике несущего винта разделению понятий аэродинамических поверхностей — лопасти винта и поверхности, ометаемой винтом при его вращении — необходимо разграничить понятие угла атаки сечения лопасти и угла атаки всего несущего винта.

Угол атаки в сечениях лопасти (обозначается греческой буквой α) аналогичен углу атаки крыла самолета и изменяется для сечений основной несущей части лопасти (от r = 0,5

R до r = R) от 0° до 15° (рис. 48).

Рис. 48. Угол атаки несущего винта

Угол атаки несущего винта (обозначается заглавной буквой А

1) — угол между направлением воздушного потока (противоположным направлению полета) и плоскостью вращения втулки несущего винта. Этот угол может иметь любое значение (от —180° до +180°) в зависимости от направления полета.

Если воздушный поток подходит к плоскости вращения винта снизу (автожирный режим), то угол атаки несущего винта считается положительным. Если воздушный поток набегает на несущий винт сверху, то угол атаки принимается отрицательным.

4. ПАРАМЕТРЫ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСУЩЕГО

ВИНТА

Сравнительной характеристикой качества несущих винтов при различных их конструктивных параметрах будет являться, в конечном счете, величина тяги винта, создаваемой при затрате одной и

1

Обозначение буквой А принято автором.

той же мощности. Чем больше тяга, получаемая на единицу мощности, тем выше качество винта. Основными параметрами, от которых зависит величина тяги несущего винта и которые обусловливают режим его работы, являются: характеристики профиля лопасти, относительная, удельная нагрузка на 1 м

2ометаемой площади р, коэффициент заполнения σ, количество лопастей, форма лопасти в плане, геометрическая закрутка лопасти, вес лопасти, жесткость конструкции лопасти, концевые и комлевые потери несущего винта, аэродинамические характеристики фюзеляжа и интерференция фюзеляжа и несущего винта, угол установки лопасти φ, число оборотов в минуту несущего винта п, характеристика режима работы винта μ и коэффициент притекания λ. Наконец, тяга несущего винта зависит от мощности, передаваемой на винт от двигателя, и от плотности воздуха. Первые девять из перечисленных параметров являются конструктивными параметрами

данного винта; последние пять зависят от режима полета вертолета и от атмосферных условий.

Рассмотрим кратко перечисленные параметры. Профиль лопасти. При выборе профиля лопасти конструкторы стремятся к тому, чтобы он обладал: наибольшим качеством (отношением коэффициента подъемной силы су

к коэффициенту сопротивления сл), наименьшим изменением положения центра давления на профиле с изменением угла атаки сечений лопасти, т. е. по возможности наименьшим изменением момента аэродинамических сил (см), способностью самовращаться (авторотировать) в большом диапазоне углов атаки лопасти в полете с неработающим двигателем и возможностью простого конструктивного и технологического выполнения лопасти.

С целью получения наилучшего качества винта нередко лопасть проектируют с переменным по размаху профилем. Для лопастей несущих винтов современных вертолетов применяются профили крыльев самолета.

Рассматривая лопасть так же, как крыло самолета, для про филя ее сечения можно построить поляры (рис. 49) с учетом индуктивного скоса потока и без скоса потока (крыло с бесконечным удлинением).

Коэффициент лобового сопротивления сх

лопасти конечного размаха может быть представлен как сумма коэффициентов профильного и индуктивного сопротивлений, т. е.

Сх

= Схи+ Cхр

Из рис. 49 видно, что с увеличением угла атаки сечения лопасти несколько увеличивается профильное сопротивление схр и значительно увеличивается индуктивное сопротивление схи.

Профильное сопротивление схр

в большой степени зависит от . формы профиля, от того, насколько этот профиль искажается деформациями обшивки, а также от шероховатости поверхности лопасти. Лопасть с металлической обшивкой, сохраняющей при работе форму профиля, и с хорошей отделкой ее поверхности имеет меньшее профильное сопротивление, чем лопасть с полотняной или фанерной обшивкой.

В случае плохой, шероховатой поверхности лопасти срыв потока с нее наступает раньше (рис. 50).

Нагрузка на ометаемую площадь. Нагрузка р на 1 м

2 ометаемой площади является одним из наиболее важных параметров, определяющих летные свойства вертолета.

где

G — полетный вес вертолета;

F — площадь, ометаемая винтом при его вращении.

При проектировании вертолета конструкторам приходится выбирать величину нагрузки с таким расчетом, чтобы она наиболее удачно удовлетворяла как режиму максимальной скорости, так и режимам висения и полета при самовращении несущего винта.

Для современных вертолетов величина р имеет значение 20 — 25 кг/м2.

Коэффициентом заполнения

поверхности, ометаемой несущим винтом при его вращении, называется отношение площади всех лопастей к площади этой поверхности.

где z—число лопастей;

Fлоп — площадь лопасти;

F—площадь, ометаемая несущим винтом при его вращении.

 

Коэффициент заполнения зависит от числа лопастей и площади каждой лопасти. Величина σ в зависимости от схемы вертолета выбирается в пределах 0,03—0,08.

Уменьшение σ сверх указанных пределов невыгодно, так как с уменьшением площади лопасти для создания необходимой подъемной силы потребуется увеличить угол установки лопасти, что в результате приведет к ограничению максимальной скорости горизонтального полета из-за возникновения срыва потока при больших углах атаки.

Увеличение σ более 0,08 за счет увеличения площади

Рис. 51. Сужение лопасти

лопасти или числа лопастей также невыгодно, так как это снижает к. п. д. несущего винта. Количество лопастей несущего винта. Наиболее выгодными несущими винтами, удовлетворяющими требованиям уравновешенности и обладающими достаточно хорошим коэффициентом полезного действия, являются трехлопастные и четырехлопастные воздушные винты. Уменьшение числа лопастей приводит к неуравновешенности винта и вследствие этого к вибрациям конструкции вертолета.

Форма лопасти в плане. Наиболее распространены лопасти трапецевидной формы с сужением ее к концу. Такая форма лопасти является наиболее выгодной. Хорда ее у комля примерно в 2— 3 раза больше хорды на конце (рис. 51). Однако существуют вертолеты, которые имеют прямоугольную форму лопасти в плане.

Влияние формы лопасти на величину тяги сравнительно с влиянием других параметров невелико.

Геометрическая крутка лопасти. Обычно лопасти несущих винтов вертолетов имеют отрицательную линейную крутку, так что у комля они работают на больших углах атаки (рис. 52). Это дает более равномерное распределение аэродинамических сил вдоль лопасти и уменьшает индуктивные потери несущего винта, вызываемые неравномерно-

стью распределения по
тока,

Недостаточная эффективность малой окружной скорости ω

r комля по сравнению с окружной скоростью конца лопасти частично компенсируется увеличением коэффициента подъемной силы су

за счет увеличения угла атаки α и за счет большей величины хорды лопасти (рис. 53).

Вес лопасти. Вес лопасти, учитываемый в аэродинамике несущего винта через массовую характеристику γ, оказывает существенное влияние на характеристики маховых движений лопасти, которые определяют величины горизонтальных составляющих полной аэродинамической силы несущего винта и сильно влияют на устойчивость несущего винта.

Массовая характеристика у представляет собой соотношение между массовыми и аэродинамическими силами (рис.54).

где А— градиент изменения коэффициента подъемной силы, равный

ΔCy /ΔCx

ρ — ο

лотность воздуха;

b— величина хорды лопасти на 0,7 R;

Jrm— момент инерции лопасти относительно горизонтального

шарнира;

R— радиус несущего винта.

Для лопастей несущих винтов современных вертолетов у = = 4 — 8. Тяжелые лопасти имеют меньшую величину, легкие лопасти — большую.

В отличие от статического момента, равного произведению массы m на плечо r, момент инерции лопасти представляет собой сумму произведений масс отдельных ее элементов на их плечи относительно горизонтального шарнира во второй степени r2, вычисленных по всей длине лопасти.

Если момент инерции отдельного элемента (Jэ) равен

 

то момент инерции всей лопасти относительно горизонтального шарнира соответственно выразится формулой

Рис. 54. Статический момент элемента лопасти

 

На рис. 18 были схематически показаны силы, действующие на лопасть при вращении ее в косом потоке, когда она совершает маховые движения. Там условно все силы приложены к одной точке (к центру тяжести лопасти). На самом деле эти силы, представляющие собой равнодействующие от элементарных сил по всей длине лопасти, приложены в разных точках, имеющих различные плечи относительно оси вращения.

Из этого рисунка видно, что три силы из четырех прямо зависят от массы (или веса) лопасти. Чем больше вес лопасти, тем больше величина центробежной силы, которая стремится уменьшить угол взмаха лопасти и распрямить коническую поверхность вращения несущего винта.

Чем тяжелее лопасть, тем меньше амплитуда маховых движений, меньше завал конуса вращения назад и вбок, а следовательно, меньше величины продольного и поперечного наклона оси несущего винта. И, наконец, чем больше вес лопасти, тем большей инерцией вращения обладает винт и тем больше запас времени для осуществления перехода на режим самовращения при отказе двигателя.

Однако увеличение веса лопастей ставит более высокие требования к прочности винта и всей конструкции вертолета, утяжеляет управление и уменьшает его весовую отдачу.

Жесткость конструкции лопасти. В полете лопасти несущего винта имеют упругие изгибные и крутильные деформации, что предъявляет большие требования к их прочности вообще и особенно к динамической (усталостной) прочности. Эти деформации, кроме того, несколько изменяют аэродинамику лопасти, изменяя ее истинные углы атаки и углы взмаха. Поэтому вполне естественно, что лопасти различной жесткости оказывают различное влияние на условия работы несущего винта. Слишком упругие лопасти не могут обеспечить достаточную жесткость, так как они весьма чувствительны к случайным возмущениям потока и снижают эффективность управления несущим винтом. Чрезмерно жесткие лопасти имеют большой вес, неспособны поглощать неравномерность действия на них аэродинамических и массовых сил и вследствие этого невыгодны с точки зрения вибраций.

Концевые и комлевые потери ометаемой площади несущего

винта. В работе несущего винта не вся ометаемая площадь достаточно эффективно участвует в создании тяги.

По концам лопастей в силу перетекания воздуха снизу вверх из зоны повышенного давления в зону разрежения внешняя часть поверхности, ометаемой винтом при его вращении, образующая

узкое кольцо, из расчета эффективной площади несущего винта должна быть исключена (рис. 55).

Комлевая часть лопасти, представляющая собой узлы крепления и шарниры ее подвески, а также втулка несущего винта в создании тяги не участвуют. В поступательном полете при косой обдувке винта в центральной части поверхности, ометаемой винтом при вращении, некоторая часть лопасти в азимутах от 180 до ЗбО

9 обдувается с хвостика профиля и не создает подъемной силы. Следовательно, центральная часть площади несущего винта также должна быть исключена при подсчете эффективной площади.

Таким образом, в создании тяги участвует не вся площадь диска, а несколько меньшая, которая называется эффективной площадью и подсчитывается по формуле

где β — коэффициент потерь комлевой площади;

В — коэффициент потерь концевой площади.

Эффективная площадь составляет примерно 0,9—0,92 от всей площади, ометаемой несущим винтом при его вращении.

Аэродинамические характеристики фюзеляжа и влияние его на несущий винт. Сопротивление фюзеляжа в полете вертолета по сравнению с полной аэродинамической силой несущего винта невелико. В среднем на малых скоростях оно составляет 3—5% от тяги винта.

Однако, когда скорость полета приближается к максимальной, вредное сопротивление (сопротивление фюзеляжа, шасси и других ненесущих частей) начинает играть существенную роль. Рост сопротивления с увеличением скорости усугубляется тем, что фюзеляж вертолета, наклоняясь вперед и разворачиваясь в сторону, увеличивает свой “лоб”, т. е. фронтальное сечение, перпендикулярное встречному потоку (рис. 56).

Аэродинамические формы фюзеляжа оказывают существенное влияние на работу несущего винта.

Воздушный поток, отбрасываемый несущим винтом, наталкивается на фюзеляж и хвостовую балку, в результате чего частично изменяет свое направление, подвергаясь определенным возмущениям. При этом отдельные струи потока образуют вихри, действие которых сообщается соседним слоям

воздушного потока и передается той его зоне, которая непосредственно взаимодействует с лопастями винта (рис. 57).

Если площади фюзеляжа и балки, Лежащих на пути этого потока, невелики, а формы их хорошо обтекаемы, то влияние их на работу винта незначительно. Если же аэродинамические формы вертолета не “облагорожены”, фюзеляж и другие элементы конструкции расположены очень близко к винту и имеют большую площадь, то это будет понижать к. п. д. винта, служить причиной вибраций вертолета и усложнять управление

им.

Существенное значение имеет положение центра давления аэродинамических сил фюзеляжа и изменение его с изменением режима полета. Если линия действия равнодействующей аэродинамических сил фюзеляжа проходит далеко от центра тяжести и если расстояние до нее от Ц. Т. сильно изменяется с изменением режима полета, то управлять вертолетом становится труднее, особенно на переходных режимах.

 

 

 

 

 

Рис. 57. Влияние фюзеляжа на воздушный поток от несущего винта  Рис. 58. Потребные величины общего шага для полета на различных скоростях и оборотах несущего винта

Угол установки или шаг лопастей

(φ) для каждого режима определяется аэродинамическим расчетом для данного вертолета.

Системы управления современных вертолетов позволяют совершать полет при различных значениях общего шага, изменяемого в некотором небольшом диапазоне. При этом изменение общего шага вызывает и изменение числа оборотов несущего винта п (рис. 58).

Большое значение угла установки (шага) лопастей невыгодно из-за срыва потока. При малом же значении угла установки лопастей происходит раскрутка оборотов винта, увеличивается центробежная сила, чрезмерно нагружается конструкция винта и понижается к. п. д. несущего винта.

Число оборотов несущего винта. Увеличение числа оборотов несущего винта, выгодное с точки зрения получения больших скоростей полета, ограничивается влиянием сжимаемости воздуха при скорости на конце наступающей лопасти, близкой к скорости звука.

Испытания в аэродинамических трубах показали, что влияние сжимаемости воздуха сказывается на характеристике профиля лопасти при скоростях, равных 70—80% скорости звука. При этом центр давления на сечении лопасти смещается к задней кромке.

Характеристика режима работы винта

μ и коэффициент

притекания λ

При вертикальном полете (вертикальный подъем или вертикальное снижение) и при висении встречный поток направлен по оси винта. В горизонтальном же полете или в любом наклонном полете наблюдается косая обдувка винта. При этом воздушный поток можно разложить на два составляющих потока: направленный по оси винта и в плоскости вращения (рис.59).

Если скорость встречного потока

V, то скорость осевого составляющего потока будет равна V sin А а скорость пото-
ка в плоскости вращения V cos A. Рис. 59. Разложение вектора скорости полета на две составляющие

Отношение скорости потока, лежащего в плоскости вращения, к окружной скорости конца лопасти называется коэффициентом, характеризующим режим работы винта:

Для горизонтального полета, когда угол атаки несущего винта сравнительно невелик и косинус его близок к единице, можно без большой ошибки принимать за р отношение скорости полета к окружной скорости конца лопасти, т. е.

Можно сказать, что величина μ выражает степень скоса обдувки винта, μ — очень важная характеристика условий работы винта. В аэродинамическом расчете

μ является основным параметром, относительно которого рассматриваются остальные характеристики. Величина μ для несущего винта вертолета изменяется в зависимости от скорости полета. В случае вертикального полета или висения μ = 0. В горизонтальном полете на максимальной скорости μ может достигать величины 0,35 — 0,4. Дальнейшее увеличение μ, означающее либо увеличение скорости полета, либо уменьшение числа оборотов винта п вследствие значительной асимметрии обдувки создает неблагоприятные условия для работы винта. Зона срыва потока становится значительной, вертолет подвергается сильным вибрациям, усложняется управление вертолетом. Величина μ характеризует также величину зоны обратного обтекания лопасти (не с носика, а со стороны хвостика профиля) (рис. 60). На этом рисунке круг с диаметром d есть та часть площади, ометаемой винтом при вращении, где происходит обратное обтекание лопасти. Этот круг является неэффективной частью упомянутой площади, где не создается подъемной силы. Чем больше скорость полета, тем больше площадь этого круга, а это значит, что с увеличением скорости уменьшается эффективная площадь несущего винта.

Рис. 60.

Распределение скоростей обтекания различных сечений лопасти при косой обдувке несущего винта

 

Рис. 61.

Сложение индуктивной скорости и осевой составляющей скорости встречного потока

Важной характеристикой режима полета вертолета для аэродинамического расчета несущего винта является коэффициент притекания λ. (Коэффициентом притекания называется отношение составляющей скорости потока, направленной по оси несущего винта к окружной скорости на конце лопасти:

где и — средняя индуктивная скорость подсасывания воздуха в плоскости вращения винта (рис. 61).

Коэффициент притекания имеет наибольшее значение на режиме наивыгоднейшей скороподъемности, где λ ≈ 0,2. На режиме максимальной скорости λ = 0,02—0,03; на режиме висения λ

= 0,08 -0,1.

Несущие винты вертолетов — Энциклопедия по машиностроению XXL

Единичным оказалось разрушение от производственного дефекта, возникшего в материале лонжерона лопасти несущего винта вертолета Ми-6, изготовленного из сплава ЗОХГСА [80]. Поверхность лонжерона подвергают упрочнению для компенсации растягивающих напряжений от внешних нагрузок. Остаточные напряжения сжатия достигают 400 МПа. В рассматриваемом  [c.48]

Второй класс повреждений материала деталей возникает в процессе эксплуатации. Наиболее типичным эксплуатационным дефектом материала является коррозия. От нее успешно защищаются с помощью нанесения всевозможных антикоррозионных покрытий. Однако в эксплуатации могут возникать механические повреждения деталей или не соблюдаться в полной мере условия хранения элементов конструкций, когда нет достаточных условий для защиты материала от коррозии и прочее. Поэтому на разных стадиях эксплуатации в элементах конструкции могут появляться коррозионные повреждения. Такая ситуация возникла, например, с лонжероном лопасти несущего винта вертолета, который изготавливается из алюминиевого сплава АВТ [80, 83]. В результате длительного хранения в лонжероне возникла коррозионная язва, от ко-  [c.50]


Сведения о случаях усталостных разрушений лопастей несущих винтов вертолетов типа Ми-2, Ми-4, Ми-8, Ми-24  [c.634]

Поэтому были рассмотрены еще три случая, в которых развитие усталостной трещины происходило от дефектов различной глубины, расположенных у угла профиля. Трещины были выявлены датчиком сигнализатором. Причем два случая со- ответствовали обнаружению трещины, когда она стала сквозной, и ее распространение составило всего несколько миллиметров, а один случай соответствовал прорастанию сквозной трещины почти на 10 мм. Ниже наиболее полно изложена информация о закономерности роста трещины в лонжероне в лопасти несущего винта вертолета Ми-8 RA-25617, в котором размер обнаруженной сквозной трещины составил около 10 мм.[c.643]

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]

Рис. 14.13. Общий вид разрушенных в полете рычагов поворота лопастей несущего винта вертолета В-3. Стрелкой «Л» указан рычаг, имеющий усталостное разрушение
Центровка вертолета определяется по отношению к оси несуш,его винта и выражается расстоянием от нее в миллиметрах. Одновинтовые и соосные вертолеты имеют небольшой диапазон центровок например, диапазон центровок Ми-4 составляет 370 мм 300 мм впереди и 70 мм позади оси несущего винта. Вертолеты же продольной схемы имеют большой диапазон центровок. Положение ц. т. вертолета значительно влияет на управляемость и меньше на его устойчивость. При выходе центровки за предельные величины управляемость вертолета нарушается. В этом случае рули не обеспечивают удержание вертолета в требуемом положении.  [c.75]
Лопасти несущего винта вертолета 2 000—3000 200—300  [c.126]

Наложение переменного напряжения от внешней нагрузки (растяжение — сжатие) на остаточное растягивающее напряжение создает большие суммарные растягивающие напряжения,. способные сократить срок работы детали. Вот почему на практике прибегают к искусственному созданию поверхностного остаточного напряжения сжатия, например, при обработке внутренних и наружных поверхностей трубчатых лонжеронов несущих винтов вертолетов.  [c.128]

Несущий винт вертолета предназначен для создания аэродинамических сил (подъемной силы, тяги).  [c.204]

Пример 6.11. Определить режим и необходимый объем испытаний методом ступенчатого изменения нагрузки лонжерона лопасти несущего винта вертолета из сплава ЛВ иа базе 10 циклов при симметричном нагружении с целью оценки среднего значения предела ограниченной выносливости и среднего квадратического отклонения при средних требованиях к точности (бд = и = 0,3).[c.181]

На рис. 187 представлены распределения долговечности по данным ресурсных испытаний 46 образцов комлевых отсеков лопастей несущего винта вертолета, из которых одна часть отсеков не подвергалась локальному поверхностному конвективно-радиационному нагреву (прямая 7), а другая нагревалась при 500°С в течение 15 мин (прямая 2).  [c.335]

Большое распространение углепластики получили как конструкционный материал в отраслях новой техники авиация, космонавтика, ядерная техника. Из них производят конструкции, работающие на устойчивость под воздействием внешнего изгибающего момента, давления лопасти несущего винта вертолетов корпуса компрессора и вентилятора, вентиляторные лопатки диски статора и ротора компрессора низкого давления авиационных двигателей. В результате применения в этих узлах углепластиков вместо металлов масса двигателя снижается на 15-20 %.  [c. 319]

НЕСУЩИЙ ВИНТ ВЕРТОЛЕТА  [c.20]

Упрочняющая поверхностная обработка деталей является одним из способов увеличения периода зарождения трещин при циклическом нагружении различных элементов конструкции. При такой обработке создаются остаточные сжимающие напряжения в поверхностном слое материала, что приводит к существенному повышению длительности периода зарождения усталостных трепщн в элементах авиационных конструкций. Это типичная ситуация для поверхности стоек шасси ВС, изготавливаемых из высокопрочных сталей, и лонжеронов лопастей несущих винтов вертолетов, изготавливаемых из алюминиевого сплава АВТ и стали ЗОХГСА. Поверхностная обработка влияет на перераспределение соотношения между длительностями периода распространения трещины и долговечностью.  [c.65]

Лопасти несущих винтов вертолетов являются основным силовым элементом конструкции, разрушение которого в воздухе приводит к драматическим последствиям. Лонжероны лопастей изготавливают из алюминиевого сплава АВТ-1 и стали ЗОХГСА и 40ХН2МА. Подавляющее число не-силошностей лопастей, наблюдавшееся на вертолетах Ми-2, Ми-4 и Ми-8, было связано с возникновением и распространением усталостных трещин в лонжероне, изготавливаемом из алюминиевого сплава АВТ-1, который воспринимает основную внешнюю нагрузку. По химическому составу и механическим характеристикам Gq2 — (340-360) МПа и Q2 (420-550) МПа, материал всех исследованных лонжеронов соответствовал требованиям чертежа на алюминиевый сплав АВТ-1.  [c.629]


Рис. 12.3. Общий вид (а) изломов двух (слева / с очагом из-за отсутствия ребра жесткости, а справа 2 с очагом из-за коррозии) из разрушенных лонжеронов лонасти несущего винта вертолета, изготовленных из алюминиевого снлава АВТ-1 и (в) общая схема последовательности формирования различных зон (/, 2 и 3) излома в лонжеронах. Комментарии даны в тексте
Рис. 12.8. Общий вид (а) расположения выявленной трещины в лонжероне лопасти несущего винта вертолета Ми-8 в эксплуатации по срабатыванию датчика-сигпализатора и (б) схема сечения лонжерона с зоной усталостной трещины
В связи с этим есть основания полагать, что в лонжероне № 1 датчик зафиксировал наличие трещины до нескольких полетов, после которых произошел обрыв лопасти. Это подтверждается еще одним случаем обнаружения трещины в лонжероне лопасти несущего винта вертолета Ми-8МТВ-1 НК 3908 при наработке вертолета в эксплуатации 1354 ч 36 мин. Согласно техническому акту датчиком-сигнализатором была выявлена трещина между 7-м и 8-м хвостовыми отсеками лонасти, что соответствует относительному радиусу около 0,5. Трещина была расположена на задней стенке лонжерона и но нижней полке имела длину около 32 мм. Эта трещина близка по размеру к трещине в лонжероне № 2. Причем нагружен-ность сечения лонжерона на относительном радиусе около 0,5 является промежуточной между лонжеронами № 1 и 2. Из этого следует, что при прочих равных условиях датчик-сигнализатор в рассматриваемых лонжеронах вертолетов типа Ми-8МТВ позволяет выявлять трещины достаточно небольших размеров на относительных радиусах лопасти, где имеет место большая и меньшая на-груженность материала. После срабатывания дат-  [c.663]

В-3 Рычаг поворота лопастей несущего винта вертолета Изгиб 90 — Нет 40ХНМА  [c. 741]

Привод(ы) (F 02 [(генераторов электрической энергии в системах зажигания D 1/06 В 61/00-67/00 нагнетателей В 39/(02-12) распределителей и прерывателей в системах зажигания Р 7/10) ДВС роторов газотурбинных установок С 7/(268-277)] В 66 (грейферов С 3/06-3/10, 3/12 грузоподъемных элементов автопогрузчиков F 9/20-9/24 домкратов (F 3/02, 3/24-3/42 передвижных F 5/02-5/04) канатных, тросовых и ценных лебедок D 1/02-1/24 подъемников в жилых зданиях и сооружениях В 11 /(04-08) рудничных подъемных устройств В 15/08 для талей, полиспастов и т. п. D 3/12-3/16) грохотов и сит В 07 В 1/42-1/44 В 66 (лебедок D 3/20-3/22 подвесных тележек подъемных кранов С 11/(16-24)) В 61 тормозных башмаков и сигнальных устройств L 5/00-7/10, 11/(00-08), 19/(00-16) в канатных дорогах В 12/10 шлагбаумов L 29/(08-22)) клапанов (аэростатов и дирижаблей В 64 В 1/64 F 16 (в водоотводчиках, конденсационных горшках и т. п. Т 1/40-1/42 вообще К) силовых машин или двигателей с изменяемым распределением потока рабочею тела F 01 L 15/00-35/00) для ковочных молотов В 21 J 7/20-7/46 колосниковых решеток F 23 Н 11/20 машин для резки, перфорирования, пробивки, вырубки и т. п. разделения материалов В 26 D 5/00-5/42 В 23 (металлообрабатывающих станков G 5/00-5/58 ножниц для резки металла D 15/(12-14)) F 04 В (насосов (гидравлические 9/08-9/10 механические 9/02-9/06 паровые и пневматические 9/12) органов распределения в компрессорах объемного вытеснения 39/08) (несущих винтов вертолетов 27/(12-18) новерхноетей управления (предкрылков, закрылков, тормозных щитков и интерцепторов) самолетов 13/(00-50) гпасси самолетов и т.п. 25/(18-30)) В 64 С для отстойников В 01 D 21/20 переносных инструментов ударного действия В 25 D 9/06-9/12 пневматические F 15 В 15/00 В 24 В (полировальных 47/(00-28) шлифовальных 47/(00-28)) устройств поршневых смазочных насосов F 16 N 13/(06-18)J Привод(ы) F 01 [распределительных клапанов (L 1/02-1/10, 1/26, 9/00-9/04, 31/(00-24) пемеханические L 9/00-9/04) ручных инструментов, использование машин и двигагелей специального назначения для этой цели С 13/02] регулируемых лопастей [(воздушных винтов 11/(32-44) несущих винтов  [c. 150]

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


Разновидностью ГТД являются также вертолетные турбоваль-ные двигатели, рабочий процесс которых аналогичен рабочему процессу ТВД, однако преобразование избыточной потенциальной энергии газа в мощность осуществляется с помощью отделенной от газогенератора свободной турбины, а передача мощности на несущий винт вертолета происходит при существенно отличающихся частотах вращения вала свободной турбины и вала винта, для чего используется отдельный агрегат, не включаемый в конструкцию двигателя, — главный редуктор вертолета с передаточным отношением от 20 1 до 50 1.[c.10]

Авиаль АВТ 0,6 0,25 0.8 0,2 33 16 95 Обтекатели, дефлекторы, покрытие лопастей несущих винтов вертолетов  [c.433]

Для гладких и надрезанных образцов различных типоразмеров из деформи рованных алюминиевых сплавов, а также для натурных элементов конструкций (лон керон лопасти несущего винта вертолета, лопасть винта самолета, бурильные трубы) параметр а уравнения (6.24) оказывается постоянным и равным а = 2 а параметр Р уравнения (6.25) равным Р = 0,5.  [c.146]

Из титановых сплавов изготавливаются столь ответственные изделия, как втулки несущего винта вертолетов типа S-65, валы шасси и т. п Весьма широкое применение нашли титановые сплавы для изготовления компрессорной части газотурбинных двигателей. Из сплавов типа Ti—6А1—4V, Ti—8А1—10V, Ti—8А1—IMq—IV производят диски и лопатки компрессоров низкого и высокого давления и температур до 400 С. Для более высоких температур перспективными считаются высокоалюмини-стые сплавы типа Ti—20А1—2V, а также недавно разработанные  [c. 233]

Органоволокниты используют в элементах несущих и вспомогательных конструкций современных самолетов и вертолетов. Их применяют для обшивки самолетов и вертолетов, лопастей несущих винтов вертолетов, под-  [c.294]

При вращенни несущего винта вертолета на земле отклонения лопастей относительно вертикальных шарниров и перемещения втулки в горизонтальном направлении вследствие податливости шасси составляют степени свободы колебательной системы. При определенных значениях угловой скорости и некоторых конструктивных параметров в этой системе может возникнуть опасная колебательная неустойчивость [25]. Для предотвращения этих колебаний устанавливают специальные демпферы на вертикальных шарнирах лопастей и выбирают соответствующие характеристики амортизации шасси.  [c.507]

Локальный конвективно-радиационный нагрев до 200°С в течение 1,5 ч (это характерно для технологической операции склеивания, например, хвостовых отсеков лоцастей несущего винта вертолета) приводит к полному снятию эффекта упрочнения. При локальном кондуктивном нагреве в тех же режимах, что и конвективно-радиационный, сопротивление усталости снижается в 2 раза меньше, чем при локальном конвективнорадиационном нагреве.  [c.335]

В приводе несущего винта вертолета (рис. 10.2.33, б) в качестве самоуправляемых устройств использованы механизмы (муфты) свободного хода i и 2. В совокупности они, по существу, образуют суммирующий механизм С. При поочередном пуске двигателей остановленный двигатель отсоединяется автоматически от кинематической цепи. Остановившийся двигатель тут же отсоединяется от кинематической цепи. Оба двигателя отсоеди-няются при полете вертолета на режимах са-мовращения несущего винта. Энергия работающих двигателей без циркуляции передается выходному звену.  [c.583]

Органоволокниты используют в элементах несущих и вспомогательных конструкций современных самолетов и вертолетов. Их применяют для обшивки самолетов и вертолетов, лопастей несущих винтов вертолетов, подкрепляющих элементов балок, в панелях пола, в сотовых конструкциях. Применение органоволокнитов на 20-40 % снижает массу деталей при сохранении их эксплуатационной надежности.  [c.322]

Вертолет — это летательный аппарат, в котором для создания подъемной и пропульсивной сил, а также для управления используются вращающиеся крылья. На рис. 1.1—1.3 показаны наиболее распространенные типы вертолетов. Лопасти несущего винта вращаются вокруг вертикальной оси, ометая диск в горизонтальной или почти горизонтальной плоскости. Аэродинамические силы возникают вследствие движения крыла относительно воздуха. Вращающиеся крылья вертолета могут создавать эти силы даже тогда, когда скорость самого аппарата равна нулю. В этом отличие вертолета от летательного аппарата с фиксированными крыльями, который для того, чтобы держаться в воздухе, должен перемещаться. Таким образом, вертолет способен совершать вертикальный полет, включая вертикальные взлет и посадку. Эффективность вертикального полета — важнейшая характеристика несущего винта вертолета.[c.17]

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

Висение — это режим полета, при котором вертикальная и горизонтальная составляющие скорости несущего винта относительно невозмущенного воздуха равны нулю. В общем случае вертикального полета набегающий поток направлен вдоль оси винта. Обтекание несущего винта в вертикальном полете предполагается осесимметричным, так что скорости и нагрузки лопастей не зависят от азимута. Осевая симметрия сильно упрощает исследование вопросов динамики и аэродинамики несущего винта вертолета, как это станет ясным позже при рассмотрении полета вперед. Теория винта в осевом потоке была в основном создана в XIX в. применительно к корабельным винтам. Позже ее применили к пропеллерам самолетов. Главная задача теории несущего винта на режиме висения состоит в определении сил, создаваемых лопастями, и требуемой для их вращения мощности, что обеспечивает основу для проекти-рювания высокоэффективных несущих винтов.  [c.42]


Летит, палки машут: lx_photos — LiveJournal

Доделали.

А чтобы не зря постить почти ту же фоточку, расскажу немного интересного про вертолёты.

Итак, они действительно машут.
Наверное, большинство людей думают, что лопасти несущего винта (НВ) вертолёта закреплены жёстко, и неподвижны. Ну, может быть, немного гнутся, да.
Однако в большинстве случаев это не так. И как это не так, я расскажу на примере Ми-8.
Лопасть закреплена ко втулке НВ тремя шарнирами — осевым шарниром (ОШ), горизонтальным (ГШ) и вертикальным (ВШ).
Дело в том, что на лопасть при вращении действуют две основные силы — центробежная от массы, и аэродинамическая от подъёмной силы (ПС).
ПС тянет лопасть вверх, а центробежная — по радиусу от втулки НВ наружу. Масса вертолёта тянет закреплённый ко втулке конец лопасти вниз. Поэтому при вращении НВ лопасть приподнимается от упора, на котором она лежала в неподвижном состоянии, и уравновешивается равнодействующей аэродинамической и центробежной сил на некотором угле к горизонтали. Так что при вращении под нагрузкой от вертолёта лопасть описывает конус.
(про соконусность кратко: https://lx-photos.livejournal.com/72419.html )
Этот конус не будет прямым, так как при полёте вертолёта вперёд воздух попеременно набегает на лопасть спереди неё, а на второй половине круга вращения отстаёт от неё. Так же меняется и подъёмная сила лопасти — на половине круга она больше, чем ПС в неподвижном воздухе, а на второй — меньше. В итоге лопасть каждый оборот винта совершает маховые движения вверх-вниз.
Если переменными нагрузками и сильно гнуть что-то, то оно быстро сломается.
Поэтому лопасти дают поворачиваться в шарнирах для того, чтобы избежать больших изгибающих нагрузок на её корневую часть.

Горизонтальный шарнир расположен горизонтально и позволяет лопасти двигаться вверх от положения на упоре втулки.
При движении лопасти вверх её центр массы тоже двигается вверх и становится ближе к оси вращения.
Когда закреплённая масса движется ближе к оси вращения, сила инерции стремится это вращение ускорить.
Поэтому при подъёме лопасти она стремится вращаться быстрее.
Чтобы не нагружать корень лопасти этим моментом, есть вертикальный шарнир. Его ось расположена вертикально, и позволяет лопасти повернуться на некоторый угол вперёд и назад от среднего положения. При обратном движении лопасти относительно потока воздуха лопасть движется в обратном направлении.
Частота вращения НВ — примерно 190 об/мин., так что каждая лопасть по три раза в секунду машет вверх-вниз и вперёд-назад. Чтобы лопасть совсем не улетала до упоров, это колебательное движение демпфируется демпфером с гидрожидкостью внутри.
Изменение ПС винта производится изменением угла установки лопастей относительно набегающего потока при постоянной частоте вращения НВ. Угол установки лопасти меняется поворотом её вокруг осевого шарнира (ОШ). Для этого к ОШ прикреплён поводок от автомата перекоса.

Автомат перекоса — это подшипник, перекос которого относительно оси вала НВ позволяет переместить тягу управления лопастью вверх или вниз, когда лопасть проходит определённое положение.
Работа автомата перекоса:

Таким образом, управляя лишь углом установки лопастей (а значит, и их ПС), мы получаем завал конуса НВ в любом нужном направлении на нужную величину. То есть, управляем направлением и величиной тяги несущего винта.

Как-то так.
Осваивайте технику, да.

и теперь…

ничего себе!

43(15.2%)

да ну нафиг эти ваши вертолёты!

23(8. 2%)

где мой старый ламповый Боинг?

34(12.1%)

хочу назад к своему тёплому электрическому Эйрбасу!

23(8.2%)

вот я с вас хохотаюсь

12(4.3%)

не сцыте, полетели вертушкой!

50(17. 7%)

только поездом!

9(3.2%)

уже и в автомобиле как-то неуютно…

23(8.2%)

нарты, что ли?..

15(5.3%)

это какой-то позор…

6(2. 1%)

Использованы материалы учебного сайта
http://cnit.ssau.ru/vertolet/mi8/
и
http://avia-simply.ru/avtomat-perekosa-vertoleta/

Технология ЦАГИ снизит колебания вертолётных лопастей » Авиация России

В Центральном аэрогидродинамическом институте имени Жуковского прошли экспериментальные продувки вертолётной лопасти с целью отработки технологии гашения колебаний.

Полёт вертолёта — крайне сложное аэродинамическое явление: лопасти вращаются и в то же время взаимодействуют с набегающим потоком воздуха. В результате каждая из них сначала движется навстречу потоку, потом по потоку. Разная относительная скорость приводит к несимметричному созданию подъёмной силы. Это явление можно компенсировать с помощью изменения циклического шага у лопастей несущего винта, уменьшив подъёмную силу на «наступающей» лопасти и увеличив на «отступающей», однако при увеличении скорости полёта этого становится недостаточно.

Специалисты ЦАГИ предложили иное решение. Они разработали принципиально новую конфигурацию лопасти — её задняя часть (триммер) отклоняется подобно закрылку самолёта, в определённый момент увеличивая, а через пол-оборота винта уменьшая подъёмную силу и гася нежелательные вибрации.

В настоящее время учёные проводят аэродинамические испытания новых конфигураций. В качестве модели выбрана лопасть, по размерам сопоставимая с лопастью самого массового в мире вертолёта Ми-8. Сравнительные эксперименты без триммеров и с ними показали, что амплитуда вибраций «гасится» в 2–2,5 раза.

«Данная технология позволит повысить крейсерскую скорость вертолёта, снизить нагрузки, продлить ресурс конструкции, улучшить комфорт пассажиров и экипажа и уменьшить шум от винта. А в будущем пригодится при создании автоматической интеллектуальной системы корректировки действий пилота», — рассказал ведущий инженер отделения норм прочности, нагрузок и аэроупругости ЦАГИ Михаил Ерёмин.

Испытания проводятся в рамках научно-исследовательской работы «Исследования в обеспечение создания НТЗ для перспективных винтокрылых летательных аппаратов и роботизированных авиационных систем», шифр — «ВКЛА 2025» Министерства промышленности и торговли Российской Федерации. Стоимость НИР оценивается в ₽876,7 млн. По итогам НИР должно быть сформировано НТЗ по аэродинамике и прочности для вертолётов нового поколения со скоростями до 350-400 км/час и преобразуемых ВКЛА со скоростями до 700 км/час. Также должны быть исследованы возможные компоновки несущих винтов и корпусов с учётом требований по шуму, аэроупругости и безопасности.

Загрузка…

Назначение несущего винта — Устройство, конструкции и управление вертолетами. Радиоуправляемые модели вертолетов.

Военные и гражданские вертолеты

Несущий винт предназначен для создания тяги на всех режимах полета, пропульсивной силы и для управления вертолетом. К несущим винтам предъявляются следующие специфические требования: высокий КПД на всех режимах полета; хорошие авторотирующие свойства; минимальные шарнирные моменты лопастей для облегчения управления вертолетом; обеспечение устойчивости движения лопастей относительно всех шарниров; удобство балансировки лопастей и всего несущего винта.

Работа несущих винтов вертолета. Рассмотрим распределение скоростей по диску винта при горизонтальном полете. Для характеристики положения лопасти относительно направления продольной оси вертолета в плоскости вращения винта вводится понятие азимута.

За начало отсчета принято считать положение лопасти, противоположное направлению продольной оси вертолета. Далее угол возрастает по направлению вращения винта. Лопасть, движущуюся на интервале от нуля до 180 градусов, называют наступающей, а на интервале от 180 до 360 градусов —отступающей. Следовательно, на азимуте сумма окружной скорости и скорости горизонтального полета на лопасти будет ненулевой.

Вследствие того, что тяга лопасти пропорциональна квадрату скорости обтекающего профиль лопасти потока, появится момент, стремящийся повернуть вертолет относительно его продольной оси. Для устранения этого момента на втулке несущего винта устанавливают горизонтальный шарнир, позволяющий лопасти перемещаться в плоскости тяги (в вертикальной плоскости) под действием неравномерных аэродинамических сил.

При этом шарнир не передает моменты на втулку. При движении лопасти от азимута 0 к 90 градусов ее тяга увеличивается, и лопасть перемещается вверх. Рассмотрим, как изменятся составляющие суммарного вектора скорости в каждом сечении лопасти. Набегающий сверху поток воздуха (при взмахе лопасти вверх) создает скос потока, и суммарный вектор скорости подходит к профилю под меньшим углом атаки. При уменьшении угла атаки уменьшается и тяга лопасти.

При движении лопасти от азимута 90 градусов скорость уменьшается, и лопасть начинает двигаться вниз. За счет набегающего снизу потока воздуха истинный угол атаки будет увеличиваться, а вместе с ним будет увеличиваться и тяга лопасти. Таким образом, за счет махового движения относительно шарнира тяга лопастей выравнивается по азимуту, не создавая момента относительно продольной оси вертолета.

При маховом движении лопасть, вращаясь относительно оси винта, описывает некоторый конус, положение оси которого определяется углами азимута и тангажа. При нейтральном положении управления ось конуса повернута назад на ах и вбок в сторону наступающей лопасти на несколько градусов.

Сложное движение лопасти относительно шарнира приводит к появлению сил Кориолиса, которые действуют на лопасть в плоскости вращения. Кроме того, на лопасть в той же плоскости действует сила сопротивления. Поэтому возникает необходимость в постановке вертикального шарнира, позволяющего лопасти совершать колебательные движения в плоскости вращения. Наличие вертикального шарнира может привести к появлению колебаний типа земного резонанса. Для борьбы с этими колебаниями применяют демпферы.

При помощи несущего винта вертолета создаются необходимые для управления силы и моменты. Это достигается за счет изменения углов установки лопастей на соответствующих азимутах, что приводит в свою очередь к изменению силы, создаваемой винтом, или наклону ее вектора в необходимом направлении.

Изменение углов установки на всех лопастях на одно и то же значение называется изменением, общего шага вертолетного винта. Если изменение углов производится по другому закону, то говорят о изменении циклического шага. Для этого в конструкцию втулки введен осевой шарнир, позволяющий лопасти поворачиваться относительно продольной оси на некоторый угол для изменения угла установки с помощью автомата перекоса.

Почему лопасти вертолетов иногда внезапно начинают светиться? | Научпоп. Наука для всех

Война в Афганистане привела к многим бессмысленным жертвам, но в то же время привела к открытию одного очень красивого явления, которое получила название эффект Коппа-Этчеллса.

Эффект Коппа-Этчеллса на лопастях конвертоплана. Источник изображения: flickr.com

Эффект Коппа-Этчеллса на лопастях конвертоплана. Источник изображения: flickr.com

Многие люди, неплохо знакомые с физикой, слышали о таком явлении как триболюминесценция. Как следует из второй части слова, явление описывает некое свечение. В самом деле это свечение, возникающее когда разрушаются тела, обладающие кристаллической решеткой. Также триболюминесценция возможна не при разрушении тела, а при его деформации. Для примера можно сказать, что при раскалывании кристалла сахара появляется вспышка синеватого цвета. Раскалывание льда также иногда может дать свечение, эффект Коппа-Этчеллса тоже относится к триболюминесценции.

Открытию интересного «эффекта ореола» человечество обязано фотожурналисту из Соединенных Штатов Майклу Йону. Он делал летом 2009 года фотографии войск НАТО, проводящих боевую операцию в Афганистане. Фотографии военной техники в реальных боевых походах всегда вызывают интерес у зрителей, поэтому снимал различной техники репортер много. Особенно оригинальными получились кадры садящихся и взлетающих в темноте вертолетов.

Эффект Коппа-Этчеллса на лопастях вертолета. Источник изображения: sciencetechtablet.wordpress.com (с) Michael Yon

Эффект Коппа-Этчеллса на лопастях вертолета. Источник изображения: sciencetechtablet.wordpress.com (с) Michael Yon

Вертолет, такая летательная машина, что может подняться в воздух или сесть даже без твердого покрытия земли. Песчаная поверхность вполне подходит и для посадки, и для взлета. Вот только вращающиеся лопасти вертолетов способны поднимать буквально тучи песка. В дневных условиях на это мало кто обращает внимание, Но Майкл Йон часть фотографий проводил в темноте.

Зрелище иногда получалось фантастическое. Вращающиеся в темноте, окутанные песком, лопасти вертолета внезапно начинали светиться. Завораживающая картинка имела довольно простое объяснение — от трения песка о вращающиеся лопасти возникала триболюминесценция. Свечение было слабым, так что при дневном свете или яркой Луне обнаружить его было невозможно, во всяком случае, до 2009 года об этом явлении не было упоминаний.

Триболюминесценция лопастей вертолета. Источник изображения: sharenator.com (с) Michael Yon

Триболюминесценция лопастей вертолета. Источник изображения: sharenator.com (с) Michael Yon

Майкл Йон выяснил, что обнаруженное явление вроде никем не описывалось, и, уж точно, не имеет названия. Как первооткрыватель он имел право дать эффекту свое имя, но фотожурналист поступил иначе. Репортер решил увековечить имена 2 солдат отдавших свои жизни в Афганистане «во имя демократии». Таким образом, новое явление стало именоваться в честь американского солдата Бенджамина Коппа и военнослужащего Великобритании Джозефа Этчеллса.

Видео эффекта Коппа-Этчеллса на лопастях приземляющихся вертолетов:

При всей своей красоте и неожиданности эффект Коппа-Этчеллса вряд ли должен вызывать недоумение. Ведь никого не удивляют искры, летящие с наждачного камня при заточке металлического инструмента. А явления довольно похожи.

Если вам понравилась статья, то поставьте лайк и подпишитесь на канал Научпоп. Наука для всех. Оставайтесь с нами, друзья! Впереди ждёт много интересного!

Helicopter Blade — обзор

7.1 Введение

Многослойные конструкции на основе термореактивной смолы все чаще используются в аэрокосмической, морской, автомобильной, транспортной и других отраслях высоких технологий. Несколько примеров таких применений — лопасти вертолетов, оптические стенды для космических приложений, корпуса кораблей из цветных металлов, Raytheon Premier I, Lockheed-Martin X-33 и будущие поворотные роторы от Boeing Defense and Space Group, Helicopter Division — вот некоторые из приложений [ 1].Обычно сэндвич-композиты для этих целей используют тонкие лицевые листы, приклеенные к сотовым или пенопластовым сердцевинам. Основным преимуществом сэндвич-конструкций является их способность обеспечивать повышенную жесткость на изгиб без значительного увеличения веса конструкции. Другие преимущества сэндвич-структур включают отличную теплоизоляцию, акустическое демпфирование, огнестойкость, простоту обработки, легкость формования и т. Д.

Основной проблемой, ограничивающей использование термореактивных сэндвич-структур, является их восприимчивость к повреждению из-за ударной нагрузки.Существуют практические ситуации, такие как падение инструмента, обломки взлетно-посадочной полосы, столкновения с птицами, град и другие. Воздействие постороннего предмета на многослойные конструкции может вызвать повреждение облицовки, материала сердечника и поверхности раздела сердечника и облицовки [2]. Пороги возникновения повреждений и размер повреждений зависят от свойств материалов сердечника, лицевых панелей и взаимосвязи между свойствами сердечников и облицовок. Большая часть ранее проведенных работ, связанных с изучением многослойных композитов при ударной нагрузке, была сосредоточена на многослойных конструкциях с сотовым заполнением [3–8]. Обычно сотовые заполнители изготавливают из алюминия или из композитных материалов: номекса, термопласта стекла или фенольного стекла. Одной из проблем сотовых многослойных конструкций является малая площадь поверхности сердечника для склеивания. При ударах повреждение ограничивается верхней облицовкой, границей раздела сердечник-верхняя облицовка и сердечником. Другими наиболее часто используемыми материалами сердцевины являются пенопласты, которые часто являются термореактивными для достижения достаточно высокой термостойкости, хотя также используются термопластичные пенопласты.Одним из преимуществ пенопласта является увеличенная опорная поверхность для соединения с лицевыми панелями. Реакция многослойных конструкций из пенопласта на ударную нагрузку изучается многими исследователями [9–15]. Отклик сэндвич-композитов с вспененным сердечником зависит от плотности и модуля пены [12,13]. Было обнаружено, что разрушение при сдвиге происходит в хрупких материалах сердцевины на основе поливинилхлорида (ПВХ) / полиуретана (ПУ). Напротив, в системах с промежуточным модулем упругости наблюдались разрушения при продольном изгибе самой верхней композитной оболочки, тогда как начальное повреждение в системах ПВХ / ПУ с более высоким модулем упругости принимало форму расслоения внутри верхней поверхностной оболочки.

В последние годы все большее внимание уделяется улучшению свойств термореактивных полимеров и пеноматериалов за счет включения небольшого количества наночастиц, таких как углеродные нанотрубки и нановолокна, TiO 2 и наноглины для улучшения свойств материалов. [16–25]. Нано-наполненные полимерные материалы вызывают интерес благодаря своим уникальным механическим и термическим свойствам по сравнению с их чистыми аналогами. Можно найти ряд публикаций по полимерам, наполненным наночастицами, в которых исследователи сообщают, что нанофазные полимерные системы демонстрируют улучшенные механические и термические свойства по сравнению с чистыми полимерными системами.В открытой литературе опубликовано несколько исследований о влиянии наноглины на полимерные пены. Benedicte et al. [22] сообщили об исследовании нанокомпозитов поли (ε-капролактон) / глина, полученных интеркалированием расплава. В своем исследовании они сообщили, что жесткость и термическая стабильность были увеличены при загрузке глины до 5%. Cao et al. [23] использовали органоглину для модификации ПУ и обнаружили повышение тепловых и механических свойств, таких как температура стеклования, прочность на сжатие и модули.Они пришли к выводу, что присутствие глины приводит к увеличению плотности ячеек и уменьшению размера ячеек по сравнению с чистым пенополиуретаном. Уддин и др. [24] внедрили три различных типа наночастиц, а именно TiO 2 , углеродные нановолокна и углеродные нанотрубки для модификации жестких пенополиуретанов, и изучили их статические свойства и свойства высокой скорости деформации. Они сообщили о значительном улучшении прочности на разрыв и поглощения энергии в нанофазных пенополиуретанах. Однако наночастицы, использованные Uddin et al.[24] очень дороги. С другой стороны, наноглина широко доступна и очень дешева. Мохаммед и др. [25] изготовили пенополиуретан с наноглиной и получили значительное улучшение их термических, изгибных, статических свойств и свойств при высоких скоростях деформации. Хотя были проведены некоторые исследования обработки и определения характеристик нанофазных пен, их использование в сэндвич-конструкциях было очень ограниченным. Махфуз и др. [17] использовали наночастицы TiO 2 при изготовлении нанофазных полиуретановых пен для сэндвич-конструкции.Они охарактеризовали реакцию нанофазного сэндвича на изгиб и получили увеличение несущей способности на 53% по сравнению с чистым сэндвичем из пенопласта. Однако их исследование ограничилось только оценкой статических свойств.

Из обзора литературы ясно, что существует потребность в разработке более прочных многослойных композитов, особенно для применений, где они подвергаются ударным нагрузкам. Следовательно, текущая работа сосредоточена на разработке более прочных многослойных композитов за счет использования преимуществ наноглины за счет ее добавления как в пенопласт, так и в лицевые панели.Сердцевина из пенополиуретана была изготовлена ​​с использованием 0,5% и 1% по весу наноглины Nanocor ® I-28E. Сэндвич-композиты с этими сердцевинами были изготовлены из трехслойных лицевых панелей из углеродного / эпоксидного ламината простого переплетения SC-15 с содержанием наноглины 1% и 2% по массе. Кроме того, для сравнения исходных данных были изготовлены многослойные композиты с чистой вспененной сердцевиной и лицевыми панелями (без добавления наноглины). Из этих композитных панелей были точно вырезаны образцы и испытаны при ударной нагрузке 15, 30 и 45 Дж соответственно.Повреждения от удара были охарактеризованы с помощью микроскопических исследований.

Усовершенствованная конструкция лопастей винта вертолета

РАССКАЗЧИК: Для повседневных летательных аппаратов вы хотите, чтобы технология была как можно более простой, основные лопасти несущего винта сделают эту работу. Но если вы действительно хотите исследовать пределы аэродинамики, большие военные вертолеты находятся на переднем крае технологии лопастей.

Не так много компаний, которые могут производить действительно большие вертолеты, но это одна из них. Во всем мире тысячи жизней витают в воздухе благодаря лопастям несущего винта, изготовленным здесь, на вертолетной площадке Westland Helicopters в Йовиле.

КОЛИН ХАГА: Большинство самолетов, которые мы производим и в которых мы участвуем, являются военными, такими как H-101, который вы видите здесь позади меня, это версия RAF, версия для перевозки войск. Что ж, это новая конструкция ротора, как вы можете видеть по очень необычной форме, с большим наконечником лопасти на конце. Фактически, они революционны в конструкции ротора.

РАССКАЗЧИК: Эта сложная форма эволюционировала, чтобы раздвинуть границы аэродинамического дизайна. Подъемная сила крыла зависит от угла атаки и скорости полета.Воздух течет медленнее в ступице ротора, чем в более быстро движущемся наконечнике. Таким образом, чтобы обеспечить равномерный подъем по лопасти, вам нужен больший угол атаки на ступице, чем на кончике. Это достигается за счет изгиба ротора по длине.

Аэродинамика определяет оптимальную конструкцию, поскольку с увеличением угла атаки поток над крылом становится турбулентным. Это увеличивает сопротивление и снижает подъемную силу. Таким образом, существует ограничение на угол атаки, который можно использовать. Но это проблема не только дизайнеров.

МАРТИН МИДДЛТОН: Поскольку наконечник движется по воздуху с высокой скоростью, мы должны попытаться избежать некоторых аэродинамических эффектов, которые возникают при достижении скорости звука. И это достигается за счет развертки лопасти здесь, которая не отличается от развертки, которую вы видите на самолетах с неподвижным крылом, или даже развертки, которую вы видите на сверхзвуковых самолетах, когда они приближаются к скорости звука. , они расправят крылья.

Опытные образцы этой аэродинамической техники летали в середине 1980-х годов.Самолет Lynx фактически установил мировой рекорд скорости — чуть менее 250 миль в час. На самом деле, вы не собираетесь этого менять, если не переписываете законы аэродинамики или ньютоновскую механику.

Лопасти винта вертолета с дистанционным управлением | Горизонт хобби

Это просто!
    Шаг 1: Создайте зарегистрированный аккаунт на HorizonHobby.com
    Шаг 2: Сделайте покупки и создайте свою тележку с вашими любимыми продуктами In Stock RC
    Шаг 3: Выберите вариант оплаты «Easy Pay», чтобы разделить ваши платежи
    Шаг 4: Разместите заказ!

БЕСПЛАТНОЕ ФИНАНСИРОВАНИЕ — БЕЗ ПРОЦЕНТОВ — БЕЗ КРЕДИТНЫХ ЧЕКОВ — БЕЗ ПЛАТЫ ЗА ОБСЛУЖИВАНИЕ

Квалификация
  • Клиент должен иметь зарегистрированную учетную запись с хорошей репутацией на HorizonHobby.com
  • Минимальная стоимость заказа $ 100 соответствующих товаров на складе (до налогообложения и доставки).
  • Общий доступный кредитный лимит = 500 долларов США . Минимальная сумма финансирования = 50 долларов США.
  • Доступно только для подходящих товаров на складе
    • Предварительный и невыполненный заказы по вашему заказу будут списаны в полном объеме при отправке. Платежи Easy Pay и кредит будут рассчитаны только для товаров, имеющихся в наличии в заказе.
    • Прочие расходы, включая, помимо прочего, доставку и обработку, налоги и товары, не соответствующие критериям, будут выставлены на счет при первом платеже.Платежи за товары, не соответствующие критериям Easy Pay, подлежат оплате во время заказа.
  • Easy Pay доступен только при использовании действующей кредитной карты. Paypal нельзя использовать с Easy Pay.
Платежи и графики
  • Платежи Easy Pay будут разделены на два или три платежа. Первый платеж снимается с вашей кредитной карты при выставлении счета за ваш заказ. Счета за дополнительные платежи выставляются на кредитную карту каждые 30 дней после первого платежа, пока не будут произведены все платежи.
  • Для значений заказа от 100,00 до 299,99 долларов США платежи будут разделены на два платежа. Для стоимости заказа> 300 долларов платежи будут разделены на три платежа.
    • 1-й платеж = время покупки (включая налоги, стоимость доставки и товары, не соответствующие критериям)
    • 2-й платеж = Запланировано через 30 дней после первоначальной покупки
    • 3-й платеж = запланирован через 60 дней после первоначальной покупки
  • Платежи будут разделены поровну, если позволяет кредитный лимит, а запланированные суммы платежей будут ограничены доступным оставшимся кредитным лимитом.

* Просматривайте и управляйте своими способами оплаты Easy Pay, планируйте и просматривайте доступный кредитный лимит в разделе «Easy Pay» в Моей учетной записи.
* Вариант финансирования Easy Pay доступен по усмотрению Horizon, условия могут быть изменены.

См. Полные условия и положения программы Easy Pay

Измерение смещения лопастей винта вертолета в полном поле с использованием стереофотограмметрии

В данном исследовании представлен стереофотограмметрический подход для измерения смещения лопастей винта вертолета в полном поле.Этот метод продемонстрирован в ходе испытания ротора диаметром 2 м в аэродинамической трубе, проведенного в Аэроакустической аэродинамической трубе Китайского центра исследований и разработок аэродинамики (CARDC). За счет размещения световозвращающих мишеней на специальной шляпке, установленной непосредственно над ступицей ротора, точно отслеживалось динамическое движение вала ротора, и на роторе была установлена ​​единая система координат. Следовательно, трехмерные координаты мгновенно измеряемых целей, прикрепленных к лопасти, могут быть преобразованы в единую систему координат ротора, тем самым обеспечивая основу для последовательного расчета перемещений лопасти в различных условиях испытаний.Кроме того, отклонения положения лопасти, вызванные вибрацией измерительной системы или ротора из-за набегающего потока и вращения ротора, также были эффективно скорректированы посредством преобразования координат. Сравнение результатов экспериментов и моделирования для ряда условий полета в режиме висения и вперед показывает хорошее совпадение масштабов и тенденций.

1. Введение

Винт — важнейший компонент вертолета, который напрямую связан с безопасностью полета и качеством полета.Несовершенная конструкция ротора сильно повлияет на аэродинамические характеристики, баланс и характеристики динамического отклика вертолета и вызовет неожиданные смещения лопастей во время его высокоскоростного вращения. Следовательно, детальное понимание движения несущего винта при динамической нагрузке из-за вращения имеет решающее значение, которое может быть использовано для проверки и улучшения конструкции несущего винта и аэродинамических характеристик, а также предоставляет большое количество информации для проектирования системы управления полетом вертолета. [1–3].

До сих пор было разработано множество методов для измерения перемещений вращающихся лопастей ротора. Традиционным методом измерения достигаются с помощью тензодатчиков, встроенных в лопасти ротора [4, 5]. Однако из-за ограничений размера лопасти и ограниченной доступности вращающихся инструментальных каналов количество возможных датчиков обычно недостаточно для полного определения геометрии лопасти. Кроме того, изготовление инструментальных лезвий также является трудным и дорогостоящим.

С быстрым развитием оптических технологий стереофотограмметрия широко применяется для измерения смещения лопастей. Он может обеспечить довольно надежное и точное описание геометрии лопасти по всей ее длине, а также дает дополнительное преимущество в виде снижения затрат на изготовление и количества датчиков. Техника трехмерного отслеживания точек (3DPT) обычно используется в стереофотограмметрии, которая может идентифицировать и отслеживать трехмерные координаты дискретных точек, установленных на лопастях ротора.Шнайдер [6] использовал технику 3DPT для достижения трехмерной реконструкции видимых целей, прикрепленных к лопастям ротора в немецко-голландской аэродинамической трубе, и впервые успешно измерил положение лопастей и отклонение на основе стереофотограмметрии. В аэродинамической трубе NFAC размером 40 на 80 футов Штрауб и др. [7] представили стереофотограмметрию для измерения смещения полноразмерной лопасти несущего винта в первом квадранте диапазона ее вращения во время полета вперед.Olson et al. [8] выполнили измерения смещения лопастей в первом и втором квадрантах с помощью четырехкамерной стереофотограмметрии во время натурных испытаний в аэродинамической трубе ротора UH-60A Airloads. Впоследствии этот тест был дополнительно усовершенствован с помощью восьми камер для проведения измерений во всех квадрантах при различных передаточных числах, коэффициентах осевого усилия и углах приводного вала [9, 10]. В этом испытании на каждую лопасть были установлены сорок восемь световозвращающих мишеней диаметром 2 дюйма, и полученные результаты полностью соответствовали проектным параметрам.Zuo et al. [11] применили кодированные маркеры в качестве опорных точек лопастей ротора и измерили смещения и деформации ротора диаметром 2 м. Используя аналогичный подход, Bernardini et al. [12] оценили конструктивные и инерционные свойства двух лопастей несущего винта, предназначенных для сверхлегких вертолетов. Lundstrom et al. [13] объединил стереофотограмметрию и определение модальных параметров для отслеживания динамики несущего винта вертолета диаметром 10,1 м. Более того, Dong et al. [14] интегрировали систему стереозрения с системой окраски, чувствительной к давлению, на основе которой были выполнены одновременные измерения смещения и давления лопасти ротора.

Другой вид стереофотограмметрии — это корреляция цифровых изображений (DIC). Распыляя случайный спекл-узор на лопасти ротора, этот подход позволяет проводить измерения в полном поле и в непрерывном режиме. Сирохи и Лоусон [15] исследовали раннее применение стереоскопической ДИК для измерения изгиба закрылков и кручения вращающихся лопастей микровертолетов. Позже эта работа была распространена на измерения смещения чрезвычайно гибкой лопасти ротора [16]. Wei et al. [17] предложили систему видеограмметрии, основанную на методе ДИК и промышленной технике ближней фотограмметрии, которая решала параметры трехмерного движения и деформации вращающейся лопасти.Уэхара и Сирохи [18] выполнили измерения смещения во всем поле и оперативный модальный анализ чрезвычайно гибкой лопасти несущего винта в режиме висения. С помощью метода DIC они успешно измерили временную историю трехмерных смещений всей лопасти ротора примерно в 900 точках измерения. Кроме того, они использовали разработанный метод ДИК с временным разрешением для измерения переходных перемещений лопастей системы соосного ротора [19]. Соуза и др. [20–22] использовали метод DIC для измерения полных перемещений вращающейся лопасти RC вертолета и провели дальнейшее сравнение с результатами численного моделирования.Кроме того, Poozesh et al. [23] и Lehnhoff et al. [24] также применили метод DIC для измерения смещения лопастей ротора ветряных турбин в полном поле, которые имеют довольно большие размеры.

Несмотря на то, что было проведено множество работ по измерению смещения лопастей винта вертолетов, получение точных результатов измерений в практических приложениях, например, при испытаниях в аэродинамической трубе, все еще остается сложной задачей. С одной стороны, конструкция измерительной системы, которая может выполнять полные измерения движения ротора в аэродинамической трубе, усложняется из-за ограничений окружающей среды.С другой стороны, из-за набегающего потока и вращения ротора нельзя игнорировать вибрацию измерительной системы или ротора, что окажет значительное влияние на измерения, тем самым внося ошибки. Однако довольно мало исследований рассматривало влияние вибрации. В этой работе мы обращаемся к этим проблемам и предлагаем стереофотограмметрический подход для испытания в аэродинамической трубе ротора, который может обеспечить эффективную коррекцию вибрации и осуществить измерения смещения лопастей несущего винта во всем поле в произвольных условиях полета.Основная цель — получить подробное представление о динамическом поведении несущего винта и предоставить точные данные для структурного проектирования и аэродинамического анализа винтовой системы вертолета.

2. Экспериментальная установка
2.1. Установка

Эксперименты проводились в аэроакустической аэродинамической трубе CARDC. Аэродинамическая труба представляет собой низкоскоростную аэродинамическую трубу с низкой турбулентностью и одинарным обратным потоком, имеющую как открытую испытательную секцию, так и закрытую испытательную секцию, приводимая в движение электродвигателем с регулируемой скоростью 12500 кВт.В этом исследовании для экспериментов использовалась открытая испытательная секция, которая имела прямоугольную форму поперечного сечения, шириной 5,5 м и высотой 4 м. Регулируя скорость приводного двигателя с помощью преобразователя частоты, скорость испытательной секции может изменяться от 8 до 100 м / с, а уровень турбулентности составляет менее 0,2%. Уровень фонового шума ниже 80 дБА при скорости 80 м / с, а частота среза составляет 100 Гц. Общая конструкция аэродинамической трубы показана на рисунке 1.


2.2. Стенд для испытания ротора и модель

Стенд для испытания ротора, использованный в экспериментах, показан на рисунке 2, который приводится в движение электродвигателем с максимальной выходной мощностью 65 кВт. Чтобы смягчить след карданного вала, вокруг карданного вала был установлен обтекатель. Номинальная частота вращения вала ротора составляет 2072 об / мин, а точность его регулирования лучше 1 ‰. Диапазон угла поворота вала ротора составляет от -15 ° до + 10 °, а диапазон общего угла наклона лопастей — от 0 ° до + 15 °, оба из которых имеют точность регулирования лучше 0.1 °. Ротор имеет радиус вращения 1 м и оснащен четырьмя идентичными лопастями с хордой в мм и отрицательным линейным поворотом -12 °. Конфигурация ступицы ротора бесшарнирная. Для точного отслеживания динамического движения вала ротора была разработана специальная шляпа, которая была установлена ​​непосредственно над ступицей ротора по центру оси вала ротора. На рис. 3 (а) показана конструкция шляпки ступицы, которая полностью соответствует ступице ротора и имеет диск диаметром 120 мм в центре.Полевая установка шляпки ступицы показана на Рисунке 3 (b).

В экспериментах пятьдесят две световозвращающие мишени диаметром 20 мм, по две на радиальное положение, равномерно расположенные с интервалом 30 мм между манжетой и концом лезвия, были приклеены к одному из четырех лезвий, перекрывая размах лезвия примерно от до 0,98. Кроме того, на шляпке ступицы располагались еще девять световозвращающих мишеней: две диаметром 30 мм и семь диаметром 20 мм. Одна из двух больших мишеней располагалась в центре шляпы, а все остальные равномерно окружали ее на тех же расстояниях 40 мм.На рис. 4 показано распределение световозвращающих мишеней на лопасти и ступице.

2.3. Система визуализации

Две высокоскоростные камеры Photron FASTCAM Mini WX100, оснащенные 12-битными CMOS-сенсорами и способные обеспечивать разрешение пикселей при 1080 кадрах в секунду, использовались для записи движения ротора в экспериментах. Минимальное время экспозиции обеих камер составляет 2,7 мкм с, что позволяет получить кратковременное изображение вращающегося ротора на высокой скорости. Чтобы обе камеры имели достаточно света в режиме короткой экспозиции, был использован светодиодный источник света мощностью 1500 Вт для непрерывного освещения высокой интенсивности.На рисунке 5 показана система визуализации, которая была установлена ​​над ротором. Для каждой камеры использовались два объектива Nikon 35 mm f / 1.8G ED, чтобы охватить весь диапазон движения ротора. В соответствии с сигналами кодировщика вала ротора при разных азимутальных углах система формирования изображения запускалась синхронным контроллером одновременно для получения переходных изображений лопастей ротора.


2.4. Установка

Обзор экспериментальной установки показан на рисунке 6.Стенд для испытаний ротора опирался на прочную стальную основу, благодаря чему ротор располагался в центре аэродинамической трубы. Огромная портальная рама была размещена за пределами выпускного отверстия сопла, а опорная балка была закреплена в ее центре вверху, простираясь прямо над ротором, где была установлена ​​система формирования изображения. Расстояние между системой формирования изображения и ротором составляло около 4 м, а расстояние между ротором и полом — около 8 м.


2,5. Условия испытаний

Условия вертикального и прямого полета измерялись непрерывно на протяжении экспериментов.Для полета в режиме висения измерения проводились при скорости вращения несущего винта, равной об / мин, с различными углами общего шага, составляющими °, 2 °, 4 °, 6 ° и 8 °. Для прямого полета условия включали скорость вращения несущего винта, равную об / мин, скорость набегающего потока м / с, передаточное число, коэффициент тяги и различные углы вала несущего винта °, -2 °, 0 °, 2 ° и 4 °. . Кроме того, были измерены условия полета в режиме висения с частотой вращения и градусами, что послужило ориентиром для расчета перемещений лопастей в различных условиях испытаний.

3. Бинокулярная стереофотограмметрия
3.1. Калибровка камеры

Принцип бинокулярной стереофотограмметрии показан на рисунке 7. Измеряя два фотографических изображения, снятых двумя камерами с разными положениями и ориентациями, можно вычислить трехмерные координаты точки в реальном мире. Калибровка камеры используется для установления функции сопоставления между реальными размерами и размерами изображения камеры, которая связывает 3D-точку с ее проекциями 2D-изображения.Эта процедура калибровки имеет решающее значение, поскольку она определяет положение и ориентацию камер по отношению к тестируемому объекту, а также опорную систему координат, в которой выражаются все выходные данные. Кроме того, искажения изображения из-за перспективных проекций и собственных искажений объектива камеры также можно исправить с помощью калибровки.


Обычно камера моделируется математической моделью изображения следующим образом: где () и () — координаты двумерного изображения и соответствующие ему трехмерные координаты; — произвольный масштабный коэффициент; (), называемые внешними параметрами, представляют собой вращение и перенос, которые связывают мировую систему координат с системой координат камеры; и . , называемая внутренней матрицей, задается формулой с () координатами главной точки и эквивалентным фокусным расстоянием в изображении и -axes, а также параметром, описывающим перекос двух осей изображения.

С учетом радиальной дисторсии объектива камеры его математическая модель выражается следующим образом: где () и — координаты идеального изображения и соответствующие им координаты реального наблюдаемого изображения, и — коэффициенты радиального искажения.

Калибровка камеры используется для определения внутренних, внешних параметров и параметров искажения для камер. В этой статье для калибровки камеры использовался метод калибровки Чжана [25]. Используя серию изображений двумерной калибровочной платы в различных положениях и ориентациях, этот метод может разрешить внутренние и внешние параметры для камер, а также исправить искажения изображения.До сих пор метод калибровки Чжана использовался как общий набор инструментов во многих программах для обработки изображений. Поэтому в наших экспериментах приложение Stereo Camera Calibrator в программном обеспечении MATLAB использовалось для реализации стереокалибровки двух камер. Во время калибровки в качестве калибровочной доски использовалась шахматная пластина размером 50 мм. Он содержит черные и белые сетки, каждая из которых имеет размер, и обеспечивает точность обработки ± 0,01 мм. Чтобы убедиться, что калибровочная доска в шахматном порядке оставалась в пределах глубины резкости двух камер, ее поместили как можно ближе к плоскости ротора.Для калибровки было собрано 30 пар изображений. На рисунке 8 показан пример калибровочных изображений, а в таблице 1 показаны результаты калибровки.



Параметры калибровки Камера 1 Камера 2

, Эквивалентное фокусное расстояние 3381458 3368.075)
Основная точка () (1057.045, 981.697) (1033.427, 1038.164)
Коэффициент асимметрии 0 0
Коэффициенты радиального искажения () (-0.109, 0.20184)7 9018
Матрица вращения R
Вектор сдвига (0 0 0) T (-1109.584 100.053 12.965) T
3.2. Сбор данных

Цифровые изображения с синхронизацией по времени с двух высокоскоростных камер были получены с разрешением пикселей. Поскольку две камеры были установлены непосредственно над ротором, полученные изображения могли охватывать весь диапазон движения лопасти. Во время получения изображения светодиодный источник света непрерывно обеспечивал интенсивное освещение, в то время как две камеры были синхронизированы для запуска по желаемому азимутальному положению лопасти, которое было установлено с шагом 12 ° на основе сигналов датчика положения вала ротора. .Для каждого условия тестирования полученный набор изображений состоит из 90 оборотов изображений на каждый азимут ротора, измеряя указанную лопасть в 30 азимутальных точках на всех 360 ° вращения. На рисунке 9 показаны необработанные изображения измеренной лопасти при 2064 об / мин, полученные одной из двух камер при 15 оборотах, наложенные друг на друга, чтобы проиллюстрировать весь диск ротора.


3.3. Обработка данных

Процедура обработки данных показана на рисунке 10. Первым шагом было вычисление центральных местоположений всех целей на лопастях ротора и ступице для каждого набора изображений.С этой целью детектор краев Кэнни использовался для выделения краев изображения. С геометрическими ограничениями, такими как форма и периметр, целевые края можно было хорошо сохранить, в то время как другие были устранены, как показано на рисунке 11. Для получения более точных целевых краев использовались ортогональные моменты Цернике [26] для дальнейшего получения субпиксельных результатов. . С помощью аппроксимации эллипса наименьших квадратов на краях субпикселей каждой цели были получены их координаты центра субпикселей, таким образом достигая точных местоположений цели.


Из-за одинаковой формы целей и движения ротора по плоскости изображения легко запутаться в распознавании целей. Однако, благодаря регулярному расположению мишеней на лопастях ротора и шляпке ступицы, их можно эффективно различать по размерам и положению относительно ротора. Правило нумерации всех целей на роторе было определено заранее, что показано на рисунке 12. После этого распознавание целей для всех наборов изображений было полностью автоматизировано.Поскольку цели втулки и лезвия расположены в разных областях изображения, их распознавание может быть независимым друг от друга. Для целей концентратора сначала определялась центральная цель по ее размеру и положению относительно других. Затем по часовой стрелке выделялись другие цели вокруг него, начиная с большой. Для лопастных целей 1/2 хорды лопасти служили границей, а их расстояния и ориентация по отношению к центральной цели втулки использовались для их эффективной идентификации.После того, как все цели были распознаны правильно, соответствующие цели на синхронизированных по времени изображениях с двух камер можно было точно сопоставить, и их трехмерные координаты в системе координат камеры были рассчитаны на основе принципа бинокулярного стереозвука.


Поскольку шляпка ступицы расположена непосредственно над ступицей ротора и по центру оси вала ротора, она может точно отслеживать динамическое движение вала ротора. Для каждого набора изображений на основе положения центральной мишени и плоскости, соответствующей всем мишеням втулки с использованием метода наименьших квадратов, были измерены мгновенное положение и ориентация вала ротора относительно вертикали в системе координат камеры.Следовательно, трехмерные координаты мгновенно измеренных целей на лопасти могут быть преобразованы из системы координат камеры в систему координат ротора, что обеспечивает основу для более точной оценки и сравнения местоположения смещения лопасти относительно вала ротора в различных условиях испытаний. . На рисунке 13 показана система координат ротора, установленная на шляпке ступицы.


Еще одним преимуществом преобразования координат является то, что оно может исправить отклонения положения лопасти, вызванные вибрацией измерительной системы или ротора.На рис. 14 (а) показаны измеренные положения целей втулки в системе координат камеры при пяти различных углах тангажа с одним оборотом в условиях полета в зависании. Как видно, есть значительные отклонения между плоскостями шляпки ступицы в разных условиях испытаний, которые должны перекрываться друг с другом. После преобразования координат эти отклонения эффективно исправляются, как показано на рисунке 14 (b).

4. Результаты и обсуждение
4.1. Hover Flight

Соединяя мгновенно измеренные трехмерные координаты смежных целей лопасти с использованием триангулированных поверхностей, можно было получить трехмерную реконструкцию лопасти несущего винта, которая использовалась для качественного анализа динамического движения лопасти несущего винта.На рисунке 15 показаны результаты трехмерной реконструкции измеренной лопасти несущего винта во всем диапазоне ее вращения в режиме висения, включая условия испытаний при частоте вращения и °, 2 °, 4 °, 6 ° и 8 °. Как видно, результаты реконструкции соответствовали динамике ротора. С увеличением угла общего шага подъемная сила ротора увеличивалась, и лопасть стала подвергаться большим аэродинамическим нагрузкам, что привело к постепенному ее подъему. Для основания лезвия подъем был небольшим. Однако для острия лопасти, поскольку он подвергался сильнейшей аэродинамической нагрузке, можно было наблюдать заметные смещения.


Чтобы получить подробное представление о движении ротора, были рассчитаны смещения лопастей вдоль четверти хорды по всему диску ротора, как показано на рисунке 16. Как можно видеть, для каждого условия лопасть испытывала очевидное колебательное смещение. на всех азимутах, увеличиваясь в радиальном направлении, и максимальные перемещения всегда происходили на вершине лопасти. Чем больше угол общего шага, тем больше смещения, что хорошо согласуется с результатами 3D-реконструкции.Кроме того, все контурные графики смещения представляли собой почти концентрические круги, что указывало на устойчивое вращение лопасти, что согласуется с динамическими характеристиками несущего винта в полете.

Для дальнейшего количественного сравнения результатов средние смещения были извлечены в шести различных радиальных точках: 0,38, 0,53, 0,68, 0,83 и 0,98, как показано на Рисунке 17 (а). По мере увеличения общего угла наклона хвостовик лопасти претерпел довольно небольшие изменения смещения, в то время как острие лопасти получило наиболее значительные приращения.Чем больше угол общего шага, тем быстрее увеличиваются перемещения лопасти в радиальном направлении лопасти. Более того, рост перемещений лопаток стал более нелинейным при изменении общего угла наклона, что указывает на то, что лопатка страдала от более сильных упругих деформаций. Подробные смещения кончика лопасти показаны на рисунке 17 (б). Видно, что лезвие сохраняло отличную стабильность во всех условиях испытаний. Стандартные отклонения перемещений равны 0.30 мм, 0,33 мм, 0,55 мм, 0,49 мм и 0,57 мм, что соответствует условиям испытаний °, 2 °, 4 °, 6 ° и 8 °.

Кроме того, сравнение средних смещений вершины лопасти между экспериментальными результатами и результатами CSD показано на рисунке 18. Результаты CSD, которые были рассчитаны с помощью программного обеспечения CAMRAD, показали немного большую скорость возрастания по сравнению с экспериментальными результатами. Для малых углов общего шага измеренные смещения были больше, чем результаты CSD. Однако с увеличением общего угла наклона два результата стали согласованными.Это различие может происходить из-за различий в параметрах конструкции между имитационной моделью и реальной лопаткой. В целом, два результата хорошо согласуются друг с другом.


4.2. Forward Flight

На рисунке 19 показаны результаты трехмерной реконструкции измеренной лопасти несущего винта во всем диапазоне ее вращения в прямом полете, охватывая диапазон условий испытаний, которые включают частоту вращения, м / с,,, и °, -2 °, 0 °. , 2 ° и 4 °. Из-за циклического управления шагом, общий угол наклона лопасти вместе с ее перемещениями демонстрировал сложное динамическое изменение, которое сильно отличалось от результатов при парящем полете.Для каждого условия максимальное смещение вершины лопасти всегда появлялось около °, где ожидалось наибольшее значение общего угла наклона во время полета вперед. Кроме того, можно заметить, что лопасти с разными углами вала ротора пересекались друг с другом на некоторых азимутах, в первую очередь на вершине лопасти, что указывает на то, что лопасть подвергалась различным деформациям в каждом режиме испытаний.

Подробные смещения лопастей вдоль четверти хорды по всему диску ротора показаны на Рисунке 20.Для мест, близких к хвостовику лопасти, изменения смещения за оборот вращения были относительно небольшими. По мере того, как расположение лопастей увеличивалось в радиальном направлении, изменения смещения становились более очевидными, достигая максимума на вершине лопасти. Как видно, максимальные смещения вершины лопасти во всех условиях испытаний оказались около °, что хорошо согласуется с результатами 3D-реконструкции. Кроме того, лопасть также подвергалась различным деформациям в каждом азимутальном местоположении из-за различных аэродинамических эффектов.На рисунке 21 показаны смещения лопастей на ° и 270 ° с шестью различными радиальными положениями: 0,38, 0,53, 0,68, 0,83 и 0,98. Видно, что рост перемещений лопастей при ° для всех условий испытаний практически линейный, что означает, что лопатка практически не деформировалась. Напротив, рост смещения при ° стал довольно нелинейным, что указывало на большие упругие деформации лопасти из-за сильных аэродинамических нагрузок.


На рисунке 22 показано сравнение смещений вершины лопасти между экспериментальными и CSD-результатами.Результаты моделирования также были рассчитаны с помощью программы CAMRAD. Как можно видеть, два результата хорошо согласовывались друг с другом с точки зрения величины и общей тенденции, и оба они показали максимальное смещение вершины лопасти около °. Для случаев ° пики смещения экспериментальных результатов были немного меньше, чем у результатов CSD, и разница стала минимальной при °, которая составляла всего 1,27 мм. Для случаев °, однако, максимальные смещения вершины лопасти экспериментальных результатов стали больше, чем результаты CSD.Примечательно, что во всех результатах CSD присутствует гармоника высокого порядка. Одна из возможных причин заключается в том, что модель неоднородного притока на основе свободного следа использовалась для расчета перемещений лопастей в программном обеспечении CAMRAD. Кроме того, различия в параметрах конструкции между имитационной моделью и реальной лопаткой также могут привести к возникновению гармоники.

4.3. Точность

Поскольку фактические расстояния между любыми двумя лопастными целями или любыми двумя целями втулки были известны и почти не менялись во время экспериментов, точность измерения в текущем исследовании может быть оценена путем расчета трехмерных расстояний до измеренных целей и сравнивая с истинными значениями.В таблицах 2 и 3 приведена точность измерений в различных условиях испытаний в режиме висения и полета вперед, соответственно. Точность целей втулки рассчитывалась на основе трехмерных расстояний окружающих целей от центральной, а точность целей-лезвий рассчитывалась на основе трехмерных расстояний между двумя целями вдоль хорды. Как видно, точность целей втулки оставалась достаточно стабильной для всех условий испытаний, а ее среднее значение составляло около 0.09 мм. Напротив, точность мишеней для лезвий, очевидно, менялась по мере изменения условий испытаний. Для условий полета в режиме висения с увеличением угла общего тангажа точность постепенно снижалась. Аналогично, для условий прямого полета произошло то же явление, когда угол вала ротора изменился. Основная причина в том, что стереофотограмметрия обычно дает более низкую точность измерения в -направлении, а не в плоскости. При изменении угла общего шага лопастей или угла вала ротора относительное расположение мишеней лопастей становилось близким к направлению -направлению, и, таким образом, точность измерения снижалась.Кроме того, различная деформация лезвия в каждом состоянии также может привести к потере точности. Средняя кучность клинковых целей составляла около 0,17 мм.


(°) Точность ступичных мишеней (мм) Точность лезвийных мишеней (мм)

0,0
2 0,082 0,157
4 0.094 0,168
6 0,099 0,194
8 0,097 0,198
Среднее значение 0,091

(°) Точность ступичных целей (мм) Точность лезвийных мишеней (мм)

-4 0.103 0,256
-2 0,089 0,132
0 0,092 0,140
2 0,088 0,175 0,175 0,175
Среднее значение 0,094 0,177

5. Выводы

В текущем исследовании был разработан стереофотограмметрический подход для проведения измерений смещения лопастей вертолета во всем поле. .Для отслеживания динамического движения вала ротора была разработана специальная шляпа, установленная непосредственно над ступицей ротора. На основе целей, расположенных на лопасти и шляпке ступицы, были измерены мгновенные местоположения лопасти по 30 азимутам во всем диапазоне ее вращения в различных условиях испытаний и объединены в единую систему координат ротора, где отклонения положения лопасти из-за вибрации измерительной системы или ротора были эффективно скорректированы, а смещения лопастей рассчитывались последовательно.Предложенный метод прошел испытания в аэродинамической трубе ротора диаметром 2 м в различных условиях висения и движения вперед. Результаты экспериментов показали хорошее согласие с результатами моделирования по величине и тенденции. Средняя точность измерения лучше 0,2 мм.

Доступность данных

Данные, использованные для подтверждения результатов этого исследования, можно получить у соответствующего автора по запросу.

Конфликт интересов

Авторы заявляют об отсутствии конфликта интересов.

Благодарности

Эта работа поддержана Национальным фондом естественных наук Китая в рамках гранта 52006235.

SpinBlades — лопасти главного и хвостового винта радиоуправляемого вертолета

Black Belt

Как уже было объявлено, мы с гордостью представляем эволюцию конструкции лезвий, и это наша новая серия лезвий Black Belt.Мы прислушиваемся к требованиям и пожеланиям наших клиентов, используя совокупный опыт пилотов нашей команды.

Асимметричный

За последние годы мы получили много предложений по улучшению серии лезвий; мы ценили каждое из них. Одна группа требовала большей агрессивности, другая — большей стабильности и так далее. Что ж, опять задача наших пилотов — запустить эти лопасти

.

Высокопроизводительные лезвия премиум-класса SpinBlades

Наша цель номер один — качество.Это утверждение является основой для производства наших высококачественных и инновационных лопастей ротора. Мы постоянно стараемся опережать растущие требования к современным вертолетным системам, таким как системы без флайбара и многолопастные системы. Команда SpinBlades анализирует новые тенденции и разрабатывает решения. Все новинки проходят интенсивные материальные и летные испытания. Мы не будем запускать новый продукт, пока все не будут довольны. Все члены нашей команды — очень известные пилоты, охватывающие весь спектр стилей полета, т.е.е. 3D, F3C или масштаб.


Лучшие предложения

Бестселлеры

Тестирование лопастей вертолета для Flex

Товар

Пожалуйста, оставьте это поле пустым.

Имя *

Электронная почта *

Название компании *

Телефон *

Адрес

Город

StateAlaskaAlabamaArkansasArizonaCaliforniaColoradoConnecticutDelawareFloridaGeorgiaHawaiiIowaIdahoIllinoisIndianaKansasKentuckyLouisianaMassachusettsMarylandMaineMichiganMinnesotaMissouriMississippiMontanaNorth CarolinaNorth DakotaNebraskaNew HampshireNew JerseyNew MexicoNevadaNew YorkOhioOklahomaOregonPennsylvaniaRhode IslandSouth CarolinaSouth DakotaTennesseeTexasUtahVirginiaVermontWashingtonWisconsinWest VirginiaWyomingDistrict Колумбия

Страна ArubaAfghanistanAngolaAnguillaÅland IslandsAlbaniaAndorraUnited Арабского EmiratesArgentinaArmeniaAmerican SamoaAntarcticaFrench Южный TerritoriesAntigua и BarbudaAustraliaAustriaAzerbaijanBurundiBelgiumBeninBonaire, Синт-Эстатиус и SabaBurkina FasoBangladeshBulgariaBahrainBahamasBosnia и HerzegovinaSaint BarthélemyBelarusBelizeBermudaBolivia, многонациональное государство ofBrazilBarbadosBrunei DarussalamBhutanBouvet IslandBotswanaCentral Африканский RepublicCanadaCocos (Килинг) IslandsSwitzerlandChileChinaCôte d’IvoireCameroonCongo, Демократическая Республика theCongoCook IslandsColombiaComorosCape VerdeCosta RicaCubaCuraçaoChristmas IslandCayman IslandsCyprusCzech RepublicGermanyDjiboutiDominicaDenmarkDominican RepublicAlgeriaEcuadorEgyptEritreaWestern SaharaSpainEstoniaEthiopiaFinlandFijiFalkland остров (Мальвинские острова) ФранцияФарерские островаМикронезия, Федеративные Штаты ГабонВеликобританияГрузияГернсиГанаГибралтарГвинеяГваделупаГамбияГвина-БисауЭкваториальная ГвинеяГрецияГренадаG reenlandGuatemalaFrench GuianaGuamGuyanaHong Island KongHeard и McDonald IslandsHondurasCroatiaHaitiHungaryIndonesiaIsle из ManIndiaBritish Индийского океана TerritoryIrelandIran, Исламская Республика ofIraqIcelandIsraelItalyJamaicaJerseyJordanJapanKazakhstanKenyaKyrgyzstanCambodiaKiribatiSaint Киттс и NevisKorea, Республика ofKuwaitLao Народная Демократическая RepublicLebanonLiberiaLibyaSaint LuciaLiechtensteinSri LankaLesothoLithuaniaLuxembourgLatviaMacaoSaint Мартин (французская часть) MoroccoMonacoMoldova, Республика ofMadagascarMaldivesMexicoMarshall IslandsMacedonia, бывшая югославская Республика ofMaliMaltaMyanmarMontenegroMongoliaNorthern Mariana IslandsMozambiqueMauritaniaMontserratMartiniqueMauritiusMalawiMalaysiaMayotteNamibiaNew CaledoniaNigerNorfolk IslandNigeriaNicaraguaNiueNetherlandsNorwayNepalNauruNew ZealandOmanPakistanPanamaPitcairnPeruPhilippinesPalauPapua Новый GuineaPolandPuerto Рико, Корейская Народно-Демократическая Республика, Португалия, Парагвай, Палестина, Государство Французская Полинезия, Катар, Реюньон, Роман iaRussian FederationRwandaSaudi ArabiaSudanSenegalSingaporeSouth Джорджия и Южные Сандвичевы IslandsSaint Елены, Вознесения и Тристан-да CunhaSvalbard и Ян MayenSolomon IslandsSierra LeoneEl SalvadorSan MarinoSomaliaSaint Пьер и MiquelonSerbiaSouth SudanSao Томе и PrincipeSurinameSlovakiaSloveniaSwedenSwazilandSint Маартен (Голландская часть) SeychellesSyrian Arab RepublicTurks и Кайкос IslandsChadTogoThailandTajikistanTokelauTurkmenistanTimor-LesteTongaTrinidad и TobagoTunisiaTurkeyTuvaluTaiwan, провинция ChinaTanzania, Объединенная Республика Уганда Украина Малые отдаленные острова США Уругвай Соединенные Штаты Узбекистан Святое море (Ватикан) Сент-Винсент и Гренадины Венесуэла, Боливарианская Республика Виргинские острова, Британские Виргинские острова, США.Южный Вьетнам ВануатуУоллис и Футуна Самоа ЙеменЮжная Африка Замбия Зимбабве

Почтовый индекс *

Комментарий

Многофункциональная аэродинамическая оптимизация лопасти винта вертолета

  • [1] Уолш Дж., Бингэм Дж. Дж. И Райли М.Ф., «Методы оптимизации, применяемые к аэродинамической конструкции лопастей винта вертолета», NASA TM 89155, май 1987 г.

  • [2] Вандерплац Г. Н., «CONMIN: программа на Фортране для минимизации ограниченных функций», NASA TM-X-62282, август.1973.

  • [3] Арно Г. и Бомье П., «Проверка R85 / METAR на летных испытаниях Puma RAE», Труды 18-го Европейского форума винтокрылых машин , Association Aeronautique et Astronautique de France (3AF) , Авиньон, Франция, 1992, Paper 28.

  • [4] Зиби Дж., Дефресн Г. и Костес М., «Численная процедура для аэродинамической оптимизации лопастей винта вертолета», Труды 18-го Европейского форума вертолетов. , Association Aeronautique et Astronautique de France (3AF), Авиньон, Франция, сент.1992, Paper 4.

  • [5] Дюмон А., Ле Пап А., Питер Дж. И Хуберсон С., «Оптимизация аэродинамической формы парящих роторов с использованием дискретного дополнения к усредненным по Рейнольдсу уравнениям Навье-Стокса. » Журнал Американского вертолетного общества , Vol. 56, № 3, июль 2011 г., стр. 1–11. doi: https: //doi.org/10.4050/JAHS.56.032002 JHESAK 0002-8711

  • [6] Рока Леон Э., Ле Пап А., Костес М., Дезидери Ж.-А. и Альфано Д., «Параллельная аэродинамическая оптимизация лопастей несущего винта с использованием метода игры Нэша», журнал Американского вертолетного общества , Vol.61, No. 2, апрель 2016 г., стр. 1–0. doi: https: //doi.org/10.4050/JAHS.61.022009 JHESAK 0002-8711

  • [7] Чой С., Ли К., Потсдам М. и Алонсо Дж. и сопряженный метод », Journal of Aircraft , Vol. 51, № 2, 2014, с. 412–423. doi: https: //doi.org/10.2514/1.C031975

  • [8] Мишра А., Мани К., Маврипилис Д. и Ситараман Дж. «Конструкция винта вертолета с использованием CFD-CSD Framework », Труды 69-го ежегодного форума Американского вертолетного общества. , Общество вертикального полета, Феникс, Аризона, май 2013 г.

  • [9] Бупати К. и Кеннеди Дж. Дж., «Сопряженные производные методы оценки для гибких многотельных систем с вертолетными приложениями», 55-е совещание AIAA Aerospace Sciences Meeting , AIAA Paper 2017-1671, 2017. doi: https: //doi.org/10.2514/6.2017-1671

  • [10] Байи Дж., Ортун Б., Делриё Й. и Мерсье де Рошетт Х., «Последние достижения в аэродинамической оптимизации ротора, включая обновление данных о конструкции», Журнал Американского вертолетного общества , Vol.62, № 2, апрель 2017 г., стр. 1–11. doi: https: //doi.org/10.4050/JAHS.62.022009 JHESAK 0002-8711

  • [11] Глаз Б., Фридманн П.П. и Лю Л., «Оптимизация лопастей несущего винта вертолета для снижения вибрации при движении вперед. Flight », Структурная и междисциплинарная оптимизация , Vol. 35, № 4, апрель 2008 г., стр. 341–363. doi: https: //doi.org/10.1007/s00158-007-0137-z SMOTB4 1615-1488

  • [12] Потсдам М., Йео Х. и Джонсон В., «Прогнозирование воздушных нагрузок ротора с использованием свободной аэродинамики / Структурная связь », Journal of Aircraft , Vol.43, № 3, май – июнь 2006 г., стр. 732–742. doi: https: //doi.org/10.2514/1.14006

  • [13] Ортун Б., Потсдам М., Йео Х. и Чыонг К.В., «Прогнозирование нагрузок на ротор ONERA 7A с использованием незакрепленного соединения жидкости и конструкции. , » Журнал Американского вертолетного общества , Vol. 62, № 3, июль 2017 г., стр. 1–0. doi: https: //doi.org/10.4050/JAHS.62.032005

  • [14] Чон С., Мураяма М. и Ямамото К., «Метод эффективной оптимизации с использованием модели Кригинга», журнал Journal of Aircraft , Vol.42, № 2, март – апрель 2005 г., стр. 413–420. doi: https: //doi.org/10.2514/1.6386

  • [15] Ву Н.А., Ли Дж. У. и Шу Джи, «Оптимизация аэродинамической конструкции лопастей винта вертолета, включая форму крыла для летных характеристик», Китайский журнал аэронавтики , т. 26, № 1, февраль 2013 г., стр. 1–8. doi: https: //doi.org/10.1016/j.cja.2012.12.008 CJAEEZ 1000-9361

  • [16] Сугира М., Танабе Ю., Аояма Т., Ортун Б. и Байли Дж., «Совместное исследование ONERA / JAXA по оценке аэродинамических методов оптимизации лопастей винта вертолета, фаза I», Труды 4-го Азиатско-австралийского форума винтокрылых машин , Vertical Flight Soc., Бангалор, Индия, ноябрь 2015 г., стр. 495–499.

  • [17] Сугира М., Танабе Ю., Аояма Т., Ортун Б. и Байли Дж. «Совместное исследование ONERA / JAXA по оценке аэродинамических методов оптимизации лопастей несущего винта вертолета». Фаза II », Труды 42-го Европейского форума винтокрылых машин , Авиационная и астрономическая ассоциация Франции (3AF), Лилль, Франция, сентябрь 2016 г., стр. 82–87.

  • [18] Коллинз К. Б., Санкар Л. Н. и Маврис Д.Н., «Применение инструментов моделирования с низкой и высокой точностью воспроизведения для оптимизации лопастей винта вертолета», журнал Американского вертолетного общества. , том. 58, № 4, октябрь 2013 г., стр. 1–12. doi: https: //doi.org/10.4050/JAHS.58.042002 JHESAK 0002-8711

  • [19] Уилке Г., «Оптимизация с переменной точностью требуемой мощности лопастей ротора: исследование аэродинамических моделей и их применения», Труды 38-го Европейского форума винтокрылых машин , Vol. 1, Нидерланды Assoc.of Aeronautical Engineers (NVvL), Амстердам, Нидерланды, сентябрь 2012 г., стр. 123–136.

  • [20] Вилке Г., «Многоцелевые оптимизации в аэродинамике ротора с использованием моделирования с переменной точностью», Труды 39-го Европейского форума вертолетов , Вертолеты России, Москва, Россия, сентябрь 2013 г., стр. 69– 72.

  • [21] Уилке Г., «Применение многоцелевых методов оптимизации с переменной точностью к роторам промышленного масштаба: конструкция лопастей для CleanSky», Труды 41-го Европейского форума винтокрылых машин , Vol.1, Deutsche Gesellschaft Fuer Luft- und Raumfahrt (DGLR), Мюнхен, Германия, сентябрь 2015 г., стр. 142–155.

  • [22] Бенуа Б., Декин А., Кампа К., фон Грюнхаген В., Бассет П.-М. и Жимонет Б., «HOST, Общий инструмент моделирования вертолетов для Германии и Франции», Труды 56-го ежегодного форума Американского вертолетного общества , том. 2, Vertical Flight Soc., Вирджиния-Бич, Вирджиния, май 2000 г., стр. 660–681.

  • [23] Мак Кей М. Д., Бекман Р. Дж. И Коновер В.Дж. «Сравнение трех методов выбора значений входных переменных при анализе выходных данных компьютерного кода», Technometrics , Vol. 21, № 2, май 1979 г., стр. 239–245. doi: https: //doi.org/10.2307/1268522 TCMTA2 0040-1706

  • [24] Моррис М. Д. и Митчелл Т. Дж., «Исследовательские проекты для вычислительных экспериментов», Журнал статистического планирования и вывода , Vol. 43, No. 3, февраль 1995 г., стр. 381–402. DOI: https: //doi.org/10.1016/0378-3758 (94) 00035-T

  • [25] Кридж Д.G., «Статистический подход к некоторым основным проблемам оценки рудников в Витватерсранде», Журнал Химического, металлургического и горнодобывающего общества Южной Африки , Vol. 52, № 6, декабрь 1951 г., стр. 119–139. doi: https: //doi.org/10.2307/3006914

  • [26] Матерон Г. М., «Принципы геостатистики», Общество экономических геологов , Vol. 58, № 8, 1963, стр. 1246–1266. doi: https: //doi.org/10.2113/gsecongeo.58.8.1246

  • [27] Сакс Дж., Уэлч В. Дж., Митчелл Т. и Винн Х. П., «Планирование и анализ компьютерных экспериментов», Statistical Science , Vol. 4, № 4, ноябрь 1989 г., стр. 409–423. doi: https: //doi.org/10.1214/ss/1177012413 STSCEP 0883-4237

  • [28] Кеннеди М. и О’Хаган А., «Прогнозирование выходных данных сложного компьютерного кода при приближении литья. В наличии » Биометрика , Vol. 87, № 1, март 2000 г., стр. 1–0. doi: https: //doi.org/10.1093/biomet/87.1.1 BIOKAX 0006-3444

  • [29] Форрестер А., Собестер А. и Кин А., «Оптимизация мульти-верности с помощью суррогатного моделирования», Труды Лондонского королевского общества, серия A: математические и физические науки , Vol. 463, № 2088, декабрь 2007 г., стр. 3251–3269. doi: https: //doi.org/10.1098/rspa.2007.1900

  • [30] Хан З. и Горц С., «Модель иерархического кригинга для суррогатного моделирования переменной точности», AIAA Journal , Vol. 50, № 9, сентябрь 2012 г., стр. 1885–1896. DOI: https: //doi.org/10.2514/1.J051354 AIAJAH 0001-1452

  • [31] Кин А. Дж., «Кокригинг для надежной оптимизации конструкции», AIAA Journal , Vol. 50, № 11, ноябрь 2012 г., стр. 2351–2364. doi: https: //doi.org/10.2514/1.J051391 AIAJAH 0001-1452

  • [32] Джамиль М. и Ян X.-S., «Обзор литературы по функциям эталонных тестов для проблем глобальной оптимизации», Международный журнал математического моделирования и численной оптимизации , Vol. 4, № 2, 2013, с. 150–194.doi: https: //doi.org/10.1504/IJMMNO.2013.055204

  • [33] Арно Г. и Бомье П., «Проверка R85 / METAR на летных испытаниях Puma RAE», Труды 18-го Европейского Rotorcraft Forum , Авиньон, Франция, сентябрь 1992 г.

  • [34] Севера Г., Бомье П. и Костес М., «Метод слабой связи между динамическим кодом HOST и трехмерными волнами нестационарного кода Эйлера», Аэрокосмическая наука и технологии , Vol. 5, No. 6, сентябрь 2001 г., стр.397–408. doi: https: //doi.org/10.1016/S1270-9638 (01) 01120-8

  • [35] Камбье Л., Хейб С. и Плот С., «Программное обеспечение ONERA elsA CFD: данные исследований и обратная связь с промышленностью », Механика и промышленность , Vol. 14, № 3, январь 2013 г., стр. 159–174. doi: https: //doi.org/10.1051/meca/2013056

  • [36] Кок Дж. «Устранение зависимости от значений Freestream для модели k-турбулентности», AIAA Journal , Vol. 38, № 7, 2000, с. 1292–1295.doi: https: //doi.org/10.2514/2.1101 AIAJAH 0001-1452

  • [37] Ментер Ф. Р., «Модель турбулентности с переносом вихревой вязкости с двумя уравнениями для инженерных приложений», AIAA Journal , Vol. 32, № 8, 1994, стр. 1598–1605. doi: https: //doi.org/10.2514/3.12149 AIAJAH 0001-1452

  • [38] Ричез Ф. и Ортун Б., «Численное исследование разделения потока на несущем винте вертолета в динамической конфигурации сваливания», Материалы 42-го Европейского форума винтокрылых машин , Vol.1, Association Aéronautique et Astronautique de France (3AF), Лилль, Франция, сентябрь 2016 г., стр. 502–517.

  • [39] Хансен Н. и Керн С., «Оценка стратегии развития CMA на многомодальных тестовых функциях», Параллельное решение задач из природы, PPSN VIII, PPSN 2004 , Lecture Notes in Computer Science, Vol.

    Добавить комментарий

    Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *

    2019 © Все права защищены. Карта сайта