Курсовая работа: Расчёт взлётной массы и компоновки вертолёта
Название: Расчёт взлётной массы и компоновки вертолёта Раздел: Рефераты по транспорту Тип: курсовая работа | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
Введение Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость. Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов. На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс. Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематические расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем. На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине "Проектирование вертолетов". 1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения где - масса полезного груза, кг; -масса экипажа, кг. -дальность полета кг. 2. Расчет параметров несущего винта вертолета 2.1Радиус R , м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле: , где - взлетная масса вертолета, кг; g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с2 ; p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом, p =3,14. Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p = 280 м. Принимаем радиус несущего винта равным R = 7.9 Угловая скорость w , с-1 , вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости w R концов лопастей, которая зависит от взлетной массы вертолета и составили w R = 232 м/с. с-1 . об/мин. 2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках 2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке Определяется относительная площадь эквивалентной вредной пластинки: , где S э = 2.5 Рассчитывается значение экономической скорости у землиV з , км/час: , где I = 1,09…1,10- коэффициент индукции. км/час. Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолкеV дин , км/час: , где I = 1,09…1,10- коэффициент индукции. км/час. 2.4Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолкескоростей горизонтального полета: , , где Vmax =250 км/час и V дин =182.298 км/час - скорости полета; w R =232 м/с - окружная скорость лопастей. 2.5Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке: при при 2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке: , , , . 2.7 Расчет заполнения несущего винта: Заполнение несущего винта s рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях: ; . В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается наибольшее значение из s Vmax и s V дин : Принимаем Длина хорды b и относительное удлинение l лопастей несущего винта будет равны: , где zл -число лопастей несущего винта(zл =3) м, . 2.8 Относительное увеличение тяги несущего винтадля компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения: , где Sф -площадь горизонтальной проекции фюзеляжа; Sго -площадь горизонтального оперения. Sф =10 м2 ; Sго =1.5 м2 . . 3. Расчет мощности двигательной установки вертолета. 3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке: Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле: , где NH ст - потребная мощность, Вт; m 0 - взлетная масса, кг; g - ускорение свободного падения, м/с2 ; p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м2 ; Dст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка; h 0 - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (h 0 =0.75); - относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения : . 3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле: , где - окружная скорость концов лопастей; - относительная эквивалентная вредная пластинка; I э - коэффициент индукции, определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам: , при км/ч, , при км/ч. 3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью Удельная мощность для привода несущего винта на динамическом потолке равна: , где Dдин - относительная плотность воздуха на динамическом потолке, V дин - экономическая скорость вертолета на динамическом потолке, 3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете Удельная мощность , необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле: , где - экономическая скорость у земли, 3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета 3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке равна: , где - удельная дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка H ст и рассчитывается по формуле: , x 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения, значение которого зависит от взлетной массы вертолета m 0 : при m 0 < 10 тонн при 10 25 тонн при m 0 > 25 тонн , , 3.5.2 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости равна: , где - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета, - дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полетаVmax : ; 3.5.3 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью V дин равна: , где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета, и - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета V дин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками: , . ; 3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете равна: , где - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета, - степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы, n =2 - количество двигателей вертолета. , , 3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается максимальной значение удельной приведенной мощности: . Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна: , где m 01 - взлетная масса вертолета, g = 9.81 м2 /с - ускорение свободного падения. Вт, 3.6 Выбор двигателей Принимаем два турбовальных двигателя ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) общей мощность каждого N =1,405∙106 Вт Двигатель ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) предназначен для установки на вертолеты новых поколений, а также для замены двигателей на существующих вертолетах для повышения их летно-технических характеристик. Он создан на базе серийного сертифицированного двигателя ТВ3-117ВМА и производится на ФГУП «Завод имени В.Я. Климова». 4. Расчет массы топлива Для расчета массы топлива, обеспечивающей заданную дальность полета, необходимо определить крейсерскую скорость V кр . Расчет крейсерской скорости выполняется методом последовательных приближений в следующей последовательности: а) принимается значение крейсерской скорости первого приближения: км/час; б) рассчитывается коэффициент индукции I э : при км/час при км/час в) определяется удельная мощность , потребная для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме: , где - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки, - коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета V кр 1 , рассчитываемый по формуле: . г) Рассчитывается крейсерская скорость второго приближения: . д) Определяется относительное отклонение скоростей первого и второго приближения: . При производится уточнение крейсерской скорости первого приближения V кр 1 , она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения . Затем расчет повторяется с пункта б) и заканчивается при условии . Удельный расход топлива рассчитывается по формуле: , где - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей, - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета, - удельный расход топлива на взлетном режиме. В случае полета на крейсерском режиме принимается: ; ; при кВт; при кВт. кг/Вт∙час, Масса топлива затрачиваемого на полет m т будет равна: где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости, - крейсерская скорость, L - дальность полета. кг. 5. Определение массы узлов и агрегатов вертолета. 5.1 Масса лопастей несущего винта определяется по формуле: , где R - радиус несущего винта, s - заполнение несущего винта, кг, 5.2 Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле: , где k вт - весовой коэффициент втулок современных конструкций, k л – коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки. В расчете можно принять: кг/кН, , следовательно, в результате преобразований мы получи: Для определения массы втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу N цб (в кН): , кН, кг. 5.3 Масса системы бустерного управления, в которую входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом рассчитывается по формуле: , где b – хорда лопасти, k бу - весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м3 . кг. 5.4 Масса системы ручного управления: , где k ру - весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м. кг. 5.5 Масса главного редуктора зависит от крутящего момента на валу несущего винта и рассчитывается по формуле: , где k ред – весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм)0,8 . Максимальный крутящий момент на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта w : , где x 0 - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m 0 : при m 0 < 10 тонн при 10 25 тонн при m 0 > 25 тонн Н∙м, Масса главного редуктора: кг. 5.6 Для определения массы узлов привода рулевого винта рассчитывается его тягаT рв : , где M нв – крутящий момент на валу несущего винта, L рв – расстояние между осями несущего и рулевого винтов. Расстояние между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора d между концами их лопастей: , где d - зазор, принимаемый равным 0,15…0,2 м, - радиус рулевого винта, который в зависимости от взлетной массы вертолета составляет: при т, при т, при т. м, м, Н, Мощность N рв , расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле: , где h 0 – относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65. Вт, Крутящий моментM рв , передаваемый рулевым валом, равен: Н∙м, где - частота вращения рулевого вала, с-1 , Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, Н∙м, при частоте вращения n в = 3000 об/минравен: Н∙м, Н∙м, Масса m в трансмиссионного вала: , где k в – весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм)0,67 . кг, Масса m пр промежуточного редуктора равна: где k пр – весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм)0,8 . кг, Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт: , где k хр - весовой коэффициент для хвостового редуктора, значение которого равно 0,105 кг/(Нм)0,8 кг. 5.7 Масса и основные размеры рулевого винта рассчитываются в зависимости от его тяги T рв . Коэффициент тяги C рв рулевого винта равен: , Заполнение лопастей рулевого винта s рв рассчитывается так же, как для несущего винта: где - допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта. Длина хорды b рв и относительное удлинение l рв лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам: , , где z рв - число лопастей рулевого винта. Масса лопастей рулевого винта m лр рассчитывается по эмпирической формуле: , кг Значение центробежной силы N цбр , действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки, Масса втулки рулевого винта m втр рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта: , где N цб - центробежная сила, действующая на лопасть, k вт - весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН1,35 kz - весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле: . кг 5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета Удельная масса двигательной установки вертолета g дв рассчитывается по эмпирической формуле: , где N - мощность двигательной установки. Масса двигательной установки будет равна: кг. 5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле: , где S ом - площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по формукле: м2 , m 0 – взлетная масса первого приближения, k ф - коэффициент, равный 1,7. кг, Масса топливной системы: , где m т - масса затрачиваемого на полет топлива, k тс - весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09. кг, Масса шасси вертолета равна: , где k ш - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси: - для не убираемого шасси, - для убираемого шасси. кг, Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле: , где L рв – расстояние между осями несущего и рулевого винтов, z л – число лопастей несущего винта, R – радиус несущего винта, l л – относительное удлинение лопастей несущего винта, k пр и k эл - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования, значения которых равны: , . кг, Масса прочего оборудования вертолета: , где k пр - весовой коэффициент, значение которого равно 2. кг. 5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов: Взлетная масса вертолета второго приближения m 02 будет равна сумме: где m т - масса топлива, m гр - масса полезного груза, m эк - масса экипажа. кг, 6. Описание компоновки вертолета Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и двухопорными лыжами. Фюзеляж вертолета каркасной конструкции, состоит из носовой и центральной частей, хвостовой и концевой балок. В носовой части размещена двухместная кабина экипажа, состоящего их двух летчиков. Остекление кабины обеспечивает хороший обзор, правый и левый сдвижные блистеры снабжены механизмами аварийного сбрасывания. В центральной части размещена кабина размерами 6.8 х 2.05 х 1.7м, и центральной сдвижной дверью размерами 0.62 х 1.4м с механизмом аварийного сбрасывания. Грузовая кабина рассчитана на перевозку грузов массой до 2т и снабжена откидными сиденьями для 12 пассажиров, а также узлами для крепления 5 носилок. В пассажирском варианте в кабине размещены 12 кресел, установленных с шагом 0.5м и проходом 0.25м; а в задней части сделан проем под заднюю входную дверь, состоящую из двух створок. Хвостовая балка клепаной конструкции балочно-стрингерного типа с работающей обшивкой, снабжена узлами для крепления управляемого стабилизатора и хвостовой опоры. Стабилизатор размером 2.2м и площадью 1.5м2 с профилем NACA 0012 однолонжеронной конструкции, с набором нервюр и дюралюминиевой и полотняной обшивкой. Двухопорные, лыжи, передняя опора самоориентирующаяся, размерами 500 х 185мм, главные опоры форменного типа с жидкостно-газовыми двухкамерными амортизаторами размерами 865 х 280мм. Хвостовая опора состоит из двух подкосов, амортизатора и опорной пяты; колея лыж 2м, база лыжи 3.5м. Несущий винт с шарнирным креплением лопастей, гидравлическими демпферами и маятниковыми гасителями колебаний, установлен с наклоном вперед 4° 30'. Цельнометаллические лопасти состоят из прессованного лонжерона из алюминиевого сплава АВТ-1, упрочненного наклепом стальными шарнирами на вибростенде, хвостового отсека, стального наконечника и законцовки. Лопасти имеют прямоугольную форму в плане с хордой 0.67 м и профилями NACA 230 и геометрической круткой 5%, окружная скорость концов лопастей 200м/с, лопасти снабжены визуальной системой сигнализации о повреждении лонжерона и электротепловым противообледенительным устройством. Рулевой винт диаметром 1,44м трехлопастный, толкающий, с втулкой карданного типа и цельнометаллическими лопастями прямоугольной формы в плане, с хордой 0.51м и профилем NACA 230M. Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД со свободной турбиной ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3)Санкт-Петербургского НПО им. В.Я.Климова общей мощности каждого N=1405 Вт, установленных сверху фюзеляжа и закрытых общим капотом с открывающимися створками. Двигатель имеет девятиступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания кольцевого типа и двухступенчатую турбину.Двигатели снабжены пылезащитными устройствами. Трансмиссия состоит из главного, промежуточного и хвостового редукторов, валов тормоза, несущего винта. Главный редуктор ВР-8А трехступенчатый, обеспечивает передачу мощности от двигателей, к несущему винту, рулевому винту и вентилятору для охлаждения, маслорадиаторов двигателей и главного редуктора; общая емкость маслосистемы 60кг. Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой .и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем. Четырехканальный автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте. Основная гидравлическая система обеспечивает питание всех гидроагрегатов, а дублирущая, - только гидроусилителей. Система отопления и вентиляции обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров, противообледенительная система защищает от обледенения лопасти несущего и рулевого винтов, передние стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей. Оборудование для полетов по приборам в сложных метеорологических условиях днем и ночью включает два авиагоризонта, два указателя частоты вращения НВ, комбинированную курсовую систему ГМК-1А, автоматический радиокомпас, радиовысотомер РВ-3. Связное оборудование включает командные УКВ-радиостанции Р-860 и Р-828, связные КВ-радиостан-ции Р-842 и "Карат", самолетное переговорное устройство СПУ-7. 7. Расчет центровки вертолета Таблица 1. Центровочная ведомость пустого вертолета
Рассчитываются статические моменты Мсх i и Мсу i относительно координатных осей: , . Координаты центра масс всего вертолета рассчитываются по формулам: , Таблица 2. Центровочная ведомость с максимальной нагрузкой
Таблица 3. Центровочная ведомость с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой
Координаты центра масс пустого вертолета: x0 =-0,003;y0 =-1,4524; Координаты центра масс с максимальной нагрузкой: x0 =0,0293; y0 =-2,0135; Координаты центра масс с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой: x0 =-0,0678; y0 = -1,7709. Заключение В данном курсовом проекте проведены расчеты взлетной массы вертолета, массы его узлов и агрегатов, а также компоновка вертолета. В процессе компоновки уточнили центровку вертолета, расчету которой предшествует составление весовой сводки на основе весовых расчетов агрегатов и силовой установки, ведомостей оборудования, снаряжения, грузов и т.д. Целью проектирования является определение оптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований. |