1 Розробка тактико-технічних вимог. 2
2 Розрахунок параметрів вертольота. 6
2.1 Розрахунок маси корисного вантажу. 6
2.2 Розрахунок параметрів несучого гвинта вертольота. 6
2.3 Відносні щільності повітря на статичному і динамічному стелях 8
2.4 Розрахунок економічної швидкості у землі і на динамічному стелі. 8
2.5 Розрахунок відносних значенні максимальної і економічної швидкостей горизонтального польоту на динамічному стелі. 10
2.6 Розрахунок допустимих відносин коефіцієнта тяги до заповнення несучого гвинта для максимальної швидкості у землі і для економічної швидкості на динамічному стелі. 10
2.7 Розрахунок коефіцієнтів тяги несучого гвинта у землі і на динамічному стелі 11
2.8 Розрахунок заповнення несучого гвинта. 12
2.9 Визначення відносного збільшення тяги несучого гвинта для компенсації аеродинамічного опору фюзеляжу і горизонтального оперення. 13
3 Розрахунок потужності рухової установки вертольота. 13
3.1 Розрахунок потужності при висінні на статичному стелі. 13
3.2 Розрахунок питомої потужності в горизонтальному польоті на максимальній швидкості. 14
3.3 Розрахунок питомої потужності в польоті на динамічному стелі з економічної швидкістю. 15
3.4 Розрахунок питомої потужності в польоті у землі на економічній швидкості в разі відмови одного двигуна при зльоті. 15
3.5 Розрахунок питомих наведених потужностей для різних випадків польоту 16
3.5.1 Розрахунок питомої наведеної потужності при висінні на статичному стелі 16
3.5.2 Розрахунок питомої наведеної потужності в горизонтальному польоті на максимальній швидкості. 16
3.5.3 Розрахунок питомої наведеної потужності в польоті на динамічному стелі з економічної швидкістю. 17
3.5.4 Розрахунок питомої наведеної потужності в польоті у землі з економічної швидкістю при відмові одного двигуна. 18
3.5.5 Розрахунок потрібної потужності рухової установки. 19
3.6 Вибір двигунів. 19
4 Розрахунок маси палива. 20
4.1 Розрахунок крейсерській швидкості другого наближення. 20
4.2 Розрахунок питомої витрати палива. 22
4.3 Розрахунок маси палива. 23
5 Визначення маси вузлів і агрегатів вертольота. 24
5.1 Розрахунок маси лопатей несучого гвинта. 24
5.2 Розрахунок маси втулки несучого гвинта. 24
5.3 Розрахунок маси системи бустерного управління. 25
5.4 Розрахунок маси системи ручного управління. 25
5.5 Розрахунок маси головного редуктора. 26
5.6 Розрахунок маси вузлів приводу рульового гвинта. 27
5.7 Розрахунок маси і основних розмірів рульового гвинта. 30
5.8 Розрахунок маси рухової установки вертольота. 32
5.9 Розрахунок маси фюзеляжу і обладнання вертольота. 32
5.10 Розрахунок злітної маси вертольота другого наближення. 35
6 Опис компонування вертольота. 36
Список літератури. 39
1 Розробка тактико-технічних вимог
Проектований об'єкт - легкий вертоліт одногвинтової схеми з максимальною злітною масою 3500 кг. Підбираємо 3 прототипу таким чином, щоб їх максимальна злітна маса перебувала в межах 2800-4375 кг. Прототипами є легкі вертольоти: Мі-2, Eurocopter EC 145, Ансат.
У таблиці 1.1 наведено їх тактико-технічні характеристики, необхідні для розрахунку.
Таблиця 1.1 Тактико-технічні характеристики прототипів
Визначаємо відносне відхилення мас першого і другого наближення:
Відносне відхилення мас першого і другого наближення задовольняє умові. Це означає, що розрахунок параметрів вертольота виконано вірно.
Проектований вертоліт виконаний за одногвинтовою схемою з рульовим гвинтом, двома ВМД і Полозкова шасі.
Фюзеляж типу полумонокок. Несучі силові елементи фюзеляжу виконані з алюмінієвих сплавів і мають антикорозійне покриття. Носова частина фюзеляжу з ліхтарем кабіни пілотів і капоти мотогондоли виконані з композиційного матеріалу на основі склотканини. Кабіна пілота має двоє дверей, скла обладнані протиобледенілими системою і склоочисниками. Права та ліва двері вантажопасажирської кабіни і додатковий люк в задній частині фюзеляжу забезпечують зручність навантаження хворих і потерпілих на носилках, а також великогабаритних вантажів. Полозкова шасі виконано з цельногнуті металевих труб. Ресори закриті обтічниками. Хвостова опора запобігає торкання рульовим гвинтом посадкового майданчика. Лопаті несучого і рульового гвинтів виконані з композиційних матеріалів на основі склотканини і можуть бути оснащені противообледенительной системою. Чотирьохлопатевий втулка несучого гвинта безшарнірних, виконана з двох перехресних склопластикових балок, до кожної з яких кріпляться по дві лопаті. Дволопатеве втулка рульового гвинта із загальним горизонтальним шарніром. Паливні баки загальною ємністю 850 л розташовані в підлозі фюзеляжу. Система управління вертольотом електродистанційна без механічної проводки, що має чотириразове цифрове резервування і двократно резервувати незалежне електричне живлення. Сучасне пілотажно-навігаційне обладнання забезпечує польоти в простих і складних метеоумовах, а також польоти за правилами ПВП і ППП. Контроль параметрів вертолітних систем проводиться за допомогою бортової інформаційної системи контролю Біска-А. Вертоліт обладнаний системою попереджувальної і аварійної сигналізації.
Вертоліт може бути укомплектований системою посадки на воду, а також системами пожежогасіння і розпилення хімікатів.
Силова установка два газотурбінних двигуна ГТД-1000Т загальною потужністю 2 × 735,51 кВт. Двигуни встановлені на фюзеляжі в окремих гондолах. Повітрозабірники бічні, забезпечені пилозахисними пристроями. Бічні панелі гондол відкидаються на шарнірах, утворюючи платформи для обслуговування. Вали двигунів виходять під кутом до центрального редуктора і відсіку допоміжних агрегатів. Вихлопні сопла двигунів відхилені назовні під кутом 24 ". Для захисту від піску встановлені фільтри, що запобігають на 90% проникнення в двигун частинок, що мають діаметр більше 20 мікрон.
Трансмісія складається з редукторів двигунів, проміжних редукторів, кутових редукторів, головного редуктора, вала і редуктора допоміжної силової установки, вала і кутового редуктора рульового колеса. В системі трансмісії використовуються титанові сплави.
Електросистема складається з двох ізольованих ланцюгів, одна з яких живиться від генератора змінного струму, що створює напругу 115-120В, а другий ланцюг харчується від генератора постійного струму з напругою 28В. Генератори приводяться від головного редуктора несучого гвинта.
Управління дубльоване, з жорсткою і тросової проводкою і гідропідсилювачами, які приводилися від основної та дублюючої гідросистем. Чотириканальний автопілот АП-34Б забезпечує стабілізацію вертольота в польоті по крену, курсу, тангажу і висоті. Основна гідравлічна система забезпечує живлення всіх гідроагрегатів, а дублююча, - тільки гідропідсилювачів.
Система опалення та вентиляції забезпечує подачу підігрівається або холодного повітря в кабіни екіпажу і пасажирів, протизаморожувача захищає від обмерзання лопаті несучого і рульового гвинтів, переднє скло кабіни екіпажу і повітрозабірники двигунів.
Чіткий обладнання включає командні КВ-діапазону - "Юрок", переговорний пристрій СПУ-34.