 |
|
Расчет летных характеристик на режиме вертикального взлета.
Определяем площадь ометаемой НВ проекции фюзеляжа в плане
| S̄ф.ом=Sф.ом/π·R²нв=0,025/3,14·4,04²=0,000488 | ||||
| S̄г.о=Sг.о/π·R²нв=0,61/3,14·4,04²=0,0119 |
-площадь стабилизатора в плане
| ΔT̄г.о=1,38∙S̄г.о=1,38∙0,0119=0,016422 | ||||
| ΔT̄ф=0,238∙S̄ф.ом=0,238∙0,000488=0,000116 | ||||
Определим потребное относительное увеличение силы тяги НВ для преодоления аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения
ΔT̄=ΔT̄ф+ΔT̄г.о=0,000116+0,016422=0,016538
T̄=1/1-ΔT̄=1/1-0,016538=1,0168
Удельная нагрузка на ометаемую винтом площадь
p=mвз∙g/π·R²нв=1360∙9,8/3,14·4,04²=260
С₁=0,12- относительная толщина на конце лопасти, при этом Кр=1,11
ū=(ω∙R)нв/220=202/220=0,92
Удельная мощность, потребная для висения вне влияния воздушной подушки,
определяется по формуле
Ñв=0,00374∙T̄∙(Кр∙ū+0,195∙√(p∙T̄/Δ)) кВт/H
Определим численные значения
| Δ | 0,907 | 0,822 | 0,742 | 0,669 | 0,601 | |
| Ñв | 0,015941 | 0,016544 | 0,017182 | 0,017881 | 0,018625 | 0,019436 |
Рассчитаем вертикальную скорость
Vy=1560∙ΔÑв/T̄, м/с
Для этого необходимо определить
Ñд=Nд/mвз∙g; ΔÑв=Ñд∙ξ∑-Ñв
Расчетные значения приведем в виде таблицы 3.10.
| ΔT̄г.о=0,016422 | ΔT̄ф=0,000116 | ΔT̄=0,016538 | |||
| N̄v=1 | ξ∑=0,83235 | T̄=1,0168 | |||
| H,м | |||||
| Δ | 0,907 | 0,822 | |||
| Ñв, кВт/H | 0,015941 | 0,016544 | 0,017182 | ||
| N̄н | 0,92 | 0,86 | |||
| N̄t | 1,03 | 1,05 | 1,08 | ||
| N̄=1 | Ñд, кВт/H | 0,0218 | 0,0204 | 0,0196 | |
| взлетный | ΔÑв, кВт/H | 0,002204 | 0,000436 | -0,00087 | |
| режим | Vy, м/с | 3,3814 | 0,6689 | -1,3348 | |
| N̄=0,9 | Ñд, кВт/H | 0,01962 | 0,01836 | 0,01764 | |
| номин. | ΔÑв, кВт/H | 0,00039 | -0,00126 | -0,0025 | |
| режим | Vy, м/с | 0,5984 | -1,9331 | -3,8356 |
Расчет ЛТХ на режимах полета с горизонтальной составляющей скорости.
Величина Vymax вычисляется по формуле
Vymax=Δnmax/mвз∙g;
где ΔNmax=max(Np-Nп);
Расчетные значения приведем в виде таблицы 3.11.
| H,м | |||||||
| ΔNmax, кВт | |||||||
| Vc, км/ч | |||||||
| Vymax, м/с | 9,76 | 8,1 | 6,75 | 4,88 | 0,38 |
Построим график
1.7. Основные ЛТХ в установившихся режимах полета (N̄=0,9).
Расчет часового Q и километрового q расходов топлива, дальности L и продолжительности Тпроводится следующим образом.
Вычисляется степень дросселирования двигателя
N̄=NД/NДвзл·Nн·Nv·Nt
где
| NД=Nп/ξ∑ |
Определяется удельный расход топлива
Ce=Ceo∙C̄eн∙C̄ev∙C̄et∙C̄eN
Где C̄eN определяется по графику 4.12.
C̄eн, C̄ev, C̄et по графикам 4.9.- 4.11.
Вычисляется
Q=Nп∙Ce/ξ∑
q=Nп∙Ce/ξ∑∙V
Расчетные значения приведем в виде таблицы 3.12.
| H=0 м | N̄н=1 | N̄t=1,03 | C̄eн=1 | C̄et=1 | |
| Vкм/ч | |||||
| Nп, кВт | 165,486 | 125,589 | 153,636 | 328,178 | |
| ξ∑ | 0,853833 | 0,879222 | 0,896799 | 0,904611 | |
| Nv | 1,0015 | 1,003125 | 1,00625 | 1,0135 | |
| N̄ | 0,59 | 0,44 | 0,53 | 1,1 | |
| C̄eN | 1,19 | 1,34 | 1,25 | ||
| C̄ev | 0,999 | 0,995 | 0,99 | ||
| Ce,кг/кВт∙ч | 0,51408 | 0,578301 | 0,5373 | ||
| Q, кг/ч | 99,63663 | 82,60514 | 92,04808 | ||
| q,кг/км | 1,99 | 0,83 | 0,62 |
Построим графики:
1.8. Часовой расход топлива в функции скорости полета В (Н=0 м).
1.9. Километровый расход топлива в функции скорости полета В (Н=0 м).
Из графиков определяем значения для
| Qmin=82,6 | |
| qmin=0,62 | |
| Vэ=100 | |
| Vкрейс=150 |
Вычисляются Ттахи Lmax по формулам:
Tmax=0,85∙mт/Qmin=1,97 ч.
Lmax=0,85∙mт/qmin=263 км.
Заключение.
| Параметр | Размерность | Значение параметра, приведен.в 7 | Полученное значение | Расхождение в процентах |
| Скорость максимальная | ||||
| Скорость крейсерская | ||||
| Скороподъемность max. | ||||
| Статический потолок | ||||
| Динамический потолок | ||||
| Дальность полета | ||||
| Километровый расход топлива |
Список литературы.
1. СТП КАИ 001-85 ″Отчет о научно-исследовательской работе. Общие требования и правила оформления″ Казань, КАИ, 1985.
2. Трошин И.С. Динамика полета вертолета. Учебное пособие. М.: МАИ, 1990. – 192 с.
3. Есаулов С.Ю., Бахов О.П., Дмитриев И.С. Вертолет как объект управления. М., Машиностроение, 1977. 192 с.
4. Шайдаков В.И., Трошин И.С., Игнаткин Ю.М., Артамонов В.Л. Алгоритмы и программы расчетов в задачах динамики вертолетов: Учебное пособие. М.: МАИ, 1984. 53 с.
5. Теория несущего винта. Под ред. д-ра техн. наук А.К. Мартынова. М.: Машиностроение, 1973. 364 с.
6. Вильдгрубе Л. С.. Аэродинамика вертолетов. Учебное пособие. М.: МАИ, 1978. 76 с.
7. Статистические данные зарубежных вертолетов, ЦАГИ, обзор № 678, 1988. 431 с.
Содержание
1. Исходные данные для расчета.
2. Расчет продольной балансировки.
3. Расчет ЛТХ вертолета.
3.1. Расчет мощности, потребной для вращения несущего винта.
3.2. Расчет располагаемой мощности, подводимой к несущему винту.
3.3. Расчет летных характеристик на режиме вертикального взлета.
3.4. Расчет ЛТХ на режимах полета с горизонтальной составляющей скорости.
Заключение.
Список использованных источников.
