Введение
Проектируемый вертолет создается как многоцелевой летательный аппарат на базе отечественного вертолета «Ансат». Целью, данной проектной работы является увеличение дальности полета, повышение крейсерской скорости и массы платного груза, сохраняя геометрические размеры и двигатели существующего вертолёта. Так же одна из задач - сохранение высокой весовой отдачи и низкой стоимости вертолета. Основные данные вертолёта «Ансат» представлены в таблице 1.
Таблица 1 – Основные данные вертолёта «Ансат»
| Масса полезной нагрузки | 1100 | кг |
| Максимальная взлётная масса | 3300 | кг |
| Дальность с полными встроенными баками | 510 | км |
| Высота висения при нормальной взлётной массе | 3600 | м |
| Диаметр несущего винта | 11,5 | м |
| Количество лопастей несущего винта | 4 | - |
| Крейсерская скорость | 250 | км/ч |
| Мощность двигателей взлётная | 2 х 630 | л.с. |
| Количество членов экипажа | 2 | чел |
Исходные данные
1.1 Техническое задание на проект
Исходные данные к расчёту представлены в таблице 2.
Таблица 2 – Исходные данные к расчёту
| Масса полезной нагрузки | 1500 | кг |
| Дальность полёта с заданной полезной нагрузкой | 450 | км |
| Аэронавигационный запас | 0,5 | ч |
| Высота висения при нормальной взлётной массе | 2500 | м |
| Превышение темп.воздуха над стандартной при зад. высоте висения | 0 | оС |
| Масса одного члена экипажа | 80 | кг |
| Количество членов экипажа | 2 | чел |
| Масса специального оборудования | 0 | кг |
| Дальность с полными встроенными баками | 700 | км |
| Высота крейсерского полёта | 500 | м |
| Отличие темп.воздуха от стандартной при крейс. полёте | 0 | оС |
Исходные данные для вертолёта
Исходные данные для расчёта сводки лобовых сопротивлений ненесущих элементов ЛА.
| Обозначение | Название | Величина | |
| Vp | крейсерская скорость ЛА. | 260 км/ч | |
| Vmax | максимальная скорость ЛА. | 280 км/ч | |
| ωRнв | Окружная скорость НВ | 210 м/с | |
| ωRрв | Окружная скорость РВ | 210 м/с | |
| Nном | Номинальная мощность | 588 х 2 кВт | |
| Lф | Длина фюзеляжа | 11,7 м | |
| Smф | Площадь миделя фюзеляжа | 3,76 м2 | |
| Lхб | Длина хвостовой балки | 4,2 м | |
| Полозковое шасси | |||
| dk | Диаметр цилиндра | 0, 2 м | |
| Оперение | |||
| Sго | Площадь горизонтального оперения | 2*0,893 м2 | |
| Sво | Площадь вертикального оперения | 2*1,37 м2 | |
Расчёт сводки лобовых сопротивлений ненесущих элементов ЛА:
а) Сопротивление фюзеляжа.
Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа ЛА любой схемы, может быть подсчитан по следующей формуле
Схф=С xf 
, (1)
где Cxf - коэффициент поверхностного трения плоской пластинки при числе Рейнольдса, равном числу Рейнольдса фюзеляжа;
ηc - коэффициент учитывающий переход от коэффициента поверхностного тренияплоской пластинки к коэффициенту сопротивления фюзеляжа;
Fф - площадь полной поверхности фюзеляжа;
Sмф - площадь миделевого сечения фюзеляжа;
ΔCxф= 0,035- увеличение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа, в связи с тем, что фюзеляж отличается от обтекаемого тела вращения из-за установки на нем двигателя и наличия различных надстроек самой разной формы, мидель которых трудно выделить из миделя фюзеляжа.
Определяется число Re фюзеляжа
= 462 105 , (2)
где Vр- скорость полета;
Lф - полная длина фюзеляжа;
ν - коэффициент кинематической вязкости воздуха.
Определяем по графику, на рисунке 1, значение коэффициента трения плоской пластины.
Рисунок 1 – График зависимости коэффициента трения плоской пластинки от числа Re
Cxf= 0,002, с учётом влияния заклёпок
Cxf= 0,002 +0,0002 = 0,0022.
Считаем удлинение фюзеляжа
5,36 , (3)
По графику на рисунке 2, ηc=1,3.
Рисунок 2 – Влияние удлинения фюзеляжа на отличие сопротивления фюзеляжа от коэффициента поверхностного трения плоской пластинки
Полная поверхность фюзеляжа
Fф=( Fфбок + Fфпл)(2-0,4 
) = 30,38 м2 , (4)
где Fфбок= 9,84 м2,
Fфпл=8,54 м2.
Схф= 0,0756.
б) Сопротивление хвостовой балки.
Коэффициент лобового сопротивления хвостовой балки, может быть подсчитан по следующей формуле
Сххб=(С xf+0,0005) 
,, (5)
где Cxf - коэффициент поверхностного трения плоской пластинки при числе Рейнольдса, равном числу Рейнольдса хвостовой балки;
Fф - площадь полной поверхности хвостовой балки;
Определяется число Re хвостовой балки
= 230 105, (6)
где Lхб - полная длина хвостовой балки.
Определяем по графику на рисунке 1, Cxf= 0,002, с учётом влияния заклёпок
Cxf= 0,002 +0,0002 = 0,0022.
Fхб=( Fхб бок + Fхбпл)(2-0,4 
) =5,17 м2, (7)
где Fхб бок= 1,65 м2,Fхбпл=1,52 м2.
Итого:
Сххб= 0,0037.
в) Сопротивление шасси.
Коэффициент лобового сопротивления цилиндра с круглым основанием при изменении угла его обдувки в диапазоне β = 0 … 60° можно определить по формуле
Схβ=Схо cos(1,225 β), (8)
где Cx0 - коэффициент лобового сопротивления цилиндра
β – угол установки подкоса к набегающему потоку, град0.
Подкосы главной опоры шасси
l=1.35, м; d=0.125, м; β=140;
Определяем число Re
Re= 5,14 105,
Определяем отношение
d/l=0,093
По рисунку 3 определяем значение коэффициент сопротивления цилиндра:
Сх0=1
По формуле (8) определяем значение коэффициента сопротивления стоек ГОШ:
Схβ=0,339
Площадь цилиндра: S=1,68 м2;
Сопротивление колёс:
Схколгош= 0,009 ; Sмколгош=0,27м2,
Схколпош= 0,0084 ; Sмколпош=0,1м2.
г) Сопротивление рулевого винта.
Определяем крутящий момент несущего винта
Мкр= 
, (9)
Сила тяги РВ на данном режиме
Трв=1,15 
(10)
где lРВ= 8,25 м – расстояние от оси НВ до оси РВ.
Характеристика режима работы рулевого винта
, (11)
Тогда коэффициент лобового сопротивления рулевого винта определяется как
( CxS)рв = 
(12)
отсюда Cxрв = 0,0422.
Сведём все результаты в таблицу 4.
Таблица 4 - Сводка лобовых сопротивлений ЛА
| Наименование элементов ЛА | Cxi | Si, м2 | Cxi Si |
| Фюзеляж | 0,0756 | 3,76 | 0,2842 |
| Кабан | 0,35 | 0,42 | 0,147 |
| Вращающаяся втулка с НВ | 0,005 | 21,36 | 0,1068 |
| Вращающаяся втулка с РВ | 0,003 | 8,68 | 0,026 |
| Горизонтальное оперение | 0,015 | 1,78 | 0,0267 |
| Вертикальное оперение | 0,015 | 2,74 | 0,0411 |
| Стойки шасси | 0,3467 | 0,0985 | 0,03414 |
| Колёса | 0,00174 | 0,17 | 0,000295 |
| Рулевой винт | 0,0422 | 0,35 | 0,01477 |
| Хвостовая балка | 0,0037 | 0,86 | 0,0032 |
| Антенны | 0,028 | ||
| Доп. оборудование | 0,3 | 0,6 | 0,18 |
| Заборники воздуха | 0,22 | 0,189 х 2 | 0,0831 |
| Итого | 0,975 |
С учётом щелей и неровностей фюзеляжа Сх S = 0,975.
Расчёт мощности
площадь остекления, подлежащего защите от обледенения. Эта площадь снимается с эскиза вертолёта и составляет 3 
.
, (13)
На площадь обогреваемого остекления будет приходиться 4,5 кВт.
3) Электрическая мощность для питания приборов, топливных насосов, радиосвязного и радиолокационного оборудования, прочих бортовых потребителей.
Потребителями электроэнергии на борту вертолета, кроме противообледенительной системы (ПОС) являются: топливные насосы, освещение, радиоэлектронное оборудование, навигационное оборудование и другие. На питание приведённых выше приборов будет тратиться 15 кВт.
КПД электрогенераторов.
Принимаем КПД равным 0,89, исходя из требований по мощности.
Перегрузка хвостового вала.
Принимает значение, равное 2,3 в соответствии с требованиями по маневренности.
Исходные данные для несущего винта
Коэффициент CТ/σна нулевой высоте в условиях МСА.
Выбираем согласно прототипу значение CТ/σ = 0,12 для Н=0 в МСА.
Удлинения лопасти НВ.
Расчеты выполняются для четырех значений относительного удлинения лопасти НВ. Как показывает статистика, этот параметр у существующих вертолетов в пределах от 12,5 до 20. Оставим эти же значения.
Значение коэффициента потерь тяги НВ из-за обдувки планера вертолета.
Эскиз обдуваемой зоны представлен на рисунке 7.
Рисунок 7 – Эскиз обуваемой несущим винтом зоны планера
Потери тяги на обдувку планера у одновинтовых вертолётов составляют 2%, в соответствии с этим, примем значение коэффициента, равное 0,02. [c.203] Юрьев Б.Н. Аэродинамический расчет вертолетов
Втулке).
Вычисляем значение по эскизу: 0,14.
Одной лопасти.
Количество секций примем равным 2, исходя из условий эксплуатации летательного аппарата.
Исходные данные для рулевого винта
Коэффициент CТ/σрв на нулевой высоте в условиях МСА.
С учётом рекомендаций по путевой управляемости вертолёта, выбираем
CТ/σрв = 0,13 для Н=0 в МСА.
РВ при работе программы.
Число лопастей РВ примем равным 3, для того что бы диаметр РВ оставался как у прототипа.
Температуре.
, (15)
Значение (СТ/σ)рв заданных для висения условиях равно 0,166
Мо = 0,6355. По графику на рисунке 8 значение ηо= 0,62.
Рисунок 8 – график зависимости относительного КПД РВ от коэффициента заполнения
Исходные данные для двигателя
Количество двигателей.
На вертолет планируется устанавливать два двигателя Pratt & Whitney PW207k.
Исходные данные для экономических расчетов
Первый и второй коэффициенты расчетной формулы для цены 1 кг массы пустого вертолета без двигателей.
В программе цена пустого вертолета без двигателей определяется с учетом инфляции следующей формулой
, (18)
Примем значение коэффициентов В1 = 0,0236 $/кг, В2 = 1760 $, опираясь на статистические данные, представленные в методическом пособии.
Цена топлива.
Примем цену топлива 0,8 $ за 1кг.
Время жизненного цикла.
Примем время жизненного цикла 15000 ч. В соответствии с назначением проектируемого вертолёта.
Исходные данные для вычисления масс.
Далее для определения коэффициентов массы КМ используем статистические данные по агрегатам вертолёта отечественного производства.
Коэффициент массы лопасти несущего винта.
При подборе КМ лопасти был учтен материал лонжерона. Поэтому, для лопастей НВ из композиционных материалов, выбрали его равным 1,1.
Коэффициент массы втулки несущего винта.
Для вертолета была выбрана титановая втулка. КМ приняли равным 0,95.
Коэффициент массы автомата-перекоса
Выбран равным 1,15. Выбор сделан исходя из статистических данных, представленных в методическом пособии.
Коэффициент массы втулки рулевого винта.
Исходя из статистических данных, был взят коэффициент между коэффициентами для Ми-34 и Ми-2 равный 1,1.
Коэффициент массы главного редуктора.
Определяющий параметр для КМ главного редуктора, является крутящий момент. Опираясь на статистические данные он принят равным 1,25.
Коэффициент массы промежуточного и хвостового редукторов.
На вертолете КМ для хвостового редуктора принят равным 1.1, исходя из статистических данных представленных в методическом пособии.
Коэффициент массы хвостового вала.
Вертолёт должен обладать высокой маневренностью, поэтому закладываем коэффициент 1,5. КМ принят исходя из условий прочности.
Коэффициент массы двигателя
В качестве определяющего параметра для двигателя была выбрана его мощность. Опираясь на данные статистики 1,3.
Коэффициент увеличения массы двигателя перед установкой
Коэффициент закладывается из условий необходимости установки дополнительного оборудования. Примем равным 6.
Коэффициент массы деталей установки двигателя на вертолет
При установке двигателя на вертолет необходимо установить на него входное устройство, имеющее пылезащитное устройство, необходимы детали крепления двигателя к конструкции вертолета и т.д. Поэтому коэффициент примем равным 2,1.
Коэффициенты массы вспомогательного газотурбинного двигателя
Двигатели имеют электростартер, учитывающийся в массе двигателя при установке на вертолет.
Коэффициент массы топливной системы
Определяющего параметром для КМ топливной системы принимается максимальное значение массы топлива, которое может быть заправлено в емкости системы. На основе данных о прототипе коэффициент примем равным 1,2.
Коэффициент массы масляной системы и системы охлаждения
Задаем значение коэффициента, опираясь на статистические данные, представленные в методическом пособии Wсмо=1,15.
Коэффициент массы противопожарной системы
На данном вертолете необходима установка данной системы: Wспож=1.
Планер
Ключевыми факторами, влияющими на массу планера являются максимальная взлетная масса и масса полезной нагрузки. Опираясь на статистические данные, а так же на то что конструкция прототипа нам известна и есть варианты её улучшений примем коэффициент равным 1.
Коэффициент массы стабилизатора
Задается из условий необходимости стабилизации вертолета в полете. Примем равным коэффициент 12
Коэффициент массы шасси
Примем равным 1 из условий конструкции шасси.
Оборудование общего назначения
1 –й коэффициент массы системы добустерного управления
Первый коэффициент включает в себя. Рычаги и рукоятки управления, педали, а также элементы крепления этой части управления. Будем считать массу этой части добустерного управления постоянной. W1ру =15,5.
2 –й коэффициент массы системы добустерного управления
Второе слагаемое в расчете массы добустерного управления – это механическая проводка управления от рычагов управления до гидроусилителей. Определяющим параметром этого компонента управления является длина тяг управления. Исходя из статистических данных W2ру=1,5.
Коэффициент массы гидравлической системы управления с гидроусилителями и забустерной проводкой
Коэффициент массы гидравлической системы управления определяем при помощи конструкции этой системы на вертолете-прототипе, и примем равным 0,2.
Коэффициент массы вспомогательной гидросистемы, не связанной с управлением
В исходных данных принято значение: Wсг.всп=10.
Удельная масса электрических генераторов
Опираясь на статистические данные, принимаем коэффициент равным 1,2.
Коэффициент увеличения массы системы электроснабжения по отношению к генератору
Опираясь на статистические данные, учитывая особенности конструкции системы электроснабжения, принимаем коэффициент равным 1,15.
Масса аккумуляторов
Исходя из данных вертолета-прототипа и системы запуска двигателей электростартером, массу аккумуляторов будем считать равной 60кг.
Коэффициент массы постоянной части оборудования общего назначения
КМ примем из статистических данных – 2,31.
Целевое оборудование
Группа «целевое оборудование» включает в себя: Специальное оборудование кабин; радиоэлектронное оборудование, относящееся к разным вариантам применения одного и того же вертолета; целевое оборудование включено в массу специального оборудования.
Снаряжение
А) Силовая установка.
Таблица 6
| КМ лопастей несущего винта | 1,1 | кг*сек0,4/м2,5 |
| КМ втулки несущего винта | 0,95 | кг/м(Н*10-4)0,9 |
| КМ автомата перекоса | 1,15 | кг/м3 |
| КМ лопасти рулевого винта | 1,1 | кг*сек0,4/м2,5 |
| КМ втулки рулевого винта | 1,1 | кг/м(Н*10-4)0,9 |
| КМ главного редуктора | 1,25 | кг/м(даН*м)0,8 |
| КМ промежуточного редуктора | 1,1 | кг/м(даН*м)0,8 |
| КМ хвостового редуктора | 1,1 | кг/м(даН*м)0,8 |
| КМ трансмиссионного вала | 1,5 | кг/м(даН*м)0,57 |
| КМ двигателей | 1,3 | кг/кВт0,75 |
| КМ деталей, добавляемых в двигатель перед установкой двигателя на вертолет | 6,0 | - |
| КМ деталей, используемых для установки двигателя на вертолет | 2,1 | - |
| Масса ВГКД | 0 | кг |
| КМ топливной системы | 1,2 | - |
| КМ масляной системы и системы охлаждения | 1,15 | кг/кВт |
| КМ противопожарной системы | 1 | кг/кВт |
б) Планер.
Таблица 7
| КМ фюзеляжа и капотов | 1,0 | - |
| Поправочный коэффициент к массе стабилизатора | 12 | % |
| КМ шасси | 1 | - |
в) Оборудование.
Таблица 8
| Масса рычагов управления | 15,5 | кг |
| КМ проводки ручного управления | 1,5 | кг/м |
| Общее число гидронасосов на борту | 3 | - |
| Число гидронасосов управления | 2 | - |
| Поправка к массе гидравлической системы управления с добустерной и забустерной проводкой | 0,2 | % |
| Поправка к мощности гидросистемы управления | 1 | % |
| Масса вспомогательной гидросистемы | 10 | кг |
| Общее число компрессоров пневмосистемы | 0 | - |
| Масса одного компрессора пневмосистемы | 0 | кг |
| Мощность одного компрессора гидросистемы | 0 | кВт |
| Удельная масса электрогенераторов (для массы полезной нагрузки 1 т) | 1,2 | кг/кВт |
| Коэффициент увеличения массы системы электроснабжения по отношению к генератору | 1,15 | - |
| Масса аккумуляторов | 60 | кг |
| Поправочный коэффициент к массе общего неизменного оборудования | 2,3 | - |
г) Снаряжение.
Таблица 9
| КМ масла во внешних маслосистемах | 1,4 | кг/кВт |
| Процент массы невырабатываемой части сливаемого топлива | 1 | % |
Результаты расчётов
По результатам расчёта в программе ОРМ 2011 выбираем вариант с 5-лопастным несущим винтом и удлинением 18,00. Графики с выбранными значениями параметров представлены на рисунках 11 – 23.
Рисунок 11 – Зависимость комплексного критерия по 8-ми параметрам от удельной нагрузки на винт
Рисунок 12 – Зависимость транспортной работы на 1 кг топлива от удельной нагрузки на винт
Рисунок 13 – Зависимость себестоимости пассажиро-километра от удельной нагрузки на винт
Рисунок 14 – Зависимость относительной массы платного груза от удельной нагрузки на винт
Рисунок 15 – Зависимость цены вертолёта от удельной нагрузки на винт
Рисунок 16 – Зависимость коэффициента весовой отдачи от удельной нагрузки на винт
Рисунок 17 – Зависимость запаса топлива от удельной нагрузки на винт
Рисунок 18 – Зависимость крейсерской скорости от удельной нагрузки на винт
Рисунок 19 – Зависимость мощности 3-х режимов работы одного двигателя от удельной нагрузки на винт
Рисунок 20 – Зависимость хорды лопасти НВ от удельной нагрузки на винт
Рисунок 21 – Зависимость диаметра НВ от удельной нагрузки на винт
Рисунок 22 – Зависимость массы пустого вертолёта от удельной нагрузки на винт
Рисунок 23 – Зависимость взлётной массы от удельной нагрузки на винт
Расширенный расчет
По результатам расчета, получаем 5 вариантов вертолета с различной окружной скоростью несущего винта. Результаты представлены в таблице 9.
Таблица 9 – сравнение характеристик различных вариантов вертолета.
Проанализировав полученные результаты, был выбран оптимальный вариант, с окружной скоростью несущего винта 210 м/с. Этот вариант имеет наибольшую крейсерскую скорость, высокий коэффициент весовой отдачи при сохранении размеров несущей системы и тех же двигателях, что установлены на существующем вертолёте, низкую стоимость пассажиро-километра. По расчетам построены графики, представленные на рисунках 24-34.
Рисунок 24 – относительный КПД НВ
Рисунок 25 – относительный КПД РВ
Рисунок 26 – взлетная масса
Рисунок 27 – весовая отдача
Рисунок 28 – Ч.Р. 1-го двигателя
Рисунок 29 – диаметр НВ
Рисунок 30 – крейсерская скорость
Рисунок 31 – транспортная работа на 1 кг топлива
Рисунок 32 – сопоставительная стоимость пасс.-км
Рисунок 33 – сопоставительная цена вертолета
Рисунок 34 – комплексный критерий по 8-ми параметрам
Заключение
Итоговые параметры вертолёта показаны в таблице 10.
Таблица 10
| Транспортная работа на 1 кг топлива | 5,93 | ТГРУЗ*км /кгТОП |
| Себестоимость пассажиро-километра | 1,81 | $/пас.км |
| Относительная масса платного груза | 0,387 | - |
| Цена | 5,85 | млн. $ |
| Коэффициент весовой отдачи | 0,551 | - |
| Запас топлива | 442 | кг |
| Крейсерская скорость | 265 | км/ч |
| Мощность одного двигателя на чрезвычайном режиме | 562 | кВт |
| Хорда НВ | 0,292 | м |
| Диаметр НВ | 11,68 | м |
| Масса пустого | 1735 | кг |
| Взлётная масса | 3868 | кг |
| Число лопастей несущего винта | 6 | |
| Удлинение лопасти | 20 | |
| Удельная нагрузка на несущий винт | 36 | даН/кг м |
В результате расчётов в программе ОРМ 2011 был выбран вариант вертолёта, с окружной скоростью несущего винта 210 м/c, как наиболее полно удовлетворяющий поставленным требованиям к проектированию модификации уже имеющейся машины, т.к. позволяет сохранить размеры вертолёта Ансат, а значит значительных изменений не потребуется. Сохранены технические характеристики вертолёта, максимальная взлетная масса и масса платного груза выросли. Кроме того, получена низкая себестоимость пассажиро-километра и транспортной работы. Возросла крейсерская скорость и дальность полета по сравнению с вертолетом-прототипом.
Список литературы
| 1. Тищенко М.Н. Выбор параметров вертолёта на начальной стадии проектирования - Москва 2011. | |
| 2. Юрьев Б.Н. Аэродинамический расчет вертолетов. – М.: Оборонгиз, 1956. | |
| 3. Шайдаков В.И. Методическое пособие к курсовой работе "Аэродинамический расчёт вертолёта" - Москва 2007. | |
| 4. https://www.statbureau.org/ru/united-states/inflation-calculators |
Приложение A
Общий вид вертолёта
40
Введение
Проектируемый вертолет создается как многоцелевой летательный аппарат на базе отечественного вертолета «Ансат». Целью, данной проектной работы является увеличение дальности полета, повышение крейсерской скорости и массы платного груза, сохраняя геометрические размеры и двигатели существующего вертолёта. Так же одна из задач - сохранение высокой весовой отдачи и низкой стоимости вертолета. Основные данные вертолёта «Ансат» представлены в таблице 1.
Таблица 1 – Основные данные вертолёта «Ансат»
| Масса полезной нагрузки | 1100 | кг |
| Максимальная взлётная масса | 3300 | кг |
| Дальность с полными встроенными баками | 510 | км |
| Высота висения при нормальной взлётной массе | 3600 | м |
| Диаметр несущего винта | 11,5 | м |
| Количество лопастей несущего винта | 4 | - |
| Крейсерская скорость | 250 | км/ч |
| Мощность двигателей взлётная | 2 х 630 | л.с. |
| Количество членов экипажа | 2 | чел |
Исходные данные
1.1 Техническое задание на проект
Исходные данные к расчёту представлены в таблице 2.
Таблица 2 – Исходные данные к расчёту
| Масса полезной нагрузки | 1500 | кг |
| Дальность полёта с заданной полезной нагрузкой | 450 | км |
| Аэронавигационный запас | 0,5 | ч |
| Высота висения при нормальной взлётной массе | 2500 | м |
| Превышение темп.воздуха над стандартной при зад. высоте висения | 0 | оС |
| Масса одного члена экипажа | 80 | кг |
| Количество членов экипажа | 2 | чел |
| Масса специального оборудования | 0 | кг |
| Дальность с полными встроенными баками | 700 | км |
| Высота крейсерского полёта | 500 | м |
| Отличие темп.воздуха от стандартной при крейс. полёте | 0 | оС |
Исходные данные для вертолёта
Исходные данные для расчёта сводки лобовых сопротивлений ненесущих элементов ЛА.
| Обозначение | Название | Величина | |
| Vp | крейсерская скорость ЛА. | 260 км/ч | |
| Vmax | максимальная скорость ЛА. | 280 км/ч | |
| ωRнв | Окружная скорость НВ | 210 м/с | |
| ωRрв | Окружная скорость РВ | 210 м/с | |
| Nном | Номинальная мощность | 588 х 2 кВт | |
| Lф | Длина фюзеляжа | 11,7 м | |
| Smф | Площадь миделя фюзеляжа | 3,76 м2 | |
| Lхб | Длина хвостовой балки | 4,2 м | |
| Полозковое шасси | |||
| dk | Диаметр цилиндра | 0, 2 м | |
| Оперение | |||
| Sго | Площадь горизонтального оперения | 2*0,893 м2 | |
| Sво | Площадь вертикального оперения | 2*1,37 м2 | |
Расчёт сводки лобовых сопротивлений ненесущих элементов ЛА:
а) Сопротивление фюзеляжа.
Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа ЛА любой схемы, может быть подсчитан по следующей формуле
Схф=С xf , (1)
где Cxf - коэффициент поверхностного трения плоской пластинки при числе Рейнольдса, равном числу Рейнольдса фюзеляжа;
ηc - коэффициент учитывающий переход от коэффициента поверхностного тренияплоской пластинки к коэффициенту сопротивления фюзеляжа;
Fф - площадь полной поверхности фюзеляжа;
Sмф - площадь миделевого сечения фюзеляжа;
ΔCxф= 0,035- увеличение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа, в связи с тем, что фюзеляж отличается от обтекаемого тела вращения из-за установки на нем двигателя и наличия различных надстроек самой разной формы, мидель которых трудно выделить из миделя фюзеляжа.
Определяется число Re фюзеляжа
= 462 105 , (2)
где Vр- скорость полета;
Lф - полная длина фюзеляжа;
ν - коэффициент кинематической вязкости воздуха.
Определяем по графику, на рисунке 1, значение коэффициента трения плоской пластины.
Рисунок 1 – График зависимости коэффициента трения плоской пластинки от числа Re
Cxf= 0,002, с учётом влияния заклёпок
Cxf= 0,002 +0,0002 = 0,0022.
Считаем удлинение фюзеляжа
5,36 , (3)
По графику на рисунке 2, ηc=1,3.
Рисунок 2 – Влияние удлинения фюзеляжа на отличие сопротивления фюзеляжа от коэффициента поверхностного трения плоской пластинки
Полная поверхность фюзеляжа
Fф=( Fфбок + Fфпл)(2-0,4 ) = 30,38 м2 , (4)
где Fфбок= 9,84 м2,
Fфпл=8,54 м2.
Схф= 0,0756.
б) Сопротивление хвостовой балки.
Коэффициент лобового сопротивления хвостовой балки, может быть подсчитан по следующей формуле
Сххб=(С xf+0,0005) ,, (5)
где Cxf - коэффициент поверхностного трения плоской пластинки при числе Рейнольдса, равном числу Рейнольдса хвостовой балки;
Fф - площадь полной поверхности хвостовой балки;
Определяется число Re хвостовой балки
= 230 105, (6)
где Lхб - полная длина хвостовой балки.
Определяем по графику на рисунке 1, Cxf= 0,002, с учётом влияния заклёпок
Cxf= 0,002 +0,0002 = 0,0022.
Fхб=( Fхб бок + Fхбпл)(2-0,4 ) =5,17 м2, (7)
где Fхб бок= 1,65 м2,Fхбпл=1,52 м2.
Итого:
Сххб= 0,0037.
в) Сопротивление шасси.
Коэффициент лобового сопротивления цилиндра с круглым основанием при изменении угла его обдувки в диапазоне β = 0 … 60° можно определить по формуле
Схβ=Схо cos(1,225 β), (8)
где Cx0 - коэффициент лобового сопротивления цилиндра
β – угол установки подкоса к набегающему потоку, град0.
Подкосы главной опоры шасси
l=1.35, м; d=0.125, м; β=140;
Определяем число Re
Re= 5,14 105,
Определяем отношение
d/l=0,093
По рисунку 3 определяем значение коэффициент сопротивления цилиндра:
Сх0=1
По формуле (8) определяем значение коэффициента сопротивления стоек ГОШ:
Схβ=0,339
Площадь цилиндра: S=1,68 м2;
Сопротивление колёс:
Схколгош= 0,009 ; Sмколгош=0,27м2,
Схколпош= 0,0084 ; Sмколпош=0,1м2.
г) Сопротивление рулевого винта.
Определяем крутящий момент несущего винта
Мкр= , (9)
Сила тяги РВ на данном режиме
Трв=1,15 (10)
где lРВ= 8,25 м – расстояние от оси НВ до оси РВ.
Характеристика режима работы рулевого винта
, (11)
Тогда коэффициент лобового сопротивления рулевого винта определяется как
( CxS)рв = (12)
отсюда Cxрв = 0,0422.
Сведём все результаты в таблицу 4.
Таблица 4 - Сводка лобовых сопротивлений ЛА
| Наименование элементов ЛА | Cxi | Si, м2 | Cxi Si |
| Фюзеляж | 0,0756 | 3,76 | 0,2842 |
| Кабан | 0,35 | 0,42 | 0,147 |
| Вращающаяся втулка с НВ | 0,005 | 21,36 | 0,1068 |
| Вращающаяся втулка с РВ | 0,003 | 8,68 | 0,026 |
| Горизонтальное оперение | 0,015 | 1,78 | 0,0267 |
| Вертикальное оперение | 0,015 | 2,74 | 0,0411 |
| Стойки шасси | 0,3467 | 0,0985 | 0,03414 |
| Колёса | 0,00174 | 0,17 | 0,000295 |
| Рулевой винт | 0,0422 | 0,35 | 0,01477 |
| Хвостовая балка | 0,0037 | 0,86 | 0,0032 |
| Антенны | 0,028 | ||
| Доп. оборудование | 0,3 | 0,6 | 0,18 |
| Заборники воздуха | 0,22 | 0,189 х 2 | 0,0831 |
| Итого | 0,975 |
С учётом щелей и неровностей фюзеляжа Сх S = 0,975.
Электрическая мощность для защиты стёкол от обледенения.
Эскиз остекления кабины приведён на рисунке 3.
Рисунок 3 – Эскиз обогреваемой зоны остекления
Кол-во и конфигурация обогреваемых стёкол : 2 передних стекла.
Площадь обогрева: 2 м2.
Удельная мощность обогрева: 1,5 Вт/см2.
Требуемая мощность на обогрев стёкол: 30 кВт.
Дата: 2019-07-30, просмотров: 452.
