Приближенный метод расчета нормальных аэродинамических усилий распределенных по лопасти несущего винта вертолета. Конструирование агрегатов вертолетов Пример расчета несущего винта вертолета на растяжение

Введение к работе

Несущая система вертолетов является главным агрегатом, который обеспечивает существование вертолета как летательного аппарата, обладающего вертикальными взлётом и посадкой и не требующего специально подготовленных взлетно-посадочных площадок. Именно её безотказное функционирование обеспечивает безопасность полета вертолета во всех ожидаемых условиях эксплуатации, в том числе и на неустановившихся режимах, таких как взлет, разгон, посадка и маневры. Процесс проектирования и обеспечение заданных ресурсов требует наличия расчетных методик и прикладного математического обеспечения для определения нагрузок на агрегаты несущей системы и расчета её динамики, как на стадии проектирования, так и в процессе лётных и сертификационных испытаний.

Расчеты нагрузок на лопастях винтов вертолета на маневренных режимах является одной из важнейших задач проектирования несущих систем вертолета, поскольку высокие напряжения в конструкции лопасти на этих режимах существенно влияют на их ресурс. Для расчёта несущих систем, работающих на таких режимах, используют приближённые методы расчёта, что существенно снижает их надёжность. При расчёте установившихся режимов существующие методики также используют допущения, снижающие точность расчётов.

В связи с этим, задача разработки универсального метода расчёта лопастей несущих винтов вертолёта, позволяющего рассчитывать как установившиеся, так и неустановившиеся режимы полёта (манёвренные, переходные) и получать более точные, по сравнению с существующими методами, результаты, является весьма актуальной .

Целью данной работы является разработка обобщённой методики расчёта лопастей несущего винта вертолёта при сложном нагружении (с учётом кручения лопасти и изгиба в двух плоскостях) в условиях установившихся и неустановившихся режимов полёта, позволяющей существенно повысить точность расчётов.

Для достижения указанной цели решались следующие задачи:

Разработка математической модели несущей системы вертолёта на основании уравнений деформаций лопасти несущего винта.

Разработка метода решения задач на определение параметров собственного движения лопасти, возникающих при проектировании несущих систем вертолётов.

Разработка метода решения задач вынужденных колебаний лопасти, позволяющих производить её расчёт при любых режимах полёта, в том числе и при неустановившихся.

Получения решения для ряда практических задач, возникающих при проектировании несущих систем вертолётов, на основании разработанных алгоритмов расчёта.

Научная новизна

Разработана математическая модель несущего винта на основании уравнений деформаций лопасти, отражающая поведение лопастей на установившихся и неустановившихся режимах полёта.

Разработан алгоритм расчёта параметров собственного движения лопасти, позволяющий решать задачи с меняющимися во времени граничными условиями.

Разработан алгоритм расчёта напряжённо деформированного состояния лопастей, работающих в условиях неустановившихся режимов, позволяющий рассчитывать опасные напряжения, возникающие в конструкции в каждый момент времени.

Разработана методика расчёта характеристик несущего винта и его нагружения, с одновременным расчётом всех упругих лопастей, входящих в несущий винт.

Практическая значимость и реализация результатов

Разработанный метод расчёта лопастей несущих винтов вертолёта, позволяет определить величины напряжений и деформаций, возникающих в лопасти, работающей в условиях манёвренных и переходных полётных режимов, а также определять параметры собственного движения лопастей.

Достоверность результатов

Обоснованность научных положений и достоверность полученных результатов подтверждается использованием сертифицированных программных сред (Excel, Visual basic) при разработке алгоритма решения, применением аппарата высшей математики, теоретической механики и теории упругости. Полученные результаты сравнивались с решениями, получаемыми в сертифицированной программной среде MSC Patran/Nastran, с существующими точными решениями, с результатами экспериментальных исследований и решениями других авторов.

Апробация работы

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

- 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:

, - взлетная масса вертолета, кг;

g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с 2 ;

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

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 V max =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:

припри

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 .

Размер: px

Начинать показ со страницы:

Транскрипт

1 УДК: В.А. Грайворонский, А.Г. Гребеников И.Н. Шепель, Т.А. Гамануха Приближенный метод расчета нормальных аэродинамических усилий распределенных по лопасти несущего винта вертолета Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского «ХАИ» На основе гипотезы косых сечений рассмотрены вопросы определения усилий распределенных по лопасти несущего винта с учетом сжимаемости и нестационарности. Ключевые слова: лопасть, несущий винт, вертолет. Особенностью обтекания несущих винтов в горизонтальном полете является наличие переменных скоростей, углов скольжения и углов атаки элементов лопасти несущего винта (НВ). Применение схемы несущей линии, а также разложение обтекания на поперечное и продольное в целях использования гипотезы плоских сечений возможно для скорости горизонтального полета, не превышающей 8 м/с. На рис. изображен спектр обтекания лопасти, находящейся в задней части диска при µ =,46, из которого следует, что углы скольжения по лопасти значительно изменяются . Рис.. Спектр обтекания лопасти несущего винта Характер обтекания лопасти винта по радиусу и азимуту при малой скорости полета показан на рис., а, при большой на рис., б. Углы скольжения сечений лопасти отличаются более чем в,5 раза. а Рис.. Поля скоростей обтекания лопасти несущего винта б 78

2 В табл. представлены значения углов скольжения потока у лопасти на относительных радиусах,5 и,9 для различных скоростей полета на азимутах и 8 . Таблица. Углы скольжения потока на относительных радиусах V, км/ч r =,5 r =, С ростом скорости горизонтального полета возрастает и влияние зоны обратного обтекания, где также существенно скольжение. Если до скоростей µ =, 4 зона обратного обтекания не вносит существенного изменения в величину сил и моментов, то при больших скоростях ее влияние необходимо учитывать. Наибольшая величина радиуса зоны обратного обтекания без учета o управления лопастью соответствует азимуту ψ = 7 и равна r µ. Таким образом, сечения лопасти обтекаются постоянно меняющимся по направлению и величине потоком. Это обстоятельство приводит к необходимости рассчитывать характеристики сечений лопасти по суммарной скорости на соответствующем радиусе с учетом сжимаемости и не стационарности. Суммарная скорость в сечении определяется вращением лопасти, движением вертолета, маховым движением лопасти, индуктивным потоком на винте, а также продольным центробежным движением вдоль лопасти. Центробежный поток возникает из-за пограничного слоя. Как показали численные расчеты , этот поток не оказывает существенного влияния на обтекание лопасти. На рис. 3 показаны эпюры ламинарного и турбулентного пограничных слоев. При турбулентном пограничном слое радиальное течение практически отсутствует из-за значительных касательных усилий. Координата х определяет точку по хорде в связанной системе координат. Например, при значении х =,5 м и ω в = 5 рад/с наибольшая скорость от центробежной силы при ламинарном режиме Vr =,4 м/с, а при турбулентном, что более вероятно - в десять раз меньше, т.е. это течение можно не учитывать. Рис. 3. Распределение радиальных скоростей в пограничном слое: турбулентный ПС, ламинарный ПС 79

3 Причиной радиального течения в пограничном слое может быть и распределение давления вдоль лопасти . Это может привести к перераспределению аэродинамической нагрузки для тяжело нагруженных винтов. Базовой плоскостью для определения кинематических параметров является конструктивная плоскость вращения винта (рис. 4). Рис. 4. Кинематика обтекания лопасти в конструктивной плоскости вращения винта Кинематическая схема скоростей в поперечном сечении лопасти показана на рис. 5. Рис. 5. Треугольник скоростей сечения лопасти Относительная скорость в конструктивной плоскости вращения на радиусе rопределяется выражением W W (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ) =. () Вертикальная составляющая относительной скорости V y = λ r β. () Тогда суммарная относительная скорость в сечении (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ) + λ + r β λ β = r В этих выражениях приняты известные относительные параметры : µ = V cos(α); λ = V sin(α) + υ ; β = a sin(ψ) b cos(ψ). в в y. (3) В горизонтальном полете относительные индуктивные скорости (4) 8

4 υ > ; υ <. Определение этих скоростей может проводиться численными y методами, например методом дискретных вихрей, либо на основании дисковых теорий. Индуктивные скорости изменяются по диску НВ. Наиболее простой закономерностью является II гипотеза Глауэрта, согласно которой υ y = υ i ср (+ k cos ψ); где k коэффициент, учитывающий влияние относительного радиуса; 4 µ r k = 3 ; (5) µ, + λ υ i ср средняя по диску индуктивная скорость. Значения υ i ср и υ можно определить по дисковой теории В.И. Шайдакова . Для больших скоростей полета среднюю по диску индуктивную скорость можно определить по формуле CТ υi =, (6) ср 4 ξ µ где ξ коэффициент, учитывающий перетекание: ξ =,9,94. Параметры a,b,α в определяют в процессе аэродинамического расчета . Угол отклонения от оси х набегающего на сечение потока можно определить в зависимости от ψ согласно табл.. Угол атаки в текущем сечении это угол между хордой сечения лопасти и вектором скорости на бесконечности: () λ r β α e = ϕe cos δ + arctg (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ). (7) Угол установки сечения ϕ e зависит в общем случае от крутки лопасти и управления АП и РВ. Его можно определить по конструктивным и балансировочным параметрам: где ϕσ ϕe = ϕ,7 + B sin r k, D коэффициенты РВ и АП; (7, r) k a + k a cos(ψ) D δ (ψ) δ балансировочный угол отклонения АП в горизонтальном полете. B, (8) Расчет усилий на лопасти с учетом пространственного характера обтекания будем проводить по гипотезе "косых" сечений, т.е. несущим профилем лопасти считается сечение по местной скорости подходящего к лопасти потока. Определение геометрии таких сечений весьма затруднительно из-за крутки, 8

5 деформации лопасти и особенно на участках изменения профиля и в зоне обратного обтекания. Сечения лопасти определяют по местным линиям тока, которые считаются на участке лопасти прямолинейными и отклонены от нормального сечения в ту или другую сторону на угол δ (табл.). Изменение χ и δ в зависимости от азимута ψ, рад Выражение для χ, рад δ, рад r cos(ψ) arctg µ + υ + r sin(ψ), χ < Направление потока на лопасти К концу ψ χ лопасти Таблица r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), χ < ψ + χ К комлю лопасти 3 r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), ψ + χ К комлю лопасти <χ< r cos(ψ) 3 arctg + + µ υ r sin(ψ), 5 К концу ψ χ лопасти <χ< При значении δ < профиль в косом сечении обтекается с носка, а при δ > с хвостовой части. Для современных вертолетов изменения скоростей и угла атаки в сечениях по времени достигают больших величин: V & ma > ±м/ c, & α ma > ± o / c. Это приводит к нестационарному изменению всех аэродинамических параметров; возникает затягивание срыва. Движение вертолета существенно отличается от прогнозируемого по стационарным характеристикам. Аэродинамические коэффициенты в фиксируемый момент времени будут определяться не только значениями скорости и угла атаки в данный момент времени, но и процессом изменения их в предшествующее время. Естественно, более отдаленные моменты времени будут влиять слабее на этот процесс. Оказывает значительное влияние и характер зависимостей α& = f (t) и V & = f (t). Достаточно достоверных 8

6 зависимостей по этому вопросу нет, но есть некоторые экспериментальные зависимости, позволяющие учесть это явление. В частности, в работе изложен метод аппроксимации экспериментальных данных по трем параметрам, определяющим характер изменения угла атаки, что позволяет перевести полученные результаты на другие условия. Данные этой работы были использованы для определения коэффициента нормальной силы профиля в нормальных сечениях и сечениях по линии тока. Кроме того, проводили коррекцию коэффициента нормальной силы в зависимости от относительной толщины сечения и сжимаемости. В процессе предварительного расчета определяли кинематические параметры в сечениях лопасти согласно приведенным выше зависимостям. В качестве исходных геометрических, кинематических и балансировочных приняты параметры вертолета Ми-: C =,; ω =5,8 /с; а =4,7 ; а =5,7 ; в =, ; T V =,35; D =,7; k =,4; ϕ 7 =4. На рис. 6 показаны кинематические параметры по азимуту W и W П в седьмом сечении, а также углы атаки α и α и углы условно невозмущенного потока δ и χ. w w П α eп.5 α e 6 e HB eп 3 8 w α e 8 w П α eп Ψ Рис. 6. Кинематические параметры сечения лопасти в сечении «7» по гипотезе косых сечений; индексом «п» помечены параметры по гипотезе нормальных сечений Суммарные скорости в сечении W и W П практически изменяется по I гармонике. Естественно, на всех азимутах суммарная скорость W больше, чем скорость W П, а угол атаки по линии тока меньше угла атаки в нормальном сечении. Углы ориентации суммарного потока δ и χ, которые более чувствительны к маховому движению лопастей, существенно отличаются от простого гармонического изменения. На рис. 7 показано изменение углового и линейного ускорений в сечении «7». Для конкретного случая расчета α& практически изменяется в диапазоне 83

7 + - /с. Это изменение близко к I гармонике. Линейное ускорение W & в диапазоне + - м/с. Указанные обстоятельства значительного изменения как угла атаки, так и суммарной скорости являются причиной не стационарности аэродинамических характеристик. К сожалению, раздельное влияние этих двух факторов на аэродинамические характеристики не исследовано. На рис. 7 показано изменение поточной нормальной нагрузки по гипотезе косых сечений и нормальных 5 ẇ п α. П. ẇ α п Рис. 7. Изменение нормальной силы по азимуту в сечении «7»; индексом «п» помечены параметры по гипотезе W & и α& угловое и линейное ускорения Ψ Эти данные были получены с учетом не стационарности по углу атаки. Нагрузка по гипотезе косых сечений несколько выше, чем по гипотезе нормальных сечений, особенно в зоне отступающей лопасти п ψ= ψ=3 ψ= п ψ= Рис. 8. Изменение погонной нагрузки по радиусу для азимута ψ =3 и 84

8 Изменение погонной нагрузки по радиусу для азимута ψ =3 и показано на риc. 8. Для азимута ψ =3 нормальная нагрузка по обоим вариантам расчета практически не отличается. На азимуте ψ = нормальная нагрузка по гипотезе «косых» сечений выше, чем по гипотезе нормальных сечений. Это связано с одновременным влиянием на погонную нагрузку изменения скорости и угла атаки. Список литературы. Теория несущего винта. [Текст] Под ред. А.К. Мартынова, М.: Машиностроение, 973. с.. Михеев С.В., Аникин В.Х., Свириденко Ю.Н., Коломенский Д.С. Направление развития методов моделирования аэродинамических характеристик несущих винтов. [Текст] // Труды VI форума Рос ВО. М., 4. 5 с 3. Шайдаков, В.И. Дисковая вихревая теория несущего винта с постоянной нагрузкой по диску. [Текст] / В.И. Шайдаков //Проектирование вертолетов: тех. сб. науч. тр. // МАИ, Вып. 38, М., с 4. ЦАГИ основные этапы научной деятельности, / М., Физматлит, с. 5. Баскин, В.Э. Нормальная сила сечения лопасти несущего винта при динамическом срыве. [Текст] / В.Э. Баскин, В.Р. Липатов // Труды ЦАГИ, вып. 865, с 6. Грайворонский, В.А. Динамика полета вертолета. [Текст]: Учеб. Пособие / В.А. Грайворонский, В.А. Захаренко, В.В. Чмовж. Х.: Нац. аэрокосм. ун-т им. Н.Е. Жуковського ХАИ, 4. 8 с 7. Fogarty, L.E. The laminar boundary layer on a rotating blade. / J. aeronaut Sei., vol. 8, no. 3, 95. Поступила в редакцию Наближений метод розрахунку нормальних аеродинамічних зусиль розподілених, по лопаті несучого гвинта вертоліт На основі гіпотези косих перетинів розглянуті питання визначення зусиль розподілених по лопаті несучого гвинта з урахуванням стискання і не стаціонарності Ключові слова: лопать, несучий гвинт, вертоліт. An approimate method of calculation of normal aerodynemic effort distributed over the rotor blades of the helicopter On the basis of the hypothesis of oblique cross-sections are considered questions of definition effort distributed over the rotor blades with the compressibility and unsteadiness. Keywords: blade, rotor, helicopter. 85

Труды МАИ. Выпуск 92 УДК 629.735.45 www.mai.ru/science/trud/ Расчетные исследования характеристик рулевых винтов с различными значениями заполнения на режиме висения при вращении вертолета Анимица В.А.,

УДК 69.7.07 В.П. Зинченко Влияние стреловидной законцовки лопасти на аэродинамические характеристики несущего винта при больших скоростях полета вертолета Научно-производственное объединение «АВИА» На

УДК 568 ВВ Тюрев, ВА Тараненко Исследование особенностей обтекания профиля при нестационарном движении Национальный аэрокосмический университет им НЕ Жуковского «ХАИ» При современном развитии авиатранспортных

УДК 69.735.45.015.3 (075.8) В.П.Зинченко Расчет потерь тяги от обдувки планера вертолета несущим винтом на режиме висения Научно-производственное объединение «Авиа» Режимы висения и вертикального подъёма

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 45 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Численное моделирование режимов «вихревое кольцо» несущего винта вертолета. Макеев П.В., Шомов А.И. Аннотация. При помощи

Труды МАИ. Выпуск 87 УДК 629.735.33 www.mai.ru/science/trudy/ Расчетные исследования виброперегрузок несущего винта, вызванных пульсацией силы тяги, на базе вихревой теории Анимица В.А.*, Борисов Е.А.*,

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXX 2009 1 УДК 629.735.015.3.035.62 УДК ВЛИЯНИЕ ДАЛЬНЕГО ВИХРЕВОГО СЛЕДА ОТ НЕСУЩЕГО ВИНТА НА ХАРАКТЕРИСТИКИ БЛИЖНЕГО ПОЛЯ СКОРОСТЕЙ Р. М. МИРГАЗОВ, В. М. ЩЕГЛОВА Кратко изложен

УДК 69.735.0168.519.673 (045) А.И. Жданов, Е.П. Ударцев, А.И. Швец, А.Г. Щербонос Моделирование динамики полета самолета в нестационарном движении Національний авіаційний університет Вступление Определение

Центральный аэрогидродинамический институт имени проф. Н.Е. Жуковского О ВЛИЯНИИ БАЛАНСИРОВКИ НА АКУСТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСУЩЕГО ВИНТА Б.С. Крицкий, Р.М. Миргазов Шестая Всероссийская конференция

Тема 3. Особенности аэродинамики воздушных винтов Воздушный винт представляет собой лопастный движитель, приводимый во вращение двигателем, и предназначен для получения тяги. Он применяется на самолетах

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 38 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Программный комплекс для расчета аэродинамических характеристик несущих и рулевых винтов вертолетов на базе нелинейной

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 69 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Численное моделирование интерференции между несущим и рулевым винтами вертолета на режиме горизонтального полета со скольжением

У Ч Е Н Ы Е З А П И С К И Ц А Г И Т о м X L I I УДК 53.56. ТЕЧЕНИЕ В ОКРЕСТНОСТИ ТОЧКИ ИЗЛОМА ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ ТОНКОГО КРЫЛА НА РЕЖИМЕ СИЛЬНОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ Г. Н. ДУДИН А. В. ЛЕДОВСКИЙ Исследовано течение

Труды МАИ. Выпуск 95 http://trudymai.ru/ УДК 629.735.45.015 Анализ особенностей работы несущего винта с отрицательным выносом горизонтальных шарниров Борисов Е.А.*, Леонтьев В.А.**, Новак В.Н.*** Центральный

УДК 629.7.016.7 П.И. Моцарь, В.А. Удовенко Расчет углов атаки сечений лопасти и аэродинамических характеристик винта, зная распределение интенсивности вихревого слоя, в рамках метода дискретных вихрей

15.1.2. КОНВЕКТИВНАЯ ТЕПЛООТДАЧА ПРИ ВЫНУЖДЕННОМ ДВИЖЕНИИ ТЕКУЧЕЙ СРЕДЫ В ТРУБАХ И КАНАЛАХ В этом случае безразмерный коэффициент теплоотдачи критерий (число) Нуссельта зависит от критерия Грасгофа (при

2014 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА 200 УДК 534.83:629.735.45 ИССЛЕДОВАНИЕ ШУМА ВЫТЕСНЕНИЯ ОТ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА В ДАЛЬНЕМ ПОЛЕ В.А. ГОЛОВКИН, Б.С. КРИЦКИЙ, Р.М. МИРГАЗОВ Приведены результаты исследования

8 УДК 69.7.06: 69.7.018 Е.Д. Ковалев, канд. техн. наук, П.И. Моцар, В.А. Удовенко, канд. техн. наук МАТЕМАТИЧЕСКИЕ МОДЕЛИ ИМИТАЦИИ ДИНАМИКИ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЕТА НА КОМПЛЕКСНОМ ТРЕНАЖЕРЕ НА ОСОБЫХ И КРИТИЧЕСКИХ

Электронный журнал «Труды МАИ» Выпуск 55 wwwrusenetrud УДК 69735335 Соотношения для вращательных производных от коэффициентов моментов крена и рысканья крыла МА Головкин Аннотация С использованием векторных

Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии 66, 4 УДК 69.75.45, 5.5(75.8) А. Г. Дибир, А. А. Кирпикин, Н. И. Пекельный Влияние упругости торсионного крепления на дифференциальное

У Ч Е Н Ы Е З А П И С К И Ц А Г И Т о м X L I V 2 0 1 3 5 УДК 629.735.45.015.4 ИССЛЕДОВАНИЕ ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ВЕРТОЛЕТА НА ПОЛОЗКОВОМ ШАССИ ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ЛЕТНОГО ЭКСПЕРИМЕНТА С. А. АЛИМОВ, С. А.

Гидромеханика Модуль 1 1. Свойства жидкости. 2. Внешняя и внутренняя задача гидромеханики. 3. Массовые и поверхностные силы. 4. Потенциал массовых сил. 5. Главный вектор и главный момент гидродинамических

ТРУДЫ МФТИ. 2014. Том 6, 1 А. М. Гайфуллин и др. 101 УДК 532.527 А. М. Гайфуллин 1,2, Г. Г. Судаков 1, А. В. Воеводин 1, В. Г. Судаков 1,2, Ю. Н. Свириденко 1,2, А. С. Петров 1 1 Центральный аэрогидродинамический

74 ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА 11 Т 5, N- 3 УДК 6973533153 МАТЕМАТИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ НЕСТАЦИОНАРНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК МОДЕЛИ ПАССАЖИРСКОГО САМОЛЕТА ПРИ ПРОДОЛЬНОМ ДВИЖЕНИИ НА БОЛЬШИХ

Министерство образования Иркутской области Государственное бюджетное профессиональное образовательное учреждение Иркутской области «Иркутский авиационный техникум» «УТВЕРЖДАЮ» Зам. директора по УР ГБПОУИО

УД 5394: 62972 Об усталостной прочности лопасти несущего винта вертолета при действии ветровых нагрузок АИ Братухина Статья посвящена рассмотрению вопроса о напряжениях в невращающейся лопасти и втулке

ОГЛАВЛЕНИЕ 3 Предисловие... 11 ГЛАВА I ВВЕДЕНИЕ 1. Предмет аэродинамики. Краткий обзор истории развития аэродинамики... 13 2. Применение аэродинамики в авиационной и ракетной технике... 21 3. Основные

148 ТРУДЫ МФТИ. 2012. Том 4, 2 УДК 533.6.011.35 Т. Ч. Ву 1, В. В. Вышинский 1,2, Н. Т. Данг 3 1 Московский физико-технический институт (государственный университет) 2 Центральный аэрогидродинамический

УДК 533.6.011 Математическое моделирование процессов отрывного и безотрывного обтекания вращающихся летательных аппаратов # 05, май 2012 Тихонова Ю.В. Студент, кафедра «Динамика и управление полетом ракет

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 28. Т. 49, N- 6 99 УДК 533.692 ПОСТРОЕНИЕ КРЫЛОВЫХ ПРОФИЛЕЙ, БЕЗОТРЫВНО ОБТЕКАЕМЫХ СЖИМАЕМЫМ ПОТОКОМ В ЗАДАННОМ ДИАПАЗОНЕ УГЛОВ АТАКИ О. С. Дунаева, Н. Б. Ильинский

Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии 62, 203 УДК 532.582.2 В.А. Захаренко Обтекание решетки профилей при больших и малых углах атаки Национальный аэрокосмический университет

Открытые информационные и компьютерные интегрированные технологии 44, 009 УДК 533.68 Т.А. Гамануха, А.Г. Гребеников, В.В. Тюрев Метод определения аэродинамических моментов, действующих на самолёт транспортной

Министерство образования и науки РФ Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Казанский (Приволжский) Федеральный Университет» ИНСТИТУТ МАТЕМАТИКИ

Известия Челябинского научного центра, вып. 3 (33), 26 ПРОБЛЕМЫ МАШИНОСТРОЕНИЯ УДК 621.9 РАСЧЕТ ТОЛЩИНЫ СРЕЗАЕМОГО СЛОЯ ПРИ ФРЕЗЕРОВАНИИ ПРОСТРАНСТВЕННО СЛОЖНЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ, ИМЕЮЩИХ СТУПЕНЧАТЫЙ ПРИПУСК

ГЕЛИОГЕОФИЗИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ 2015 РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЙ ГЕОФИЗИЧЕСКИХ РИСКОВ УДК 551.508.8 МОДЕЛЬ ПРОГНОЗА ИЗМЕНЕНИЯ ИНТЕНСИВНОСТИ ОБЛЕДЕНЕНИЯ НЕСУЩИХ ВИНТОВ ВЕРТОЛЕТА С УЧЕТОМ ДИНАМИКИ ЕГО ДВИЖЕНИЯ

ВЕСЦІ НАЦЫЯНАЛЬНАЙ АКАДЭМІІ НАВУК БЕЛАРУСІ 3 2014 СЕРЫЯ АГРАРНЫХ НАВУК УДК 621.929:636(476) Механізацыя і энергетыка И. М. ШВЕД 1, А. В. КИТУН 1, В. И. ПЕРЕДНЯ 2, Н. Н. ДЕДОК 1, В. М. КОЛОНЧУК 1 ОПРЕДЕЛЕНИЕ

УДК 622.7 Гравітаційна сепарація В.И. КРИВОЩЕКОВ, канд. техн. наук (Украина, Днепропетровск, Национальный горный университет) ИССЛЕДОВАНИЕ ОБТЕКАНИЯ ЦИЛИНДРОВ ПРИСТЕННЫМ ПОТОКОМ ВЯЗКОЙ ЖИДКОСТИ Проблема

04 НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА 00 УДК 553.65..3:68.3:69.7.05 РАСЧЕТ ВОЗДУШНОГО ВИНТА БЕСПИЛОТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С УЧЕТОМ ЧИСЛА РЕЙНОЛЬДСА И СТЕПЕНИ РЕДУКЦИИ О.В. ГЕРАСИМОВ Б.С. КРИЦКИЙ Представлены

УДК533.6.011.32 ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ НЕСТАЦИОНАРНОГО ПОПЕРЕЧНОГО ОБТЕКАНИЯ ЦИЛИНДРА НА ВОЗНИКНОВЕНИЕ БОКОВЫХ СИЛ А.А. Сергеева, Р.В. Сидельников Настоящая работа рассматривает решение нестационарного поперечного

УДК 69.7.36/534.. А.В. ИВАНОВ, кандидат технических наук, М.К. ЛЕОНТЬЕВ, доктор технических наук МАИ, Москва МОДАЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ДИНАМИЧЕСКИХ СИСТЕМ РОТОРОВ Развиваются методы модального анализа для решения

32 УДК 629.735.33 Д.В. Тиняков ВЛИЯНИЕ КОМПОНОВОЧНЫХ ОГРАНИЧЕНИЙ НА ЧАСТНЫЕ КРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ ТРАПЕЦИЕВИДНЫХ КРЫЛЬЕВ САМОЛЕТОВ ТРАНСПОРТНОЙ КАТЕГОРИИ Введение В теории и практике формирования геометрических

Самарский государственный аэрокосмический университет ИССЛЕДОВАНИЕ ПОЛЯРЫ САМОЛЕТА ПРИ ВЕСОВЫХ ИСПЫТАНИЯХ В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ Т -3 СГАУ 2003 Самарский государственный аэрокосмический университет В.

ПРАКТИЧЕСКОЕ ЗАНЯТИЕ по дисциплине «Нагнетатели ТЭС» Задача Расчет рабочего колеса насоса Рассчитать рабочее колесо насоса для подачи воды плотностью при избыточных давлениях на выходе p н и на входе p

С.В.Валландер ЛЕКЦИИ ПО ГИДРОАЭРОМЕХАНИКЕ Л.: Изд. ЛГУ, 1978, 296 стр. В учебном пособии рассматриваются следующие вопросы: вывод общей системы уравнений гидромеханики, запись этой системы для различных

ОБ УСТОЙЧИВОСТИ ТОНКОСТЕННОЙ ЦИЛИНДРИЧЕСКОЙ ОБОЛОЧКИ С КРУГОВЫМИ ВЫРЕЗАМИ БЕЗ РЕБЕР ЖЕСТКОСТИ ПРИ ЕЕ ОСЕВОМ СЖАТИИ Меньшенин Александр Аркадьевич Ульяновский государственный университет Задача данного

12 июня 2017 г. Совместный процесс конвекции и теплопроводности называется конвективным теплообменом. Естественная конвекция вызывается разностью удельных весов неравномерно нагретой среды, осуществляется

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 200. Т. 42, N- 79 УДК 628.23 РАСЧЕТ ПРОЧНОСТИ ЛОПАТКИ КАК ОРТОТРОПНОЙ ПЛАСТИНКИ ЛИНЕЙНО-ПЕРЕМЕННОЙ ТОЛЩИНЫ В. И. Соловьев Новосибирский военный институт, 6307

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 2002. Т. 43, N- 1 45 УДК 532.5:533.6 ПАРАДОКС УГЛОВОЙ КРОМКИ ПРОФИЛЯ В НЕСТАЦИОНАРНОМ ПОТОКЕ Д. Н. Горелов Омский филиал Института математики СО РАН, 644099 Омск

УДК 621.452.3 Ю. М. Т е м и с, Д. А. Я к у ш е в, Е. А. Т а р а с о в а ОПТИМИЗАЦИЯ ЗАМКОВОГО СОЕДИНЕНИЯ ЛОПАТКИ С ДИСКОМ КОМПРЕССОРА Рассмотрены особенности контактного взаимодействия в замковом соединении

Теория и рабочие процессы 54 УДК 621.515:438 В.П. ГЕРАСИМЕНКО 1, Е.В. ОСИПОВ 2, М.Ю. ШЕЛКОВСКИЙ 2 1 Национальный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского ХАИ, Украина 2 Заря Машпроект ГПНПК газотурбостроения,

УДК 629.127.4 В. В. В е л ь т и щ е в УПРОЩЕННОЕ ПРЕДСТАВЛЕНИЕ ГИБКОГО КАБЕЛЯ ПЕРЕМЕННОЙ ДЛИНЫ ДЛЯ МОДЕЛИРОВАНИЯ ДИНАМИКИ ТЕЛЕУПРАВЛЯЕМОГО ПОДВОДНОГО КОМПЛЕКСА Рассмотрены особенности проектирования кабельных

ЗАВИСИМОСТЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛЬЕВ ПРОСТОЙ ФОРМЫ В ПЛАНЕ ОТ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ Спиридонов А.Н., Мельников А.А., Тимаков Е.В., Миназова А.А., Ковалева Я.И. Оренбургский государственный

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXVI I 6 3 УДК 69.735.45.5.3.35.6 СПЕЦИАЛЬНЫЕ ФУНКЦИИ В ТЕОРИИ ВИНТА В. В. ВОЖДАЕВ, В. С. ВОЖДАЕВ, Е. С. ВОЖДАЕВ Рассмотрена задача применения аналитических решений для построения

ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЙ ЭКСПЕРИМЕНТ ПО ОЦЕНКЕ ВЛИЯНИЯ ФОРМЫ ЛОПАСТИ НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА НА УРОВЕНЬ ШУМА В ДАЛЬНЕМ ПОЛЕ В.А. Ивчин (МВЗ им. М.Л. Миля) Рыжов А.А., В.Г. Судаков, (ЦАГИ) Вычислительный эксперимент

Теплофизика и аэромеханика 013 том 0 1 УДК 69.735.33.015.3 Аэродинамические характеристики модели пассажирского самолета при гармонических колебаниях по углу крена и рыскания на больших углах атаки В.И.

Лекция 1 Движение вязкой жидкости. Формула Пуазейля. Ламинарное и турбулентное течения, число Рейнольдса. Движение тел в жидкостях и газах. Подъемная сила крыла самолета, формула Жуковского. Л-1: 8.6-8.7;

90 УДК 69.735.33 В.И. Рябков, д-р техн. наук, Н.Н. Мельник, В.В. Утенкова, канд. техн. наук ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПЛОЩАДИ ХВОСТОВОГО ОПЕРЕНИЯ НА ЭТАПЕ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ С УЧЕТОМ ФОРМЫ КРЫЛА САМОЛЕТА

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXVI 2005 1 2 УДК 629.782.015.3 БАЛАНСИРОВОЧНОЕ КАЧЕСТВО СИСТЕМЫ КРЫЛО КОРПУС ПРИ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ С. Д. ЖИВОТОВ, В. С. НИКОЛАЕВ Рассмотрена вариационная задача

РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ЛА СХЕМЫ «ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО» С ПОМОЩЬЮ ПРОГРАММНОГО КОМПЛЕКСА FLOWVISION С.В. Калашников 1, А.А. Кривощапов 1, А.Л. Митин 1, Н.В.

Лекция 3 Тема 1.2: АЭРОДИНАМИКА КРЫЛА План лекции: 1. Полная аэродинамическая сила. 2. Центр давления профиля крыла. 3. Момент тангажа профиля крыла. 4. Фокус профиля крыла. 5. Формула Жуковского. 6. Обтекание

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ----------- Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования М о с к о в с к и й а в и а ц и

ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 2011. Т. 52, N- 3 153 УДК 534.1 ПРОДОЛЬНЫЕ КОЛЕБАНИЯ ПЛАСТИНЫ, ОБТЕКАЕМОЙ ВЯЗКОЙ ЖИДКОСТЬЮ В КАНАЛЕ, ОБУСЛОВЛЕННЫЕ ВЫНУЖДЕННЫМИ ПОПЕРЕЧНЫМИ КОЛЕБАНИЯМИ ПЛАСТИНЫ

Теплофизика и аэромеханика, 2010, том 17, 2 УДК 621.311 Определение аэрогидродинамических характеристик лопастей турбин с вертикальной осью вращения Б.П. Хозяинов, И.Г. Костин Кузбасский государственный

Компьютерная имитационная модель динамики несущего винта вертолета Цель создания имитационной модели отработка алгоритмов управления и методов идентификации динамического состояния винта на различных режимах

МАШИНОСТРОЕНИЕ И МАТЕРИАЛОВЕДЕНИЕ ВЕСТНИК ТОГУ 014 1 (3) УДК 6036: 60331 А Д Ловцов, Н А Иванов, 014 ПРОЕКТИРОВАНИЕ И РАСЧЕТ РАМЫ ЛЕГКОГО КОЛЕСНОГО ВЕЗДЕХОДА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ МЕТОДА КОНЕЧНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ПО ВЫСШЕМУ ОБРАЗОВАНИЮ НИЖЕГОРОДСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ им.р.е.алексеева КАФЕДРА АРТИЛЛЕРИЙСКОЕ ВООРУЖЕНИЕ МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ по дисциплине

114 Аэрогидромеханика ТРУДЫ МФТИ. 2014. Том 6, 2 УДК 532.526.048.3; 532.527; 532.529 В. В. Вышинский 1,2, А. А. Корняков 2, Ю. Н. Свириденко 2 1 Московский физико-технический институт (государственный

29 УДК 629.7.023 А.А. Царицынский ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ ТЕПЛОВОЙ ДЕФОРМАЦИИ КОМПОЗИТНОЙ ПАНЕЛИ СОЛНЕЧНОЙ БАТАРЕИ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ НА ЕЕ ОСВЕЩЕННОСТЬ Солнечные батареи являются основными источниками энергии

Национальный технический университет Украины «Киевский политехнический институт» Кафедра приборов и систем ориентации и навигации Методические указания к лабораторным работам по дисциплине «Навигационные

Для выполнения боевого задания и обеспечения безопасности полетов конструкция вертолета должна быть достаточно прочной и жесткой. Под прочностью имеют ввиду способность конструкции воспринимать, не разрушаясь, заданные внешние нагрузки, встречающиеся в процессе эксплуатации. Под жесткостью понимают способность конструкции сопротивляться деформированию под нагрузкой.

В процессе эксплуатации вертолет подвергается различным па характеру и величине нагрузкам: статическим (постоянным или медленно меняющимся по времени), динамическим (ударным и вибрационным). В зависимости от вида нагружения конструкция или отдельная ее часть должна обладать соответствующим видом прочности.

Сочетание необходимых значений различных видов прочности, обеспечивающее нормальную работу конструкции в пределах установленных ограничений и сроков, называют эксплуатационной прочностью.

В процессе эксплуатации прочность конструкции не остается неизменной. Большие нагрузки, близкие к предельным, могут вызывать остаточные деформации в ее элементах. Небольшие, но многократно повторяющиеся нагрузки вызывают развитие усталостных трещин, ослабляющих конструкцию. Происходят износ

трущихся деталей, абразивный износ лопастей НВ, лопаток газотурбинных двигателей под действием пыли, песка. Кроме того, при техническом обслуживании вносятся повреждения в виде вмятин, царапин, рисок, забоин и т. д. Все это приводит к постепенному снижению прочности конструкции и вынуждает ограничивать ресурс (налет в часах) вертолета.

В процессе эксплуатации на конструкцию постоянно действуют перепады температур, атмосферные осадки, пыль, солнечная радиация и т. д. Воздействие этих факторов вызывает коррозию элементов конструкции, растрескивание остекления и других неметаллических деталей, повреждение защитных покрытий. В результате приходится ограничивать календарное время эксплуатации техники (срок службы).

Таким образом, все указанные выше внешние факторы, снижающие прочность и ухудшающие эксплуатационные качества конструкции, ограничивают ее долговечность. Долговечностью летательного аппарата называют свойство сохранять работоспособность с учетом обслуживания и ремонта до некоторого предельного состояния, при котором нарушаются требования безопасности полетов, снижается эффективность эксплуатации. Показателями долговечности служат ресурс и срок службы.

Одной из основных задач технической эксплуатации авиационной техники является поддержание необходимой прочности в течение всего срока службы в условиях реальной эксплуатации.

Общие принципы расчета вертолета на прочность

В Нормах прочности предусматривается также: действие отрицательной перегрузки = -0,5 при вводе в планирование, энергичные развороты вертолета на висении, воздействие вертикальных и боковых порывов воздуха и др. Каждый из расчетных случаев является определяющим для прочности той или иной части или агрегата вертолета.

Посадочные расчетные случаи рассматривают различные варианты посадки: на все опоры, только на основные, посадка с боковым ударом и т. д.

Наземные расчетные случаи рассматривают воздействие ветра, буксировку вертолета по неподготовленной площадке и др.

Особая сложность расчета вертолета на прочность состоит в том, что основные его нагрузки, например, силы от лопастей НВ, имеют переменный по величине и направлению характер, что вызывает колебания самих лопастей и конструкции вертолета в целом. Такое нагружение называется динамическим. При длительном действии многократно повторяющихся нагрузок разрушение конструкции происходит при напряжениях, значительно меньших, чем при постоянной, статической нагрузке. Это объясняется явлением усталости материала.

В Нормах прочности приводятся также все необходимые данные для расчета жесткости конструкции, ее динамической прочности и ресурса (срока службы).

Понятие о расчете статической прочности

Если нагрузка конструкции постоянна или изменяется медленно, то деформации и напряжения в ней будут также постоянны или изменяться постепенно, пропорционально нагрузке, без колебательных процессов. Такое нагружение называется статическим.

Для вертолета статическими нагрузками можно считать: тягу несущего и рулевого винтов; центробежные силы лопастей; аэродинамические силы крыла и оперения.

Расчет на статическую прочность включает:

• - определение в соответствии с Нормами прочности величины и характера распределения расчетных нагрузок;
• - построение эпюр поперечной Q и продольной N сил, изгибающего и крутящего моментов для рассматриваемой части конструкции вертолета;
• - выявление наиболее нагруженных участков конструкции, в которых возможны наибольшие напряжения;
• - определение напряжений в элементах конструкции и сравнение их с разрушающими.

Статическая прочность конструкции обеспечивается, если напряжения в ее элементах не превышают разрушающих значений.

Однако обеспечение статической прочности еще не гарантирует безопасной эксплуатации вертолета, поскольку под действием переменных нагрузок в его конструкции возникают соответствующие переменные напряжения. Эти напряжения, накладываясь на постоянные, увеличивают суммарные напряжения, а также могут привести к усталостному разрушению конструкции.

Источники переменных нагрузок вертолета

Основные нагрузки вертолета носят переменный характер, они постоянно изменяются по величине и направлению с определенными частотами.

Основными источниками переменных нагрузок являются несущий и рулевой винты. Причиной периодического изменения сил, действующих на лопасти НВ, является непрерывное изменение скорости и направления набегающего на них потока в различных азимутах и в различных сечениях при поступательном полете вертолета. Когда лопасть при своем вращении движется навстречу набегающему на вертолет потоку, суммарная скорость ее обтекания увеличивается, а при движении назад, напротив, уменьшается. Поскольку аэродинамические силы пропорциональны квадрату скорости обтекания, подъемная сила Ул и лобовое сопротивление Хл лопасти также постоянно изменяются. Это вызывает маховое движение лопастей в вертикальной плоскости и колебания в плоскости вращения.

При маховом движении центры масс лопастей периодически приближаются и удаляются от оси винта, что вызывает появление переменных кориолисовых сил, действующих в плоскости вращения. Эти силы также вызывают колебания лопастей в плоскости вращения.

Все эти переменные силы передаются на втулку НВ и далее через вал винта и редуктор на фюзеляж вертолета, вызывая его колебания в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Амплитуды переменных сил, передаваемых с лопастей, могут составлять тысячи ньютон, а для тяжелых вертолетов - десятки тысяч. Частоты этих сил кратны произведению частоты вращения винта на число лопастей.

Дополнительными источниками переменных сил могут явиться плохая балансировка и несоконусность лопастей. Плохая балансировка заключается в неодинаковых статических моментах лопастей, что вызывает неуравновешенность их центробежных сил. Несоконусность проявляется в различных амплитудах махового движения лопастей вследствие отличий их внешних форм, жесткости на кручение или неточной регулировки установочных углов. По тем же причинам возникают переменные силы рулевого винта.

В статье рассмотрен один из вопросов рационального проектирования композитных лопастей несущего винта вертолета. Обычно расположение и соотношение размеров отверстий для болтов узла крепления в комле лонжерона лопасти несущего винта выбираются исходя из конструктивных и технологических соображений. При этом, разумеется, учитываются требования прочности и усталостного ресурса. Однако, как правило, отдается предпочтение наиболее простому с технологической точки зрения решению. Между тем особенностями напряженного состояния именно в этой области в значительной мере определяются прочностные и усталостные свойства лопасти в целом. Это подтверждается как результатами стендовых испытаний, так и опытом эксплуатации изделий в полетных условиях. Здесь для определения оптимальных размеров и расположения отверстий узла крепления комлевой части лопасти несущего винта выполнена серия конечно-элементных расчетов. В конечно-элементной модели учитывается нелинейный характер контактного взаимодействия между болтами узла крепления и композитного материала лопасти несущего винта. Для оценки уровня напряженно-деформированного состояния многослойного композитного материала используется критерий Хилла. При этом возникла необходимость в предварительной оценке пределов прочности для многослойного пакета произвольного состава по известным характеристиками монослоев. Для построения расчетной модели разработан алгоритм построения диаграмм деформирования многослойного композитного материала. Данные диаграммы использованы для определения жесткостных характеристик многослойного пакета и предельных погонных усилий для данного пакета. Выполнены расчеты по оценке напряженного состояния композитного материала в области узлов крепления при заданных условиях нагружения. Рассмотрены 45 вариантов расположения отверстий и соотношения их размеров. На основании результатов расчетов сделан вывод о том, что актуальный вариант конструктивного решения не является оптимальным.