Пример расчета несущего винта вертолета на растяжение. Об усталостной прочности лопасти несущего винта вертолета при действии ветровых нагрузок. Расчет удельной приведенной мощности при висении на статическом потолке
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
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.
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.
Список обозначений
Введение
1. Глава 1. Обзор современного состояния проблемы
1.1 Уравнения деформаций лопасти. Основные допущения. Системы координат
1.2 Распределение индуктивных скоростей на несущем винте
1.3 Расчёт комлевого участка лопасти
1.4 Методы решения уравнений деформаций лопасти
Выводы к главе 1
2. Глава 2. Разработка расчётного метода
2.1 Описание метода расчёта
2.2 Преобразование исходной системы уравнений
2.3 Решение системы уравнений
2.4 Задание граничных условий
2.5 Преобразование членов уравнений аэродинамической нагрузки на лопасть
2.6 Моделирование комлевого участка лопасти
2.7 Моделирование демпферов
2.8 Алгоритм вычислений
Выводы к главе 2
3. Глава 3. Исследование упругих колебаний лопасти несущего винта вертолёта
3.1 Исходные данные
3.2 Собственные колебания недемпфированной системы
3.2.1 Колебания невращающейся консольной балки
3.2.2 Исследования свободных колебаний невращающейся лопасти
3.2.3 Исследования свободных колебаний вращающейся лопасти
3.2.4 Исследования совместных свободных изгибно-крутильных колебаний вращающейся лопасти
3.3 Исследование вынужденных колебаний
3.3.1 Исследование установившегося режима. Режим «горизонтальный полёт»
3.3.2 Исследование стационарного режима. Режим «висение»
Выводы к главе 3
4. Глава 4. Применение расчётного метода для решения практических задач проектирования несущей системы вертолёта
4.1 Исследования собственных характеристик лопасти вертолёта Ми-8, шарнирно подвешенной в горизонтальном шарнире, при её падении на ограничитель свеса
4.2 Исследование собственных характеристик лопасти вертолёта Ми-8, работающих в системе 8ЬЕ8
4.3 Исследование манёвренного режима «горка»
4.3.1 Постановка задачи
4.3.2 Результаты расчёта манёвра методом прямого интегрирования
4.3.3 Сравнение результатов расчета маневренного режима с результатами, полученными квазистационарным методом
Выводы к главе 4
Заключение
Литература
Список обозначений
х0,у0,г0 - неподвижная система координат, связанная с центром втулки х1,у1,г1 - вращающаяся система координат, связанная с центром втулки х,у,г - система координат, связанная с рукавом втулки соответствующей лопасти
х2,у2,г2 - система координат, связанная с сечением лопасти
х3,у3,г3- система координат, связанная с главными осями сечения лопасти
у/ - азимут лопасти, рад
со - угловая скорость вращения втулки, рад/с
е0 - расстояние между осями у и у<пм
хр,ур - координаты центра растяжения в осях х3,у3, м
хт,ут - координаты центра тяжести сечения в осях х3,у3 ,м
хж -расстояние оси жесткости от носка лопасти, м
Ъ - хорда лопасти, м
у(гхЛо) - скорость набегающего потока и её компоненты, м/с
аь - угол атаки винта, рад
(р -угол установки сечения лопасти, рад
в - угол закрутки лопасти за счет её деформации кручения и расстояния, рад
штрих - производная по г или по г
точка над буквой - производная по времени
ах,ау,аг -линейное ускорение точки лопасти, м/с2
рх,ру,рг - составляющие погонной нагрузки в сечениях лопасти, кг
Составляющие погонных моментов в сечениях лопасти, кг-м
р - плотность материала, из которого изготовлена лопасть, кг-м
^ - площадь поперечного сечения лопасти, м
погонная масса лопасти, кг - с /м
1щ,1тг -погонные массовые моменты инерции лопасти относительно осей х, и
Уз > кг-с
/=/+/- погонный массовый момент инерции лопасти относительно оси
жесткости, кг-с
г - координата 2 центра жесткости сечения недеформированной лопасти, м и = г-г- перемещение центра жесткости сечения недеформированной лопасти по оси г, М Я - радиус винта, м
Е1х,Е12- изгибная жесткость лопасти, кг-м2
01 к - жесткость лопасти на кручение, кг-м2
Е,С- модули растяжения и сдвига для лонжерона лопасти
у - коэффициент Пуассона
N - растягивающая сила в сечении лопасти, кг
/ -полярный момент инерции сечения, работающего на растяжение,
относительно оси жесткости, м
^ - площадь сечения, работающая на растяжение, м
в -угол закрутки сечения лопасти за счет её растяжения, рад
0изг - угол поворота сечения лопасти за счет изгиба, рад
гг,гь,гос- выносы горизонтального, вертикального и осевого шарниров, м
КвЪм - коэффициент компенсатора взмаха лопасти вокруг горизонтального
Р - круговая частота собственных колебаний лопасти, кол/мин а-рг
Л ^ ^ > ^ у -составляющие погонных гироскопических сил и моментов
х (г, у (г, {),в (г,?)-деформация лопасти, м
Мд - момент демпфера вертикального шарнира, кг - м
Мпред - максимальный момент, развиваемый демпфером вертикального шарнира с нелинейной характеристикой, кг-м
% 7 - среднее по азимутам значение угла установки недеформированной лопасти на относительном радиусе лопасти г = 0,7, рад
А<р - закрутка сечения недеформированной лопасти относительно сечения г = 0,7, рад
ае - продольное отклонение тарелки автомата перекоса (положительное - на кабрирование), рад
г] - поперечное отклонение тарелки автомата перекоса (положительное - в сторону поступающей лопасти), рад
Уап - вертикальное перемещение тарелки автомата перекоса, м Ау/ап - азимутальное положение тяги управления лопастью при у/ = 0 относительно оси хап, проходящей через тягу продольного управления автоматом перекоса, рад
Яа„,1, -плечи тяги управления лопастью относительно оси вала винта и оси осевого шарнира лопасти, м
у/ап = (// + Д|//пн - азимут лопасти относительно оси хап, рад 2ч - число лопастей Ъ - хорда лопастей, м р - плотность воздуха, кг - м3
Жп - нормальная к оси лопасти составляющая скорости потока, м/с q - погонный аэродинамический демпфирующий момент на лопасти, кг - м хж =хж/Ь - относительное расстояние оси жесткости от носка лопасти Мш - шарнирный момент лопасти, кг-м
^т"Мхап"М-ап" сила и моменты, действующие на автомат перекоса со стороны лопастей
М,М,М - компоненты момента, действующего на винт, относительно
неподвижных осей втулки x0,y0,z0, кг-м
Ту,Тх- подъемная и пропульсивная силы несущего винта в скоростных осях, кг MVM2 - изгибающие моменты в лопастях относительно главных осей,
проходящих через центр растяжения, кг - м
G = л 117 - коэффициент заполнения винта лЯ
b0 7 - хорда лопастей на г - 0,7, м
G, =-,Gn =^2- - изгибные напряжения в лопасти, кг/м2
WY,W2 - моменты сопротивления лопасти при нагибе в плоскостях наименьшей и наибольшей жесткости, м3
X - угол стреловидности передней кромки лопасти, град а - угол атаки сечения лопасти, град
vy -осевая составляющая индуктивности скорости в плоскости винта (о0 > 0-вверх), м/с
о0 - среднее по диску винта значение индуктивности скорости (и0 > 0 -вниз), м/с Кл - коэффициент, учитывающий переменность индуктивности скорости по диску несущего вина
Я = Vsmai>-. коэффициент протекания coR
ц =-ъ- - характеристика режима
Сгг =-т - коэффициент тяги
Г p7iR2{a>R)2
В - коэффициент концевых потерь
сх,с,тп_- аэродинамические коэффициенты сопротивления, тяги и продольного
моменты профиля
М = --- число М для сечения лопасти
а - скорость звука, м/с2
Ж - полная скорость набегающего на лопасть потока, м/с
Рх2а,Ру2а,Р:2а - составляющие погонной аэродинамической силы по осям х2,у2,г2, кг
Рш, Руа, Р:а - составляющая погонной аэродинамической силы по осям х,у,г, кг цка - погонный крутящий момент от аэродинамических сил, кг-м хф - расстояние точки приведения аэродинамических моментов лопасти от оси жесткости (Хф > 0, если точка приведения моментов находится впереди оси жесткости), м
визг - поворот сечения лопасти, вызванный её изгибом в двух плоскостях, рад
Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Исследование нагруженности и прочности лопасти несущего винта вертолета на маневренных и неустановившихся режимах»
Введение
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 ее 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.
Несущий винт вертолёта определяет его лётные характеристики, устойчивость и управляемость. Наличие несущего винта может приводить к таким явлениям как земной резонанс и флаттер. Он является источником вибраций и переменных нагрузок в силовых элементах конструкции вертолёта. Поэтому расчёт несущего винта является важнейшей задачей при проектировании вертолёта.
Лопасть несущего винта работает под совместным действием аэродинамических и центробежных сил, изгибающих и крутящего моментов. В общем случае поступательного полёта, распределение внешней нагрузки на лопасти зависит от её азимутального положения, а также от движения вертолёта в пространстве. Поэтому расчёт лопасти несущего винта является сложной задачей, для решения которой необходимо рассматривать весь диапазон режимов полёта, возникающих при эксплуатации вертолёта.
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. В настоящее время для расчетов нагрузок на этих режимах применяется квазистатический метод, когда в каждый момент времени режим работы несущего винта считается установившимся. Такой подход не обеспечивает высокой точности расчетов, т.к. не учитывает реальной динамики лопасти несущего винта. Таким образом, создание методики расчёта лопастей несущих винтов для манёвренных и переходных режимов позволит повысить надёжность расчётов нагрузок несущей системы вертолёта, уточнить ресурсы агрегатов несущей системы.
Манёвренные и переходные режимы работы несущего винта являются неустановившимися. Нахождение решения уравнений деформаций лопасти для такой задачи приближёнными методами, такими как метод Б.Г. Галёркина ,, не представляется возможным, в связи с невозможностью задания функции внешней нагрузки как периодической. Наиболее целесообразно решать данную задачу, используя метод прямого интегрирования.
В связи с этим, задача разработки обобщённого 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.
Таким образом, решается общая задача колебаний лопастей несущего винта с произвольно заданным по их длине распределением нагрузок в каждый момент времени.
Особенностью разработанной методики также является то, что анализируются одновременно все лопасти несущего винта, что позволяет получить мгновенные значения на несущем винте в каждый момент времени, тогда как, например, в работе значение тяги бралось осреднённым за оборот винта. Это обстоятельство позволяет повысить точность расчётов.
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/Nsactran, с существующими точными решениями и решениями, полученными другими авторами.
Программа РНВ предназначена для получения значений напряжений в сечениях лопастей несущего винта при любых режимах полёта, в том числе и манёвренных;
Программа СЧ позволяет получать деформации лопасти при её собственных колебаниях.
Собственные частоты и формы лопасти получались из найденных в программе СЧ деформаций, преобразованных методом спектрального анализа. Для этого использовалась программа, разработанная В.А. Ивчиным , реализующая алгоритм быстрого преобразования Фурье.
Глава 1 данной работы содержит обзор существующих методов расчёта лопастей, применяемых в практике проектирования вертолётов, приводятся некоторые теоретические аспекты расчёта, приводятся уравнения деформаций лопасти, взятые за исходные, допущения, формулируются граничные условия. На основании анализа состояния проблемы формируются цель и задачи исследования.
Глава 2 посвящена описанию метода решения уравнений деформаций лопасти. В ней формулируются принятые допущения, обусловленные выбранным методом, описывается преобразование исходной системы
уравнений деформаций лопасти, согласно предложенному методу, записываются граничные условия.
Глава 3 посвящена обоснованию достоверности разработанной методики. В ней рассматриваются задачи собственных и вынужденных колебаний лопасти. Для примера рассматривалась лопасть вертолёта Ми-8. Для исследования собственных колебаний лопасти рассматривается ряд задач, решение которых сопоставляются с известными точными решениями, с результатами, полученными другими авторами, с результатами, полученными в современном конечно-элементном пакете. Задача вынужденных колебаний лопасти рассматривается для режимов «горизонтальный полёт» и «висение». В связи с отсутствием данных, для режима «висение» делается общий анализ полученного решения. Задача установившегося режима является частным случаем для задачи, исследуемой в данной работе. Поэтому решение, полученное в работе для установившегося режима «горизонтальный полёт», используется для подтверждения правильности разработанной методики. Проведены исследования по влиянию на результаты расчета методов расчёта индуктивной скорости по диску несущего винта. Рассмотрены два метода расчёта индуктивных скоростей: метод Глауэрта-Локка на основе импульсной теории, применённой в работе и метод Манглера-Сквайра , на основе дисковой теории, применённой в работах .
Глава 4 посвящена исследованиям ряда задач с применением разработанной методики. Используя разработанную программу СЧ, автором данной работы совместно с В.А. Ивчиным, были проведены исследования разрабатываемой на ОАО «МВЗ им. М.Л. Миля» системы ЗЬЕБ . Эта система была предложена В.М. Пчелкиным и Н.С. Павленко для снижения нагрузок на систему управления одновинтовым вертолётом и предполагает защемление лопасти в горизонтальном шарнире в зависимости от её азимутального положения. В качестве примера рассматривалась лопасть вертолёта Ми-8. Также с помощью программы СЧ исследовалась задача
расчёта собственных характеристик шарнирно подвешенной в горизонтальном шарнире лопасти вертолёта Ми-8, при её падении на ограничитель свеса. С помощью разработанной программы РНВ исследовалась задача расчёта лопасти на манёвренном режиме «горка». Результаты расчёта сопоставляются с результатами, полученными на основе квазистатического метода.
Результаты проведённых исследований показали, что разработанная методика применима как к анализу лопастей несущих винтов вертолётов, работающих на установившихся режимах, так и для расчётов лопастей, работающих в условиях переходных и манёвренных режимов.
Работа содержит список использованной литературы, включающий 53 наименования. Объём основного текста составляет 137 страниц. Результаты работы изложены в статьях , , , .
Похожие диссертационные работы по специальности «Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов», 05.07.03 шифр ВАК
Расчет напряженно-деформированного, предельного состояния и демпфирующих характеристик элементов композитных конструкций несущей системы вертолета 2014 год, кандидат технических наук Горелов, Алексей Вячеславович
Динамические модели автожира и нормирование условий нагружения конструкции 2005 год, кандидат технических наук Калмыков, Алексей Александрович
Динамика и прочность авторотирующего несущего винта 2003 год, кандидат технических наук Полынцев, Олег Евгеньевич
Улучшение аэроупругих характеристик летательного аппарата с крылом большого удлинения 2008 год, кандидат технических наук Мазутский, Андрей Юрьевич
Методы расширения сферы применения сверхлегких и очень легких вертолетов 2013 год, доктор технических наук Дудник, Виталий Владимирович
Заключение диссертации по теме «Прочность и тепловые режимы летательных аппаратов», Аверьянов, Игорь Олегович
В соответствии с поставленными целями и задачами в рамках диссертационной работы было выполнено следующее:
1. На основании уравнений деформаций лопасти разработана математическая модель несущей системы вертолёта, учитывающая одновременную работу всех лопастей несущего винта, с учётом деформаций лопасти в плоскостях тяги, вращения и кручения, и отражающая реальное поведение лопастей при установившихся и неустановившихся режимах полёта.
2. Разработан алгоритм расчёта параметров собственного движения лопасти, позволяющий решать задачи с различными граничными условиями, в том числе и с меняющимися в течение оборота несущего винта.
3. Проведены исследования специфических задач проектирования несущего винта вертолёта на определение параметров собственного движения лопасти, на примере конструкций несущей системы 8ЬЕ8 и случая падения лопасти на ограничитель свеса (описан в П-2 НГЛВ), которые показали, что достоверное решение подобных задач может быть получено только с применением метода прямого интегрирования уравнений деформаций лопасти. По результатам исследований можно заключить, что разработанный алгоритм расчёта параметров собственного движения лопасти позволяет получать достоверные результаты.
4. Разработан алгоритм расчёта напряжённо деформируемого состояния лопасти, работающей в условиях как установившихся, так и неустановившихся режимов полёта, позволяющий рассчитывать нагруженность и величины напряжений в лопасти в каждый момент времени.
5. Проведены исследования задач работы несущего винта вертолёта в условиях установившихся режимов на примере режимов «горизонтальный полёт» и «висение», которые показали соответствие результатов, полученных по разработанной методике, существующим решениям других авторов, а также существующим теориям и результатам экспериментов. По результатам исследований можно заключить, что разработанный алгоритм расчёта напряжённо деформируемого состояния лопасти позволяет получать достоверные результаты и повысить точность расчётов. 6. Проведено исследование задачи работы несущего винта вертолёта в условиях неустановившегося режима на примере манёвренного режима «горка», которое показало соответствие полученных результатов экспериментальным данным. Проведённое сопоставление с квазистатическим методом решения данной задачи показало, что квазистатический метод даёт занижение результатов при быстро меняющихся характеристиках режима полёта. Это позволяет заключить, что разработанная методика расчёта нагруженности и прочности лопастей несущих винтов позволяет существенно повысить точность расчётов.
Заключение
На основании проведённых исследований можно заключить о необходимости использования разработанной методики и алгоритма расчёта при проектировании несущих систем вертолёта, особенно при анализе манёвренных режимов полёта.
Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Аверьянов, Игорь Олегович, 2012 год
Литература
1. Лисс А.Ю. Исследование работы несущего винта с учётом изгиба в двух плоскостях и кручения. Диссертация на соискание степени доктора технических наук, Казань, 1974.
2. Лисс А.Ю., Маргулис Г.У. Программа расчёта несущего винта с упругими лопастями на ЭВМ типа ЕС, Казань, 1979.
3. Миль М. Л., Некрасов A.B., Браверман A.C., Гродко Л.Н., Лейканд М.А., Вертолеты, кн.2, Москва, Машиностроение,1967г.
4. Миль М.Л., Некрасов A.B., Браверман A.C., Гродко Л.Н., Лейканд М.А., Вертолеты, кн. 1, Москва, Машиностроение, 1966г.
5. Миль М.Л. О динамическом закручивании лопасти ротора автожира в полёте, Техника воздушного флота №2, 1937
6. Годунов С.К., Рябенький B.C. Разностные схемы, Наука, Москва, 1977
7. Вахитов М.Б. Интегрирующие матрицы - аппарат численного решения дифференциальных уравнений. ИВУЗ, «Авиационная техника», т.З, 1966
8. Бате Н., Вилсон Е. Численные методы анализа и метод конечных элементов, Стройиздат, М., 1982.
9. Акимов А.И., Аэродинамика и летные характеристики вертолетов, Москва, "Машиностроение", 1988г.
10. Вольмир A.C., Куранов Б.А., Турбаиевский А.Т. Статика и динамика сложных структур, Машиностроение, М., 1989.
11. Гудков А.И., Лешаков П.С., Райков Л.Г. Внешние нагрузки и прочность летательных аппаратов, Оборонгиз, М., 1963.
12. A.C. Браверман, А.П. Вайнтруб, Динамика вертолета, Москва, Машиностроение, 1988г.
13. Теория несущего винта, Под редакцией д-ра тех. наук А.К. Мартынова, Москва, Машиностроение, 1973г.
Рынков С.П. Nastran for Windows, НТ-пресс, 2004
Михеев P.A. Расчёт вертолётов на прочность. Часть 2. Прочность лопастей несущего винта, Москва, 1973
Пэйн П.Р. Динамика и аэродинамика вертолёта, Оборонгиз, Москва, 1963 Вильдгрубе J1.C. Аэродинамический расчёт вертолётов, Труды ЦАГИ, 1954
Баскин В.Э., Вильдгрубе JI.C., Нокдаев B.C., Майкапар Г.Н. под редакцией Мартынова А.К. Теория несущего винта, Машиностроение, 1973
Баскин В.Э. Теория несущего винта вертолёта с пространственной системой вихрей, Труды ЦАГИ, 1955
Баскин В.Э. О влиянии мгновенных индуктивных скоростей на аэродинамические нагрузки на лопасти винта в косом потоке, Труды ЦАГИ, 1960
Баскин В.Э., Щеглова В.М. О деформациях пелены вихрей в косом потоке, Труды ЦАГИ, 1968
Баскин В.З., Липатов В.Р., Нормальная сила сечения лопасти несущего винта при динамическом срыве, Труды ЦАГИ, вып. 1965г, Москва, 1977г. Брамвелл А.Р. Динамика вертолётов, Москва, Машиностроение, 1985 Ван Ши Цунь. Обобщённая вихревая теория несущего винта вертолёта, сборник «Вопросы аэродинамики несущих винтов», Труды МАИ, Оборонгиз, 1961
Тищенко М.Н. Программа расчёта несущего винта на основе лопастной вихревой теории на ЭЦВМ М-20, Москва, 1966
Некрасов А.В Расчёт форм и частот собственных колебаний лопастей воздушных винтов, Труды ЦАГИ №898, 1964
Некрасов A.B. Расчёт форм и частот собственных изгибно-крутильных колебаний лопасти вертолёта в пустоте, Труды ЦАГИ №898, 1964
28. Некрасов A.B. Расчёт изгибных напряжений в лопасти вертолёта на малых и средних скоростях, Труды МАИ, 1964
29. Некрасов A.B. Расчёт напряжений в лопасти воздушного винта вертолёта на больших скоростях полёта, Труды ЦАГИ №898, 1964
30. Некрасов A.B., Костромина В.М., Программа расчёта аэродинамичесикх характеристик несущего винта с шарнирно закреплёнными упругими лопастями на основе дисковой теории В.Э. Баскина и определение напряжений изгиба в плоскости тяги лопасти, отчёт предпр. п/я В2323, 1969
31. Риз П.М., Пожалостин А.И. Вибрации и динамическая прочность несущих винтов. Труды ЦАГИ, 1947
32. Справочник авиаконструктора, т.З, Прочность самолёта, ЦАГИ, 1939
33. Тимошенко С.П. Курс сопротивления материалов, М., Высшая школа, 1988
34. Технический отчёт №16-17-86, Результаты статических испытаний носовой лопасти цельнопластиковой лопасти несущего винта изд.286, М.: ОАО «МВЗ им. М.Л. Миля», 1986
35. Пчелкин В.М., Павленко Н.С. Втулка несущего винта вертолёта, Патент № 1658538, Россия, 1991
36. Жуковский Н.Е. Вихревая теория гребного винта, Собрание сочинений, Т. IV, 1949
37. Юрьев Б.Н., Аэродинамический расчет вертолетов, Москва, Оборонгиз, 1956г.
38. И. А. Биргер Прочность. Устойчивость. Колебания, том 1, М, Машиностроение, 1968
39. И. А. Биргер Прочность. Устойчивость. Колебания, том 2, М, Машиностроение, 1968
40. И. А. Биргер Прочность. Устойчивость. Колебания, том 3, М, Машиностроение, 1968
41. Павленко Н.С. 400 км/ч - не предел, Вертолётная индустрия, АВИ, декабрь, 2007г.
42. В.А. Ивчин Программа расчёта аэродинамических и динамических характеристик вертолёта
43. В.А. Ивчин, О.Л. Черток, Соловьев H.A., Исследования махового движения лопастей несущего винта на пилотажном стенде при выполнении маневренных режимов, Труды 7ого Форума Российского вертолетного общества, Москва, 2006г.
44. Ивчин В.А., Исследование движения лопасти вокруг вертикального шарнира на переходных режимах работы несущего винта, Труды МВЗ №12, Москва, 1984г.
45. Ивчин В.А. Исследование нагрузок в системе управления вертолетом на неустановившихся режимах полета, Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук, Москва, МВЗ им. М.Л. Миля, 1987 г.
46. Майкапар Г.Н. Вихревая теория несущего винта. Сборник работ по теории воздушных винтов, ЦАГИ, 1958
47. Агамиров Л.В. Сопротивление материалов. Краткий курс для студентов ВУЗов, издательство «ACT», 2003
48. Аверьянов И.О., Агамиров Л.В., Ивчин В.А. Исследование конечно-разностной схемы для расчёта прочности несущих винтов летательных аппаратов для неустановившихся и маневренных режимов, Научно-техническая конференция «Гагаринские чтения», 2010
49. Аверьянов И.О., Ивчин В.А. Разработка метода расчёта деформаций упругой лопасти несущего винта вертолёта в плоскостях тяги, вращения и кручения, путём прямого интегрирования, Научный вестник МГТУ ГА №172,2011
50. Аверьянов И.О., Ивчин В.А. Исследование динамики собственного движения лопасти несущего винта вертолёта с применением метода прямого интегрирования, Научный вестник МГТУ ГА №172, 2011
51. Аверьянов И.О., Ивчин В.А. , Исследование нагрузок на упругой лопасти несущего винта при выполнении манёвра "Горка" методом прямого интегрирования, Научный вестник МГТУ ГА №177, 2011
52. Pavlenko N.S., A New Concept of the Main Rotor for a High-Speed Singlerotor Helicopter, Proceedings 33th European rotorcrafit forum, Kazan, Russia, 2007
53. Glauert H., A general theory of the autogiro, R & M No. 1111,1926
Обратите внимание, представленные выше научные тексты размещены для ознакомления и получены посредством распознавания оригинальных текстов диссертаций (OCR). В связи с чем, в них могут содержаться ошибки, связанные с несовершенством алгоритмов распознавания. В PDF файлах диссертаций и авторефератов, которые мы доставляем, подобных ошибок нет.
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
