Расчет центробежной силы несущей лопасти вертолета. Способ определения в полете изгибных напряжений на валу несущего винта вертолета с торсионной втулкой несущего винта

Донской Государственный Технический Университет

Кафедра «Авиастроение»

Расчет аэродинамических характеристик несущего винта

Выполнил: ст. гр. ТТА-31

Тройченко И.Н.

Проверил: преподаватель

Базаров А.Ф.

Ростов-на-Дону

Исходные данные

Высота полета ЛА H, м 4500

Диаметр НВ Dнв, м 14.5

Число ЛНВ Kл 3

Удлинение ЛНВ λ 18

Тяга НВ Tнв, кгс 3800

Коэффициент использования ометаемой площади χ 0.92

Скорость движения вертолета V, км/час 180

Обороты несущего винта n, об/мин 210

Раздел 1

Для построения треугольника скоростей элемента лопасти (рис. 1) необходимо предварительно показать плоскость вращения втулки несущего винта, ось ее вращения и выполнить расчет по следующим формулам.

Таблица 1

ρ – плотность воздуха на высоте 4500м (справочное)

ρ = 0.0792 кгс*с2/м4

Из треугольника скоростей элемента лопасти определяем угол притекания элемента

βэ = arctg ωrэл

βэ = arctg 21.991 * 5.075 = 6042’

Угол атаки элемента лопасти определяем в следующем порядке:

Рассчитываем коэффициент подъемной силы элемента лопасти Суе коэффициент тяги Ст и число Мэ заданной высоты.

Таблица 2

а н – скорость звука на высоте 4500 м (справочно)

а н = 322,7 м/с

По характеристикам профиля строим графическую зависимость Су = f(α) для соответствующего Мэ (рис.2) и находим α.

На рис.1 указываем углы αэ, βэ, φэ строим профиль элемента лопасти, скоростную систему координат.

Построим графическую зависимость Cxp=f(α) по характеристикам профиля NACA 23012 (Приложения 2) для соответствующего числа М (рис.2) находим Сxpэ и переходим к расчету ΔYэ и ΔXэ (таблица 3).

Таблица 3

Cxpэ = f(αy;Mэ)	Cxpэ = 0.024
ΔYэ = Суе *(ρuэ2/2)*b*Δr	ΔYэ = 1.406*(0.0792*111.6052/2)*0.402*0.1 = 27.879
ΔXpэ = Сxpе *(ρuэ2/2) *b*Δr	ΔXpэ = 0.024*(0.0792*111.6052/2)*0.402*0.1 = 0.476

ΔYэ и ΔXpэ строим схему сил (рис.1), где ΔRэ, ΔTэ, ΔXэнв определяют графически.

ΔRэ = 27,882 кгс

ΔTэ = 27,632 кгс

ΔXэнв = 3,726 кгс

Раздел 2

По формулам, представленным в табл.4, определяем момент сопротивления вращения НВ и мощность потребную для создания заданной тяги.

Таблица 4

Раздел 3

Определив Vхнв и Суэ при вычислении винта со скоростью V=180 км/час (таблица 5), можно перейти к расчету (таблица 6) и графическому построению (рис.3) зависимостей Wrэ = f(ψ) и Тэ = f(ψ).

Таблица 5

Vхнв = V*cosA (м/с)	Vхнв = 180/3,6*cos(-100) = 49.24 м/с
Vунв = V*sinA (м/с)	Vунв = 180/3,6*sin(-100) = 8.68 м/с
Суэ = kFρ(ω2r2+ Ѕ Vхнв2)	Суэ = 2*3800/(3*10,5*0,0792*(21,9912*5,0752+Ѕ*49,242)) = 0,223

Таблица 6

Ψ, град.	00	300	600	900	1200	1500	1800	2100	2400	2700	3000	3300	3600
Wrэ=ωrэ+ +V*cosA*sinψ (м/с)	111,6	136,22	154,25	160,84	154,25	136,22	111,6	86,99	68,96	62,365	68,96	86,99	111,6
ΔТэ=Суэ(ρ(Wrэ)2)/2* *b Δr (кгс)	4,421	6,587	8,447	9,184	8,447	6,587	4,421	2,686	1,688	1,38	1,688	2,686	4,421

dоб = (V*cosA)/ ω (м)

dоб = (50*cos(-100))/21.991 = 2.24 м

для построения треугольника скоростей элемента лопасти в азимутах ψ=900 и 2700 (рис.5) определяем суммарную осевую скорость движения НВ.

Wунв = Vунв+V1 (м/с)

V1 = T/(2ρFом χ V) (м/с)

V1 = 3800/(2*0.0792*165.13*0.92*50) = 3.16 м/с

Wунв = 8,68+3,16 = 11,84 (м/с)

Силовые и кинематические параметры привода. Скорость скольжения в зоне контакта. Контактное напряжение на рабочей поверхности зуба колеса. Коэффициент неравномерности распределения нагрузки. Расчет сил зацепления и петлевой расчет червячной передачи.

Изучение методики и экспериментальное определение напряжений в элементах конструкций электротензометрированием; сравнение расчетных и экспериментальных значений напряжений и отклонений от них. Определение напряжений при изгибе элемента конструкции.

Порядок составления расчетной схемы балки, уравнения моментов. Построение эпюры крутящих моментов. Нахождение силы из условия прочности швов при срезе, определение диаметра пальца. Вычисление общего КПД привода, его структура и ступени, недостатки.

Особенности расчета принципа работы инерционного конвейера: построение планов скоростей, ускорений, силовой анализ механизма станка. Изучение принципа зацепления зубчатых колес, а также способа их изготовления. Геометрический синтез зубчатой передачи.

Экспериментальное определение максимальных прогибов и напряжений при косом изгибе балки и их сравнение с аналогичными расчетными значениями. Схема экспериментальной установки для исследования косого изгиба балки. Оценка прочности и жесткости балки.

Принципы работы, механизм и назначение насоса с качающейся кулисой. Структурный анализ и силовой расчет рычажного механизма. Особенности выполнения геометрического расчета зубчатой передачи. Синтез кулачкового механизма, порядок построения его профиля.

Определение экспериментального значения коэффициента гидравлического сопротивления сухой тарелки. Экспериментальная и расчетная зависимость гидравлического сопротивления орошаемой тарелки от скорости газа в колонне. Работа тарелки в различных режимах.

Проектирование прямозубого редуктора. Выбор электродвигателя привода. Расчетное напряжение изгиба в опасном сечении зуба шестерни. Конструктивные размеры зубчатых колес и элементов корпуса. Основные параметры зубчатой пары. Ориентировочный расчет валов.

Состояние с ограниченной растворимостью сплавов при повышениях и понижениях температурах, с полиморфным превращением компонентов, с перитектическим, эвтектическим и эвтектоидным превращениями. Расчет структурных составляющих в интервале температур.

Кинематический и силовой анализ рычажного механизма поперечно-строгального станка. Методика определения уравновешивающей силы методом рычага Жуковского. Особенности проектирования планетарного редуктора. Анализ комбинированного зубчатого механизма станка.

Расчет клиноременной передачи. Мощность на ведущем валу. Выбор сечения ремня. Оценка ошибки передаточного отношения. Кинематический расчет редуктора. Передаточное отношение червячной передачи. Вал червячного колеса редуктора и подбор подшипники качения.

Проведение расчета передаточного отношения, скорости вращения валов с целью выбора электродвигателя. Определение допускаемых контактных напряжений зубчатых колес, размеров корпуса редуктора, тихоходного и быстроходного валов. Особенности сборки редуктора.

Определение передаточного отношения и разбиение его по ступеням, окружных и угловых скоростей зубчатых колес и крутящих моментов на валах с учетом КПД. Материал и термообработка зубчатых колес. Кинематический и геометрический расчет зубчатой передачи.

Проект привода цепного транспортера. Выбор электродвигателя и кинематический расчет. Частота вращения тяговой звездочки и валов. Выбор материалов шестерен и колес и определение допускаемых напряжений. Расчет третьей ступени редуктора, окружная скорость.

Характеристика технических средств, обеспечивающих получение навигационной информации на судне. Расчет суммарной инерционной погрешности гирокомпасов и оценка их влияния на точность судовождения. Девиация магнитного компаса, лаг и расчет поправок эхолота.

Проектирование и расчет электродвигателя. Энергетический и кинематический расчеты, определение максимального расчетного момента на ведущем шкиве. Особенности выбора электродвигателя серии 4А асинхронного с короткозамкнутым ротором, описание характеристик.

Методика проектирования трехступенчатого цилиндрического редуктора. Порядок определения допускаемых напряжений. Особенности расчета 3-х ступеней редуктора, промежуточных валов и подшипников для них. Специфика проверки прочности шпоночных соединений.

Расчет гидравлического напора, создаваемого рабочим колесом осевой машины. Определение основных размеров осевых насосов и вентиляторов. Принципы выбора расчетного угла атаки на разных радиусах лопаточного венца. Правила установки электродвигателей.

Выбор конструкции редуктора. Данные для проектирования. Выбор электродвигателя и кинематический расчет. Предварительный расчет валов редуктора. Конструктивные размеры шестерни и колеса. Проверка долговечности подшипников и прочности шпоночных соединений.

Кинематические расчеты, выбор электродвигателя, расчет передаточного отношения и разбивка его по ступеням. Назначение материалов и термообработки, расчет допускаемых контактных напряжений зубчатых колес, допускаемых напряжений изгиба, размеров редуктора.

Лопасти несущего винта вертолета надо построить так, чтобы они, создавая необходимую подъемную силу, выдерживали все возникающие на них нагрузки. И не просто выдерживали, а имели бы еще запас прочности на всякие непредвиденные случаи, которые могут встретиться в полете и при техническом обслуживании вертолета на земле (например, резкий порыв ветра, восходящий поток воздуха, резкий маневр, обледенение лопастей, неумелая раскрутка винта после запуска двигателя и т. д.).

Одним из расчетных режимов для подбора несущего винта вертолета является режим вертикального набора на любой избранной для расчета высоте. На этом режиме из-за отсутствия поступательной скорости в плоскости вращения винта потребная мощность имеет большую величину.

Зная приблизительно вес конструируемого вертолета и задаваясь величиной полезной нагрузки, которую должен будет поднимать вертолет, приступают к подбору винта. Подбор винта сводится к тому, чтобы выбрать такой диаметр винта и такое число его оборотов в минуту, при которых бы расчетный груз мог быть поднят винтом отвесно вверх с наименьшей затратой мощности.

При этом известно, что тяга несущего винта пропорциональна четвертой степени его диаметра и только второй степени числа оборотов, т. е. тяга, развиваемая несущим винтом, более зависит от диаметра, чем от числа оборотов. Поэтому заданную тягу легче получить увеличением диаметра, чем увеличением числа оборотов. Так, например, увеличив диаметр в 2 раза, получим тягу в 24 = 16 раз большую, а увеличив число оборотов в два раза, получим тягу только в 22 = 4 раза большую.

Зная мощность двигателя, который будет установлен на вертолете для приведения во вращение несущего винта, сначала подбирают диаметр несущего винта. Для этого применяют следующее соотношение:

Лопасть несущего винта работает в очень тяжелых условиях. На нее действуют аэродинамические силы, которые ее изгибают, скручивают, разрывают, стремятся оторвать от нее обшивку. Чтобы «противостоять» такому действию аэродинамических сил, лопасть должна быть достаточно прочной.

При полетах в дождь, в снег или в облаках при условиях, способствующих обледенению, работа лопасти еще более усложняется. Капли дождя, попадая на лопасть с огромным» скоростями, сбивают с нее краску. При обледенении па лопастях образуются ледяные наросты, которые искажают ее профиль, мешают ее маховому движению, утяжеляют ее. При хранении вертолета на земле на лопасть разрушающе действуют резкие изменения температуры, влажность, солнечные лучи.

Значит, лопасть должна быть не только прочной, но она еще должна быть невосприимчивой к влиянию внешней среды. Но если бы только это! Тогда лопасть можно было бы сделать цельнометаллической, покрыв ее противо-коррозийным слоем, и задача была бы решена.

Но есть еще одно требование: лопасть, кроме этого, должна быть еще и легкой. Поэтому ее изготовляют полой За основу конструкции лопасти берут металлический лонжерон, чаще всего - стальную трубу переменного сечения, площадь которого постепенно или ступенчато уменьшается от корневой части к концу лопасти.

Лонжерон, как главный продольный силовой элемент лопасти, воспринимает перерезывающие силы и изгибающий момент. В этом отношении работа лонжерона лопасти схожа с работой лонжерона самолетного крыла. Однако на лонжерон лопасти действуют в результате вращения винта еще центробежные силы, чего нет у лонжерона крыла самолета. Под действием этих сил лонжерон лопасти подвергается растяжению.

К лонжерону привариваются или приклепываются стальные фланцы для крепления поперечного силового набора - нервюр лопасти. Каждая нервюра, которая может быть металлической или деревянной, состоит из стенок и полок. К металлическим полкам приклеивается или приваривается металлическая обшивка, а к деревянным полкам приклеивается фанерная или пришивается полотняная обшивка или к носку приклеивается фанерная обшивка, а к хвостику пришивается полотняная, как показано. В носовой части профиля полки нервюр крепятся к переднему стрингеру, а в хвостовой части - к заднему стрингеру. Стрингеры служат вспомогательными продольными силовыми элементами.

Обшивка, покрывающая полки нервюр, образует собой профиль лопасти в любом ее сечении. Наиболее легкой является полотняная обшивка. Однако во избежание искажения профиля в результате прогиба полотняной обшивки на участках между нервюрами, нервюры лопасти приходится ставить очень часто, примерно через 5-6 см одна от другой, что утяжеляет лопасть. Поверхность лопасти с плохо натянутой полотняной обшивкой выглядит ребристой и обладает низкими аэродинамическими качествами, так как ее лобовое сопротивление велико. В процессе одного оборота профиль такой лопасти меняется, что способствует появлению дополнительной вибрации вертолета. Поэтому полотняная обшивка пропитывается аэролаком, который по мере своего высыхания сильно натягивает полотно.

При изготовлении обшивки из фанеры жесткость лопасти увеличивается и расстояние между нервюрами может быть увеличено в 2,5 раза по сравнению с лопастями, обтянутыми полотном. Для того чтобы уменьшить сопротивление, поверхность фанеры гладко обрабатывается и полируется.

Хороших аэродинамических форм и большой прочности можно добиться, если изготовить полую цельнометаллическую лопасть. Трудность ее производства состоит в изготовлении переменного по сечению лонжерона, который образует носовую часть профиля. Хвостовая часть профиля лопасти изготовляется из листовой металлической обшивки, которую передними кромками заподлицо приваривают к лонжерону, а задние кромки склепывают между собой.

Профиль лопасти винта вертолета выбирается с таким расчетом, чтобы при увеличении угла атаки срыв обтекания возникал на возможно больших углах атаки. Это необходимо для того, чтобы избежать срыва обтекания на отступающей лопасти, где углы атаки особенно велики. Кроме того, во избежание вибраций профиль надо подобрать такой, у которого бы при изменении угла атаки не менялось положение центра давления.

Очень важным фактором для прочности и работы лопасти является взаимное расположение центра давления и центра тяжести профиля. Дело в том, что при совместном действии изгиба и кручения, лопасть подвержена самовозбуждающейся вибрации, т. е. вибрации со все возрастающей амплитудой (флаттеру). Во избежание вибрации лопасть должна балансироваться относительно хорды, т. е. должно быть обеспечено такое положение центра тяжести на хорде, которое исключало бы самовозрастание вибрации. Задача балансировки сводится к тому, чтобы у построенной лопасти центр тяжести профиля находился впереди центра давления.

Продолжая рассматривать тяжелые условия работы лопасти несущего винта, необходимо отметить, что повреждение деревянной обшивки лопасти каплями дождя может быть предотвращено, если вдоль ее передней кромки укрепить листовую металлическую окантовку.

Борьба же с обледенением лопастей представляет собой более сложную задачу. Если такие виды обледенения в полете, как иней и изморозь, большой опасности для вертолета не представляют, то стекловидный лед, постепенно и незаметно, но чрезвычайно прочно наращивающийся на лопасти, приводит к утяжелению лопасти, искажению ее профиля и, в конечном счете, к уменьшению подъемной силы, что приводит к резкой потере управляемости и устойчивости вертолета.

Существовавшая одно время теория о том, что лед вследствие машущего движения лопастей будет в полете скалываться, оказалась несостоятельной. Обледенение лопасти начинается раньше всего у корневой части, где изгиб лопасти при ее машущем движении невелик. В дальнейшем слой льда начинает распространяться все дальше к концу лопасти, постепенно сходя на нет. Известны случаи, когда толщина льда у корневой части достигала 6 мм, а у конца лопасти - 2 мм.

Предотвратить обледенение возможно двумя путями.

Первый путь - это тщательное изучение прогноза погоды в районе полетов, обход встретившихся по пути облаков и изменение высоты полета с целью выхода из воны обледенения, прекращение полета и т. д.

Второй путь - это оборудование лопастей противо-обледенительными устройствами.

Известен целый рад этих устройств для лопастей вертолета. Для удаления льда с лопастей несущего винта может

быть применен спиртовой противообледенитель, который разбрызгивает на передней кромке винта спирт. Последний, смешиваясь с водой, понижает температуру ее замерзания и препятствует образованию льда.

Скалывание льда с лопастей винта может быть осуществлено воздухом, который нагнетается в резиновую камеру, проложенную вдоль передней кромки несущего винта. Раздувающаяся камера надкалывает ледяную корку, отдельные куски которой затем сметаются с лопастей винта встречным потоком воздуха.

Если передняя кромка лопасти винта сделана из металла, то ее можно подогревать или электричеством, или теплым воздухом, пропускаемым через трубопровод, проложенный вдоль передней кромки несущего винта.

Будущее покажет, какой из этих способов найдет себе более широкое применение.

Для аэродинамических характеристик несущего винта большое значение имеют число лопастей несущего винта, и удельная нагрузка на ометаемую винтом площадь. Теоретически число лопастей винта может быть любым, от одной бесконечно большого их числа, настолько большого, что они в конечном счете сливаются в спиральную поверхность, как это предполагалось в проекте Леонардо да Винчи или в вертолете-велосипеде И. Быкова.

Однако есть какое-то наиболее выгодное число лопастей. Число лопастей не должно быть меньше трех, так как при двух лопастях возникают большие неуравновешенные силы и колебания тяги винта. Показано изменение тяги несущего винта около его среднего значения в течение одного оборота винта у однолопастного и двухлопастного винтов. Трехлопастной винт уже практически сохраняет среднее значение тяги в течение всего оборота.

Число лопастей винта не должно быть также очень большим, так как в этом случае каждая лопасть работает в потоке, возмущенном предыдущей лопастью, что снижает коэффициент полезного действия несущего винта.

Чем больше лопастей винта, тем большую часть площади ометаемого диска они занимают. В теорию несущего винта вертолета введено понятие коэффициента заполнения о, который подсчитывается как отношение суммарной площади

Для расчетного режима работы несущего винта вертолета (отвесный подъем) наивыгоднейшей величиной коэффициента заполнения является величина 0,05-0,08 (среднее значение 0,065).

Эта нагрузка является средней. Малой нагрузкой называют нагрузку в пределах 9-12 кг/м2. Вертолеты, имеющие такую нагрузку, маневренны и обладают большой крейсерской скоростью.

Вертолеты общего назначения имеют среднюю нагрузку в пределах от 12 до 20 кг/м2. И, наконец, большой нагрузкой, редко применяемой, является нагрузка от 20 до 30 кг/м2.

Дело в том, что хотя высокая удельная нагрузка на ометаемую площадь и обеспечивает большую полезную нагрузку вертолета, но при отказе двигателя такой вертолет на режиме самовращения будет снижаться быстро, что недопустимо, так как в этом случае нарушается безопасность снижения.

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 .

Изобретение относится к способу определения в полете изгибных напряжений на валу несущего винта вертолета с торсионной втулкой несущего винта. Для определения напряжений измеряют летно-технические характеристики штатными средствами в течение всего времени полета, из них выбирают и систематизируют значимые параметры, определяют их аппроксимирующие функции с целью получения итоговой функции зависимости напряжений в вале несущего винта от выбранных параметров летно-технических характеристик, рассчитывают нагрузки на вал несущего винта с помощью математической модели, сигнализируют в случае их превышения. Обеспечивается определение остаточного ресурса и контроль допустимого уровня нагрузок. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам мониторинга технического состояния летательных аппаратов, а именно мониторинга уровня изгибных напряжений вала несущего винта вертолета в полете, в частности для легкого многоцелевого вертолета с бесшарнирным креплением лопастей, например вертолетов: АНСАТ, ВК-117, ЕС-145.

Трансмиссия является наиболее сложным элементом конструкции вертолета. Известно, что наибольший процент катастроф вертолетов (до 39%) по статистике связан именно с отказом агрегатов трансмиссии вертолета.

На этапе разработки систем мониторинга наиболее важным является определение и установление диагностических признаков технического состояния агрегатов трансмиссии вертолета. Главная задача при разработке системы мониторинга - установление пороговых значений диагностических признаков, при достижении которых в эксплуатации должны быть приняты соответствующие решения о дальнейшей безопасности полетов. Если какой-либо диагностический признак достиг своего порогового значения, то далее принимается решение об ограничении ресурса, о внеочередной замене какой-либо детали, или об отстранении агрегата трансмиссии от эксплуатации. Как правило, подавляющее большинство диагностических признаков не выводятся на индикацию в кабине пилотов во время совершения полета. Их анализ проводится после завершения полета. Однако некоторые особо ответственные диагностические признаки могут выводиться на индикацию в процессе полета, если того требуют условия безопасности.

В последние десятилетия на перспективных вертолетах стали применяться так называемые бесшарнирные несущие винты, оснащенные бесшарнирной втулкой, в которой функции горизонтального, вертикального и осевого шарниров выполняет упругий элемент протяженного типа - торсион. Основной частью конструкции торсиона является упруго-деформируемый участок. Наличие переклейки слоев и прорезей обеспечивает ручьям торсиона нагружение преимущественно в одноосном напряженно-деформированном состоянии с поперечным сдвигом и изгибом при качании лопасти в плоскости вращения. Это позволяет снизить стоимость эксплуатации вертолета, но при этом увеличиваются начальные затраты на проектирование и изготовление таких конструкций. Поэтому точность прогнозирования нагружения и, соответственно, оценки ресурса несущей системы вертолета является на сегодняшний день одной из ключевых задач вертолетостроения.

Вал несущего винта нагружается силами и моментами от его втулки и крутящим моментом, создаваемым на выходе главного редуктора. Длина вала несущего винта определяется компоновочными, аэродинамическими и эксплуатационными соображениями.

Поскольку полужесткая втулка имеет больший изгибающий момент по сравнению с шарнирной, контроль изгибных напряжений вала несущего винта вертолета с бесшарнирной втулкой в полете является актуальной задачей.

Известна система мониторинга нагружения вала несущего винта (патент США №2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, дата публикации 02.09.2010, МПК G06F 15/00, G08B 21/00).

Способ виртуального контроля нагрузки на систему несущего винта вертолета в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения включает в себя отбор, по меньшей мере, одного параметра летательного аппарата за один полный оборот несущего винта. Расчет коэффициентов для получения совокупности высокочастотных сигналов от параметра, по меньшей мере, одного летательного аппарата. Умножение каждого из множества высокочастотных сигналов на коэффициент для получения совокупности проанализированных сигналов. Оценка нагрузки на несущий винт на основе проанализированных сигналов.

Система определения состояния несущего винта в режиме реального времени в соответствии с одним из вариантов осуществления настоящего изобретения включает в себя систему датчиков, предназначенную для измерения нагрузок для получения данных. Модуль выполнен с возможностью виртуального контроля нагрузок для получения расчетных данных и обнаружения неисправностей в режиме реального времени и получения алгоритма вычитания расчетных сигналов из измеренных сигналов для получения значений, которые затем сравниваются со стандартными значениями, чтобы выдать окончательный результат о состоянии несущего винта.

Датчики считывают такие параметры, как взлетная масса летательного аппарата, высота по плотности, скорость вращения несущего винта, скорость воздушного потока, нормальное ускорение, вертикальная скорость набора высоты, крутящий момент двигателя, угол тангажа, угол крена, угловая скорость рыскания, угловая скорость по тангажу, угловая скорость крена, отклонение в продольном направлении, поперечное положение, положение педали и совокупность позиций за один оборот несущего винта. Вектора заданных шестнадцати параметров умножаются на заданные значения матрицы, включающей в себя 10 строк и 16 столбцов, для получения десяти коэффициентов (c1, с2, с3, с4, с5, с6, с7, с8, с9, и с10) для определения десяти значений колебаний. Значения колебаний умножаются на коэффициент для получения усиленных колебаний. Если вектора колебаний обозначить как w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9, и w10, а коэффициенты - c1, c2, c3, c4, c5, с6, c7, c8, c9, и с10, то расчетный сигнал усилия сдвига вала несущего винта запишется в виде:

L=c1*w1+c2*w2+c3*w3+c4*w4+c5*w5+c6*w6+c7*w7+c8*w8+c9*w9+c10*w10

Амплитуда и фаза усилия сдвига рассчитываются через преобразование Фурье.

Известна система сбора данных, контроля и диагностики технического состояния агрегатов привода винтов вертолета (патент РФ на изобретение №2519583, опубл. 27.02.2014 г., МПК B64D 45/00), включающая пьезоэлектрические датчики вибрации, которые установлены на корпусе, по меньшей мере, одного из агрегатов привода винтов вертолета и расположены так, что получают данные с полнотой, достаточной для диагностики технического состояния деталей, узлов, по меньшей мере, одного агрегата привода винтов работающего вертолета, и бортовой электронный блок. Электронный блок связан с выходами датчиков вибраций и выполнен с возможностью цифровой обработки вибросигналов, управления и осуществления сбора, первичной обработки и оценки параметров сигналов отдельных датчиков и/или их комбинаций, накопления данных датчиков и сохранения их на внешних и/или съемных носителях, пригодных для считывания компьютером, и вторичной обработки в наземных условиях. Повышается эффективность сбора данных, информативность контроля и диагностики технического состояния агрегатов привода винтов работающего вертолета.

Недостатком данной системы контроля является невозможность по измеренным в полете вибрациям сделать однозначный вывод об уровне усталостных напряжений в агрегатах вертолета, в том числе и в вале несущего винта. Также недостатком является необходимость установки на вертолетах датчиков и электронных блоков, затраты времени для вторичной обработки данных в наземных условиях.

Известен способ эксплуатации вертолета (патент РФ №2543111, опубл. 27.02.2015, МПК В64С 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24), заключающийся в том, что при каждом полете осуществляют контроль фактической тяги несущего винта вертолета, причем предварительно перед началом эксплуатации вертолета осуществляют сбор исходных данных по характеристикам двигателей силовой установки в соответствии с формулярами и сбор исходных данных по величине тяги несущего винта при контрольных висениях вертолета. В течение всего времени эксплуатации вертолета осуществляют сбор и фиксацию фактических данных по величине тяги несущего винта на режимах висения вертолета, сравнивают с помощью бортового вычислителя полученные статистические данные по тяге несущего винта с исходными величинами и, в случае снижения величины тяги несущего винта от исходной на заданную величину, формируют с помощью бортового вычислителя сигнал на монитор о необходимости регулировки параметров двигателей до значений, обеспечивающих отклонение тяги несущего винта в пределах 0,5% от исходной величины. Регулирование параметров двигателя осуществляется или в автоматическом режиме, или обслуживающим персоналом на земле. Достигается повышение эффективности применения вертолета.

Недостатком данного способа эксплуатации является невозможность по полученным результатам определить уровень усталостных напряжений на валу несущего винта, потому что усталостные напряжения на нем определяются напряжениями изгиба. Также недостатком является необходимость установки на вертолетах датчиков и электронных блоков, затраты времени для вторичной обработки данных в наземных условиях. Также недостатком является необходимость предварительно перед началом эксплуатации вертолета осуществляют сбор исходных данных по характеристикам двигателей силовой установки в соответствии с формулярами и сбор исходных данных по величине тяги несущего винта при контрольных висениях вертолета.

В качестве ближайшего аналога выбран патент США №2011112806, опубл. 2011.05.12, МПК G06F 17/10. Изобретение относится к способу предоставления информации о критическом состоянии компонента винтокрылого летательного аппарата, включающего в себя, по меньшей мере, один двигатель, приводящий в движение несущий винт, включающий в себя обтекатель, вал и множество лопастей. Датчик измерения изгибающих и циклических нагрузок, действующих на несущий винт летательного аппарата, включает в себя вычислительный блок, предназначенный для вычисления (а) текущей температуры подшипника узла несущего винта с использованием первой расчетной модели, (б) прогнозирование температуры подшипника с использованием первой расчетной модели и (в) приложение нагрузки на выбранный компонент узла несущего винта с использованием второй расчетной модели, первая и вторая расчетные модели выполнены с возможностью расчета, соответственно, прогнозируемого и текущего значения температуры подшипника и нагрузки, действующей на выбранный компонент на основе контрольных параметров полета; и блок отображения, предназначенный для отображения на единой шкале подвижного индикатора, который приводится в движение под воздействием наибольшего значения проецируемой температуры подшипника и нагрузки, действующей на выбранный компонент. Дисплей отображает другой подвижный индикатор, приводимый в действие текущей температурой подшипника.

Недостатком прототипа является необходимость установки внештатных датчиков, что представляет собой определенные трудности, поскольку конструкция серийных вертолетов не приспособлена к установке внештатных датчиков, кроме того, в процедурах технического обслуживания и полевого ремонта внештатные датчики не интегрированы в полной мере с остальным авиационным оборудованием, требуют дополнительных руководств и справочников по технической эксплуатации и дополнительно обученных специалистов.

Задачей заявляемого технического решения является создание способа контроля изгибных напряжений на валу несущего винта в течение всего времени выполнения полета (от взлета до посадки) для выявления усталостных повреждений вала и для предотвращения аварийных ситуаций.

Технический результат - определение остаточного ресурса и контроль допустимого уровня нагрузок.

Технический результат достигается тем, что способ определения в полете изгибных напряжений на валу несущего винта вертолета с торсионной втулкой несущего винта включает измерение в течение всего времени полета штатными средствами контроля летно-технических характеристик вертолета, расчет с помощью математической модели нагрузок на вал несущего винта и сигнализирование в случае их превышения, из числа измеренных летно-технических характеристик выбирают и систематизируют значимые параметры, оказывающие непосредственное влияние на уровень нагруженности вала несущего винта, определяют аппроксимирующие функции значимых параметров с целью определения итоговой функции зависимости напряжений в вале несущего винта σ(t) от выбранных параметров летно-технических характеристик, к итоговой функции добавляются абсолютные значения скоростей изменения углов поворота тарелки автомата перекоса в продольном и поперечном направлении:

Предлагаемый способ позволяет оценивать уровень нагруженности вала несущего винта в любой момент его летной эксплуатации. Основанный на использовании штатных средств контроля параметров полета вертолета, он позволяет определять уровень изгибных напряжений в течение всего времени выполнения полета, использовать его для регистрации полетных ограничений и сообщения экипажу о превышении допустимого уровня нагрузок, а также определения остаточного ресурса.

В заявляемом изобретении сделан анализ условий обоснованного установления предельных значений для особо ответственных диагностических признаков на примере индикации фактических действующих в полете изгибных напряжений вала несущего винта вертолета одновинтовой схемы, в частности для вертолетов АНСАТ.

Сущность изобретения заключается в том, что из числа контролируемых в полете параметров выбирают и систематизируют те параметры, которые оказывают непосредственное влияние на уровень нагруженности вала НВ. Определяются аппроксимирующие функции значимых параметров с целью определения итоговой функции зависимости напряжений в вале НВ от выбранных параметров ЛТХ. К итоговой функции добавляются абсолютные значения скоростей изменения углов поворота тарелки автомата перекоса в продольном и поперечном направлении.

Проводят летный эксперимент. Выбор критичного параметра определяется из текущих значений летно-технических характеристик (ЛТХ) вертолета. Для этого на вал вертолета устанавливается тензодатчик и в реальном полете повременно фиксируются значения напряжений σ ист (t), а также значения траекторных параметров, измеряемых штатными средствами контроля параметров полета вертолета, например: продольный и поперечный угол наклона тарелки автомата перекоса, общий шаг несущего винта, скорость вертолета, угол тангажа вертолета, угол крена вертолета, темп изменения угла наклона тарелки автомата перекоса в продольном и поперечном направлении и др.

Предварительным анализом выбираются параметры ЛТХ, наиболее максимально влияющие на напряжения на валу НВ, для чего строятся графики изменения напряжения на валу в зависимости от значения параметров, регистрируемых штатными средствами контроля, и находят и оценивают коэффициенты корреляции с целью фильтрации параметров ЛТХ.

В качестве значимых выбирают траекторные параметры ЛТХ с коэффициентом корреляции более 0,2.

Строятся аппроксимирующие кривые (зависимости напряжений на валу несущего винта от выбранных параметров ЛТХ) и составляется система уравнений с целью определения аппроксимации функции для изгибного напряжения по времени σ расч (t):

и находятся соответствующие весовые коэффициенты A1, А2, A3, …, An.

Коэффициенты A1, А2, A3 находят полиномиальной аппроксимацией по методу наименьших квадратов (для конкретного вертолета с конкретными ЛТХ).

Окончательная формула принимает вид:

где Dпрод - угол наклона тарелки автомата перекоса в продольном направлении,

Dпоп - угол наклона тарелки автомата перекоса в поперечном направлении,

Dош - общий шаг несущего винта,

Х n - иные значимые летно-технические параметры,

- абсолютное значение скорости изменения угла поворота тарелки автомата перекоса в продольном направлении,

- абсолютное значение скорости изменения угла поворота тарелки автомата перекоса в поперечном направлении.

Расчет изгибного напряжения вала несущего винта вертолета осуществляется в режиме реального времени в течение всего времени полета в вычислительном блоке бортового компьютера на основании заложенной программы. При превышении безопасного уровня напряжений осуществляется сигнализирование летчику и начинается вычисление израсходованного ресурса в часах по формуле:

где Пр – повреждаемость, вносимая уровнем напряжений, превышающим безопасный;

Пт.п. - повреждаемость за час типового полета, принятая при расчете ресурса для нормальных условий эксплуатации.

Повреждаемость, вносимая уровнем напряжений, превышающим безопасный Пр, определяется по следующей методике:

Для каждого уровня нагружения, превышающего безопасный, с использованием кривой усталости (кривая принимается по результатам испытаний на усталость вала несущего винта) определяется соответствующее количество циклов до разрушения (Ni);

Повреждаемость, вносимая уровнем напряжений, превышающим безопасный Пр, определяется как отношение количества циклов на этом уровне к количеству циклов до разрушения (Ni).

Таким образом, после каждого полета вычисляется израсходованный ресурс вала несущего винта. В случае, если превышений предельного уровня нагружения не было, то израсходованный ресурс вала несущего винта равен фактическому времени полета, в случае, если были зафиксированы превышения безопасного уровня нагружения, то к фактическому времени полета добавляется время, определенное по описанной выше методике.

Поскольку всегда имеет место процедура измерения, необходимая для получения достоверной информации для каждого диагностического признака, то, соответственно, также требуется учет неизбежных погрешностей измерения для каждого диагностического признака. Тогда принятие решения о превышении или о непревышении его предельных значений должно приниматься также с учетом верхнего (или нижнего) допуска области предельных состояний.

Должна быть установлена некоторая предельная величина σ ПР, превышение которой влечет за собой быстрое исчерпание усталостной долговечности вала несущего винта и возможное его разрушение в последующем времени полета. Поскольку данный параметр, или диагностический признак, является особо ответственным, то необходима индикация в кабине пилотов его текущего значения. Обозначим как - допустимое по индикатору значение текущего измеренного значения σф.

Фактическое текущее значение σф можно представить в виде суммы:

где mσ - математическое ожидание изгибных напряжений в наиболее нагруженном сечении вала несущего винта на рассматриваемом режиме полета, Δσ - отклонение фактического значения σф от его математического ожидания.

Описание осуществления изобретения

Практическое определение параметров, влияющих на уровень нагруженности вала.

1. Проводился летный эксперимент на вертолете с одновинтовой схемой АНСАТ, в ходе которого измерялись значения изгибных нагрузок в конкретный отрезок времени с помощью тензодатчика, установленного на валу несущего винта. Экспериментальная зависимость σ ист (t) приведена на фиг. 1 (кривая 1). Данная зависимость получена на типовом режиме полета, включающего следующие режимы:

а) Висение (в том числе развороты на висении)

б) Разгон

в) Малые скорости у земли

г) Набор высоты

д) Горизонтальный полет с разными скоростями

е) Виражи

ж) Моторное планирование

з) Торможение

В течение полета с помощью штатных средств контроля вертолета были измерены во времени следующие траекторные параметры.

1. Скорость, единица измерения км/ч.

Измерялась прибором «Указатель скорости УСВИЦ-350 с цифровым выходом». Погрешность выдачи цифрового сигнала текущей приборной скорости в нормальных климатических условиях при номинальных значениях входных сигналов не превышает ±6 км/ч.

2. Высота, единица измерения м.

Измерялась приборами:

- «Указатель высоты ВМЦ-10» - высотомер механический с цифровым выходом. Погрешность выдачи цифрового сигнала относительной высоты полета, вариация показаний при установленном на счетчике атмосферном давлении 760 мм рт.ст. (1013 гПа) в нормальных климатических условиях в зависимости от высоты составляет: от ±10 м (на высоте Ом) до ±30 м (на высоте 6000 м);

- «Радиовысотомер А-053-05.02» - бортовая радиолокационная станция с непрерывным излучением частотно-модулированных радиоволн. Погрешность измерения высоты при полетах над любой гладкой поверхностью (типа ВПП) с горизонтальной скоростью до 120 м/с и вертикальной скоростью не более 8 м/с при углах крена и тангажа до ±20° в диапазоне высот от 0 до 1500 м в 95% измерений высоты, м: по цифровому выходу 0,45 или ±0,02Н (что больше).

3. Угол крена и угол тангажа вертолета, градус.

Измеряется прибором «Авиагоризонт АГБ-96Д» - выдает сигналы крена и тангажа вертолета. Погрешность авиагоризонта по крену и тангажу на вибрирующем основании - не более ±2,5°.

4. Положение органов управления, единица измерения градусы.

Измеряется прибором «Потенциометрические двухканальные датчики положения органов управления ДП-М». Погрешность измерения ±30".

5. Положение выходных звеньев (штоков) рулевых приводов (углы наклона тарелки автомата перекоса в продольном и поперечном направлении) РП-14, мм.

Измеряется прибором «Потенциометрические датчики МУ-615А серии 1». Погрешность измерения углов в нормальных условиях: ±2% от номинального диапазона измерения.

6. Угловые скорости, рад/с.

Измеряется прибором «Блок датчиков первичной информации БДПИ-09» - выдает информацию о проекциях векторов угловой скорости и линейного ускорения.

На фигурах 2-7 приведены зависимости напряжений на валу несущего винта от измеренных параметров. Перечень приведенных параметров не ограничен приведенными параметрами и зависит от конкретного вертолета.

В ходе эксперимента были измерены следующие параметры во времени:

σ(t) - величина изгибного напряжения по времени, измеренная тензометрическим датчиком на валу,

Dпрод(t) - угол наклона тарелки автомата перекоса в продольном направлении,

Dпоп(t) - угол наклона тарелки автомата перекоса в поперечном направлении,

Dош(t) - общий шаг несущего винта,

V(t) - скорость вертолета,

f т (t) - угол тангажа вертолета,

f к (t) - угол крена вертолета.

Определены коэффициенты корреляции для каждого параметра

Все параметры (коэффициент корреляции >0,2) выбраны значимыми и для них построены аппроксимирующие кривые и составлены уравнения для каждого момента времени и для каждого параметра:

Согласно выбранным значимым параметрам окончательная формула принимает вид:

Коэффициенты A1, А2, A3, А4, А5, А6 найдены путем решения матричного уравнения:

Расчетные значения изгибного напряжения приведены на фигуре 1 (кривая σ расч (t)).

Предлагаемый способ позволяет оценивать уровень нагруженности вала НВ в любой момент его летной эксплуатации. Основанный на использовании штатных средств контроля параметров полета вертолета, он позволяет определять уровень изгибных напряжений в течение всего времени выполнения полета, использовать его для регистрации полетных ограничений и сообщения экипажу о превышении допустимого уровня нагрузок, а также определения остаточного ресурса.

1. Способ определения в полете изгибных напряжений на валу несущего винта вертолета с торсионной втулкой несущего винта, включающий измерение в течение всего времени полета штатными средствами контроля летно-технических характеристик вертолета, расчет с помощью математической модели нагрузок на вал несущего винта и сигнализирование в случае их превышения, отличающийся тем, что из числа измеренных летно-технических характеристик выбирают и систематизируют значимые параметры, оказывающие непосредственное влияние на уровень нагруженности вала несущего винта, определяют аппроксимирующие функции значимых параметров с целью определения итоговой функции зависимости напряжений в вале несущего винта σ(t) от выбранных параметров летно-технических характеристик, к итоговой функции добавляются абсолютные значения скоростей изменения углов поворота тарелки автомата перекоса в продольном и поперечном направлении:

2. Способ определения в полете изгибных напряжений на валу несущего винта вертолета с торсионной втулкой несущего винта по п. 1, отличающийся тем, что для определения значимости параметров летно-технических характеристик строят зависимости напряжений на валу несущего винта от выбранных параметров и рассчитывают и оценивают коэффициенты корреляции.

3. Способ определения в полете изгибных напряжений на валу несущего винта вертолета с торсионной втулкой несущего винта по п. 2, отличающийся тем, что значимость параметров определяется по величине коэффициента корреляции >0,2.

Похожие патенты:

Изобретение относится к области машиностроения, преимущественно к авиадвигателестроению, а именно к способу определения физико-механического состояния рабочих лопаток турбины высокого давления (ТВД), в частности напряженного состояния лопатки.

Изобретение относится к техническому диагностированию гидрофицированных силовых передач самоходных машин. Способ оценки качества работы гидроподжимных муфт при переключении зубчатых передач гидрофицированных коробок передач осуществляется без разрыва потока мощности в передачах во время их переключения.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано при эксплуатации электродвигателей и другой техники с подшипниковыми узлами для определения текущего состояния подшипников и прогнозирования ресурса по завершении определенного времени с начала эксплуатации.

Изобретение относится к измерительной технике и может быть использовано для определения осевой нагрузки на шарикоподшипниковые опоры роторов, а также для определения и контроля собственных частот колебаний роторов небольших механизмов и приборов.

Изобретения относятся к измерительной технике, в частности к средствам и методам измерения непроницаемости просвета поршневого кольца. При реализации способа открытое поршневое кольцо зажимают в направлении периферии посредством вспомогательного приспособления с максимальным закрытием стыка и определяют непроницаемость просвета посредством оптических средств.

Г. В. Махоткин

Проектирование воздушного винта

Воздушный винт завоевал репутацию незаменимого движителя для быстроходных плавсредств, эксплуатируемых на мелководных и заросших акваториях, а также для аэросаней-амфибий, которым приходится работать на снегу, на льду и на воде. И у нас и за рубежом накоплен уже немалый опыт применения воздушных винтов на скоростных малых судах и амфибиях . Так, с 1964 г. в нашей стране серийно выпускаются и эксплуатируются аэросани-амфибии (рис. 1) КБ им. А. Н. Туполева. В США несколько десятков тысяч аэролодок, как их называют американцы, эксплуатируются во Флориде.

Проблема создания быстроходной мелкосидящей моторной лодки с воздушным винтом продолжает интересовать и наших судостроителей-любителей. Наиболее доступна для них мощность 20-30 л. с. Поэтому рассмотрим основные вопросы проектирования воздушного движителя с расчетом именно на такую мощность.

Тщательное определение геометрических размеров воздушного винта позволит полностью использовать мощность двигателя и получить тягу, близкую к максимальной при имеющейся мощности. При этом особую важность будет иметь правильный выбор диаметра винта, от которого во многом зависит не только КПД движителя, но и уровень шума, прямо обусловленный величиной окружных скоростей.

Исследованиями зависимости тяги от скорости хода установлено, что для реализации возможностей воздушного винта при мощности 25 л. с. необходимо иметь его диаметр - около 2 м. Чтобы обеспечить наименьшие энергетические затраты, воздух должен отбрасываться назад струей с большей площадью сечения; в нашем конкретном случае площадь, ометаемая винтом, составит около 3 м². Уменьшение диаметра винта до 1 м для снижения уровня шума уменьшит площадь, ометаемую винтом, в 4 раза, а это, несмотря на увеличение скорости в струе, вызовет падение тяги на швартовах на 37%. К сожалению, компенсировать это снижение тяги не удается ни шагом, ни числом лопастей, ни их шириной.

С увеличением скорости движения проигрыш в тяге от уменьшения диаметра снижается; таким образом, увеличение скоростей позволяет применять винты меньшего диаметра. Для винтов диаметром 1 и 2 м, обеспечивающих максимальную тягу на швартовах, на скорости 90 км/ч величины тяги становятся равными. Увеличение диаметра до 2,5 м, увеличивая тягу на швартовах, дает лишь незначительный прирост тяги на скоростях более 50 км/ч. В общем случае каждому диапазону эксплуатационных скоростей (при определенной мощности двигателя) соответствует свой оптимальный диаметр винта. С увеличением мощности при неизменной скорости оптимальный по КПД диаметр увеличивается.

Как следует из приведенного на рис. 2 графика, тяга воздушного винта диаметром 1 м больше тяги водяного гребного винта (штатного) подвесного мотора «Нептун-23» или «Привет-22» при скоростях свыше 55 км/ч, а воздушного винта диаметром 2 м - уже при скоростях свыше 30-35 км/ч. Расчеты показывают, что на скорости 50 км/ч километровый расход топлива двигателя с воздушным винтом диаметром 2 м будет на 20-25% меньше, чем наиболее экономичного подвесного мотора «Привет-22».

Последовательность выбора элементов воздушного винта по приводимым графикам такова. Диаметр винта определяется в зависимости от необходимой тяги на швартовах при заданной мощности на валу винта. Если эксплуатация мотолодки предполагается в населенных районах или районах, где существуют ограничения по шуму, приемлемый (на сегодня) уровень шумов будет соответствовать окружной скорости - 160-180 м/с. Определив, исходя из этой условной нормы и диаметра винта, максимальное число его оборотов, установим передаточное отношение от вала двигателя к валу винта.

Для диаметра 2 м допустимое по уровню шума число оборотов будет около 1500 об/мин (для диаметра 1 м - около 3000 об/мин); таким образом, передаточное отношение при числе оборотов двигателя 4500 об/мин составит около 3 (для диаметра 1 м - около 1,5).

При помощи графика на рис. 3 вы сможете определить величину тяги воздушного винта, если уже выбраны диаметр винта и мощность двигателя. Для нашего примера выбран двигатель самой доступной мощности - 25 л. с., а диаметр винта - 2 м. Для этого конкретного случая величина тяги равна 110 кг.

Отсутствие надежных редукторов является, пожалуй, самым серьезным препятствием, которое предстоит преодолеть. Как правило, цепные и ременные передачи, изготовленные любителями в кустарных условиях, оказываются ненадежными и имеют низкий КПД. Вынужденная же установка прямо на вал двигателя приводит к необходимости уменьшения диаметра и, следовательно, снижению эффективности движителя.

Для определения ширины лопасти и шага следует воспользоваться приводимой номограммой рис. 4. На горизонтальной правой шкале из точки, соответствующей мощности на валу винта, проводим вертикаль до пересечения с кривой, соответствующей ранее найденному диаметру винта. От точки пересечения проводим горизонтальную прямую до пересечения с вертикалью, проведенной из точки, лежащей на левой шкале числа оборотов. Полученное значение определяет величину покрытия проектируемого винта (покрытием авиастроители называют отношение суммы ширин лопастей к диаметру).

Для двухлопастных винтов покрытие равно отношению ширины лопасти к радиусу винта R. Над значениями покрытий указаны значения оптимальных шагов винта. Для нашего примера получены: покрытие σ=0,165 и относительный шаг (отношение шага к диаметру) h=0,52. Для винта диаметром 1 м σ=0,50 м и h=0,65. Винт диаметром 2 м должен быть 2-лопастным с шириной лопасти, составляющей 16,5% R, так как величина покрытия невелика; винт диаметром 1 м может быть 6-лопастным с шириной лопасти 50:3=16,6% R или 4-лопастным с шириной лопастей 50:2 = 25% R. Увеличение числа лопастей даст дополнительное уменьшение уровня шума.

С достаточной степенью точности можно считать, что шаг винта не зависит от числа лопастей. Приводим геометрические размеры деревянной лопасти шириной 16,5% R. Все размеры на чертеже рис. 5 даны в процентах радиуса. Например, сечение D составляет 16,4% R, расположено на 60% R. Хорда сечения разбивается на 10 равных частей, т. е. по 1,64% R; носок разбивается через 0,82% R. Ординаты профиля в миллиметрах определяются умножением радиуса на соответствующее каждой ординате значение в процентах, т. е. на 1,278; 1,690; 2,046 ... 0,548.