Легкий многоцелевой вертолет Ми-2. Проектирование лопасти несущего винта, системы управления несущим винтом, системы силовой установки (дипломный проект)

Выпускная работа бакалавра содержит: 120 –страниц, 38–рисунков, 17–таблиц, 12–литературных источников.

Цель работы: целью данной работы является разработка многоцелевого вертолета, включая определение взлетной массы и геометрических параметров в первом приближении, разработку конструктивно-силовой схемы, расчет аэродинамических и летных характеристик, определение воздушных и массовых нагрузок, действующих на лопасть несущего винта, проектирование и конструирование крепления двигателя и систем силовой установки, разработку технологии изготовления детали вертолета штамповкой, расчет стоимости изготовления проектируемого вертолета.

Результаты выпускной работы бакалавра и ее новизна: в результате выполнения выпускной работы бакалавра получены следующие результаты:
1)определены геометрические, массовые, энергетические  параметры многоцелевого вертолета с ТВаД в нулевом приближении;
2)разработана КСС вертолета;
3)проведен расчёт аэродинамических и летных характеристик вертолета, определены аэродинамические параметры при различных полетных конфигурациях;
4)определены воздушные и массовые нагрузки, действующие на лопасть; 5)выполнен расчет лонжерона лопасти несущего винта;
6)разработана технология изготовления детали крепления методом штамповки;
7)рассчитана стоимость изготовления вертолѐта;

Рекомендации по использованию результатов работы:
Результаты выпускной работы бакалавра будут использованы при дальнейшей разработке вертолета, его систем и агрегатов, при обучении на 5 курсе и выполнении дипломного проекта

Ключевые слова:
ВЕРТОЛЕТ, ЛОПАСТЬ, ЛОНЖЕРОН, ТЯГА, НЕСУЩИЙ ВИНТ, АМОРТИЗАТОР, ЗАКЛЕПКА, ШАССИ, ОПЕРЕНИЕ, ФЮЗЕЛЯЖ, НЕРВЮРА, СТРИНГЕР, ЭПЮРА, ПОЛЯРА, КАЧАЛКА.



СОДЕРЖАНИЕ
РЕФЕРАТ 12
1 КОНСТРУКТОРСКИЙ РАЗДЕЛ 13
1.1Формирование облика вертолета на основе статистических данных 13
1.1.1 Весовая категория проектируемого вертолета (взлетная масса в нулевом приближении) 13
1.1.2 Сбор и обработка статистических данных, их анализ 
1.1.3 Разработка тактико-технических требования к вертолету 18
1.1.4 Выбор и обоснование схемы вертолета, общей его компоновки и типа его силовой установки 19
1.1.5 Определение проектных параметров вертолета 19
1.1.5.1 Взлетная масса вертолета в первом приближении 
1.1.5.2 Определение радиуса НВ вертолета 20
1.1.5.3 Выбор профиля сечения лопасти 20
1.1.5.4 Коэффициент заполнения НВ. Количество лопастей НВ. Хорда лопасти НВ 20
1.1.5.5 Аэродинамическое сопротивление 21
1.1.5.6 Экономическая скорость полета вертолета 22
1.1.5.6.1 Экономическая скорость полета у «земли» 22
1.1.5.6.2 Экономическая скорость полета на динамическом потолке 22
1.1.5.7 Определение потребной энерговооруженности вертолета 22
1.1.5.7.1 Мощность для висения вертолета на статическом потолке 22
1.1.5.7.2 Мощность для горизонтального полета на максимальной скорости 23
1.1.5.7.3 Мощность для полета вертолета на динамическом потолке 23
1.1.5.7.4 Мощность для продолжения взлета при отказе одного двигателя 23
1.1.5.7.5 Потребная удельная энерговооруженность вертолета 24
1.1.6 Относительная масса конструкции 25
1.1.6.1 Масса конструкции планера 25
1.1.6.2 Относительная масса фюзеляжа 25
1.1.6.3 Относительная масса оперения 25
1.1.6.4 Относительная масса шасси 26
1.1.6.5 Относительная масса ручного управления 26
1.1.6.6 Относительная масса топлива 26
1.1.6.7 Относительная масса двигателей с системами 
1.1.6.8 Относительная суммарная масса лопастей 27
1.1.6.9 Относительная масса втулки НВ 27
1.1.6.10 Относительная суммарная масса лопастей РВ 
1.1.6.11 Относительная масса втулки РВ 28
1.1.6.12 Относительная масса винтов 28
1.1.6.13 Относительная масса главного редуктора 28
1.1.6.14 Относительная масса хвостового редуктора 29
1.1.6.15 Относительная масса трансмиссионных валов 
1.1.6.16 Относительная масса трансмиссии 29
1.1.6.17 Относительная масса СУ 29
1.1.6.18 Масса полной (целевой) нагрузки без топлива 
1.1.6.18 Взлетная масса вертолета 29
1.1.6.19 Масса оборудования 30
1.1.7 Погрешность первого приближения 30
1.1.8 Расчеты третьего приближения 30
1.1.9 Разработка общего вида вертолета 31
1.1.9.1 Компоновочная схема 31
1.1.9.2 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов и частей вертолета. 32
Выводы 33
1.2 Аэродинамический расчёт 33
1.2.1 Определение аэродинамического сопротивления планера вертолета 33
1.2.2 Определение границ срыва на различных высотах 
1.2.3 Определение коэффициента подъемной силы су 
1.2.4 Определение профильной мощности 38
1.2.5 Определение индуктивной мощности 39
1.2.6 Мощность на преодоление сопротивления вертолета (вредная мощность) 40
1.2.7 Определение мощности, потребной для горизонтального полета 40
1.2.8 Расчет располагаемой мощности 41
1.2.9 Расчет расхода топлива 43
1.2.10 Расчет поляры несущего винта 44
Выводы 46
1.3 Определение геометрических характеристик регулярной зоны конструкции лопасти НВ из условий обеспечения ее статической прочности 47
1.3.1 Определение суммарной поперечной нагрузки 47
1.3.2 Построение эпюр внутренних силовых факторов 
1.3.3 Разработка конструкции лонжерона лопасти НВ 
1.3.3.1 Анализ конструктивно-технологических особенностей лонжеронов лопастей НВ заданного типа вертолета 53
1.3.3.2 Расчёт сечения лопасти на прочность 54
Вывод 56
1.4 Разработка конструкции силовых элементов и узлов механического канала системы управления несущим винтом 56
1.4.1 Анализ схем системы управления и конструктивных особенностей их выполнения на вертолетах типа 56
1.4.2 Разработка трассировки, размещения и типа проводки системы управления, разработка её кинематической схемы . Кинематический расчёт системы управления. 56
1.4.3 Определение нагрузок в тягах, качалках и командном рычаге 57
1.4.4 Обоснование выбора конструкционных материалов и проектировочные расчёты командного рычага, тяги и качалки системы управления. Разработка конструкции характерных сечений и узлов крепления 58
Выводы 59
1.5 Система силовой установки 59
1.5.1 Состав силовой установки 59
1.5.2 Основные требования нормативных документов к силовой установке 60
1.5.3 Тип двигателя и его характеристики 60
1.5.4 Проектирование крепления двигателя 61
1.5.4.1 Технические требования к креплению двигателя 
1.5.4.2. Выбор КСС и расчетной схемы крепления двигателей, определение расчетных нагрузок 61
1.5.4.3 Определение расчетных нагрузок 62
1.5.4.4 Выбор материалов для элементов крепления двигателя 64
1.5.4.5 Проектировочный расчет элементов крепления двигателя и узлов навески 64
1.5.4.6 Техническое описание крепления двигателя 66
1.5.5 Проектирование топливной системы 67
1.5.5.1 Требования к топливной системе 67
1.5.5.2 Выбор расположения топливных баков, определение их конфигурации и объема 68
1.5.5.3 Система подачи топлива к двигателям. Техническое описание работы системы 68
1.5.5.4 Разработка схемы системы дренажа топливных баков 70
1.5.5.6 Система слива топлива на земле и в полете 71
1.5.5.7 Расчет топливной системы на высотность 71
1.5.5.8 Расчет дренажной системы 73
1.5.5.9 Расчет системы аварийного слива топлива 75
1.5.6 Противопожарная система 76
1.5.6.1 Система нейтрального газа 77
1.5.7 Разработка схемы маслосистемы 78
1.5.8 Cистема запуска 80
1.5.9 Cистема управления двигателем 80
1.5.10 Техническое описание силовой установки 81
ВЫВОДЫ 82
2 ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ РАЗДЕЛ 83
2.1 Конструктивно-технологический анализ детали, выбор заготовки и схемы штамповки детали 83
2.1.1 Конструкция детали и анализ ее технологичности 
2.1.2 Выбор оптимального варианта раскроя полосы 
2.1.3 Выбор схемы штампа 88
2.1.4 Расчет усилия штамповки 89
2.2 Проектирование штампа для листовой штамповки, выбор оборудования 90
2.2.1 Определение центра давления штампа 90
2.2.2 Расчет конструктивных элементов штампа 92
2.2.3 Величины зазоров между пуансоном и матрицей. Исполнительные размеры пуансона и матрицы. 93
2.2.4 Назначение допусков и посадок в сопряженных элементах штампа 94
2.2.5 Расчет на прочность элементов штампа 94
2.2.6 Подбор временных и постоянных упоров 95
2.2.7 Эскизное проектирование штампа, описание его конструкции 96
2.2.8 Выбор пресса и его характеристики 98
Выводы 98
3. ЭКОНОМИЧЕСКИЙ РАЗДЕЛ 99
3.1 Расчет себестоимости вертолета и цены вертолета без двигателей и с двигателями. 99
Выводы 102
Библиографический список 104
ПРИЛОЖЕНИЕ А. Общий вид вертолета 106
ПРИЛОЖЕНИЕ В. Конструктивно силовая схема вертолета 
ПРИЛОЖЕНИЕ В. Расчетные данные эпюр 108
ПРИЛОЖЕНИЕ Г. Система управления вертолета 109
ПРИЛОЖЕНИЕ Д. Спецификация системы управления 
ПРИЛОЖЕНИЕ Е. Крепление двигателя 111
ПРИЛОЖЕНИЕ Ж. Спецификация крепление двигателя 
ПРИЛОЖЕНИЕ И. Топливная система 114
ПРИЛОЖЕНИЕ К. Штамп последовательного действия 
ПРИЛОЖЕНИЕ Л. Спецификация штампа 116
ПРИЛОЖЕНИЕ М. Матрица штампа 118
ПРИЛОЖЕНИЕ О. Пуансон пробивки 119
ПРИЛОЖЕНИЕ П. Технологический процесс 120








КОНСТРУКТОРСКИЙ РАЗДЕЛ


1.1Формирование облика вертолета на основе статистических данных
Введение, постановка задачи проектирования

Вертолет – винтокрылый летательный аппарат, предназначенный для перевозки грузов и пассажиров, отличительной особенностью которого является возможность вертикального взлета и посадки.
В данном проекте рассматривается вертолет, предназначенный для перевозки 8 пассажиров на дальность до 550-570 км с крейсерской скоростью 205 км/ч.
Возможно использование вертолета в разных целях, вертолет является многоцелевым, и соответственно имеет возможность выполнять поставленные перед ним задачи и цели в соответствии с установленным на его борту оборудованием. Условия полета – всепогодный.
Основанием для разработки является задание на выпускную работу бакалавра.
Основное назначение вертолета: перевозка 8 человек на дальность до 570 км с крейсерской скоростью 205 км/ч.
Произведена обработка статистики, в которой собраны шесть образцов похожих по разным характеристикам вертолетов одновинтовой схемы, которые помогут в анализе и обработке полученной информации а так же будут способствовать ориентиру к эталонам для создания конструкции и облика проектируемого вертолета.

1.1.1 Весовая категория проектируемого вертолета (взлетная масса в нулевом приближении)
Ориентируясь на заданную массу целевой нагрузки (m_цн=1000 кг) и экипажа (m_эк=200кг), определим взлетную массу вертолета в нулевом приближении:
m_0^0=k_0∙〖(m_цн+m_эк)〗^0.92 (1.1)
где k_0=5-коэффициент, полученный на основе статистических данных.
m_0^0=5∙(1000+200)^0.92=3400 кг.
Основываясь на научно-технических достижениях мирового вертолетостроения и существенном увеличении весовой эффективности конструкций планера вертолетов, их двигателей, трансмиссий, несущего и рулевого винтов, учитывая требования Авиационных правил АП-27, АП-29, а также известных классификации ЛА в странах-участницах Международной организации гражданской авиации (ИКАО от англ. 1САО) целесообразно принять следующее распределение :
Проектируемый вертолет относится к категории Е-1-Л3.

1.1.2 Сбор и обработка статистических данных, их анализ
С целью определения современных требований к летно-техническим характеристикам вертолетов проведем анализ геометрических, весовых характеристик и летных данных вертолетов аналогичного назначения и весовой категории.
При статистическом проектировании необходимо правильно подобрать вертолеты, которые будут прототипами при проектировании. Необходимо подобрать лучшие аналогичные по классу вертолеты.
Для анализа были взяты следующие вертолеты: МИ-2, Ансат, BK-117, EC-145, Bell 222А.

Таблица 1.1 – Статистические данные вертолетов

Параметры и характеристики вертолета 
Обозначение 

Размерность Название вертолетов
   МИ-2 Ансат 
BK-117 EC-145 Bell 222А
 НАВ-2
Общие данные
Страна -  СССР Россия ФРГ+ Япония Евро-коптер США Украина
Год выпуска -  1965 1997  1982 1976 2015
Назначение -  многоцелевой многоцелевой  многоцелевой гражданский пасажирский
Летно-технические характеристики 
Максимальная
скорость V max км/ч 210 285 270 278 278 235
Крейсерская скорость V кр км/ч 180 250 250 256 264 210
Скороподъёмность V y м/с  21,5 10,9 37,7  15,5
Статический потолок Н ст м 2000 3000 3170 1370 1400 2300
Динамический потолок Н дин м 4000 5500 4570 5485 6000 4500
Дальность полета L км 500 595 500 705 523 500
Окружная скорость НВ ωR м/с 187 220 220  215 190
Продолжения таблицы 1.1
Весовые характеристики
Нормальная взлетная масса m0 кг 3550 3300 2850 3585 3560 3900
Масса пустого вертолета mпуст кг 2420 2000 1650 1792 2063 2872
Масса целевой нагрузки mцн кг 1130 1300 1200 1793 1497 1000
Количество экипажа nэк чел. 2 1 1 1 1 2
Количество пассажиров nпас чел. 8 9 9 9 7 8
Масса топлива mт кг 393 474 694 554 550
Параметры
и характеристики
вертолета Обозначение Размерность Название вертолетов
   1 2 3 4 5 6
Данные силовой установки
Количество и тип двигателей -  2×ГТД-350 Изотова 2×ТВД Pratt & Whitney РW-207K
2×ТВД Turbomeca Arriel 1E2
2×ТВД Turbomeca Arriel 1E2
2×ТВД Лайкомин LTS 101-650C-2 2×ТВаД АИ-450М
Взлетная мощность двигателя Nдв кВт 2×298 2×463 2×410 2×550 2×456 2×345
Геометрические характеристики
Радиус НВ R м 7,250 5,75 5,5 5,5  
Радиус РВ RРВ м 1,35 1,05 0,98 0,98  
Число лопастей НВ z шт 3 4 4 4 2 3
 РВ zРВ шт 2 2 2 2 2 3
Производные величины 
Весовая отдача по полной нагрузке kпн - 0,318 0,394 0,421 0,5 0,42 
Удельная нагрузка р Н/м2 211 312 316 431 308 170
Энерговооружённость вертолета N͠ кВт/Н 0,0172 0,0287 0,0294 0,0313 0,026 

МИ-2
Ми-2 – советский многоцелевой вертолёт, разработанный ОКБ М. Л Миля в начале 1960-х годов. В 1965 году было развёрнуто серийное производство в Польше. Широко применяется для выполнения множества гражданских и военных задач. До окончания производства в 1992 году построено свыше 5400 единиц. Даже в настоящее время Ми 2 принимает участие в тендерах, соревнуясь со своими преемниками Ка-226 и «Ансатом».

Рис.1.1 – Схема вертолета Ми-2
Ансат
«Ансат»— лёгкий двухдвигательный газотурбинный многоцелевой вертолёт класса 7—9 мест, разработан Конструкторским бюро при ПАО «Казанский вертолетный завод» (КВЗ) по одновинтовой схеме с рулевым винтом. Типоразмер и функциональный облик лёгкого многоцелевого вертолёта «Ансат» были определены в результате проведённых в российских авиакомпаниях маркетинговых исследований по определению требований к вертолётам данного класса. Вертолёт «Ансат» может перевозить 1300 килограммов полезной нагрузки в кабине.

Рис.1.2 – Схема вертолета Ансат
BK-117
MBB/Kawasaki BK-117 — многоцелевой вертолёт, предназначен для перевозки пассажиров и грузов. Способен выполнять разнообразные задачи –от эвакуации больных и раненых до участия в антитеррористических операциях. С установленным вооружением и специальным оборудованием вертолет может использоваться для разведки и наблюдения, огневой поддержки войск и борьбы с танками.

Рис.1.3 – Схема вертолета BK-117
EC-145
Eurocopter EC 145 — многоцелевой вертолёт, созданный франко-германским концерном «Eurocopter». Обновленная версия имеет название MBB BK 117. Первый полет MBB BK 117 состоялся в 1982 году. Обновленная версия ЕС-145 построена с использованием композитных материалов.


Рис.1.4 – Схема вертолета ЕС-145
Bell 222А
Bell 222А — гражданский вертолёт. Тип: лёгкий коммерческий вертолёт. Разработка вертолёта началась в 1972 году. Первый полёт опытного вертолёта состоялся 13 августа 1976 года. Сертификат был получен им 20 декабря 1979 года. Серийное производство было начато в 1980 году. Всего построено 237 вертолётов Белл 222А всех вариантов.

Рис.1.5 – Схема вертолета Bell-222A

1.1.3 Разработка тактико-технических требования к вертолету
При выборе и анализе компоновки вертолета учитываются его назначение и целевые функции. Принята классическая одновинтовая схема с рулевым винтом. Так как она является наиболее подходящей для реализации тактико-технических требований.
Проектируемый вертолет создается как базовый вариант для семейства легких вертолетов с двумя ТВаД двигателями типа АИ-450М, с высокой степенью конструктивно-технологической и эксплуатационной преемственности и унификации с вертолетами подобного типа.
Концепция вертолета:
 отечественный двигатель;
 меньшая, по сравнению с аналогами, стоимость проектирования и эксплуатации;
 повышенная комфортность;

 пониженный уровень шума на местности;
 возможность использовать в широких климатических условиях.
 повышенный уровень безопасности (за счет улучшенных кресел и аварийно-спасательных систем)

1.1.4 Выбор и обоснование схемы вертолета, общей его компоновки и типа его силовой установки
Выбрана схема с одним несущим и рулевым винтом. Выбор такой схемы обусловлен тем, что эта схема наиболее лучше отвечает условиям выполнения заданных тактико-технических характеристик и обладает следующими преимуществам:
-относительная простота конструкции и системы управления;
-сравнительно низкая стоимость;
-отработанная технология производства.
На вертолете планируется использовать силовую установку (СУ) с двумя ТВаД двигателями. Это обусловлено назначением проектируемого вертолета.

1.1.5 Определение проектных параметров вертолета
1.1.5.1 Взлетная масса вертолета в первом приближении
Для проектируемого вертолета взлетную массу первого приближения определим так:
m_0^I=(m_цн+m_эк)/(k_пн-(m_т ) ̅ ) (1.2)
Где k_пн=0.55-коэффициент массовой отдачи вертолета (берем по прототипу), (m_т ) ̅=0.17-относительная масса топлива (берем по прототипу).
m_0^I=(1000+200)/(0.55-0.17)=3158 кг
Принимаем окружную скорость ωR=215 м/с ;
Принимается удельная нагрузка p=170Н/м^2;

1.1.5.2 Определение радиуса НВ вертолета
Радиус несущего винта определим в зависимости от удельной нагрузки:
R_нв=√((m_0^I∙g )/(π∙p))=√((3158∙g)/(π∙170))=7,612 м. (1.3)

1.1.5.3 Выбор профиля сечения лопасти
В целях получения наилучшего аэродинамического качества лопасти НВ в комлевом сечении используем профиль NACA 23012.
1.1.5.4 Коэффициент заполнения НВ. Количество лопастей НВ. Хорда лопасти НВ
Коэффициент σ выбирается из условия недопущения срыва потока с лопастей НВ при полете на максимальной скорости у земли и на динамическом потолке. Для выполнения этого требования необходимо, что бы отношениеС_т/σ на указанных режимах не превышало допустимых значений начала интенсивного роста в полете переменных нагрузок в продольном направлении вертолета.
На динамическом потолке Н_дин полет вертолета осуществляется на экономической скорости V_(Н_дин)^эк.
Полеты на V_maxсопровождаются уменьшением подъемной силы на азимуте ψ=270°в следствие уменьшения разности (ωR-V_max), а на Н_дин-вследствие уменьшения плотности атмосферы.
Таким образом:
σ_min^доп=max{σ_(V_max );σ_(Н_дин ) } (1.4)
σ_(V_max )=C_(T_0 V_max )/(〖(C_T/σ)〗_(V_max)^доп ); C_(T_0 V_max )=(1.63∙p)/〖(ωR)〗^2 (1.5)
〖(C_T/σ)〗_(V_max)^доп=0.297-0.36∙V ̅_max; V ̅_max=V_max/(3.6∙ωR) (1.6)
V ̅_max=230/(3.6∙170)=0.304;〖(C_T/σ)〗_(V_max)^доп=0.297-0.36∙0.304=0.188
C_(T_0 V_max )=(1.63∙170)/215^2 =0.005995;
σ_(V_max )=0.005995/0188=0.0319;
σ_(Н_дин )=C_(T_0 Н_дин )/(〖(C_T/σ)〗_(Н_дин)^доп ); C_(T_0 Н_дин )=(1.63∙p)/(〖(ωR)〗^2∙∆ ̅_(Н_дин ) ) (1.7)
〖(C_T/σ)〗_(Н_дин)^доп=0.297-0.36∙V ̅_(Н_дин ) (1.8)
Где V ̅_(Н_дин )=0.25-отночительная скорость полета на динамическом потолке, ∆ ̅_(Н_дин )=0.634-коэффициент разряженности на высоте 4000м.
〖(C_T/σ)〗_(Н_дин)^доп=0.297-0.36∙0.304=0.24;
C_(T_0 Н_дин )=(1.63∙170)/(215^2∙0.634)=0.0095
σ_(Н_дин )=0.0095/0.24=0.0319
σ_min^доп=0.0504
В запас надежности расчетов эксплуатации принимаем:
σ_пр=1.03σ_min^доп=1.03∙0.5=0.0519 (1.9)
Определим минимальное необходимое количество лопастей так:
z_(расч.)=〖π·σ〗_пр/0,055=(π·0.0519)/0,055=2.94 (1.10)
Принимаем z_(расч.)=3 лопасти.
Хорда лопасти:
b=(π·σ_пр·R_НВ)/z_(расч.) =(π·0,0519·7.612)/3=0.414 м (1.11)
Коэффициент заполнения НВ:
σ=(z_(расч.)·b)/(π·R_НВ )=(3·0.414)/(π·7.612)=0.0519 (1.12)

1.1.5.5 Аэродинамическое сопротивление
Относительно (удельное) аэродинамическое сопротивление:
̄С_s=(c_1·〖m_0〗^(с_2 ))/(m_0·g) (1.13)
где,c_1, c_2 – эмпирические коэффициенты для вертолетов с неубирающимся шасси c_1=0.018,c_2=0.5646.
̄C_s=(0.018·3158^0.5646)/(=3158·g)=5.501·10^(-5)

1.1.5.6 Экономическая скорость полета вертолета
1.1.5.6.1 Экономическая скорость полета у «земли»
(Н_0=0 км)
V_0^эк=164·∜((1.09·p)/(ωR+11.4·10^6· ̄C_s )) (1.14)
V_0^эк=164·∜((1.09·170)/(215+11.4·10^6·5.501·10^(-5) ))=112.32 км/ч

1.1.5.6.2 Экономическая скорость полета на динамическом потолке
Динамически потолок (Н_дин=4500 м)
V_0^эк=164·∜((1.09·p)/(ωR+11.4·10^6· ̄C_s·∆ ̅_(Н_дин ) )) (1.15)
V_0^эк=164·∜((1.09·170)/(215+11.4·10^6·5.501·10^(-5)·0,634))=121.63 км/ч

1.1.5.7 Определение потребной энерговооруженности вертолета
Для современных вертолетов характерными (расчетными) режимами полета принято считать: висение на статическом потолке Н_ст, полет на динамическом потолке Н_дин, полет с максимальной скоростью V_max.
Каждый из расчетных случаев характеризуется потребной мощностью для приводов НВ и РВ и величиной потерь мощности.
1.1.5.7.1 Мощность для висения вертолета на статическом потолке
Удельную приведенную мощность, потребную для висения вертолета на статическом потолке определим так:
N ̃_Нст0=(0.63857∙T ̅^1.5∙√p)/(N ̅_Нст∙ζ_0∙μ_0∙√(∆ ̅_Нст )) (1.16)
Где T ̅=1.0-относительная величина полной тяги НВ;
p=170 н/м^2; N ̅_Нст=0.84-коэффициент учитывающий изменение располагаемой мощности на статическом потолке;ζ_0=0.8-коэффициент использования мощности; μ_0=0.7-относительный КПД НВ на режиме висения; ∆ ̅_Нст=0.797.
N ̃_Нст0=(0.63857∙〖(1.0)〗^1.5∙√170)/(0.84∙0.8∙0.7∙√0.729)=18,735 Вт/Н

1.1.5.7.2 Мощность для горизонтального полета на максимальной скорости
Мощность для полета на максимальной скорости определим так:
N ̃_(Vmax 0)=([16.4∙10^(-3)∙ωR∙(1+7.08∙10^(-8) 〖∙V〗_max^3 )+(1.67·p∙I_э)/V_max +13.2∙10^(-3)∙C ̅_s∙V_max^3· ̄∆] )/(N ̅_HVmax∙N ̅_Vmax∙ζ_Vmax ) (1.17)
где N ̅_HVmax-коэффициент учитывающий изменение мощности на высоте 500м;
N ̅_HVmax=1-0.0695·500·10^(-3)=0,965
N ̅_Vmax=1-5.5·10^(-7) 〖∙V〗_max^2=1-5.5·10^(-7)·235=1.03;
ζ_Vmax=0.87; I_э=1.114- коэффициент индукции НВ.
N ̃_Vmax=19.638 Вт/Н
1.1.5.7.3 Мощность для полета вертолета на динамическом потолке
Мощность потребную для полета на динамическом потолке определим следующим образом:
N ̃_(Н дин0)=1/(N ̅_ном∙N ̅_Hдин∙N ̅_Vэк∙ζ_эк )∙{16.4∙10^(-3)∙ωR∙[1+7.08∙10^(-8)∙(V_дин^эк )^3 ]+
+1.82∙p/(V_дин^эк∙∆ ̅_дин )+13.2∙10^(-3)∙C ̅_s∙(V_дин^эк )^3∙∆ ̅_дин} (1.18)
N ̅_ном=0.9-коэффициент мощности на номинальном режиме;
N ̅_Hдин=0.6872;
N ̅_Vэк=1+5.5·10^(-7) 〖∙V〗_max^2=1+5.5·10^(-7)·121.325=1.008;
ζ_эк=0.865
где ∆ ̅_дин=0.634
N ̃_(Н дин)=16,345 Вт/Н

1.1.5.7.4 Мощность для продолжения взлета при отказе одного двигателя
Удельную приведенную мощность, потребную для продолжения взлета вертолета при отказе одного двигателя найдем так:
N ̃_(пр.взл.0)=1.156/(N ̅_Vэк∙N ̅_чз∙ζ_Vэк )∙n_дв/(n_дв-1)∙[16.4∙10^(-3)∙ωR∙(1+7.08∙10^(-8)∙(V_0^эк )^3 )+1.82∙p/(V_0^эк )+
+13.2∙10^(-3)∙ C ̅_s∙(V_0^эк )^3] (1.19)
где n_дв=2-колличество двигателей;
N ̅_Vэк=1+5.5·10^(-7)·〖V_0^эк〗^2=1+5.5·10^(-7)·〖112.325〗^2=1.007,
N ̃_(пр.взл.0)=8.798 Вт/Н

1.1.5.7.5 Потребная удельная энерговооруженность вертолета
N ̃_0max=max[N ̃_(пр.взл.0),N ̃_(Н дин),N ̃_Vmax,N ̃_Нст0 ]=19.638 Вт/Н

1.1.6 Расчет мощности силовой установки
Выбор двигателя при прямом проектировании осуществляется по максимальной величине потребной энерговооруженности вертолета:
Определим потребную мощность одного двигателя так:
N_дв=(N ̃_0max∙m_0^I g)/n_дв (1.20)
N_дв=(19.938∙3158∙9.81)/2=303.88 кВт
Исходя из потребой мощности двигателя, по каталогу выбираем двигатель АИ-450М

Рис.1.6 Двигатель АИ-450М
Таблица 1.2 Характеристики двигателя АИ-450М
N_(чрезв.),
кВт N_(взл.),
кВт N_(кр.),
кВт С_(евзл.),
кг/л.с.ч L_дв,
мм h_дв,
мм b_дв,
мм М_дв,
кг
360 345 295 0.31 995 536 515 115




1.1.9 Разработка общего вида вертолета
1.1.9.1 Компоновочная схема
Компоновка заключается во взаимной пространственной увязке частей вертолета, их формы и конструктивно силовой схемы с размещением двигателей, экипажа, основных грузов и снаряжения. Компоновку необходимо рассматривать как три выполняемых параллельно  и взаимосвязанных процесса: аэродинамическая, объемно-массовая и конструктивно-силовая компоновки.
Задача аэродинамической компоновки определение формы, размеров и взаимного расположения частей вертолета, омываемых воздушным потоком.
Цель объемно-массовой компоновки-распределение пространства и расположение агрегатов и частей вертолета в границах ожидаемых контуров вертолета: определение центровки для расчетных случаев эксплуатационной загрузки вертолета.
Вертолёт состоит из следующих основных частей и систем: фюзеляжа, шасси, силовой установки, трансмиссии, несущего винта, противо-обледенительной системы, воздушной системы, несущего винта, системы управления вертолетом, гидравлической системы, авиационного  и радиоэлектронного оборудования. Фюзеляж вертолета включает в себя носовую и центральную части, хвостовую и концевую балки. В носовой части установлены командные рычаги управления, приборная доска, сидение пилота. Вход в кабину пилотов осуществляется через переднюю дверь справа. Остекление кабины обеспечивает достаточный обзор пространства впереди вертолета. Центральная часть, являющаяся  грузопассажирской кабиной, оборудуется в зависимости от варианта применения вертолета. Внизу этой части в специальном контейнере расположен основной топливный бак. Центральная часть имеет по бортам прямоугольные окна. К центральной части крепят хвостовую балку, сверху которой проходит вал трансмиссии. К хвостовой балке крепят рулевой винт со стабилизаторами на киле. Над грузопассажирской кабиной расположены двигатели АИ-450М, главный редуктор, агрегаты системы воздушного охлаждения, а также агрегаты и коммуникации гидравлической, масляной, противопожарной систем и системы управления вертолетом.

Рис. 1.7 – Общий вид вертолета

1.1.9.2 Выбор, обоснование, разработка и увязка конструктивно-силовых схем (КСС) агрегатов и частей вертолета.
Силовой каркас состоит из металлических шпангоутов и продольных балок, крупногабаритные панели.
По конструкции силовая балка представляет собой балку. В ней установлен вал трансмиссии рулевого винта. Вертикальное оперение состоит из композитной обшивки и металлического каркаса. Оно крепится к хвостовой балке по стыковому шпангоуту. Хорошее качество внешней поверхности деталей из КМ обеспечивает снижение сопротивления и повышение топливной эффективности. Технологичность изготовления пластиковых панелей уменьшает себестоимость серийного вертолета.  После изготовления детали покрываются многослойными покрытиями из эпоксидных грунтов и эмалей горячей сушки.
Винт трех лопастный с полужестким креплением лопастей ко втулке винта с помощью пластинчатых металлических торсионов. В плане лопасти имеют прямоугольную форму со стреловидными законцовками.
Рулевой винт состоит из двух лопастей диаметром 2.7 м состоящий из прямоугольных лопастей с жестким креплением с осевым шарниром к втулке, втулке рулевого винта и механизма изменения угла установки лопастей.
Проводка управления двигателем тросовая ремонтопригодность и легкость обслуживания достигается за счет широкого применения композитных материалов ,использования подшипников не требующих смазки и комплексного размещения оборудования по зонам обслуживания.
Воздухозаборник установлен над фюзеляжем. Основные стойки шасси крепятся в районе силового шпангоута задней части фюзеляжа.

Рис. 1.8 – КСС вертолета

Выводы
В ходе обработки статистических данных и расчета приближений вертолета был спроектирован каркас и общий вид вертолета, применены перспективные материалы, создана конструкция отвечающая требованиям аэродинамики экономичности и безопасности. Разработаны и увязаны конструктивно силовые схемы киля, рулевого винта, фюзеляжа, шасси, стабилизатора.
Чертежи вертолета предоставлены в приложении.

1.2 Аэродинамический расчёт

1.2.1 Определение аэродинамического сопротивления планера вертолета
Во время полета вертолет омывается воздушным потоком с некоторой скоростью, а так как воздух среда, которая имеет вязкость, то создается некоторое сопротивление которое зависит от площади частей, которые выступают в поток и многих других факторов.
Что бы определить силу сопротивления необходимо определить коэффициент сопротивления C_x:
C_x=k_и∙(C_хф+C_(x х.б.)+C_(x к.б.)∙S_(к.б.)/S_(м.ф.) +C_(x в.нв.)∙S_(н.в.)/S_(м.ф.) +C_(x оп.)∙S_(оп.)/S_(м.ф.) +
+C_(x ш.)∙S_(ш.)/S_(м.ф.) +C_(x рв.)∙S_(рв.)/S_(м.ф.) +C_(x в.рв.)∙S_(в.рв)/S_(м.ф.) (1.47)
Где C_хф,C_(xх.б.),C_(xк.б.),C_(xв.нв.),C_(xоп.),C_(xш.),C_(xрв.) C_(xв.рв.) – коэффициенты сопротивления фюзеляжа, хвостовой балки, килевой балки, втулки несущего винта, оперения, шасси, рулевого винта, втулки рулевого винта.
k_и=1.1-коэффициент взаимодействия различных частей фюзеляжа.
Коэффициент сопротивления фюзеляжа вычислим так:
C_хф=(c_f∙η_c F_ф/S_мф +∆C_(x пф) ) k_α+∑▒〖∆C_хф 〗+(∑▒〖∆C_(х над.) S_(м над.) 〗)/S_(м ф) + ∆C_(х нер.,) (1.48)
где c_f-определяется по графикам[4] в зависимости от числа рейнольдса:
Re=(V∙L_ф)/ν (1.49)
V=205 км/ч; L_ф=5.710 м ;
ν=1.71·10^5– коэффициент кинематической вязкости, зависящий от атмосферных условий (ра = 760 мм. рт. ст., t = 15 ̊С).
Re=(205∙5.710)/(1.71·10^(-5) )=2538∙10^5
c_f=0.0002;
η_c=1.2-коэффициентучитывающийформуфюзеляжа.
F_ф-площадь боковой поверхностифюзеляжа;
F_ф=8.050 м^2
S_мф=2.2 м^2
∆C_xпф=0,0065-коэффициент который учитывает отличие формы попереччного сечения от круга.
k_α=1,2-учитывает влияние угла атаки фюзеляжа
∆C_хф=0-донное сопротивлени, которое зависит от удлинения хвостовой части (λ_(х.ч.)=5).
∆C_(хнер.)=0,01.
C_хф=(0.002∙1.2 8.050/2.2+0.0065)·1.2+(0.0095∙2.2+0,02)/2.2+ 0.01=0.119
Коэффициент сопротивления ХБ определим так:
C_(х х.б.)=(c_f+∆c_f )∙F_хб/S_мф (1.51)
F_хб=2.442 м^2-боковая площадьХБ;∆c_f=0,0005-добавочный коэффициент трения за счет неучтенных элементов ХБ.
C_(х х.б.)=(0,002+0,0005)∙2.442/5.3=0.0034
C_(x к.б.)=0.12
C_(х о.п)=0.01
C_(х ш.)=0.5
Коэффициент сопротивления рулевого винта вычислим так :
C_(x рв.)∙S_(рв.)=(0,3∙μ_рв∙Т_рв)/((ρV^2)/2) (1.52)
μ_рв=V/u_рв -характеристика работы РВ; u_рв=20.106 м/с-окружная скорость РВ.
μ_рв=83,333/197,95=0,42
Т_рв=1,1 M_кр/l_рв -тяга рулевого винта;
M_кр=1353,9 Н/м – крутящий момент на валу;
Т_рв=1,1 1353,9/6.385=116,532 Н;ρ=0,8193 кг/м^3
C_(x рв.)∙S_(рв.)=(0,3∙0,42∙116,532)/((0,8193∙205^2)/2)=0,0004
C_(x в.нв.)=0,0018;C_(x в.рв.)=0,003
Просуммируем:
C_x=1,1∙(0,119+0,0034+0,12∙4,45/5,3+0,0018∙354,245/2,3+0,01∙4,97/2,3+
+0,5∙0,168/2,3+0,0004/2,2+0,003∙2,12/2,2)=0.407

1.2.2 Определение границ срыва на различных высотах
Критическая скорость Vкр определяется по графикуС ̃_Ткр=f(μ) [4],
где:
С ̃_(Т кр)=С_Т/σ (1.53)
где σ = 0.52 – коэффициент заполнения;
Аэродинамический коэффициент силы тяги несущего винта определяем по формуле:
С_Т=T/(ρ∙(ωR)^2/2∙π∙R^2 ) (1.54)
T=1.03∙m_I∙g (1.55)
где Т-тяга винта; ρ-плотность;ωR=215 м/с; R=8.405м;
m_I=3872 кг
T=1.03∙3872∙9.81=39123.85 Н
Критическую скорость определим так:
V_крт=μ∙ωR∙3,6 (1.56)
Расчет V_кр сведен в таблицу 1.4
Таблица 1.4 – Расчет V_кр
H, м 0 1000 2000 3000 4500
ρ,
кг/м3 1,337 1,223 1,118 1,101 0,888
С_Т 0,0146 0.0161 0,0178 0,0197 0,0231
С ̃_(Т кр) 0,124 0,136 0,151 0,167 0,195
μ 0,35 0,33 0,3 0,28 0,23
V_кр,км/ч
237,2 221,36 217,6 211,76 182,16

Рис. 1.9 – График V_кр=f(H)
Определим среднее значение Cyпо диску НВ так :
С_y0=(3∙C_T)/(θ∙k_T∙σ∙(1+1,5∙μ) ) (1.57)
Где θ=0,94-коэффициент вихревых потерь;k_T=1-коэффициент, учитывающий влияние формы лопасти на величину силы тяги.
Расчеты сведем в таблицу 1.5
Таблица 1.5 – Среднее значение Cy
H, м 0 1000 2000 3000 4500
С_y0 0,268 0,290 0,340 0,383 0,47

1.2.3 Определение коэффициента подъемной силы су
Коэффициент подъемной силы является функцией азимутального угла ψ и расчитывается так:
C_y (ψ)=C_y0∙f(ψ) (1.58)
где f(ψ)=(1+μ^2)/(1+8/4∙μ∙sinψ+2∙μ^2∙sin^2ψ )
Рассмотрим для μ=0,35.
Сведем результаты в таблицы 1.6.
Таблица 1.6 – Коэффициент подъемной силы
ψ 0 








f(ψ) 1,114 0,683 0,566 0,695 1,112 1,799 2,071 1,789 1,112
C_y (ψ) 0,289 0,178 0,148 0,178 0,289 0,46 0,529 0,46 0,289

Рис.1.10 – "Изменение коэффициента Сy в зависимости от ψ"
1.2.4 Определение профильной мощности
Результаты расчетов профильной мощности для удобства пользования обычно представляются в безразмерном виде. Безразмерный коэффициент профильной мощности находится по формуле:













1.5.5.3 Система подачи топлива к двигателям. Техническое описание работы системы
Для определения количества топлива основном баке расположены 4 поплавковых датчика. В нижней части бака имеется расходный штуцер , по которому топливо с помощью насоса, при условии открытого крана, поступает в расходный бак.
При работе двигателя топливо из расходного бака подается насосом ЭЦН-75 через фильтр грубой очистки, который предназначен для очистки топлива от частиц размером до 100 микрон, откуда по трубопроводу поступает к двигателю. Пройдя через фильтр и насос, топливо поступает к топливно-масляному радиатору, откуда идет к фильтру тонкой очистки, который может обеспечить фильтрацию топлива от посторонних частиц размером более 12—16 микрон. Фильтры тонкой очистки имеют сигнализаторы, сообщающие о засорении фильтра. Затем, по магистрали топливо проходит через расходомер, который сообщает пилоту о количестве расходуемого топлива, попадает на основной насос двигателя попадает коллектор форсунок камеры сгорания.
На магистрали подачи топлива к двигателю также имеется: пожарный кран, который перекрывает подачу топлива в случае возгорания двигателя; сигнализаторы температуры и давления топлива; топливный аккумулятор, который служит для кратковременного обеспечения двигателя топливом при оттоке топлива от насоса, а также для демпфирования пульсаций давления за насосом, а также автомат дозировки топлива с разгрузочной магистралью служит для перепуска топлива в бак при повышении давления (после остановки двигателя).
Для обеспечения выработки топлива из бака применяется насосный способ выработки. Этот способ позволяет обеспечить выработку топлива из бака, расположенного ниже или на уровне двигателя, а также достаточную высотность без увеличения массы бака.
Схема подачи топлива к двигателю показана на рис. 5.2.



Рисунок 1.22 – Подача топлива к двигателю

1.5.5.4 Разработка схемы системы дренажа топливных баков
Дренажная система должна обеспечивать свободный выход воздуха из баков.
Трубопровод соединён с атмосферой а также с остальными баками. Дренаж расходного бака осуществляется только при заправке топливом. На магистрали дренажной системы имеются перекрывные краны, которые открываются в случае дренажа, в других случаях они перекрыты, дабы топливо не вытекало и в баке поддерживалось нужное давление.
Система дренажа показана на рис. 1.23.

Рисунок 1.23 Система дренажа

1.5.5.5 Система заправки топливом
В боковой части вертолёта имеется заливная горловина. Топливо ТС-1 заливается под давлением. Рядом с заливной горловиной находится расходомер, по которому определяется залитое количество топлива. В системе имеется обратный клапан, который препятствует обратному перетеканию топлива из бака.
Система заправки топливом изображена на рис. 5.4


Рисунок 1.24 – Система заправки топливом

1.5.5.6 Система слива топлива на земле и в полете
Для слива отстоя топлива из блока фильтров имеется сливной кран, при открытии которого идет слив топлива самотёком. Для надежности работы сливной системы установлен подкачивающий насос ЭЦН-75. Для контроля количества слитого топлива установлен расходомер.
Система слива топлива изображена на рис.1.25.


Рисунок 1.25 – Система слива топлива

1.5.5.7 Расчет топливной системы на высотность
Топливная система рассчитывается на высотность для случаев, когда необходимо проверить работу магистралей подачи топлива к двигателям в наиболее неблагоприятных условиях полёта. К таким случаям относятся [1]
Основной расчётный случай, соответствующий полёту с максимальной скоростью на высоте, ниже потолка на 5 км. Считается, что двигатель работает на максимальном режиме, скорость полёта максимальна, положение самолёта и перегрузки принимаются наиболее невыгодными по их влиянию на давление перед насосом подкачки на двигателе. Расчёт системы производится для упругости паров , соответствующей максимальной расчётной температуре топлива (не ниже +40С). Увеличение температуры топлива приводит к уменьшению плотности топлива, увеличению упругости паров, возрастанию скоростного течения топлива в трубопроводах (что приводит к росту гидравлических сопротивлений).
Полёт на потолке (проверочный расчёт). Принимается, что двигатели работают на максимальных режимах, а инерционные потери равны нулю.
Полёт на режиме, соответствующем максимальному расходу топлива.
Двигатель работает на максимальном режиме, топливо принимается наиболее вязким, температура воздуха и топлива - минимальной (-50 С). В этом случае гидравлические потери в системе будут максимальными.