1.
Лист
ЦТРК.084426.000 ПЗ 48
Раздел 4
Аэродинамическая компоновка вертолета

2.
Лист
ЦТРК.084426.000 ПЗ 49
Задачей аэродинамической компоновки является определение формы,
размеров и взаимного положения частей вертолета, омываемых воздушным
потоком. Основой для решения задачи аэродинамической компоновки в
дипломном проекте является:
— выбранная схема и эскиз общего вида проектируемого вертолета;
— геометрические параметры и характеристики вертолета.
Результатом аэродинамической компоновки является чертеж общего вида
проектируемого вертолета.
Применительно к вертолетам аэродинамическая компоновка
характеризуется:
— количеством и расположением несущих и рулевых винтов;
— формой фюзеляжа;
— наличием, расположением и формами крыла и оперения;
— количеством и формами выступающих в поток элементов (шасси,
внешние подвески).
4.1. Взаимное расположение винтов
4.1.1 Выбор параметров и места расположения несущего винта
Чтобы не было крена фюзеляжа при вертикальном взлете и на режиме
висения, ось вращения рулевого винта расположена в плоскости, проходящей
через центр втулки несущего винта, перпендикулярно его оси. При этом ось
несущего винта расположили не перпендикулярно продольной оси фюзеляжа, а
наклоняют вперед на 4°. Это необходимо для того, чтобы на крейсерском режиме
полета ось фюзеляжа была направлена вдоль траектории полета и фюзеляж за
счет этого имел бы наименьшее лобовое сопротивление.
Основные геометрические данные:
1. Диаметр D = 32м;
2. Форма лопасти в плане – прямоугольная. Лопасти выбираем
закрученные, это позволяет улучшить работу несущего винта на
вертолетных режимах и снизить себестоимость изготовления.
Лопасть НВ имеет геометрическую и аэродинамическую крутку.
Геометрическая крутка: 6°30' у комля лопасти меняющаяся до 0° на
конце лопасти.
Аэродинамическая крутка:
от 1 до 3 отсека c =20,95 %;
от 4 до 11 отсека c =20,5 % - 11,94 %;
от 12 до 24 отсека c =10,83 %;
от 24 до 26 отсека c =10,96 %.

3.
Лист
ЦТРК.084426.000 ПЗ 50
3. F – площадь, ометаемая несущим винтом, определяется по формуле
2 2
2 2 2
(2 )
3,14 16 803,84 м
4 4
D R
F R
  
       ;
4. σ – коэффициент заполнения несущего винта, равен отношению площади
лопастей к площади, ометаемой НВ
л 0,7
л л
0,7 2
,
z b R
z F
F R
 

  

где
л
z = 8 (число лопастей);
0,7
b = 0,835 м (хорда лопасти при r = 0,7R)
R = 16 м - радиус НВ
8 0,835
0,133
16

  

4.1.2 Выбор параметров и места расположения рулевого винта
Диаметр d и обороты РВ, а также коэффициент заполнения σ определяют
исходя из того, чтобы получить достаточную тягу для уравновешивания
реактивного крутящего момента несущего винта и для путевого управления при
минимальной мощности, затрачиваемой на РВ.
Максимальная тяга РВ на режиме висения должна быть не меньше:
КР
РВ
РВ
1,25
M
T
L
 ,
где КР
M – максимальный крутящий момент НВ;
РВ
L – плечо тяги рулевого винта.
РВ с изменяемым шагом устанавливают на килевой балке с зазором между
концами лопастей несущего и рулевого винтов не менее 250 мм (для легких
вертолетов) и не менее 415 мм (для транспортных вертолетов).
Плечо тяги хвостового винта можно посчитать по формуле:
НВ РВ
РВ 0,415
2
D d
L

 
Согласно статистическому анализу прототипов примем РВ
НВ
d
D
= 0,2378
РВ НВ
0,2378
d D
 
При расчете диаметра несущего винта было получено значение DНВ = 32 м.
РВ 0,2378 32 7,6096 7,610 м
d    
РВ
32 7,61
0,415 19,805 0,415 20,220 м
2
L

    

4.
Лист
ЦТРК.084426.000 ПЗ 51
Обороты и коэффициент заполнения σ РВ можно наметить исходя из
допустимой окружной скорости винта  
r
 , которую нужно выбирать так,
чтобы на всех режимах полета отсутствовали срыв потока с концов лопастей и
влияние сжимаемости потока.
Расчетная окружная скорость вращения РВ  
r
 , по статистике, находится
в пределах 180…230 м/с, отсюда найдем ω = 57,6 с-1
÷ 73,6 с-1
Частота вращения РВ
30
n



. n = 550
об
мин
÷ 703
об
мин
.
Примем ω = 68 с-1
(n = 650
об
мин
).
Ометаемая площадь РВ
2
2 2 2
3,14 3,805 45,46 м
2
d
F r
 
      
 
 
Для РВ примем количество лопастей – 5 (лопасть - прямоугольная в плане,
незакрученная).
л л л
2
r
r r
F k b k b
F
  
   
 
,
где л
F – площадь лопастей;
F – ометаемая площадь РВ;
л
k – количество лопастей ( л
k = 5).
По статистике, заполнение винта примем  = 0,198, тогда хорда лопасти РВ
л
r
b
k

 ; b = 0,474 м.
Мощность на валу НВ:
ДВ К ,
N М
 
кгс м
с

где ω – угловая скорость вращения НВ ω = 18,5 с-1
,
n – частота вращения НВ n = 132
об
мин
.
ДВ
К
30
, кгс м
N
М
n

 

Суммарная мощность двух двигателей
NДВ = 2х11500 л. с. = 23000 л. с.
К
30 2 23000
3329 кгс м
132
М
 
  

РВ
3329
1,25 210 кгс
19,805
T  

5.
Лист
ЦТРК.084426.000 ПЗ 52
Длина вертолета с вращающимися винтами:
L = DНВ + dРВ + 0,415 = 32 + 7,61 + 0,415 = 40,025 м
4.2 Проектирование фюзеляжа вертолета
А) Носовая часть фюзеляжа:
Длина носовой части фюзеляжа, м:
Н.Ф ЭК Н
0,75
L N k
  ,
где ЭК
N - численность экипажа, находящегося в кабине пилотов;
ЭК
N = 3; kH = 1,905 – длина кабины сопровождения.
Н.Ф 0,895 3 1,905 4,590 м
L    
Б) Центральная часть фюзеляжа
Длина Ф 19,331 м
L 
Ширина Bф = 3,7 м
Габариты грузовой кабины:
Длина Lкаб = 12,08 м
Высота Hкаб = 3,16 м
Ширина Bкаб = 3,20 м
Такие габариты грузовой кабины обеспечивают размещение стандартных
контейнеров, самоходной и несамоходной техники.
В) Хвостовая балка
Длина хвостовой балки хв. балка 4,730 м
L 
4.3 Расположение и форма киля (килевой балки)
Килевая балка расположена хвостовой части фюзеляжа и является его
продолжением. Примененный в конструкции несимметричный профиль
разгружает рулевой винт на 25-30 %, тем самым способствуя уменьшению отбора
мощности силовой установки для привода РВ.
Основные геометрические данные:
- площадь 2
К 11 м
S 
4.4 Расположение и форма стабилизатора
Стабилизатор вынесен на переднюю кромку киля, что положительно
сказалось на продольную статическую устойчивость по скорости полета и углу
атаки.

6.
Лист
ЦТРК.084426.000 ПЗ 53
Основные геометрические данные:
- форма в плане - прямоугольная
- площадь 2
СТ 6,74 м
S  ;
- угол установки относительно СГФ εст = 0,27 °.
4.5 Определение параметров и расположения шасси
Рис. 4.1 Параметры, характеризующие расположение шасси вертолетов
В качестве основных параметров примем:
углы выноса шасси Н
 = 41,31, Г
 = 14,75;
угол опрокидывания  = 9,76;
колея шасси 5 м
B  ;
высота винта над землей Н = 8,145 м;
база шасси b = 8,950 м.