1.
6
Форма № Н-9.02
НАЦІОНАЛЬНИЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ
ім. М.Є. ЖУКОВСЬКОГО
«Харківський авіаційний інститут»
Літакобудівний факультет
Кафедра проектування літаків і вертольотів
До захисту допускаю
Завідувач кафедри
д.т.н., проф.
(наук. ступінь, вчене звання, прізвище ініціали)
"_____"_______________ 2014 р.
Пояснювальна записка
до дипломного проекту (роботи)
Спеціаліст
(освітньо-кваліфікаційний рівень)
на тему:
Пошуково-рятувальний вертоліт. Кіль із КМ.
Виконав: студент 6 курсу, групи
з напряму підготовки (спеціальності)
Авіаційна та ракетно - космічна техніка,
Літаки і вертольоти
(шифр і назва напряму підготовки, спеціальності)
Чемерис Д.В.
(прізвище та ініціали) (підпис , дата)
Керівник
(прізвище та ініціали) (підпис, дата)
Рецензент
(прізвище та ініціали) (підпис, дата)

2.
7
СОДЕРЖАНИЕ
РЕФЕРАТ………………………………………………………………………
1. Конструкторский раздел. ………………………………………………….
1.1 Автоматическое формирование облика вертолета…………………….
Вступление, постановка цели и задач проектирования…………………..
1.1.1 Разработка концепции проектирования вертолета и научно-
технической программы достижения его характеристик…………………..
1.1.1.1. Назначение и тактико-технические требования к
вертолету……………………………………………................
1.1.1.2 Условия производства и эксплуатации вертолета…………..
1.1.1.3 Ограничения от АП при проектировании вертолета………..
1.1.1.4 Весовая категория вертолета…………………………………..
1.1.1.5 Сбор, обработка и анализ статистических данных……..….
1.1.1.6 Выбор основных исходных параметров вертолета…………
1.1.1.7 Выбор и обоснование схемы вертолета, типа его силовой
установки………………………………………………………………………
1.1.2 Взлетная масса вертолета в 1-ом приближении.
1.1.3 Определение проектных параметров вертолета и его
агрегатов……………………………………………………………………….
1.1.3.1 Выбор параметров НВ вертолета…………………………
1.1.3.2 Выбор типа и параметров втулки НВ……………………
1.1.3.3 Выбор параметров рулевого винта………………………
1.1.3.4 Выбор типа и параметров шасси…………………………
1.1.3.5 Компоновка кабины и отсеков целевого груза…………
1.1.3.6 Общая компоновка двигателей…………………………..
1.1.3.7 Выбор параметров и размещения оперения…………….
1.1.4. Относительное аэродинамическое сопротивление
вертолета…………………………………………………………..
1.1.5. Определение необходимой мощности силовой установки……….
1.1.6. Подбор двигателей и проверка массы топлива по заданной
дальности полета………………………………………………………………
1.1.7. Разработка схемы конструкции редукторов и их расположения.
1.1.8. Выбор материалов и типа конструкции основных силовых
агрегатов……………………………………………………………………….
1.1.9. Разработка аэродинамической, объемно-весовой и
конструктивно-силовой компоновки ……………………………………….
1.1.10. Определение массы основных агрегатов и частей вертолета …
1.1.11. Расчет центровки вертолета……………………………………….
1.1.12. Увязка формы агрегатов, построение зализов и обтекателей
вертолета……………………………………………………………………….
1.1.13. Стандартная спецификация проектируемого вертолета…………
1.2 Анализ влияния изменений проектных параметров агрегатов
5
6
6
6
6
6
7
8
10
10
22
22
23
23
23
28
29
30
32
35
35
35
36
38
39
41
42
44
56
58
58

3.
8
вертолета при их оптимизации на аэродинамические и массовые
характеристики вертолета……………………………………………………
.
140

4.
9
РЕФЕРАТ
Расчетно-пояснительная записка: 161 с., 76 рис., 32 табл., 3 приложений,
9 источников.
Объект разработки – легкий поисково-спасательный вертолет.
Цель работы – формирование облика и разработка конструктивно-силовой
схемы вертолета, объемно-массовое проектирование фюзеляжа, построение
мастер-геометрии вертолета и его систем.
Методы проектирования - статистический, аналитический, графический,
методы расчета на прочность и методы строительной механики, методы
проектирования на ЭВМ с помощью программных пакетов: Siemens NX,
Mathcad, Exel и программ разработанных на кафедре 103.
В дипломном проекте представлены: аналитическое проектирование
облика вертолета; интегрированное проектирование мастер-геометрии;
конструктивно-силовой компоновки вертолета; определение аэродинамических
и летно-технических характеристик вертолета; проектирование хвостовой
балки; расчет характеристик экономической эффективности вертолета.
Результаты работы ориентированы для использования на последующих
этапах эскизного и рабочего проектирования.
Условие получения отчета — в методическом кабинете кафедры №103
Национального аэрокосмического университета им Н.Е. Жуковского «ХАИ» с
разрешением зав. кафедрой №103.
Ключевые слова: ВЕРТОЛЕТ, ИНТЕГРИРОВАННОЕ
ПРОЕКТИРОВАНИЕ, НЕСУЩИЙ ВИНТ, ТРАНСМИССИЯ,
КОНСТРУКТИВНО-СИЛОВАЯ СХЕМА, АЭРО-ДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСУЩЕГО ВИНТА, КИЛЬ ИЗ КМ, ПОЛОЗКОВОЕ
ШАССИ, ПОИСКОВО-СПАСАТЕЛЬНЫЕ РАБОТЫ.

5.
10
Конструкторский раздел
1.1. Автоматизированное формирование облика вертолета.
Вступление, постановка цели и задач проектирования.
Рост спроса на рынке авиации наряду с наметившейся тенденцией
приоритетного развития гражданских технологий вертолетостроения, по
сравнению с военными, позволяет отметить перспективность развития данной
отрасли в нашей стране. В месте с тем, наличие в нашем регионе крупного
производителя авиационных двигателей, такого как «Мотор Сич», может дать
значительное преимущество при производстве вертолетов.
Для поисково-спасательных работ наиболее эффективно сегодня
применение вертолетов благодаря их уникальным возможностям: лучшего
обзора с высоты, более быстрого перемещения – по сравнению с
плавательными и наземными средствами; зависания и лучшего маневрирования
по сравнению с другими авиационными средствами. Весовой диапазон таких
машин составляет от 4 до 8т., оснащение состоит из поискового оборудования,
устройства доставки пострадавших на борт, медицинского оборудования и
препаратов для оказания первой помощи спасенным. Степень оснащенности
зависит от поставленных задач и концепций проведения данного вида работ.
Задачей дипломного проекта является проектирования современного
конкурентного поисково-спасательного вертолета, разработка технологии
изготовления одного из его узлов, проработка вопросов охраны труда.
1.1.1. Разработка концепции проектирования вертолета и научно-
технической программы достижения его характеристик
1.1.1.1. Назначение и тактико-технические требования к вертолету
Проектируемый вертолет предназначен для решения следующих задач:
- поиск людей терпящих бедствие в сухопутной, прибрежной зонах,
горных районах в дневное и ночное время суток независимо от сезона года;
- эвакуация с воздуха или с посадкой на неподготовленную почву людей
терпящих бедствие и оказание им, при необходимости, первой медицинской
помощи;
- доставка в зону бедствия гуманитарных грузов как внутри салона так и
на внешней подвеске.

6.
11
Для выполнения поставленных задач, а также с целью обеспечения
надежности, прочности, безопасности людей и окружающей среды
летательный аппарат (ЛА) необходимо спроектировать в рамках действующих
на сегодняшний день нормативных документов (АП, ОСТ, ГОСТ).
Тактико-технические требования:
- остекление кабины пилотов должно обеспечивать широкий обзор;
- удельное давление от несущего винта не должно принести вред экипажу
и спасаемым;
- просторный отсек целевой нагрузки должен обеспечить удобное
размещение людей и всего необходимого оборудования;
- возможность эксплуатации в широком диапазоне климатических
условий;
- управление и поисковые работы проводятся 2-мя пилотами;
- кроме 2-х пилотов в состав членов экипажа входит оператор лебедки (за
счет целевой нагрузки), в обязанности которого входит также оказание первой
медицинской помощи;
1.1.1.2 Условия производства и эксплуатации вертолета.
Программа выпуска предполагает серийное производство абсолютно
нового изделия, в связи с чем необходимо обеспечить высокий уровень
технического оснащения и автоматизации при изготовлении деталей, сборке,
контроле. Для наиболее эффективного использования рабочего времени
цикловые графики изготовления всех агрегатов и узлов должны быть
оптимизированы и согласованы с тактом выпуска. Брак при изготовлении
необходимо минимизировать или, по возможности, полностью исключить,
применяя стандарты ISO. На стадии проектирования составление схем сборки-
увязки для всего вертолета, начиная с деталей, заканчивая конечным изделием,
позволит устранить погрешности при стыковке различных агрегатов,
установить номенклатуру и необходимую точность изготовления оснастки.
Все покупные комплектующие изделия (ПКИ) должны быть
сертифицированы для использования на воздушных судах данной категории.
Планировка и оснащение цеха по производству должна обеспечивать
наиболее эффективное и удобное перемещение всех комплектующих согласно
технологическому процессу, быстрый доступ всех работников к необходимой
информации, а также соответствовать пожарным, санитарным и гигиеническим
нормам, обеспечивая безопасность для здоровья людей и окружающей среды.

7.
12
Вертолет предназначен для эксплуатации в зонах УХЛ и ХЛ согласно
ГОСТ 15150-69 в дневное и ночное время суток (при ночных полетах в нижней
части фюзеляжа навешивается прожектор). Неработоспособность при
конкретных экстремальных климатических показателях (влажность,
температура, условия обледенения) должна быть определена при испытаниях. С
целью расширения диапазона условий благоприятных для полета необходимо:
применять противообледенительные средства, высококачественные
водоотталкивающие антикоррозионные покрытия, современную электронику
для отслеживания условий погоды и повышения эффективности обнаружения
целей при плохой видимости.
Проектируемый вертолет не должен требовать значительных временных
и финансовых затрат в эксплуатации и обслуживании, загрязнять окружающую
среду, создавать препятствия или нести угрозу другим инфраструктурным
объектам
Общие требования и условия:
- вертолет должен храниться на открытой площадке без использования
специальных средств укрытия,
- подготовка к вылету должна занимать минимум времени,
- детали и запчасти должны быть максимально стандартизированы,
- технология утилизации расходных материалов должна быть недорогой и
безвредной,
- после проведения работ в условиях морского воздуха вертолет
необходимо промыть для предотвращения коррозийных процессов.
1.1.1.3 Ограничения от АП при проектировании вертолета.
Из величины исходной целевой нагрузки следует, что проектируемый
винтокрылый аппарат согласно классификатору относится к транспортной
категории и должен соответствовать требованиям летной годности
содержащихся в АП № 29. В данном документе сведены правила по
проектированию, конструированию, испытаниям, эксплуатации вертолета.
Раздел проектирования содержит в себе общие положения конструкции
вертолета и его основных агрегатов и отсеков, выполнение которых
гарантирует безопасность для жизни и здоровья людей.
Основные требования АП для общей конструкции:
- для ЛА должен быть определен перечень критических частей (основные
из них: несущий винт (НВ), рулевой винт (РВ), топливная система, система
кондиционирования, пожарная система, система управления, силовая

8.
13
установка), отказ которых может привести к катастрофическим последствиям
для винтокрылого аппарата;
- должна быть подтверждена пригодность материалов, используемых для
изготовления деталей, определены характеристики прочности материалов и
коэффициенты безопасности: детали из стали (напр., вал стабилизатора, детали
редукторов), детали из алюминиевых сплавов (напр. стрингеры, шпангоуты и
обшивка планера) - не менее 1,5, детали из композитных материалов (напр.,
кили, лопасти НВ) – от 2 до 4;
- используемые технологические процессы должны обеспечивать
стабильное качество конструкции и быть обоснованы результатами испытаний;
- все съемные крепежные элементы, потеря которых может угрожать
безопасности винтокрылого аппарата должны иметь два независимых
контровочных устройства;
- каждая часть конструкции должна быть соответствующим образом
защищена от потери своих свойств при атмосферных воздействиях, коррозии,
абразивном износе; и от катастрофических последствий при воздействии
молнии и статического электричества;
Основные требования АП для винтов:
- каждая лопасть должна иметь средства для выравнивания внешнего и
внутреннего давления, дренажные отверстия;
- должна быть проведена балансировка НВ и РВ и подтверждена
прочность балансировочных грузов;
- должен быть достаточный зазор между лопастями винта и другими
частями конструкции для предотвращения удара лопастей о другую часть
конструкции;
- надежность средств предотвращения земного резонанса должна быть
подтверждена расчетами и испытаниями.
Основные требования АП для шасси:
- работоспособность шасси при посадке должна быть подтверждена
испытаниями;
- должны быть предусмотрены стабилизирующие средства для удержания
лыж в соответствующем положении в процессе полета;
Основные требования по размещению людей и груза:
- каждая кабина экипажа должна быть скомпонована так, чтобы пилотам
обеспечивался достаточно широкий, ясный и неискажаемый обзор для
безопасной эксплуатации;

9.
14
- лобовое и боковое остекление должно быть выполнено из материалов,
не разбивающихся на опасные осколки;
- органы управления в кабине экипажа должны быть: расположены так,
чтобы обеспечивалось удобное пользование ими и предотвращалось ошибочное
и случайное приведение их в действие;
- органы управления полетом, включая рычаг управления общим шагом
винта, должны перемещаться в направлении, соответствующем реакции
винтокрылого аппарата;
- для данного должен быть предусмотрен хотя бы 1 аварийный выход
типа IV (расположен на бортах фюзеляжа, ширина не менее 485 мм, высота не
менее 660 мм, высота внутреннего порога не более 735 мм)
- ширина основного продольного прохода между креслами должна быть
равна или превышать значения: на высоте от пола менее 635 мм – 305 мм, на
высоте от пола 635мм или более – 380 мм.
1.1.1.4 Весовая категория вертолета
Согласно нормативным документам винтокрылые аппараты
обозначаются буквой Е, вертолеты – Е-1. Весовая категория определяется по
расчету массы в нулевом приближении:
ц.н. эк
0
т
m m
m' ,
m'
I
ПН
k



(1.1.1)
где I
ПН
k =0,4…0,5 – коэффициент отдачи при полной нагрузке,
т
m' =0,185 – относительная масса топлива, определенная по
статистическим данным
0
1100 180
m' 4830 ,
0,45 0,185
кг

 

Полученная масса соответствует категории Л3.
1.1.1.5 Сбор, обработка и анализ статистических данных
Ниже проанализировано 9 прототипов. Сравнение их летно-технических
характеристик приведено в таблице 1.1.1.

10.
15
EC 145
а) б)
Рисунок 1.1.1 – Вертолет EC-145 – а) 3 проекции , б) внешний вид
Описание и характеристики
EC 145 - один из наиболее популярных вертолетов в среднем классе. Он
является модернизированной версией хорошо зарекомендовавшего себя
многофункционального вертолета BK-117. При модификации Eurocopter EC
145 получил несущий винт с оптимизированным профилем и обновленное
радиоэлектронное оборудование, а также заметно увеличенную пассажирскую
кабину. Просторный салон, наличие боковых и задних дверей, отсутствие
перегородок обеспечивают широкие возможности для разнообразных
компоновок пассажирской кабины.
Вертолет выпускается в различных версиях с комплектациями,
ориентированными на выполнение широкого спектра задач - от перевозки VIP-
пассажиров до выполнения медицинских и спасательных операций. Низкий
уровень шума позволяет использовать вертолет в городских условиях.
EC 135
а) б)
Рис. 1.1.2 –Вертолет EC-145 а) 3 проекции, б) внешний вид

11.
16
Чрезвычайно удачный вертолет ЕС135 укрепил позиции консорциума
"Eurocopter" на мировом вертолетном рынке.
Компоновка вертолета традиционна для машин одновинтовой схемы -
фюзеляж с длинной хвостовой балкой, зато несущая система достаточно
необычна - четырехлопастный бесшарнирный несущий винт в комбинации с
хвостовым винтом-фенестроном. Использование этой несущей системы в
сочетании с аэродинамическим совершенством фюзеляжа позволило резко
снизить шум, создаваемый вертолетом. Фюзеляж изготовлен, в основном, из
сотовых конструкций на основе кевлара. Кабина летчиков снабжена двумя
дверцами автомобильного типа, которые открываются вперед.
Новинкой стал установленный на вертолете бесшарнирный
четырехлопастный несущий винт с лопастями нового профиля,
изготовленными из композитов.
К другим инновациям следует отнести новую трансмиссию с
двухступенчатым редуктором и антирезонансной системой (ARIS), значительно
снизившей уровень вибраций, широкое использование композитов и самое
современное бортовое оборудование. Разработчикам удалось за счет
использования современных технологий заметно улучшить летные
характеристики машины, при этом снизив ее стоимость.
Augusta A109 K2
а) б)
Рисунок 1.1.3 –Вертолет Augusta A109 K2 а) 3 проекции, б) внешний вид
A.109K2 Hirundo - многоцелевой вертолет, разработанный итальянской
фирмой Agusta на базе многоцелевого вертолета А.109K Hirundo. Основное
назначение вертолета - проведение поисково-спасательных операций. Для этих
целей вертолет снабжен спасательной лебедкой грузоподъемностью до 270кг,
подвеской на 1000 кг и снабжен аппаратурой обеспечивающей полет в ночное
время и в условиях плохой видимости. По сравнению с А.109К расширена

12.
17
пассажирская кабина кабина, что позволило перевозить до 6 пассажиров или 2
раненых на носилках.
Первоначально заказ поступил от вооруженных сил Швейцарии, однако
затем география заказов стала намного шире - Европа, США, Япония,
Латинская Америка и страны района Персидского залива. Серийное
производство вертолета начато в 1992 году.
Bell 427
а) б)
Рисунок 1.1.4 – Вертолет Bell 427 а) 3 проекции б) внешний вид
Bell 427 - легкий многоцелевой вертолет, разработанный американской
фирмой Bell Helicopter Textron. В разработке вертолете участвовала корейская
фирма Samsung Aerospace Industries. Вертолет разработан на базе модели Bell
407 с полностью переработанном фюзеляжем и увеличенной на 8 процентов
кабиной. На вертолете использована новая динамическая система аналогичная
установленной на военном вертолете OH-58D и включающая изготовленный
полностью из композитных материалов четырехлопастной несущий винт.
Впервые полномасштабный макет вертолета был показан на выставке в
Фарнборо в сентябре 1996 года. Первый полет вертолета состоялся в конце
1997 года. В 1999 году вертолет после 1500 часов испытательных полетов был
сертифицирован. Первые вертолеты были заказаны фирмой Petroleum
Helicopters на выставке Heli Expo 2000 в январе 2000 года. Стоимость вертолета
2.3-2.94 миллиона долларов США.

13.
18
Ансат
а) б)
Рисунок 1.1.5 –Вертолет «Ансат» а) 3 проекции б) внешний вид
Легкий многоцелевой вертолет "Ансат” - первая собственная разработка
"Казанского вертолетного завода". Вертолет отвечает требованиям
современного рынка к машине с максимальным взлетным весом 3,3 тонны,
оснащен инновационным оборудованием и составляет достойную конкуренцию
вертолетам таких ведущих производителей как Eurocopter и Bell.
Помимо основного транспортно-пассажирского варианта и учебно-
тренировочной модификации проработаны и другие варианты "Ансата": VIР
салон на 4-5 пассажиров, сельскохозяйственный, милицейский, экологический,
санитарно-эвакуационный, поисково-спасательный, противопожарный и др.
Для силовых структур разработан легкий двухместный разведывательно-боевой
вертолет "Ансат-2РЦ", совершивший первый полет 29 июля 2005 г. В
проработке находится 15-местный транспортно-пассажирский вертолет ”Ансат-
3” с удлиненной на 1 м кабиной, возросшей до 1900 кг грузоподъемностью,
пятилопастным несущим винтом и рядом других доработок.
MD 900
а) б)
Рисунок 1.1.6 – Вертолет MD 900 Explorer а) 3 проекции б) внешний вид

14.
19
MD 900 – вертолет одновинтовой схемы, с системой NOTAR вместо
рулевого винта, двумя ГТД и лыжным шасси.
По компоновке новый вертолет, получивший первоначально обозначение
МDХ, затем МD 900 и наконец МD 900 "Explorer", похож на вертолеты МD
520N и МD 600N, возможности развития которых были в основном исчерпаны,
но является качественно новым вертолетом, на базе которого могут быть
созданы различные модификации. Вертолет предлагается использовать для
пассажирских и грузовых перевозок, обслуживания буровых вышек на море,
поисково-спасательных операций и санитарных перевозок, патрулирования и
полицейской службы.
Одновоременно разрабатывался военный вариант вертолета "Combat
Explorer" для непосредственной поддержки с вооружением из НАР и пулеметов
в контейнерах и прицельным оборудованием.
Разработана усовершенствованная модификация МD 902 с более мощными
ГТД и большей грузоподъемностью.
Фюзеляж изготовлен с широким применением КМ: кабина экипажа,
грузопассажирская кабина и хвостовая балка изготовлены в основном из
углепластика, а обтекатель силовой установки — из КМ с применением
кевлара. В обшивку из КМ заделана противомолниевая защита.
Расчетная цена вертолета 3 млн долларов, со специальным оборудованием —
6.5 млн долларов, расчетные прямые эксплуатационные расходы — 375
долларов в год.
ВК117
а) б)
Рисунок 1.1.7 – Вертолет BK 117 а) 3 проекции б) внешний вид
Как большинство многоцелевых вертолетов, ВК.117 предназначен для
перевозки пассажиров и грузов, для выполнения разнообразных задач - от
эвакуации больных и раненых до участия в антитеррористических операциях. С

15.
20
установленным вооружением и специальным оборудованием вертолет может
использоваться для разведки и наблюдения, огневой поддержки войск и борьбы
с танками.
В санитарном варианте пассажирская кабина имеет восемь различных
конфигураций размещения специального оборудования, раненых и
сопровождающих их медработников. Размеры кабины позволяют свободно
выполнять медицинские процедуры и даже операции непосредственно в полете.
Доступ в кабину осуществляется через две сдвижные двери по обеим сторонам
фюзеляжа и через двухстворчатую дверь; для доступа в двухместную кабину
экипажа предусмотрены еще две двери, установленные на шарнирах с каждой
стороны фюзеляжа. Для использования вертолета в поисково-спасательных
операциях в проеме левой сдвижной двери может быть установлена поворотная
лебедка грузоподъемностью 270кг. С помощью лебедки на борт вертолета
могут быть подняты два человека (пострадавший и спасатель) в мокрой одежде.
Длина троса на барабане лебедки 300м, скорость подъема меняется
бесступенчато от 0 до 0.75м/с. Поворотная стрела лебедки позволяет вносить
пострадавшего прямо в кабину вертолета.
Sky e SH09
Созданная в 2007 году компания Marenco Swisshelicopter представила
макет своей первой разработки, вертолета SKYe SH09, на авиасалоне Heli-Expo
2011 в США. По заявлению представителя компании новая машина нацелена в
нишу 2,5-тонных вертолетов, которая, по его словам, в настоящее время
заполнена в основном устаревшими моделями, разработанными в 70-х годах.
Среди конкурентов были названы вертолеты Aérospatiale AS.350, Bell 206
JR/LR, MD 500 и более современный Eurocopter EC120[1].
Основные элементы конструкции выполнены из композитных материалов.
Фюзеляж, по словам разработчиков сконструированный с технологиями,
применяемыми в Формуле 1, вследствие чего он менее подвержен
механическим повреждениям по сравнению с традиционными конструкциями.
Пассажирский отсек обеспечивает быструю конвертацию, в зависимости от
текущей потребности, в салон на 6 мест; установку медицинского
оборудования и носилок; аппаратуру слежения в патрульном варианте.
Вертолет оборудован сдвижными дверями в пассажирском отсеке и
открывающимися для пилота и переднего пассажира. Предусмотрена погрузка
через задний проем под хвостовой балкой. Так же возможна перевозка грузов
на внешней подвеске[3].

16.
21
Несущий винт 5-лопастный, безредукторный прямой тяги. Рулевой винт
винт заключен в кольцо и имеет 11 лопастей.
На начальном этапе испытаний и производства вертолет будет оснащен
турбовальным двигателем Honeywell HTS900. Позднее будет предложено
несколько двигателей на выбор заказчика.
а)
б)
Рисунок 1.1.8 – Внешний вид вертолета Skye SH09 а) – в
аксонометрии; б) - в проекциях
HAL DHRUV
Рис. 1.1.9 - Внешний вид вертолета HAL DHRUV
В июле 1984 года компания "Hindustan Aeronautics Ltd" подписала с
западногерманской фирмой MBB соглашение о сотрудничестве в
проектировании, разработке и серийном производстве усовершенствованного
легкого вертолета. Индийская компания хотела создать вертолет для

17.
22
обеспечения различных служб и ведомств своей страны, а также гражданских
операторов эффективным легким вертолетом отечественного производства
В конструкции фюзеляжа проекта ALH применены многослойные
материалы, легкие сплавы сочетаются с композитами, кевларом и
стеклотканью. Динамическая система включает пару турбовальных двигателей,
установленных бок о бок за главным редуктором, вращающим
четырехлопастные несущий и рулевой винты. Как и втулки винтов, лопасти
несущего ротора имеют конструкцию из стеклоткани и углеродного волокна.
Сам несущий винт представляет собой бесшарнирный блок с волоконно-
эластомерной втулкой. Концы лопастей несущего винта имеют стреловидность
по передним кромкам. Хвостовое оперение имеет прямой стабилизатор и две
стреловидные концевые шайбы, установленные наклонно.
На вариант для ВВС и Армии установлено шасси в виде пары
неубирающихся полозьев. Морские и гражданские модели с убирающимся
трехколесным шасси имеют также на нижних стенках контейнерной секции
фюзеляжа пару небольших бортовых выступов-спонсонов для установки
основных одноколесных стоек. Автоматическая система управления полетом
поставляется французской компанией SFIM.

18.
23
Таблица 1.1.1 Летно-технические характеристики прототипов
Показатели EC 145 EC 135 Augusta
A109 K2
Ансат Bell 427 MD 900
(модифи-
кация
MD 902)
HAL
DHRUV
Sky e
SH09
1 2 3 4 5 6 7 8 9
Фирма-произво-
дитель
Eurocopter an
EADS
Company
Eurocopter an
EADS Com-
pany
Agusta
Westland
КВЗ Bell
Helicopter
Textron
Company
McDonnell
Douglas
Helicopters
Inc.
HAL
(Hindustan
Aeronautics
Limited), при
под-держке
Messer-
schmitt-
Bölkow-
Blohm
Maren-
co
Swiss-
heli-
copter
Страна-произво-
дитель
Евросоюз Евросоюз Евросоюз Россия США США Индия Швей-
цария
Год выпуска 1999 1991 1992 1999 1997 1994 1991 Персп.
Назначе-ние Много-
целевой
Много-
целевой
Поисково-
спасатель-
ный
Много-
целевой
Много-
целевой
Транс-
портный
Много-
целевой
Много-
целе-вой
m взл, кг 3585 2700 2450 3300 2880 3130 4500 2850
m пустого, кг 1300 1418 1970 1751 1543 2550 1300

19.
24
Продолжение таблицы 1.1.1
1 2 3 4 5 6 7 8 9
m полезн, кг 1793 900 - 1300 1220 - - -
- в кабине - - - 1300 - 726 - -
- на внешн.
подвеске
1960 - 1000 - - 1500 1000 -
Экипаж 1-2 1-2 1-3 1 2 1-2 1-2 1
Пассажиры 6-11 - 6-7 9 6 7 4-12 7
D НВ, м 11,00 10,20 11,01 11,5 11,22 10,31 12,2 11
z НВ 4 4 4 4 4 5 4 4
D РВ, м 1,96 - 2,03 2,0 1,73 - 2.55 1,2
z РВ 2 11 2 2 2 - 4 -
Фюзеляж
LxBxH, м
13,030 (с
винтом)
10,19 (без
винта)
х
3,45х
1,73
L=
10,16
H=
3,23
L=
10,71 (без
винта)
13,05
( с винтом)
H=
3,3
L=
13,54
H=
3,56
L=
10,94 (без
винта)
12,99
( с винтом)
H=
3,32
9,85 (без
винта)
11,84
( с винтом)
x2,23
x3,66
13,43 (без
винта)
15,87
( с винтом)
x2,00
x3,93
L=
10,2
Салон
LxBxH, м
3,42х
1,70х
1,22
- - 3,5x
1,68x
1,3
- - 3.55
х1,97
х1,42
-
Vmax, км/ч 278 287 310 311 252 259 265 -
Vкр, км/ч 237 270 266 285 246 252 225 270
H ст 3850 4750 2990 3597 2745 3353 4400 -
H дин 5485 6100 4970 5974 4878 5944 6500 -

20.
25
Продолжение таблицы 1.1.1
1 2 3 4 5 6 7 8 9
L max, км 705 750 565 (пере-
гон.)
520 704 546 700 800
Длитель-ность
полета
2 ч 45 мин - - 4 ч 3,4 ч 4 ч. 20
мин.
-
Скоропо-
дъемность, м/с
14,9 - - 21,5 - 5,1 13 -
Двигатели Turbomeca
Arriel 1E2
Turbomeca
Arrius 2B
Allison 250-
С20В
Pratt &
Whitney РW-
207K
Pratt &
Whitney
PW207D
Pratt Whitney
PW206E
Turbome-ca
TM333-2B (
LHTEC
T800)
Honeywell
HTS900
Мощность
крейсерская
701 л. с. - - - 2х485 кВт 2х663 кВт -
Мощность
взлетная
748 л. с.
( 2 х 516
кВт)
2 х 470 кВт 2 х 420
л. с.
2 × 463 кВт 2 ч 710 л. с. 2х477 кВт 2х748 кВт -
Мощ-ность
макси-мальная
780 л. с.
(2 х 574 кВт)
- - - - 2х545 кВт 2х788 кВт 820 л. с.
Тип двига-теля ГТД ГТД ТВД ТВД ТВД ГТД ГТД ТВаД
Количе-ство
двигате-лей
2 2 2 2 2 2 2 1

21.
26
1.1.1.6 Выбор основных исходных параметров вертолета
Исходными параметрами для проектирования вертолета являются данные
задания (масса целевой нагрузки, скорости полета, высоты, дальность),
геометрические и массовые характеристики из статистических данных: взлетная
масса, масса пустого вертолета, диаметр винтов, количество лопастей на каждом
из них, размеры фюзеляжа, а также окружная скорость характеристика несущего
винта: R
 .
1.1.1.7 Выбор и обоснование схемы вертолета, типа его силовой установки
Мировой опыт конструирования открыл множество схем ЛА
классифицированных согласно АП как «вертолет»: одновинтовая схема с
рулевым винтом, двухвинтовая продольная схема, двухвинтовая поперечная
схема, двухвинтовая соосная схема; двухвинтовая схема с перекрещивающимися
винтами; многовинтовая (трех - и четырехвинтовая) схема; схема реактивного
вертолета. Но самое широкое распространение среди них получила 1-ая –
одновинтовая, благодаря своим основным преимуществам:
- простота конструкции;
- простота и достаточная эффективность системы управления;
- относительно низкая стоимость летного часа;
- относительно малое аэродинамическое сопротивление по сравнению с
вертолетами других схем;
- высокая жесткость конструкции и меньшая подверженность
автоколебаниям различного вида.
Вместе с тем у данной схемы есть и свои недостатки:
- потеря мощности на хвостовой винт ( от7 до 14%);
- узкий диапазон возможных центровок;
- длинный хвост, увеличивающий габариты вертолета;
- длинная трансмиссия рулевого винта, являющаяся дополнительным
источником вибраций.
Учитывая назначение вертолета, необходимость в маневренности, низком
удельном давлении от НВ, повышенные требования к безопасности полетов, а
также экономические факторы схема проектируемого вертолета – одновинтовая.
При данной схеме силовым агрегатом приводящим в действия винты
является один или несколько газотурбинных двигателя, но учитывая, что
маршруты полетов или спасательные работы могут проводиться в жилых зонах,
следует выбрать силовую установку с 2-мя двигателями. Это позволит снизить
риск для людей при аварийном отказе одного из двигателей.

22.
27
Привод НВ осуществляется посредством главного редуктора, а на РВ –
через трансмиссионный вал, проходящий сквозь хвостовую балку, и угловой
редуктор.
Согласно АП№29 такой винтокрылый аппарат подпадает под категорию А.
1.1.2 Взлетная масса вертолета в 1-ом приближении
Для проектируемого вертолета взлетную массу в первом приближении
определяем по формуле:
цн эк
0
пн т
I I
I
I I
m m
m
k m



, (1.1.2)
где пн
I
k – коэффициент массовой отдачи вертолета по полной нагрузке. Для
легких вертолетов пн
I
k ≈ 0,3…0,6. По статистике пн
I
k = 0,55.
т т
0
0
/
I
m
m m
 – относительная масса топлива. Учитывая максимальную
дальность полета, принимаем т 0,2.
I
m 
0
1100 180
3657,15 кг.
0,55 0,2
I
m

 

1.1.3 Определение проектных параметров вертолета и его агрегатов
1.1.3.1 Выбор параметров НВ вертолета
К основным параметрам несущего винта НВ) вертолета относят: диаметр
(радиус) НВ, число лопастей НВ, заполнение НВ, частоту вращения НВ.
Значимыми параметрами НВ также являются удельная нагрузка на НВ, число
лопастей НВ, хорда лопасти НВ, форма лопасти в плане, профиль сечения
лопасти НВ, профилировка и крутка лопасти НВ, тип и размеры втулки НВ.
Выбор диапазона варьирования удельной нагрузки.
Область допустимых значений удельной нагрузки pi на НВ определяют, задаваясь
рядом значений относительно cp
p
5
cp 3
1
/ 5
i
i
p p p

   , (1.1.3)
где значение 5 - число вертолетов-прототипов. Для легких вертолетов шаг
варьирования i
p допустимо задавать равным p
 = 50 Н/м2
.
Определение радиуса несущего винта.
Использование удельной нагрузки р в качестве варьируемого параметра
обуславливает для взлетной массы проектируемого вертолета m0 ряд значений
радиуса НВ Ri, соответствующих удельным нагрузкам i
p :

23.
28
( , , ) ( , , )
( , , ) 0min 0min
1,77 , где ( 1...5)
I II III I II III
I II III
i
i i
m g m
R i
p p

   

(1.1.4)
Следует учитывать, что при одной и той же подводимой к НВ мощности его
тяга растет с увеличением диаметра. Например, увеличение диаметра вдвое
увеличивает тягу в 1,59 раза, увеличение диаметра в пять раз увеличивает тягу в
2,92 раза. Однако увеличение диаметра связано с увеличением массы винта, с
большей сложностью обеспечения прочности лопастей, с усложнением
технологии изготовления лопастей, увеличением длины хвостовой балки и др.
Поэтому при разработке вертолета выбирают некоторый оптимальный диаметр.
Выбор профиля сечения лопасти.
Аэродинамика несущей поверхности (лопасти винта) вертолета
определяется, прежде всего, формой ее поперечных сечений. Профиль
представляет собой контур, образующийся при пересечении внешней
(теоретической) поверхности лопасти плоскостью, перпендикулярной ее
продольной оси, и характеризуется совокупностью параметров: хорда (b),
относительная толщина профиля ( /
c c b
 ) , стрела прогиба средней линии
профиля (f), относительная кривизна (вогнутость, /
f f b
 ), положение центра
давления (Хцд) и/или фокуса (Хф).
На выбор профиля лопасти могут повлиять
- конструктивно­технологические ограничения по размещению лонжерона,
противофлаттерного груза, противообледенительной системы;
- материал силовых элементов конструкции лопасти; способы и технология
изготовления лопасти.
Сам по себе профиль (контур, замкнутая линия) не может создавать ни
подъемной силы, ни лобового сопротивления. Поэтому рассматривают
аэродинамические характеристики участка единичной длины в лопасти
бесконечного размаха. Характеристики профиля, используемые в аэродинамике
вертолета, - это зависимости коэффициентов подъемной силы (Су), лобового
сопротивления (Сx) и продольного момента (mz) профиля лопасти бесконечного
размаха от угла атаки (α) и числа Маха воздушного потока.
К профилю лопасти несущего винта вертолета предъявляются следующие
требования:
- высокое аэродинамическое качество /
a y x
k c c

- большое значение критического числа Мкр,
- неподвижность (или относительно малое перемещение) центра давления
(ЦД) по хорде с изменением углов атаки лопасти (α) (в т.ч. шага лопасти φ) - т.к.
перемещение ЦД по профилю назад создает на лопасти дополнительный
пикирующий момент, который будет закручивать лопасть на нерасчетное

24.
29
уменьшение углов атаки, а следовательно, на уменьшение подъемной силы
лопасти НВ;
- профили лопасти должны способствовать переходу НВ на режим
самовращения в большом диапазоне углов атаки, т.е. чтобы при отказе двигателя
на любом шаге несущий винт переходил на режим авторотации. Это требование
обеспечивается вьcоким аэродинамическим качеством профиля лопасти, которое
остается неизменным (или уменьшается незначительно) в большом диапазоне
углов атаки;
- лопасть должна быть изготовлена с точным соблюдением формы
назначенного профиля и размеров. В противном случае изменяются ее
аэродинамические и другие характеристики, что приведет к ухудшению летных
свойств вертолета. Отклонения от теоретического контура профиля лопасти,
характеризуемого волнистостью, вызванной погрешностью изготовления и
нерасчетной деформацией лопасти от нагрузок;
- профиль лопасти должен обеспечивать минимальное лобовое
сопротивление собственно лопасти, величина которого зависит также от
материала покрытия лопасти и качества внешней обработки этого материала.
Предельно гладкая поверхность лопастей необходима не только для уменьшения
общего сопротивления лопастей, что ведет к уменьшению потребной мощности
вращения винта, но и для увеличения критического угла, при котором наступает
срыв потока;
- центровка по хорде профиля должна быть предельно передней
относительно ЦД, чтобы предотвращать «флаттер» лопастей.
С целью получения наилучшего качества НВ лопасть зачастую проектируют
с переменным по размаху профилем.
Определение окружной скорости несущего винта.
Величина окружной скорости ωR (ω- угловая скорость) несущего винта (НВ)
существенно влияет на ЛТХ вертолета. Как и для самолета, вертолета в
горизонтальном полете ограничена располагаемой мощностью силовой
установки. Однако, для вертолета максимальная скорость полета ограничивается,
также, влиянием сжимаемости воздуха на наступающей и срывом потока на
отступающей лопастях.
Окружную скорость концов НВ у современных вертолетов выбирают из
условия, чтобы несущий винт на режиме висения имел достаточно высокий КПД
ηο (ηο = 0,72 ...0,77), а на максимальной скорости полета не было бы срыва потока
на отступающей (идущей с набегающим потоком) лопасти и явлений
сжимаемости на наступающей, идущей против потока, лопасти.

25.
30
Окружная скорость концов НВ у современных легких вертолетов
принимается равной ωR - 180...205 м/с. Представляют практический интерес НВ
легких вертолетов с ωR = 210...215 м/с.
Следует учитывать что:
- двигатели силовых установок вертолетов не обеспечивают необходимой
мощности при изменении оборотов в широких пределах;
- современные трансмиссии не дают переменной редукции;
- силу тяги НВ целесообразно повышать посредством увеличения шага φο
НВ при уменьшении числа его оборотов до их минимально допустимой
величины.
Минимально допустимая частота вращения НВ в полете на всех режимах
ограничивается обеспечением:
- запаса по срыву потока с лопасти при полете на скорости Vmax;
- запаса путевого управления на взлетно-посадочных режимах и продольно-
поперечного управления при полете по маршруту;
- прочности главного редуктора по крутящему моменту НВ;
- запаса кинетической энергии вращения НВ для возможного перехода на
режим самовращения;
- функционирования генераторов переменного тока и всей системы
электроснабжения вертолета.
Максимально допустимая частота вращения НВ в полете на всех режимах
ограничивается условиями:
- обеспечения прочности главного редуктора, втулки НВ. автомат перекоса и
лопастей по центробежным силам;
- предотвращения волнового кризиса на конце наступающих лопастей НВ
при полете вертолета на больших высотах и скоростях;
- обеспечения достаточного запаса по флаттеру лопастей НВ;
- предотвращения резкого возрастания уровня вибраций и переменных
напряжений в лопастях НВ в связи с нестационарностью характера развития
волнового кризиса;
- предотвращения возникновения (усиления) тряски вертолета;
- исключения срабатывания защиты свободной турбины раскрутки, т.е.
самопроизвольного выключения двигателей в полете;
- начала резкого увеличения мощности, потребной для вращения несущего
винта.
Коэффициент заполнения несущего винта
Под коэффициентом заполнения НВ понимается отношение площади всех
лопастей ( Л
S ) к площади ометаемого винтом диска Sнв:

26.
31
0.7
НВ cp
Л
F z R b z
F R
  
   
 
(1.1.5)
где z - число лопастей НВ;
b0,7- хорда лопастей на радиусе r=0,7R;
λcp = R / b0.7 -среднее удлинение лопасти, λcp ≈ 18...21.
Величина σ в зависимости от схемы вертолета выбирается в пределах
0,03...0,08. Уменьшение σ сверх указанных пределов невыгодно, так как с
уменьшением площади лопасти для создания необходимой подъемной силы
потребуется увеличить угол установки лопасти, что в результате приведет к
ограничению максимальной скорости горизонтального полета из-за
возникновения срыва потока при больших углах атаки. Увеличение σ более 0,08
посредством увеличения площади лопасти или числа лопастей также может быть
нецелесообразным, так как это снижает КПД несущего винта.
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, чтобы отношение CТ/σ
на указанных режимах не превышало допустимых значений начала интенсивного
роста в полете переменных нагрузок в продольном направлении вертолета.
На динамическом потолке полет вертолета осуществляется на экономической
скорости Vэк
Ндин.
Полеты на Vmax сопровождаются уменьшением подъемной силы на азимуте
ψ = 270° вследствие уменьшения разности (ωR –Vmax), а на Hдин – вследствие
уменьшения плотности (разрежения) атмосферы. Эти "уменьшения"
компенсируют увеличением угла установки лопастей НВ, что может привести к
срыву потока на них.
Определение количества лопастей НВ
Число лопастей z выбирается в зависимости от заполнения НВ и требований
прочности лопасти. Применяют НВ с числом лопастей от 2 до 8 (на легких
вертолетах до 5). Двухлопастные НВ характеризуются повышенным уровнем
вибраций и требуют дополнительных средств для его снижения. С увеличением
числа лопастей значительно возрастает масса втулки НВ (а из-за увеличения
суммарной массы НВ приходится облегчать лопасти, что вызывает трудности в
обеспечении необходимой жесткости лопастей), кроме того, ухудшается работа
НВ из-за вредного взаимного влияния лопастей.
Наиболее выгодными НВ для легких вертолетов, удовлетворяющими
требованиям уравновешенности и обладающими достаточно хорошим КПД,
являются трехлопастные, четырехлопастные и пятилопастные воздушные винты.
Длина хорды b лопасти НВ может быть определена по формуле

27.
32
R
b
z
 
 (1.1.6)
Форма лопасти НВ в плане
Лопасти НВ вертолетов могут иметь прямоугольную, трапециевидную или
смешанную форму в плане.
Выгодными считаются лопасти трапециевидной формы с сужением к концу
(η= 2...3). Но поскольку влияние формы лопасти на величину тяги НВ
относительно невелико (сравнительно с влиянием других параметров), то
наиболее распространены в вертолетостроении лопасти НВ прямоугольной
формы.
1.1.3.2 Выбор типа и параметров втулки НВ
На вертолетах широко применяются втулки с шарнирным, бесшарнирным
жестким, полужестким и упругим креплением лопастей.
Одним из способов упрощения (уменьшения количества деталей)
конструкции втулки НВ является введение упругих элементов вместо
используемых шарниров. Чаще всего упругими элементами заменяются
горизонтальные шарниры, при этом упругие элементы обладают малой
жесткостью в плоскости взмаха, обеспечивая возможность махового движения
лопасти, и большой жесткостью в плоскости вращения. Такие упругие элементы
могут состоять из пакета упругих пластин, который может закручиваться подобно
торсиону, а следовательно, выполнять, также функции осевого шарнира.
При шарнирном креплении лопастей взмах последних, их колебания в
плоскости вращения и поворот вокруг продольных осей лопастей осуществляются
относительно горизонтальных (ГШ), вертикальных (ВШ) и осевых (ОШ)
шарниров, соответственно. При бесшарнирным креплении применение
эластомерного сферического радиально-упорного подшипника дает возможность
одним шарнирным узлом заменить ГШ, ВШ и ОШ; введение «упругих»
элементов из пакета упругогнущихся пластин (торсионные пластины)
- вместо ГШ и ОШ с демпфированием колебаний в плоскости вращения
относительно условного "ВШ" самими пластинами.
Колебания лопастей НВ относительно вертикального шарнира
демпфируются фрикционными или гидравлическими демпферами, а также
трением в подшипниках вертикальных шарниров.
Пакеты торсионных пластин, соединяющие противоположные лопасти,
воспринимают центробежные нагрузки и участвуют в работе как упругие
элементы при маховых движениях лопастей в плоскости тяги и их повороте
относительно продольной оси.

28.
33
Анализ статистики по конструкциям втулок легких и средних вертолетов
показывает, что в них, в основном, применяется беcшарнирная упругая схема
соединения лопастей с втулкой НВ, что обусловлено следующими причинами:
- меньшим количеством применяемых деталей (отсутствуют «рукава» с
шарнирами);
- существенно меньшее количество точек смазки, уменьшающее время
обслуживания и эксплуатационные расходы;
-сокращение трудоемкости изготовления и взлетной массы вертолета и т.д.
Это является основанием для применения на проектируемом вертолете
конструкции втулки с упругим креплением лопастей с помощью пластинчатого
торсиона приведенной ниже на рис. 1.1.10
Рис. 1.1.10 Упругая торсионная втулка НВ:
1 - упругий (пластинчатый) торсион; 2 - втулка НВ; 3 - рукав; 4 – скоба
1.1.3.3 Выбор параметров рулевого винта
Форма лопасти РВ в плане может быть прямоугольной трапециевидной,
эллиптической или смешанной формы.
Профили лопасти РВ по поперечным сечениям - симметричны или такие же,
как и у лопастей НВ. Лопасти РВ, как правило, не имеют крутки, так как они
должны создавать “ подъемную” силу, переменную не только по величине, но и
по направлению, а также эффективно работать на режимах самовращения
(авторотации) НВ.
Толщину профиля лопасти РВ выбирают по формуле
РВ НВ НВ РВ
0,9 ( ) / ( )
С С R R
     (1.1.7)

29.
34
Заполнение диска РВ больше, чем в НВ в 1,5 - 2,0 раза достигается при
несколько меньшем числе лопастей посредством значительного увеличения
хорды лопасти РВ.
Частоту вращения РВ - nрв выбирают из условия, чтобы окружные скорости
конца лопасти РВ и НВ удовлетворяли условию:
РВ РВ НВ НВ
(0,85...1,0)
R R
     (1.1.8)
Так как диаметр РВ в 5 - 8 раз меньше диаметра НВ, то и частота его
вращения может быть во столько же раз больше: ωрв ≈ (5...8)·ωнв·
Отсутствие "вертикального" шарнира (ВШ) в РВ создает дополнительные
циклические усилия от сил Кориолиса на лопасти. Эти силы действуют на втулку
РВ в виде циклического момента, что требует большей прочности
горизонтального (ГШ) и осевого (ОШ) шарниров.
Существенное конструктивное отличие лопасти РВ от лопасти НВ
заключается в большей относительной ширине лопасти отсутствии отдельных
секций на хвостовой части лопасти, т. е. обшивка хвостовой части лопасти РВ
выполнена сплошной. Лопасти РВ, как правило, более жестки в плоскости
вращения по сравнению с лопастями НВ. Конструирование деталей втулки РВ
аналогично конструированию втулки НВ. Используются шариковые, игольчатые
роликовые, эластомерные, металлофторопластовые подшипники, также
пластинчатые торсионы.
На вертолете должен быть установлен толкающий винт правого вращения,
поскольку он более эффективный по сравнению с тянущим.
1.1.3.4 Выбор типа и параметров шасси
Взлетно-посадочные устройства предназначены для поглощения
кинетической энергии при посадке вертолета, а также для устойчивого его
положения при рулении и стоянке на земле. К ним относятся основное шасси и
хвостовая опора, которые могут быть снабжены жидкостно-газовыми
амортизаторами. Хвостовая опора предохраняет лопасти рулевого винта и
хвостовую балку при посадке с большим углом тангажа. Обычно амортизаторы
колесных шасси поглощают 6,5 ...7,5 % кинетической энергии удара, а 25...35% -
воспринимают пневматики.
При взлетной массе легких вертолетов mо ≤ 4500кг допустимо, применять
полозковое шасси. Такое шасси имеет более простую конструкцию, существенно
меньшее аэродинамическое сопротивление при этом уменьшается (на 1,5...2%)
масса конструкции вертолета
Конструкция полозкового шасси состоит из двух поперечных рессор и
продольных полозков, жестко закрепленных на концах рессор. Такое шасси имеет
более простое устройство по сравнению с колесным, меньшую массу и

30.
35
существенно меньшее аэродинамическое сопротивление. К недостаткам
полозкового шасси следует отнести невозможность посадки вертолета с пробегом
и взлета с разбегом, а также маневрирование по земле.
Амортизация в полозковом шасси происходит либо за счет изгиба подкосов,
крепящих полозья к фюзеляжу, либо за счет дополнительных амортизаторов.
Однако одни рессоры обеспечивают низкие демпфирующие свойства. Это
вызывает сложности при подборе материала, сечения и формы элементов шасси,
поскольку необходимо обеспечить высокую прочность в сочетании с достаточной
упругостью конструкции.
Учитывая назначение разрабатываемого вертолета более рационально
использование полозкового шасси.
1.1.3.5 Компоновка кабины и отсеков целевого груза
Компоновка вертолета должна удовлетворять таким требованиям
1) наличие необходимых объемов для размещения перевозимых грузов или
пассажиров;
2 ) удобство посадки экипажа и пассажиров;
3) хороший обзор из кабины летчика;
4) возможность покидания вертолета при аварии;
5) возможность быстрой загрузки и выгрузки грузов и надежности их
крепления;
6) удобный доступ к специальному оборудованию, а также легкость его
монтажа и демонтажа;
7) обеспечение сообщения между кабиной экипажа и пассажирским
помещением; возможность уменьшения габаритов посредством демонтажа или
складываний лопастей и хвостовой балки с рулевым винтом при хранении
вертолета в условиях ограниченных помещений;
8) легкий монтаж и демонтаж двигателя и агрегатов трансмиссии и удобный
доступ для их осмотра;
9) близкое к двигателю размещение маслобаков и радиаторов;
10) соответствие форм вертолета и его выступающих частей требованиям
аэродинамики;
11) размещение топливных баков в допустимых пределах относительно ЦМ
вертолета;
12) размещение целевой нагрузки у ЦМ вертолета из условий обеспечения
центровки в заданных пределах
При выполнении компоновочной схемы вертолета было уделено особе
внимание обеспечению обзора из кабины экипажа (см. Рисунок 1.1.11 ). Обзор

31.
36
обеспечивает летчику уверенную эксплуатацию вертолета на все этапах полета.
Все пилотажно-навигационные приборы смонтированы на приборной доске.
Рисунок 1.1.11 – компоновка кабины пилотов.
Прямо перед креслом каждого летчика расположена ручка продольно —
поперечного управления, а за ней размещены педали путевого управления. Слева
–ручка управления «шаг-газ».
Кабина пилотов имеет 2 входа с обеих сторон отдельно для каждого пилота.
Доступ в пассажирский отсек осуществляется из кабины (при складывании
центрального сидения в салоне) и через бортовые раздвижные двери размерами
1,48 х 1,53м и рампу размерами 2,15 х 1,26 м со стороны хвостовой части
фюзеляжа. Внутри салона располагается 3 кресла (среднее складное) со стороны
кабины пилотов, 1 лежак с носилками по левой стороне фюзеляжа, 1-но сидение
на 3 сидячих или на 1-но лежачее место – по правой стороне (см. Рисунок 1.1.12).
В нишах сидений и лежака есть место для размещения специализированных
медицинских модулей для оказания помощи пострадавшим. Также в задней части
ниши лежака располагается раскладное сидение, а над ним – медицинский столик
для удобства проведения медицинских манипуляций.
Возле правой двери на стене располагается пульт управления лебедкой и
прожектором.

32.
37
Рисунок 1.1.12 – компоновка салона проектируемого поисково-
спасательного вертолета.
При необходимости все оснащение целевого отсека может быть
демонтировано с целью размещения внутри фюзеляжа гуманитарного груза.

33.
38
1.1.3.6 Общая компоновка двигателей
Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД со свободной
турбиной, установленных позади главного редуктора на опорах, крепящихся к
силовым шпангоутам. и закрытых 2-мя капотами. Такой вариант компоновки
обеспечит достаточно хорошую центровку и уровень безопасности.
Для обеспечения нормальной работы каждого двигателя, также, необходимы
входное устройство, которое еще обеспечивает защиту тракта двигателя от
попадания пыли и посторонних предметов и выходное – спрямляющее
выхлопные газы. Т.к. при движении вертолета фюзеляж обдувается достаточно
сильным потоком воздуха размещение входного устройства целесообразнее всего
выполнить перед или сбоку двигателя (в зависимости от конструкции ГТД), а
выходное – в задней части фюзеляжа чтобы не создавать дополнительного
сопротивления и риски входа силовой установки в критические режимы.
1.1.3.7 Выбор параметров и размещения оперения
Хвостовое оперение вертолета предназначено для обеспечения в
горизонтальном полете продольной балансировки, продольной и путевой
устойчивости вертолета. Оно состоит из стабилизатора и киля.
Применение поворотного стабилизатора позволяет улучшить маневренность
вертолета. Его управление осуществляется при помощи кинематической связи с
общим шагом.
Киль, имеет толстый несимметричный профиль, трапециевидную форму,
расположен под углом к продольной оси хвостовой балки и повернут на угол 7°
относительно вертикальной плоскости симметрии планера вертолета в сторону
вращения НВ. При этом на режиме горизонтального полета киль создает боковую
аэродинамическую силу, направленную в сторону силы тяги РВ. С целью
повышения его эффективности и уменьшения крутящего момента действующего
на хвостовую балку от верхнего киля, в нижней части хвостовой балки крепится
нижний киль. На него устанавливается хвостовая опора, которая защищает
хвостовую балку от возможного повреждения при посадке.
1.1.4. Относительное аэродинамическое сопротивление вертолета
Относительное (удельное) аэродинамическое сопротивление вертолета на
этапе предварительного проектирования вертолета может быть определено по
формулам [ссылка на книгу Тимченко-Урбановича]:
2
1 0
0
;
X
S X
c
c S
С c S c m
m g

    , (1.1.9)
где 1
c и 2
c ‒ эмпирические коэффициенты:

34.
39
1не
c = 0,018, 2 не
c = 0,5646 – вертолеты с неубирающимся шасси;
1 уб
c = 0,0174, 2 уб
c = 0,5364 – вертолеты с убирающимся шасси.
Для полозкового шасси:
 
1 1 1 2 0,0177
не уб
c c c
   ;  
2 2 2 2 0,5505
не уб
c c c
   .
Значения относительного аэродинамического сопротивления,
соответствующие взлетным массам различных приближений, вычислены по
формуле (1.2.36) и занесены в сводную таблицу №1.2.22.
1.1.5 Определение необходимой мощности силовой установки
Характерными (расчетными) режимами полета являются: висение на
статическом потолке ст
Н = 2500 м; полет на динамическом потолке ДИН
Н = 6000
м; полет с максимальной скоростью max
V = 260 км/ч на высоте 500 м;
продолженный взлет при отказе одного двигателя (другой работает на
чрезвычайном режиме). Каждый из расчетных случаев характеризуется потребной
мощностью для привода НВ и РВ и величиной потерь мощности. Потребная
энерговооруженность вертолета определяется максимальным значением
мощности двигателя на заданном режиме полета.
Мощность силовой установки (мощность двигателя) для каждого режима
рассчитывается через удельную мощность, потребную для привода несущего
винта на соответствующем режиме полета. При этом удельная мощность
приводится к мощности на высоте Н = 0 и при V = 0 посредством учета степени
дросселирования двигателей в зависимости от режима и коэффициента
использования мощности.
Удельная приведенная мощность, потребная для висения вертолета на
статическом потолке:
0
0 0
1,5
0,63857
,
СТ
СТ
СТ СТ СТ
Н
Н
Н Н Н
Т p
N
N
N N

 
    
Вт/Н (1.1.10)
где 0
 - относительный КПД НВ (на режиме висения 0
  0,75);
0
 – коэффициент использования мощности; на режиме висения 0
 =0,85;
СТ
Н
 - относительная плотность воздуха на статическом потолке;
  4,256
4,256
1 44,3 (1 2 / 44,3) 0,82
Н СТ
СТ
H
     
Т - относительная величина полной тяги несущего винта. При
предварительном и эскизном проектировании одновинтового вертолета можно
принять Т≈1,03.

35.
40
1 0,0695 1 0,0695 2 0,861
HСТ СТ
N Н
       – коэффициент, учитывающий
изменение располагаемой мощности двигателя в зависимости от высоты
В предварительных расчетах энерговооруженности вертолета используется
приближенный метод, в соответствии с которым удельная приведенная мощность,
потребная для горизонтального полета вертолета на max
V , может быть определена
по формуле:
 
max
max0
max max
max max max max
max
max
max 500
3 8 3
3 3
Т
В Н
1
16,4 10 1 7,08 10 1,67
13,2 10 , .
Э
V
V
V V
H V V H V V
S
N
N
N N N N
p I
R V
V
C V
 

  
 
 
      



    
(1.1.11)
где max
V
 = 0,875 при горизонтальном полете вертолета на max
V
Э
I - коэффициент индукции несущего винта. Величину коэффициента
индукции Э
I при max
V =255 км/ч можно определить по формуле:
max
1,02 0,0004 1,02 0,0004 255 1,122
Э
I V
       (1.1.12)
max
H V
N – коэффициент, учитывающий изменение располагаемой мощности
двигателя в зависимости от высоты:
H
N = 1 – 0,0695·H = 1 – 0,0695·0,5 = 0,965; (1.1.13)
max
V
N – коэффициент, учитывающий изменение располагаемой мощности
двигателя в зависимости от скорости:
V
N = 1 + 5,5·10-7
· 2
V = 1 + 5,5·10-7
· 2
255 = 1,037. (1.1.14)
 
500
4,256
1 0,5 44,3 0,953
   
Известно, что продолженный взлет и полет на динамическом потолке
вертолет выполняет на экономических скоростях ЭК
V .
Удельная приведенная мощность, потребная для полета вертолета на
динамическом потолке, определяется по формуле:
 

  
3
3
0
3
3 8
1
16,4 10 1 7,08 10
1,82 13,2 10 ,
ДИН
ДИН
ДИН ДИН
Н
Н
Н Н
ДИН
ДИН ДИН
ДИН ДИН
ном Vэк ном Vэк
Vэк Vэк
эк
эк
S
эк
N
N
N N N N N N
R V
p
C V
V

 
  
 
 
     
 
 
    

(1.1.15)