1.
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
И РАСЧЕТ ВЕРТОЛЕТА СООСНОЙ
СХЕМЫ
Методическое пособие по курсу
«Проектирование вертолетов»

2.
3
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ
ФЕДЕРАЦИИ
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ
ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ
МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(Национальный исследовательский университет)
Кафедра «Проектирование вертолетов»
Братухин И. П., Перелыгин С. И.
ВЫБОР ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ И РАСЧЕТ
ВЕРТОЛЕТА СООСНОЙ СХЕМЫ
Методическое пособие по курсу
«Проектирование вертолетов»
Утверждено
на заседании кафедры
от 29.09.80 г.
Москва
2015

3.
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ УКРАИНЫ
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ
УНИВЕРСИТЕТ ИМ. Н. Е. ЖУКОВСКОГО
«ХАРЬКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ»
Л. И. Лосев, В. И. Рябков
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ СООСНОГО ВЕРТОЛЕТА
ПО КРИТЕРИЮ МИНИМУМА ВЗЛЕТНОЙ
МАССЫ
Учебное пособие по курсу
«Проектирование вертолетов»
Харьков «ХАИ»
1999

4.
УДК 629.735.45.01 (075.8)
Выбор параметров соосного вертолета по критерию минимума взлета ной
массы / Л.И. Лосев, В.И. Рябков: - Учеб. пособие по курсу «Проектирование
вертолетов». - Харьков; Гос. аэрокосмический ун-т «Харьк. авиац. ин-т», 1999. -
101 с.
Изложены общие вопросы проектирования вертолетов. Рассмотрены
работа несущей системы вертолета соосной схемы, особенности конструкции
отдельных агрегатов и выбора параметров. Проведен выбор параметров
вертолета соосной схемы по критерию минимума взлетной массы.
Для студентов, выполняющих лабораторные практикумы, курсовые и
дипломные проекты.
Ил. 21. Табл. 10. Библиогр.: 29 назв.
Рецензенты: канд. техн. наук, доц. С.В. Шевченко,
канд. техн. наук, доц. А.В. Дубнюк
Государственный аэрокосмический университет им. Н.Е. Жуковского
«Харьковский авиационный институт», 1999.
.Табл. 2. Ил. 5. Библиогр.: 4 назв.
Рецензенты:
УДК 629.735.45(075.8)
Братухин И. П., Перелыгин С. И. Выбор основных параметров и расчет
вертолета соосной схемы. Учебное пособие. Москва, Изд-во МАИ, 2015. - ***
с.
Табл. 2. Ил. 5. Библиогр.: 4 назв.
Печатается по решению редакционно-издательского совета Московского
авиационного института (национального исследовательского университета)
Рецензенты:
© Московский авиационный институт,
2015
© Братухин И. П., Перелыгин С. И., 1980

5.
6
СОДЕРЖАНИЕ
ВВЕДЕНИЕ................................................................................................................. 8
1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ПЕРВОГО
ПРИБЛИЖЕНИЯ...................................................................................................... 9
3.1 Определение взлетной массы вертолета в первом
приближении............................................................................................................ 10
3.1.1 Определение массы целевой, служебной нагрузки и экипажа
.................................................................................................... 10
3.1.2 Определение относительной массы топлива вертолета в
первом приближении ................................................................... 10
3.1.3 Определение относительной массы пустого вертолета в
первом приближении ................................................................... 11
3.1.4 Взлетная масса вертолета в первом приближении ............... 11
3.2 Расчет параметров несущего винта вертолета ........................................... 12
3.2.1 Радиус НВ
R несущего винта ............................................... 12
3.2.2 Выбор окружной скорости вращения концов лопастей НВ .. 12
3.2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и
динамическом потолках ............................................................... 12
3.2.4 Экономические скорости у земли и на динамическом потолке
.................................................................................................... 13
3.2.5 Относительные значения максимальной у земли и
экономической на динамическом потолке скоростей
горизонтального полета ............................................................... 13
3.2.6 Допускаемые отношения коэффициента тяги к заполнению
несущего винта для максимальной скорости у земли и для
экономической скорости на динамическом потолке ..................... 14
3.2.7 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на
динамическом потолке.................................................... 14
3.2.8 Заполнения несущего винта................................................. 14
3.2.9 Относительное увеличение тяги несущего винта для
компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и
горизонтального оперения ........................................................... 14
3.3 Расчет мощности двигательной установки вертолета
(Определение потребной энерговооруженности силовой
установки)................................................................................................................. 15
3.3.1. Удельная мощность на несущем винте, потребная для
висения вертолета на статическом потолке, определяется по
формуле: ...................................................................................... 15

6.
7
3.3.2. Удельная мощность на несущих винтах, потребная для
горизонтального полета на максимальной скорости, может быть
выражена зависимостью: ............................................................. 16
3.3.3. Удельная мощность на несущих винтах при полете на
динамическом потолке определяется по формуле: ....................... 16
3.3.4. Удельную мощность двигателей, потребную для обеспечения
продолженного взлета при отказе одного двигателя, можно
подсчитать по формулам (10) - (13), полагая, что полет
осуществляется на номинальной мощности у земли H = 0 на
экономической скорости эк
V V
 : .................................................. 17
3.3.5. Расчет потребной приведенной мощности двигательной
установки ................................................................................... 18
3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ
ВЕРТОЛЕТА............................................................................................................ 19
4. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ВТОРОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ ................ 24
3.4.2 Удельный расход топлива e
С ............................................ 24
3.5.3 Взлетная масса вертолета во втором приближении ............. 26
ПРЕДИСЛОВИЕ ..................................................................................................... 31
1. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ВЕРТОЛЕТОВ .................... 32
1.1. Нормы летной годности вертолетов и авиационные правила. 32
1.2. Сертификат летной годности ........................................................................ 36
1.3. Критерии оценки эффективности и оптимизации параметров
вертолета ..................................................................................... 39
2. ОСОБЕННОСТИ АЭРОМЕХАНИКИ И КОНСТРУКЦИИ ВЕРТОЛЕТА
СООСНОЙ СХЕМЫ .............................................................................................. 44
2.3. Сближение лопастей........................................................................................ 49
2.4. Сравнительный анализ аэродинамики соосной схемы ........................... 51
2.5. Особенности конструкции агрегатов и выбора, параметров соосного
вертолета................................................................................................................... 53
3. ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ВЕРТОЛЕТА СООСНОЙ СХЕМЫ ПО
КРИТЕРИЮ МИНИМУМА ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ........................................ 65
3.1. Расчет взлетной массы «нулевого» приближения вертолета соосной
схемы.......................................................................................................................... 67
3.2. Выбор параметров вертолета соосной схемы............................................. 71
Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом
потолках: ..................................................................................... 78
ЛИТЕРАТУРА ....................................................................................................... 112

7.
8
ВВЕДЕНИЕ
В данном учебно-методическом пособии изложен алгоритм выбора
основных параметров соосного вертолета. Изложенный алгоритм структурно
подобен алгоритму выбора основных параметров одновинтового вертолета,
представленному в работе [3]. Поэтому здесь приведем лишь блок-схему
расчета, заметив, что в качестве исходных данных для проведения расчета
являются следующие летно-технические характеристики: ком.
m - коммерческая
нагрузка, кг; сл.
m - служебная нагрузка, кг; L - дальность, км; ст
H - статический
потолок, м; дин
H - динамический потолок, м; Vmax - максимальная скорость,
км/ч.
Ввод исходных данных
Определение взл.
m
Определение p
Расчет CУ
N
Расчет массы основных
агрегатов
Определение взл.
m
Вывод результатов расчета
ДА
НЕТ
ДА взл.
взл.
1
m
m
 

  
 

 

8.
1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ПЕРВОГО
ПРИБЛИЖЕНИЯ
Взлетная масса складывается из массы пустого вертолета пуст
m ; массы
топлива топл.
m ; массы платной пл.
m и служебной нагрузок сл.
m :
взл пуст топл. пл. сл.
   
m m m m m
Для определения взлетной массы первого приближения исходными
данными служат массы платной пл.
m и служебной нагрузок сл.
m . При этом
необходимо добиваться, чтобы весовая отдача вертолета была максимальна. На
основании этого требования определяется нагрузка на ометаемую несущими
винтами площадь, при которой масса пустого вертолета будет минимальна, что
удовлетворяется при условии
пуст.
уд
0 (1)



m
p
При решении этого уравнения необходимо использовать выражение
пуст.
m , представленное в функции от уд
p , а также приняв мощность силовой
установки равную мощности, потребной для висения вертолета у земли с 20 %
запасом для обеспечения статического потолка. Решив уравнение (1)
относительно уд
p при значениях  
НВ НВ кр
/ 0,15; 210 м/c; 0,12
T
C R
     
можно построить зависимость уд пуст
( )

p f m ; график, которой приведен на рис.
1. При построении этой зависимости учитывалась площадь, ометаемая
одиночным несущим винтом вертолета.1
Зависимость минимальной массы пустого вертолета от взлетной массы
пуст. взл
( )
m f m
 показана на рис. 2 и получена подстановкой в формулу массы
пустого вертолета значений нагрузки уд
p , взятых с графика, изображенного на
рис. 1.
Масса топлива
топл. т час
0,33 , (2)
   
m q L Q
где т
q - километровый;
0,843
т взл
кг
0,001075 (3)
км
 
q m
час
Q - часовой расход топлива:
0,9558
час взл
0,0893 (4)
 
Q m
Формулы (3) и (4) получены обработкой статистических данных. По
формулам (2) - (4) для ряда значений дальности строем график топл. взл
( )

m f m
(рис. 3).
1
Соосный винт заменяется одиночным несущим винтом, имеющим
двойное заполнение [1].

9.
10
Используя рис. 2 и 3 можно построить график зависимости
ком. сл. взл
( ) ( )
 
m m f m (рис. 4). По значениям коммерческой и служебной
нагрузок, заданных летно-техническими требованиями, определяется взлетная
масса первого приближения.
Затем по взлетной массе первого приближения находится нагрузка на
ометаемую площадь (см. рис. 1).
3.1 Определение взлетной массы вертолета в первом
приближении
3.1.1 Определение массы целевой, служебной нагрузки и экипажа
Масса целевой нагрузки ц.н.
m для многоцелевых вертолетов равна массе
коммерческой нагрузки и определяется:
ц.н. сопр сопр гр.
  
m m n m
гр. 20000 кг

m (из задания на проектирование);
сопр
m = 90 кг – средняя масса пассажира, сопровождающего груз;
сопр
n = 3 – количество пассажиров, сопровождающих груз;
ц.н. 90 3 20000 20270 кг
   
m
Снаряжение, служебная нагрузка л.п.с
m , экипаж:
1. экипаж эк. л.п.с. л.п.с. в.с. в.с. 100 2 100 1 300 кг
        
m m n m n
л.п.с
m = 100 кг – масса одного члена летного подъемного состава с
личными вещами;
л.п.с. 2
n  - число членов экипажа;
в.с.
m = 100 кг - масса одного члена вспомогательного состава (борттехник)
с личными вещами;
в.с. 1

n - число членов экипажа вспомогательного состава;
2. снаряжение и служебная нагрузка (вода в бортовом кипятильнике, не
вырабатываемое топливо, масло в двигателях, редукторах, радиаторах,
трубопроводах, аптечки и инструмент, чехлы для агрегатов и т. п.,
спасательное оборудование (аварийные трапы и т. д.), посадочные места)
с.н.+сн. 
m 325 кг.
3.1.2 Определение относительной массы топлива вертолета в первом
приближении
Масса топлива, определяется таким образом, чтобы обеспечивалось
выполнение одного полетного задания со стандартным аэронавигационным
запасом на 30 мин.

10.
11
Относительную массу топлива т
m , потребного для полета на заданную
дальность, определим по безразмерной формуле
т т час
0,33 ,
   
m q L Q
где:
L - дальность полета (из задания на проектирование), , км
L
т
q - относительный километровый расход топлива, т. е. километровый
расход, отнесенный к взлетной массе вертолета, 1/км. Определяется по
формуле:
0,843
0,843 1 0,157
т взл
т взл взл
взл взл
0,001075 0,001075 0,001075
 
      
q m
q m m
m m
,
взл
m - взлетная масса проектируемого варианта (берем по вертолету-
прототипу) при которой на прототипе достигается дальность требуемая
дальность.
час
Q - относительный часовой расход топлива, 1/ч. Определяется по
формуле:
0,9558
0,9558 1 0,0442
час взл
час взл взл
взл взл
0,0893 0,0893 0,0893
 
      
Q m
Q m m
m m
,
3 3
0
т 3 3
0
0,25 10 ...0,3 10 при m 10 т;
0,22 10 ...0,24 10 при 10 т <m 13 т;
q
 
 
   

 
  


0
час
0
0,059 ... 0,063 при m 10 т;
0,057 ... 0,059 при 10 т <m 13 т.
Q


 


3.1.3 Определение относительной массы пустого вертолета в первом
приближении
По статистическим данным принимаем для проектируемого вертолета
значение пуст I
( )
m
3.1.4 Взлетная масса вертолета в первом приближении
Максимальная взлетная масса вертолета в первом (I) приближении
определяется по формуле:
ц.н. с.н. сн. эк. ц.н. с.н. сн. эк.
0 I
пуст т п.н. т
( ) ,
1
 
   
 
  
m m m m m m
m
m m k m
где:
п.н. пуст
1
k m
  - коэффициент массовой отдачи по полной нагрузке (выше чем у
вертолета-прототипа)

11.
12
3.2 Расчет параметров несущего винта вертолета
3.2.1 Радиус НВ
R несущего винта
0 I
НВ
( ) 


m g
R
p
,
где 0 I
( )
m - взлетная масса вертолета, кг;
g - ускорение свободного падения, равное 9,81 м/с2
;
p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую одиночным несущим
винтом;
 = 3,14.
Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается
по рекомендациям, представленным в работе [1]: где  
взл

p f G = 600 Н/м2
.
Принимаем радиус несущего винта равным НВ 16 м.

R
3.2.2 Выбор окружной скорости вращения концов лопастей НВ
Угловая скорость НВ
 , с-1
, вращения несущего винта ограничена
величиной окружной скорости НВ
( )
R
 концов лопастей, которая зависит от
взлетной массы 0 I
( )
m вертолета и составляет
0 I
НВ
0 I
180...200 м/с при ( ) < 10 т
( )
200...210 м/с при 10 т ( ) 25 т
m
R
m

  
 

После выбора окружной скорости НВ
( )
R
 определяем угловую скорость
НВ
НВ
НВ
( )
R
R

  с-1
.
По найденной угловой скорости определяем частоту вращения НВ
НВ
НВ
60
2
n



об/мин.
3.2.3 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом
потолках
4,256
ст cт
ст
0
1
44,3
Н
Н
H
  
   
 
  
где
0
 - плотность воздуха на высоте Н = 0 м
ст
Н
 - плотность воздуха на высоте статического потолка cт (м)
H (из
задания на проектирование)
4,256
дин дин
дин
0
1
44,3
H
H
H
  
   
 
  

12.
13
где
0
 - плотность воздуха на высоте Н = 0 м
дин
H
 - плотность воздуха на высоте динамического потолка дин (м)
Н (из
задания на проектирование)
3.2.4 Экономические скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь э
Ŝ эквивалентной вредной
пластинки (характеристика удельного лобового сопротивления ненесущих
элементов):
  0,5646
э э 0 I
э
0 I 0 I 0 I
0,018 ( )
ˆ
( ) ( ) ( )

  
  
 x
c S
S m
S
m g m g m g
.
Рассчитывается значение экономической скорости у земли эк
0
V :
эк э
4
0 6
НВ э
164
ˆ
(( ) 11,6 10 )

 
   
I p
V
R S
, км/час.
где э
I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции несущей системы.
Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом
потолке эк
дин
V :
эк э
4
дин 6
НВ э дин дин
164
ˆ
(( ) 11,6 10 )

 
     
H H
I p
V
R S
, км/час.
где э
I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции несущей системы.
3.2.5 Относительные значения максимальной у земли и экономической на
динамическом потолке скоростей горизонтального полета
max
max
НВ
3,6 ( )
V
V
R

 
,
эк
эк дин
дин
НВ
3,6 ( )
V
V
R

 
.
где max , км / час
V - скорость на высоте H = 500 м (из задания на
проектирование)

13.
14
3.2.6 Допускаемые отношения коэффициента тяги к заполнению несущего
винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости
на динамическом потолке
 
 
доп max max
НВ НВ max 2
max max max
доп эк
НВ НВ дин
дин
0,297 0,36 при 0,4;
/
0,297 0,36 3,5 ( 0,4) при 0,4.
/ 0,297 0,36 .
T V
T H
V V
C
V V V
C V
   

  
     


   
3.2.7 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом
потолке
0 2
НВ
1,63
( )
Т
p
C
R


,
дин 2
НВ дин
1,63
( )
Т H
H
p
C
R

 
.
3.2.8 Заполнения несущего винта
Заполнение несущего винта НВ
 рассчитывается для случаев полета на
максимальной и экономической скоростях:
 
0
maх доп
НВ НВ max
/
Т
V
T V
C
C
 

;
 
дин
дин доп
НВ НВ дин
/
Т H
H
T H
С
C
 

В качестве расчетной величины заполнения  несущего винта
принимается удвоенное наибольшее значение из maх
V
 и дин
H
 :
НВ maх дин
2max , .
V H
   
 
 
Длина хорды лнв
b и относительное удлинение лнв
 лопастей несущего
винта будут равны:
НВ НВ
лнв
лнв
R
b
z
 
 , где лнв
z - число лопастей несущего винта
НВ НВ лнв
лнв
НВ НВ
лнв НВ
лнв
.
R R z
R
b
z
   
  
3.2.9 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации
аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения

14.
15
ф го
ф го 2
0 I НВ
(0,238 1,38 )
1 1
( )
  
       

S S
T
T T T
m g R
,
где Sф - площадь горизонтальной проекции фюзеляжа; Sго - площадь
горизонтального оперения.
2
ф ф мф ф мф
2,85 , , м, , м
S l S l S
 
3.3 Расчет мощности двигательной установки вертолета
(Определение потребной энерговооруженности силовой
установки)
3.3.1. Удельная мощность на несущем винте, потребная для висения
вертолета на статическом потолке, определяется по формуле:
cт
cт
0 уд
дв
0
1 3
взл 0 0 ст
4
1 кВт
0,55 , (5)
10 1,252 кг
xp
Н
y H
Н
с p T
N
N T R I
m g с

 

   
 
      
   
 
      
   
где T - относительное увеличение силы тяги несущих винтов для преодоления
аэродинамического сопротивления фюзеляжа ф
T
 , крыла кр
T и
горизонтального оперения го
T
 , находящихся в потоке от винтов:
ф кр го
взл
1
       
T
T T T T
m
Формулы для определения величины T приведены в [1].
Для приближенного расчета при закрутке прямоугольной лопасти на угол
6 7

    можно принять 0 1,035

I и 0
0
0,0213

xp
y
с
с
, что соответствует
0
0,4 0,7
 
y
с и 6 % относительной толщине профиля на концах лопастей. Для
соосного вертолета можно также положить 1,04
T  и 0,93.
 
Подставив в (5) принятые значения T , 0 0
xp y
с с , 0
I получим выражение
для определения удельной мощности на несущих винтах:
cт
уд
4 2
дв
взл ст
кВт
1,86 10 3,6 10 ,
кг
 
   
     
   
  
  H
Н
p
N
R
m
Удельная мощность двигателей, потребная для обеспечения висения на
статическом потолке, приведенная к Н = 0
cт
cт
cт
дв
взл 0
 

 

 
Н
Н
Н
N
N
m N
где
cт
Н
N - коэффициент изменения мощности двигателя с высотой полета,
cт ст
1 0,0687 ,
  
Н
N H

15.
16
ст
H - высота статического потолка, км;
0
 - коэффициент использования мощности двигателей, который на
режиме висения можно принять 0,93. В общем случае 0 ( )
  f V
3.3.2. Удельная мощность на несущих винтах, потребная для
горизонтального полета на максимальной скорости, может быть выражена
зависимостью:
 
уд э 4 11 6
maх э 500
500 maх
3
maх
ˆ
0,16 1,59 10 1,323 10 0,859 10
кВт
, , (8)
кг
V H
H
p I
N R R S
V
V
 



           
 
 
  
 
где
э
I - коэффициент индукции несущей системы.
maх maх
э
maх maх
1,02 0,0004 , при 275 км / ч;
0,58 0,002 , при 275 км / ч.
V V
I
V V
  

 
  

Для приближенного расчета на режиме горизонтального полета можно
принять э 1,7;

I
э
Ŝ - характеристика удельного лобового сопротивления ненесущих
элементов вертолета.
 э
э
взл
ˆ 
 x
c S
S
m
Для оценки величины э
Ŝ можно использовать график зависимости
( )

 x
c S G f G (рис. 7), построенный по статистическим данным.
В формуле (8) скорость выражена в км/час.
Потребная для полета на максимальной скорости удельная мощность
двигателей, приведенная к мощности при Н = 0, V = 0:
дв maх
взл maх maх maх
maх
кВт
, , (9)
кг
   

   
   
 
V
H V V V
V
N N
m N N
где maх
V
N - коэффициент изменения мощности двигателя по скорости полета:
7 2
maх maх
1 5,5 10
V
N V

   
maх дин
1 0,0695
H V
N H
  
3.3.3. Удельная мощность на несущих винтах при полете на динамическом
потолке определяется по формуле:

16.
17
дин
4 11 эк 3
дин
эк
дин
кВт
0,16 1,59 10 1,323 10 ( ) , , (10)
кг
   
          
 
i
Н s
E
N R E V
V
где
s
E - коэффициент, зависящий от удельного лобового сопротивления,
определим по формуле
6
э дин
ˆ
0,859 10 (11)
    
s H
E R S
i
E - коэффициент индукции несущей системы по высоте, определим по
формуле:
уд э
дин
(12)



i
H
p I
E
Удельная мощность двигателей определяется с учетом того, что полет
осуществляется на номинальном режиме работы двигателя:
эк
дин дин
дв дин
взл ном дин эк
кВт
, , (13)
кг
   

   
    
 
Н
Н V
H V
N N
m N N N
где
эк 0,865
V
  - коэффициент использования мощности на экономической
скорости полета;
ном
ном
взл

N
N
N
- отношение номинальной мощности двигателя к взлетной
мощности, которое можно принять равным 0,9;
дин
Н
N и эк
дин
V
N - степени дросселирования двигателей, зависящие от
высоты динамического потолка дин
H и скорости полета эк
дин
V в соответствии со
следующими дроссельными характеристиками:
ном 0,9;

N
дин дин
1 0,0695
Н
N H
   ;
 
эк
дин
2
7 эк
дин
1 5,5 10
V
N V

    .
Экономическую скорость полета можно вычислить по формуле
эк
4
дин 252
  i
s
E
V
E
3.3.4. Удельную мощность двигателей, потребную для обеспечения
продолженного взлета при отказе одного двигателя, можно подсчитать по
формулам (10) - (13), полагая, что полет осуществляется на номинальной
мощности у земли H = 0 на экономической скорости эк
V V
 :
Удельная мощность пр. взл
N , потребная для продолжения взлета с
экономической скоростью при отказе одного двигателя, рассчитывается по
формуле:

17.
18
,
4 11 эк 3
э 0
эк
0
кВт
0,16 1,59 10 1,323 10 ( ) , , (10)
кг
i
s
E
N R E V
V
   
          
 
где эк
0
V - экономическая скорость у земли,
Iэ - коэффициент индукции несущей системы, определяемый в
зависимости от скорости полета по следующим формулам:
эк эк
0 0
э эк эк
0 0
1,02 0,0004 , при 275 км / ч;
0,58 0,002 , при 275 км / ч.
V V
I
V V
   

 
  


s
E - коэффициент, зависящий от удельного лобового сопротивления,
определим по формуле
6
э 500
ˆ
0,859 10 (11)
s H
E R S 
    
i
E - коэффициент индукции несущей системы по высоте, определим по
формуле:
уд э
500
(12)
i
H
p I
E




Экономическую скорость полета можно вычислить по формуле
эк
4
0 252 i
s
E
V
E
 
эк
2 0
дв дв
э
взл ном ч дв
эк
пр. взл0
кВт
, , (14)
1 кг
V
V
N n
N
m N N N n
   
 
   
     
 
где эк 0,865
V
  - коэффициент использования мощности на
экономической скорости полета,
э
N - мощность на несущих винтах, потребная для полета на
экономическом режиме у земли.
2
ч 1
N  - степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме
работы,
дв
n - число двигателей вертолета.
эк
0
7 эк 2
0
1 5,5 10 ( )
V
N V

   
3.3.5. Расчет потребной приведенной мощности двигательной установки
Для расчета потребной приведенной мощности двигательной установки
выбирается наибольшее значение удельной приведенной мощности:

18.
19
 
0maх ст0 дин0 maх0 пр. взл0
кВт
max , , , ,
кг
Н Н V
N N N N N

Потребная мощность прив
N двигательной установки вертолета будет
равна:
дв
дв 0 I 0maх 0 I
0 I макс
( ) ( ) , кВт,
( )
N
N m g N m g
m g
 
    
 
 
где 0 I
( )
m - взлетная масса вертолета первого приближения,
g = 9,81 м2
/с - ускорение свободного падения.
Теперь выбираем наибольшее значение удельной мощности по
результатам расчета режимов (7), (9), (13), (14), которое и будет определять
необходимую мощность силовой установки:
дв
дв взл
взл max
, кВт
N
N m
m
 
  
 
По значению взлетной массы первого приближения и выбранной
нагрузке на ометаемую несущими винтами площадь определяется диаметр
несущего винта:
0 I 0 I
НВ
уд уд
4 ( ) 4 ( )
, м (16)
10 10
G m g
D
p p
  
 
 
Коэффициент заполнения НВ
 будет
 
2
НВ НВ НВ 500
кр
1,63
2
( ) /
T H
p
R C


 
  
Значение  
НВ НВ кр
/
T
C  выбирается из условия недопущения срыва на
конце лопасти при значении , соответствующем максимальной скорости
полета. Зависимость  
НВ НВ кр
/ ( )
T
C f
   представлена на рис. 6.
3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАССЫ ОСНОВНЫХ АГРЕГАТОВ
ВЕРТОЛЕТА
На этапе предварительного проектирования невозможно произвести
точный подетальный расчет массы агрегатов и систем. Такой расчет возможен
только после выпуска рабочих чертежей.
Поэтому на данном этапе масса определяется по статистическим весовым
формулам, принятым на УВЗ. Числовые коэффициенты в формулах получены в
результате обработки вертолетной статистики методом наименьших квадратов.
3.1. Масса несущего винта
Она складывается из массы лопастей и массы втулки:

19.
20
НВ вт л
m m m
 
  (18)
3.2 Масса лопастей (с шарнирным креплением ко втулке):
л л л
m m k
 
где л
k - количество лопастей;
1,85 0,77
л 0,7
2,83
m R b

0,7
b - хорда лопасти на радиусе 0,7.
3.3. Масса втулки (с массой автомата перекоса):
вт вт в
m m z
  
где в
z - количество втулок;
0,91 0,87 0,84
вт л 1в
0,0358
m m R

   
л 1в
m 
- масса лопастей одного винта.
Тянущий (толкающий) винт
Оценка массы тянущего (толкающего) винта в первом приближении может
быть произведена по формуле [6]
тт.в=сг,лк01в + с2,лМ^в, (4.59)
где k — число лопастей тянущего винта; А/т.в — мощность, потребляемая
тянущим винтом; CIT.B~0,4 .. .0,5; с2т.в=0,0773 .. .0,0885 для обычных винтов
самолетного типа. В случае применения композиционных материалов в
конструкции лопастей и титановых сплавов в конструкции втулки постоянные
коэффициенты будут иметь другие, меньшие, значения.
102
Если известна сила тяги, развиваемая тянущим винтом, его масса может быть
достаточно правильно оценена по формуле типа
Т
И1 'Г
(4. 60)
где ст.в — коэффициент, определяемый по статистическим данным и в среднем
равный ~0,01.
Развернутая формула, аналогичная формуле для определения массы несущего
винта [40], имеет вид
mr
--Сг.
0,25 NT.B
г о
О)/? ^г.в^т.в^т.в
100 100
10

20.
21
Ы,6
^т.в
100<рс'
0,67
(4.61)
где ст.в — эмпирический коэффициент, определяемый в соответствии с
данными прототипа.
т. е. аналогичную формуле, полученной по условиям прочности. Значения
коэффициентов, определенные в соответствии с имеющимися данными,
составили
с1кр=0,000285; с2кр=12.
При определении массы крыла с подкосами следует учесть, что выигрыш в
массе может составлять до ~25% по сравнению с массой бесподкосного крыла
самолетного типа.
В случае применения материалов с большой удельной жесткостью масса
консолей крыла, определяемая по условиям жесткости, может быть
существенно снижена и определяющими могут стать условия прочности.
В дополнение к рассмотренному следует отметить, что для крыла вертолета,
имеющего сравнительно небольшие скорости полета (по сравнению с
самолетом), переход к малым значениям с (с< <15 ... 20%) и большим
значениям Х(Х>6 .. .12) хотя и обеспечивает некоторое преимущество в
аэродинамическом отношении, приводит к заметному возрастанию массы
крыла. В случае необходимости рассмотрения таких крыльев коэффициенты в
формулах (4.10) и (4.11) следует скорректировать, используя, в частности,
материалы параметрического анализа.
Оперение
В общем случае масса оперения определяется по формулам, аналогичным для
определения массы крыла. В частности, считается, что масса оперения в
основном зависит от нагрузки, на него приходящейся, и от его площади.
Обычно используемая при этом формула имеет вид
«*on = 0oAn. (4- 12)
где ^оп —масса 1 м2 оперения, определяемая на основании статистических
данных в зависимости от скоростного напора и площади оперения (см. рис.
3.19—3.20), или при осредненном значении скоростного напора по формуле
типа дш = c0US°On5, обеспечивающей в ряде случаев необходимую точность.
Удельная масса вертолетного оперения, по данным статистики, составляет * от
5,6 до 12,4 кг/м2.
Для фиксированной скорости полета при использовании осреднениях данных,
аппроксимируя зависимости, приводимые в [6], будем иметь
(7оп.ср ^ 1эп ""f" ^2 on4-* от (4* 1^)
гДе ?оп.ср — в кг/м2.
Так например, для оперения самолетного типа ^ Ят.о~ 11 +0,155г 0;
?B.o=10 + 0,6SB.o. (4.14)

21.
22
* Для определения массы стабилизаторов предлагается использовать условие
^оп= 13,4 кг/м2 [40].
Если площадь оперения заранее неизвестна, приходится использовать менее
точную эмпирическую зависимость
тт = сопт, (4. 15)
где среднее значение коэффициента соп равно 0,00136 для стабилизатора
одновинтового вертолета; 0,0076 — для оперения двухвинтовых вертолетов
продольной и соосной схем; 0,0125 — для оперения самолетного типа, обычно
устанавливаемого на двухвинтовых вертолетах поперечной схемы.
Эмпирическая формула для определения массы оперения самолета в широком
диапазоне взлетных весов, полученная обработкой большого количества
статистических данных, имеет вид [13]
won
т
.3,5-103
0,88
102.
3.4. Масса трансмиссии:
0,809
тр кр.
22,065 (19)
m M
 
дв
кр. ,
N
М 

где дв
N - мощность двигателя, кВт
3.5. Масса силовой установки (с ГТД)
СУ д СДУ
m m m

  (20)
д
m 
- масса двигателей;
д д1 дв.
m N n

    

 - удельная масса двигателя
0,349
д1
1,341 N

 
СДУ
m - масса систем силовой установки.
0,441
СДУ дв
4,822
m N
 
Здесь д1
N и дв
N - мощность одного двигателя и силовой установки
соответственно.
3.6. Масса фюзеляжа:
0,808
ф. взл
0,462 (21)
m m
 

22.
23
3.7. Масса оборудования:
взл взл
об 0,72
взл взл
0,0644 при 3500 кг;
(22)
1,188 при 3500 кг.
m m
m
m m
 

 
 

3.8. Масса управления:
0,945
упр. взл
0,0406 (23)
m m
 
3.9. Масса оперения:
0,35 1,06
оп взл оп
0,296 (24)
m m S
  
Для соосной схемы по статистике
оп взл
2,8 0,000575
S m
  
Крыло
При оценке массы крыла вертолета, выполненного по типу самолетного,
целесообразно использовать формулы, применяемые в самолетостроении [6, 19,
20]. Здесь будут приведены наиболее простые из формул, используемых для
оценок в начальной стадии проектирования.
Одной из таких формул, приводимой в [29], является формула типа
«кР=скр(9,85кр + 0,03т), (4.7)
где скр=0,8... 1,15.
Меньшие значения скр относятся к крыльям без вырезов, с большой
относительной толщиной и малым удлинением; большие — к крыльям с малой
относительной толщиной, большим удлинением и вырезами. Точность этой
формулы невысока и зависит в большей степени от того, насколько
правильным выбран коэффициент скр.
Лучшую сходимость с данными статистики обеспечивает формула типа
mKp = CiKpmg/-j-c2l<[lS (4.8)
или
^кр~*7кр^ (4* 9)
^Kp^^lKp ^ Ь^2кр>
построенная в соответствии с предположением, что основным фактором,
определяющим массу силовой части крыла, является величина изгибающего
момента, пропорционального mgl. Остальная же часть массы крыла (включая
массу носовой и хвостовой частей, элеронов, закрылков и др.) предполагается
зависящей от его площади.
3.10. Масса шасси:
0,977
ш ш взл (25)
m k m
 
где 0,023
ш 0,0337 кг
k  - весовой коэффициент шасси
Масса пустого вертолета складывается из масс, составляющих его агрегатов:

23.
24
пуст I пуст I НВ тр. СУ ф об упр. оп ш
( ) , ( ) (26)
i
m m m m m m m m m m m
        

4. РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ВТОРОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ
Для вычисления взлетной массы второго приближения необходимо
уточнить массу топлива, которая выражается формулой (2).
Крейсерскую скорость полета можно найти непосредственно из
уравнения (8). Решая это уравнение относительно V , получаем:
6
3
3
кр (1)
(1)
121 10 км
,
ч
i
s
E
V V
V E

 
где
3 10
(1)
4
дв
кр
взл кр
5,5 10
2,18 10
v
s
v V
E
V
E
N
E R
m

 
 
    
 
 
Относительная крейсерская мощность  
 
дв взл кр
N m определяется в
процентах от максимального значения удельной мощности (см. формулу (15)):
дв дв
взл взл
кр max
0,765
N N
m m
   

   
   
Коэффициенты i
E и s
E определяются по формулам (11), (12).
3.4.2 Удельный расход топлива e
С
Часовой расход топлива на этом режиме
дв
час кр
взл кр
e
N
Q С
m
 
  
 
здесь
кр взл
e e eH eV et eN
С С C C C C
     ,
где
кр
e
С - удельный расход топлива на крейсерском режиме;
взл
e
C - удельный расход топлива на взлетном режиме;
eH
C - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости
от высоты полета;

24.
25
eV
C - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости
от скорости полета;
et
C - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости
от температуры наружного воздуха;
eN
С - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости
от изменения режима работы двигателей.
В случае полета на крейсерском режиме принимается:
а)
1,075
eN
C  ;
0,995
eH
C  ;
7 2
кр
1 3 10
eV
C V

    ;
15 1,0
et C
C    .
Зависимость удельного расхода топлива от взлетной мощности можно
аппроксимировать выражением
прив
прив 0,167
дв
взл
прив
прив 0,081
дв
0,7846
при 2940 кВт;
( )
0,401
при 2940 кВт.
( )
e
N
N
C
N
N




 
 


Масса топлива mт, затрачиваемого на полет, будет равна:
т кр кр 0 I
кр
0,33 ( ) , кг
e
L
m С N m
V
 
    
 
 
 
где кр
N - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости,
кр
V - крейсерская скорость,
L - дальность полета.
б)
кр
7 2
кр1
1 5,5 10
V
N V

    .
кр 0,825
N  - коэффициент изменения мощности;
кр 0,872
V
  - коэффициент использования мощности на крейсерской
скорости полета,
1,075
eN
C  ;
0,995
eH
C  ;
7 2
кр
1 3 10
eV
C V

    ;
15 1,0
et C
C    .

25.
26
т кр кр 0 I
кр
0,33 ( ) , кг
e
L
m С N m
V
 
    
 
 
 
Подставляя (28) в (2) и час
т
кр
Q
q
V
 , получаем уточненное значение
количества топлива:
Взлетная масса второго приближения складывается из массы пустого
вертолета (26), массы топлива (31), коммерческой и служебной нагрузок:
Составляем уравнение относительных масс, учитывая (32):
взл
взл
m
m

 

0 II
0 I
( )
( )
m
m
 
3.5.3 Взлетная масса вертолета во втором приближении
Используя уточненный расчет пустого вертолета, рассчитаем взлетную
массу вертолета во втором приближении.
0 II пуст т с.н.+сн. цн эк
( ) , кг
m m m m m m
    
По уравнению относительности весов определяем погрешность между
первым и вторым приближением
0 II 0 I
0 I
( ) ( )
0,05
( )
m m
m

  
Если в результате проведенного расчета 1
     
1
    то считаем,
что взлетная масса второго приближения определена.
Если же  
1
    1
    необходим повторный расчет по изложенному
выше алгоритму. Для приближенного расчета можно принять 0,05
  . После
этого по уточненному значению взлетной массы второго приближения
подбирается реальный двигатель, мощность которого
дв
1дв взл
дв взл max
1 N
N m
n m
 

  
 
дв
1дв 0 II
взл max
1
( ) , (34)
N
N m
n m g
 
  
 
где дв
n - число двигателей.
Мощность реальных двигателей принимаем не меньше расчетной. Если
реальная мощность двигателя будет превышать расчетную более чем на 10 %;
то необходимо произвести определение параметров вертолета для выбранных

26.
27
двигателей. В этом случае, исходя из реальной мощности, определяем
допустимую взлетную массу:
дв
взл
дв
взл max
N
m
N
m

 
 
 
дв
взл
дв
взл max
, (34)
N
m g
N
m g

 
 
 
где дв
N - мощность реальных двигателей.
Изменение взлетной массы повлечет за собой изменение либо дальности,
либо коммерческой нагрузки. Увеличение ком
m или дальности L можно
определять по графику рис. 4, исходя из полученного допустимого взл
m . Затем
выполняется расчет по изложенному выше алгоритму.
ф
ф 0,25 0,86
0 ф
, (4.1)
m
k
m S


г.о.
г.о.
г.о.
, (4.2)
m
k
S

р.у.
р.у. , (4.3)
m
k
R

б.у.
б.у. 3
, (4.4)
m
k
R



ш
ш
0
, (4.5)
m
k
m

0,7
л
л 2,7
0,13 , (4.6)
m
k
R
 


л
вт
вт 1,35
л цб
(4.7)
z
m
k
k z N

 
где
2
л РВ
цб
лнр РВ
0,5 ( )
(4.8)
1000
m R
N
z R
  

 


27.
28
0,8
гл. р. гл. р.
дв. дв.
, (4.9)
R
k m
n N R
 

  
  
 
 
0,8
пр. р. т.в.
пр. р. 0,8
дв. дв.
, (4.10)
1
m
k
n N
 

  

   
 
0,8
х. р.
х. р. 0,8
дв. дв. РВ
, (4.11)
1
m R
k
n N R
 

  
 
   
 
2/3
т.в. т.в.
т.в. 2/3
дв. дв.
РВ
, (4.12)
1
m
k
n N
L
 

  

   
пров.
пров.
пров.
, (4.13)
m
k
L

эл.об.
эл.об.
л.
, (4.14)
m
k
F

пр.об.
пр.об. 0,6
0
, (4.15)
m
k
m

т.с.
т.с.
т
, (4.16)
m
k
m

с
с
дв. дв.
. (4.17)
m
k
n N


-------------------------------------------------------------------------------
0,25 0,86
ф ф 0 ф
m k m S
  
г.о. г.о. г.о.
m k S
 
р.у. р.у.
m k R
 
3
б.у.
б.у.
k R
m




28.
29
ш ш 0
m k m
 
2,7
л
л 0,7
0,13
k R
m



л
1,35
вт вт л цб
z
m k k z N
   
где
2
л НВ
цб
лнв НВ
0,5 ( )
1000
m R
N
z R
  

 

гл. р.
гл. р. 0,8
дв. дв.
k
m
R
n N R

 

 
  
 
 
0,8
пр. р.
пр. р. 0,8
т.в.
дв. дв.
1
k
m
n N
  

 

 

 
 
0,8
х. р.
х. р. 0,8
дв. дв. РВ
1
k
m
R
n N R
  

 

 
 
 
 
2/3
т.в. РВ
т.в. 2/3
т.в.
дв. дв.
1
k L
m
n N
  

 

 

 
пров. пров. пров.
m k L
 
эл.об. эл.об. л.
m k F
 
0,6
пр.об. пр.об. 0
m k m
 
т.с. т.с. т
m k m
 

29.
30
с с дв. дв.
m k n N
  
0,953
пуст 0
2,513
m m
 
1,2235
об 0
0,017
m m
 
0,92
0 цн
4,48
m m
 
ру 0
0,00375
m m
 
-------------------------------------------------------------------------
0,25 0,86
ф ф 0 ф 93,4
m k m S
   
г.о. г.о. г.о. 3,18
m k S
  
р.у. р.у. 11,25
m k R
  
3
б.у.
б.у. 14,01
k R
m

 

ш ш 0 19,35
m k m
  
2,7
л
л 0,7
184
0,13
k R
m

 


30.
31
л
1,35
вт вт л цб 184
z
m k k z N
    
2
л НВ
цб
лнв НВ
0,5 ( )
1000
m R
N
z R
  

 

гл. р.
гл. р. 0,8
дв. дв.
23,38
k
m
R
n N R
 
 

 
  
 
пров. пров. пров. 47
m k L
  
эл.об. эл.об. л. 9,9
m k F
  
0,6
пр.об. пр.об. 0 80
m k m
  
т.с. т.с. т 0,936
m k m
  
с с дв. дв. 6523
m k n N
   
208,396
ПРЕДИСЛОВИЕ
Данное учебное пособие является продолжением пособия [13], в котором
рассмотрены вопросы выбора параметров соосного вертолета и рекомендаций
по выбору параметров сверхлегких и легких вертолетов одновинтовой схемы.
Пособие состоит из четырех разделов и приложения. Раздел I посвящен
общим вопросам проектирования, не вошедшим в работу [13]. Рассмотрены
нормы летной годности вертолетов и авиационные правила, подтверждением
выполнения которых служит сертификат летной годности (СЛГ). Подробно
описан СЛГ типа летательного аппарата (ЛА). Отмечено, что система СЛГ
содержит следующие сертификаты: организации-разработчика, типа ЛА,
эксплуатанта, аэродрома и экипажа. При выполнении всех из них возможна
законная продажа, коммерческая или другая эксплуатация ЛА. Показано, что
обоснованный выбор параметров и характеристик вертолета и его агрегатов
возможен только на основе какого-либо критерия эффективности.
В разделе 2 описаны особенности аэромеханики и конструкции
вертолетов соосной схемы, предпринята попытка подготовки к выбору
комплекса его параметров и характеристик.
Анализ конструкций агрегатов соосного вертолета показывает, что часть
из них отличается от применяемых в одновинтовых, другая - совпадает. В
первом случае дано краткое описание отличающейся конструкции. В обоих
случаях изложены методики определения массовых (относительных массовых)
характеристик весовых групп вертолета.
Особое внимание уделено вопросам сближения («схлестывания»)
лопастей и сравнительному анализу аэродинамики соосной схемы. Показано,

31.
32
что несмотря на симметричность схемы учет взаимовлияния несущих винтов в
соосной схеме вызывает определенные трудности при расчете коэффициента
индукции несшей системы.
В разделе 3 рассмотрено весовое проектирование и выбор параметров
вертолетов соосной схемы на примере вертолета Ка-26. Полученные
результаты практически не отличаются от реализованных в Ка-26 уже во
втором приближении.
В общем случае соосную схему следует считать вершиной
конструкторского искусства проектирования вертолетов, достигнутой ВНТК
им. Н.И. Камова. Система управления соосными несущими винтами,
разработанная Н.И. Камовым для летающего мотоцикла Ка-8, в
усовершенствованном виде успешно применяется в настоящее время.
В приложении приведены основные характеристики вертолетных
двигателей.
Все вычисления выполнены студентом В.Е. Плехановым, за что авторы
пособия выражают ему искреннюю признательность.
1. ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ ВЕРТОЛЕТОВ
1.1. Нормы летной годности вертолетов и авиационные правила
Являясь сложным техническим объектом, вертолет в процессе создания
должен удовлетворять целому ряду различных, часто противоречивых
требований. Поэтому с учетом существующих при проектировании любого ЛА
физических, технических и временных ограничений проектирование вертолета
превращается в итерационный процесс поиска компромиссных решений между
этими требованиями, обеспечивающими выбор его параметров.
Важным условием при проектировании является удовлетворение
требований, определяющих назначение, размерность, тип вертолета, его летные
данные, конструктивные, эксплуатационные и экономические характеристики и
т.д. Весь этот комплекс требований содержится в техническом задании на
проектирование вертолета, составляющем вместе с «Нормами летной годности
гражданских вертолетов СССР» (НЛГВ), «Авиационными правилами» (АП),
ГОСТам, ОСТами и т. п. основные нормативные документы,
регламентирующие процесс создания вертолетов.
Требования, предъявляемые к проектируемым вертолетам, условно
можно разделить на две группы:
- общие требования, определяющие уровень технического
совершенства вертолетов;
- специальные требования, позволяющие наиболее полно выполнить
поставленные перед проектируемым вертолетом задачи.
Общие требования к вертолетам наиболее полно изложены в НЛГВ [18] и
АП [19].
Нормы летной годности вертолетов - свод государственных требований к
летной годности гражданских ЛА, направленных на обеспечение безопасности
полетов. Учитывая, что безопасность полета обеспечивается авиационной

32.
33
транспортной системой (АТС), составной частью которой является ЛА,
соответствие ЛА НЛГВ свидетельствует о том, что его конструкция и
характеристики удовлетворяют предъявленным требованиям к безопасности
полета. Следовательно, летная годность ЛА определяется его способностью,
совершать безопасный полет во всем диапазоне установленных для него
ожидаемых условий эксплуатации, учитывая, что остальные компоненты АТС
функционируют нормально.
Требования к летной годности вертолетов, так же как и самолетов,
основываются на нормировании вероятностей возникновения опасных для
жизни людей катастрофических и аварийных ситуаций при отказах различных
агрегатов и бортовых систем.
В нормах летной годности гражданских вертолетов принято, что
вероятности аварийных (а.с) и катастрофических (к.с) ситуаций не должны
соответственно превышать:
- для единичного отказа системы
6 8
а.с. к.с.
10 , 10 ;
P P
 
 
- для возможностей совокупности отказов систем
5 6
а.с. к.с.
10 , 10 .
P P
 
 
Исходя из этих положений, устанавливают требования к летным и
взлетно-посадочным характеристикам вертолета в случае отказов
функциональных систем при возможных изменениях летных характеристик в
процессе эксплуатации.
Первое издание «Норм летной годности гражданских вертолетов СССР»
[19] появилось в 1971 г. В нем содержались требования:
- по обеспечению безопасности полета;
- к летным характеристикам, устойчивости и управляемости
вертолета;
- - к прочности конструкции вертолета;
- к конструкции вертолета, его систем и агрегатов;
- к двигателю, трансмиссии, их системам и агрегатам;
- к системам силовой установки и противопожарной зашиты
вертолета;
- к оборудованию вертолета и двигателя и др.
Выполнение требований к НЛГВ обязательно при проектировании,
производстве, испытаниях, сертификации, допуске к эксплуатации, ремонте,
экспорте и импорте гражданской авиатехники, а также при разработке
государственных и отраслевых стандартов, технических требований и заданий.
Контроль за выполнением НЛГВ осуществляется авиационными регистрами.
Отступления от отдельных требований НЛГВ допускаются, если их
невыполнение компенсируется другими мерами, обеспечивающими
эквивалентный уровень безопасности.
Существуют международные стандарты летной годности и национальные
НЛГВ. Международные стандарты и рекомендации летной годности
разработаны ИКАО и впервые опубликованы в качестве Приложения к

33.
34
Чикагской конвенции. Приложение включает в себя стандарты летной годности
широкого плана и служит основой для разработки национальных НЛГВ,
которые обязано иметь каждое государство-член ИКАО.
Страны-члены ИКАО имеют свои национальные НЛГВ или
распространяют на свою гражданскую авиатехнику действие НЛГВ одной из
передовых авиационных держав. Наибольшим авторитетом среди зарубежных
НЛГВ пользуются нормы США - Federal Aviation Regular (FAR).
Второе издание «Норм летной годности гражданских вертолетов СССР»
(НДГВ-2) было введено в действие в 1987 г. Сравнительный анализ НЛГВ-2 и
части 29 федеральных авиационных правил США (FAR-29) показал, что
устанавливаемые ими уровни безопасности адекватны, хотя в требованиях к
отдельным нормируемым характеристикам имеются отличия по структуре и
содержанию.
«Нормы летной годности винтокрылых летательных аппаратов
транспортной категории» [18] являются частью 29 Авиационных правил (АП-
29). АП-29 гармонизированы по структуре и содержанию с FAR-29
соответствующими поправками (в виде параграфов, пунктов внутри
параграфов, дополнительных разделов).
Структура и содержание АП-29 укрупненно представляются в
следующем виде:
А - ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЙ:
- применимость;
- специальные требования, имеющие обратную силу;
В - ПОЛЕТ:
- летные данные;
- полетные характеристики;
- характеристики управляемости на земле и на воде;
- разные летные требования;
С - ТРЕБОВАНИЯ К ПРОЧНОСТИ:
- нагрузки в полете;
- нагрузки на поверхности и системы управления;
- нагрузки на земле;
- нагрузки на воде;
- требования к основным элементам конструкции;
- условия аварийной посадки;
- оценка усталостной прочности;
D - КОНСТРУКЦИЯ И ИЗГОТОВЛЕНИЕ:

34.
35
- винты;
- системы управления;
- шасси;
- поплавки и корпуса лодок;
- размещение людей и груза;
- пожарная защита;
- средства крепления внешнего груза;
- разное;
Е - СИЛОВАЯ УСТАНОВКА:
- система привода винта;
- топливная система;
- агрегаты и элементы топливной системы;
- масляная система;
- система охлаждения;
- система подачи воздуха;
- выхлопная система;
- органы управления и агрегаты силовой установки;
- пожарная защита силовой установки;
F - ОБОРУДОВАНИЕ:
- приборы, установка;
- электрические системы и оборудование;
- освещение;
- оборудование, обеспечивающее безопасность;
- оборудование различного назначения;
G - ДОПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ
ОБОРУДОВАНИЯ
J - ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ И ИНФОРМАЦИЯ:
- эксплуатационные ограничения;
- маркировка и таблички;
- руководство по летной эксплуатации винтокрылого аппарата.
Специальное авиационное правило -
ОГРАНИЧЕННАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ ВИНТОКРЫЛОГО АППАРАТА
ПО ПРАВИЛАМ ПОЛЕТОВ ПО ПРИБОРАМ.

35.
36
Специальные требования к проектируемому вертолету определяют его
целевое назначение, летно-технические, эксплуатационные в технико-
экономические характеристики, т.е. тактико-технические требования (ТТТ). В
ТТТ содержатся все важнейшие характеристики будущего вертолета, включая
его назначение, грузоподъемность, размеры грузовой кабины, число и тип
двигателей, дальность или продолжительность полета на каком-то
определенном режиме, состав членов экипажа. Указываются также летные
характеристики (статический и динамический потолки, крейсерская и
максимальная скорости, скороподъемность, время набора рабочей высоты,
дальность полета). Кроме летных характеристик в ТТТ приводятся требования
эксплуатационного характера; ресурс основных агрегатов (общий и
межремонтный), трудоемкость технического обслуживания, периодичность
основных регламентных работ и т.п. В зависимости от назначения и класса
вертолета в ТТТ задаются также специальные требования, определяющие
условия эксплуатации вертолета, специфические режимы полета, состав
оборудования и т.д. Таким образом, проектируемый вертолет в основном
(исключая конструктивные формы) определяется задаваемыми тактико-
техническими требованиями, которые наиболее полно излагаются в
техническом задании (ТЗ) на разработку нового вертолета, являющимся
основным документом, определяющим проектно-конструкторскую проработку
нового ЛА.
1.2. Сертификат летной годности
Сертификат летной годности (франц. certificat - удостоверение) -
документ, удостоверяющий соответствие гражданских ЛА определенного типа
требованиям НЛГВ и АП в пределах установленных условий (ограничений)
эксплуатации. СЛГ выдается на основании материалов (чертежи, инструкции,
результаты расчетов, стендовых и летных испытаний и др.). Наличие
сертификата летной годности дает право на допуск гражданского ЛА данного
типа к эксплуатации.
Сертификация гражданских ЛА - система контроля соответствия
характеристик ЛА, его двигателей и оборудования НЛГВ и АП. Сертификация -
эффективное средство обеспечения безопасности и летных качеств ЛА,
способствующее сокращению объемов и сроков доводки и летных испытаний.
Система сертификации предусматривает наличие национальных НЛГВ.
Отечественная система сертификации включает в себя обеспечение
разработчиком выполнения требований при создании ЛА, двигателя и
оборудования и оценку их соответствия нормам на всех этапах создания ЛА, а
также контроль за сохранением летной годности в процессе серийного
производства и эксплуатации ЛА. В сертификации ЛА во главе с
Госавианадзором участвуют: разработчики ЛА, двигателей и оборудования;
НИИ промышленности и гражданской авиации, из которых головными
институтами являются ЛИИ и Государственный институт гражданской
авиации. Основные положения системы сертификации сформулированы в
Правилах сертификации гражданских воздушных судов.

36.
37
НЛГВ и АП определяют, что обязательным условием для допуска ЛА к
эксплуатации является соответствие его действующим НЛГВ и АП,
подтверждаемое сертификатом летной годности и удостоверением о годности к
полетам экземпляра ЛА данного типа. Устанавливаются обязательный порядок
и процедуры проведения всех работ по оценке соответствия ЛА нормам. В
НЛГВ и АП предусмотрены сертификация оборудования и двигателей до
установки на ЛА, сертификация ЛА.
Сертификация проводится с начала проектирования ЛА и включает в себя
широкий комплекс исследований и оценок на каждом из этапов создания
объекта. В сертификации важную роль играет разработка программы, в которой
должны быть предусмотрены все виды работ, а также необходимые средства
(рис. 1.1) [2].
Обеспечение соответствия ЛА требованиям в основном решается на
этапах проектирования, постройки макета и постройки ЛА. На этих этапах, и в
особенности на этапе летных испытаний, производится оценка полноты и
уровня реализации требований НЛГВ и АП в создаваемом ЛА. На этапе
разработки эскизного проекта определяются применимость действующих норм
к создаваемому ЛА и методы оценки его соответствия, формируется программа
сертификации. При дальнейшем проектировании и постройке макета
учитывается значительная часть требований НЛГВ и АП. На макете возможно
достаточно полно оценить кабины пилотов, пассажирские салоны (включая
аварийные выходы, кресла и аварийно-спасательное оборудование), багажно-
грузовые отсеки, состав и расположение бортового оборудования, компоновку
силовой установки и др.
На этапе постройки ЛА в процессе испытаний, проводимых на натурных
и полунатурных стендах, на стенде-тренажере, путем математического
моделирования, а также летных испытаний на летающих лабораториях
отрабатываются функциональные системы ЛА - системы управления,
электроснабжения, навигационно-пилотажные комплексы, системы
жизнеобеспечения. Ведутся исследования последствий отказов
функциональных систем, а также динамики полета с участием летного состава.
В стендовых условиях проводятся детальные испытания конструкции ЛА и его
систем на соответствие требованиям НЛГВ и АП по прочности ЛА. В это же
время должна осуществляться сертификация двигателей и оборудования по
принципу до установки на ЛА. Соглас-
Рис. 1.1. Структурная схема сертификации гражданских ЛА
но этому принципу все изделия, устанавливаемые на ЛА, должны
соответствовать общим для каждой категории изделий. Так, сертификация
оборудования до установки на ЛА включает оценку соответствия техническим
требованиям к оборудованию на основе лабораторных и стендовых испытаний.
В процессе испытаний дается оценка выполнения требований к конструкции,
работоспособности и характеристикам оборудования при воздействии внешних
факторов (вибраций, температуры, давления и др.), оговоренных в нормах.

37.
38
Испытания на стендах, тренажерах в летающих лабораториях позволяют
обеспечить максимальную готовность ЛА к летным испытаниям. Реализация
программы сертификации позволяет к началу летных испытаний завершить
около 60 % сертификационных оценок ЛА и значительно сократить сроки
летных испытаний.
Летные испытания ЛА являются наиболее ответственным и
заключительным этапом сертификации. Они дают возможность всесторонне
проверить ЛА и все его функциональные системы (включая двигатели в
оборудование) в условиях, наиболее близких к реальной эксплуатации.
Количество требований НЛГВ и АП, соответствие которым оценивается
летными испытаниями, составляет около 40 %. Это прежде всего требования к
устойчивости и управляемости, прочности, критическим (предельным)
режимам полета, системам управления, силовой установке и навигационно-
пилотажным комплексам, а также к безопасности полета при отказах
функциональных систем и в экстремальных внешних условиях (обледенение,
низкие метеоминимумы для посадки и др.). Поскольку летные испытания -
один из сложных этапов создания и сертификации ЛА, оказывающий большое
влияние на продолжительность всего цикла создания ЛА, при формировании
программы испытаний важную роль играют такие методы и средства, которые
позволяют максимально интенсифицировать испытания. К ним относятся
проведение летных испытаний одновременно на нескольких ЛА с конкретными
задачами два каждого экземпляра, применение автоматизированной обработки
материалов испытаний в режиме полета и др. Действующие в отечественной
практике положения предусматривают заводские испытания в государственные
сертификационные испытания.
Цель государственных сертификационных летных испытаний - контрольная
оценка и подтверждение соответствия ЛА требованиям НЛГВ и АП. Программа
этих испытаний формируется с учетом объема и результатов заводских
испытаний. При положительной оценке результатов заводских и
государственных испытаний выдается сертификат четной годности на тип ЛА,
дающий право начать эксплуатацию ЛА данного типа.
Изложенное выше понятие сертификата летной годности относится к
сертификации типа летательного аппарата. Между тем система сертификации
включает в себя понятия нескольких видов сертификации:
- организации-разработчика;
- типа ЛА;
- эксплуатанта;
- аэродрома;
- экипажа.
Только в этом случае возможны законная продажа, коммерческая или
другая эксплуатация ЛА.

38.
39
1.3. Критерии оценки эффективности и оптимизации параметров
вертолета
Уравнение существования ЛА не отвечает на вопрос о целесообразности
выбранного комплекса параметров и характеристик вертолета. Ответ на этот
вопрос дает только использование определенного критерия оценки
эффективности проектируемого вертолета и оптимизация его параметров.
Выполнение заданных требований к вертолету может быть достигнуто
различными способами. Задача оптимального проектирования заключается в
достижении желаемого результата, обеспечивающего получение максимума
(или минимума) некоторой целевой функ- Ш1И - критерия эффективности,
который позволил бы комплексно ©ценить степень совершенства и применения
вертолета. Выбор критерия является сложной и ответственной задачей, так как
не всегда возможно все многообразие параметров и характеристик вертолета
свести к одному или нескольким показателям. Ошибки в выборе критерия
приводят к излишним затратам сил и средств в процессе создания и
эксплуатации вертолета из-за неправильной оценки объекта проектирования.
Классический подход к формированию критерия оценки эффективности ЛА
заключается в сопоставлении полезного эффекта от использования аппарата и
затрат на реализацию этого эффекта.
В общем случае к критериям оценки предъявляются следующие, основные
требования [б];
- критерий должен быть измеряемой (счетной) величиной, способ расчета
которой известен;
- критерий должен учитывать основную цель, ради которой создается
объект, а также условия и ограничения эксплуатации;
- критерий должен включать те параметры и характеристики объекта,
влияние которых требуется оценить или которые необходимо оптимизировать;
с
- необходимо, чтобы на каждом этапе проектирования критерий были
непротиворечивыми;
- желательно, чтобы на всех этапах проектирования критерий был
единственным.
Последнее требование выражается в виде пожелания, так как иногда трудно
отдать предпочтение какому-либо единственному критерию и необходимо
знать решения по нескольким возможным критериям.
Анализ системы критериев оптимизации позволяет выделить три основных
фактора, являющихся частными показателями оценки функциональной
эффективности вертолета [26]:
- весовое совершенство ЛА, характеризуемое соотношениями между
массами весовых групп;
- полетная производительность, характеризующая объем полезной работы,
выполняемой аппаратом в единицу времени;
- топливная экономичность полета аппарата.