Размещено на http://www.allbest.ru/

7

Московский Авиационный институт

(технический университет)

Курсовая работа по предмету:

Аэродинамический расчет вертолета

на тему:

“Расчет аэродинамических характеристик вертолета Хьюз-500Е”

Выполнил студент гр. У1-301:

Шевляков П. А.

Проверил преподаватель:

Шайдаков

Москва 2007

Оглавление

Схема вертолета Хьюз-500Е

Технические данные вертолета Хьюз-500Е

Аэродинамические характеристики элементов вертолета

1. Аэродинамические характеристики фюзеляжа

2. Аэродинамические характеристики крыльев и хвостового оперения

3. Сопротивление втулок несущих и рулевых винтов

4. Сопротивление шасси и других выступающих элементов

Определение границ срыва на различных высотах

Определение коэффициента подъемной силы су

Расчет мощности, необходимой для вращения несущего винта

1. Определение профильной мощности

2. Определение индуктивной мощности

3. Мощность на преодоление сопротивления вертолета (вредная мощность)

4. Определение мощности, потребной для горизонтального полета

Расчет располагаемой мощности

Расчет расхода топлива

Библиография

Схема вертолета Хьюз-500Е

Технические данные вертолета Хьюз-500Е

ХЬЮЗ - 500Е, США, пассажирский

ВЕРТОЛЕТ

1

2

3

4

5

6

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

7

8

9

10

Экипаж

1

МАССА, кг. ОТНОСИТЕЛЬНАЯ МАССА, %

взлетн. макс.

1610 пер.

118,4*

КРЫЛО

размах

масса

1360

1360-20?С

p = G / F, кг/м2

26,5*

31,4*

взлетн. норм.

1360

100

площадь

скорость макс. на высоте

282 нп

N = NУM / G, кВт/кг

0,230*

0,194*

снаряженного

удлинение

скорость макс. на высоте

Vкр GН, км/ч

134 * мк

пустого

угол. заклинения

скорость макс. кр. на высоте

258/0

Vкр GН, т·км/ч

182*

служ. нагр.

ФЮЗЕЛЯЖ

длина

7,0*

скорость макс. кр. на высоте

250/1,53

год н.р., 1 п., с.в.

280182

12,82

груза и топл. макс.

ширина макс.

1,5*

скорость эконом. на высоте

238/0

пасс., дес., ран.

4 - 6

груза и топл. норм.

высота макс.

1,8*

скорость эконом. на высоте

220/1,53

lг, bг, hг

9,4

2,67 вт

нагрузки макс.

956*

диаметр экв.

1,74*

скороподъемн. вертикальн.

4,62

lсл, bсл, hсл

нагрузки норм.

70*

51,9*

площ. миделя

2,38*

скороподъемность макс.

9,53

lн-р, lкор

4,67

7,29

платн. нагр. макс.

площ. поверхнос.

22,0*

скороподъемн. с 1 отказ. дв.

ресурс

платн. нагр. норм.

объем

6,2*

потолок статический

2286

1372

СИЛОВАЯ УСТАНОВКА

Аллисон 250-С20В, США

крыла

КАБИНА

длина

2,44

потолок статический у земли

2590

1830

кол. и тип

1 ТВД, 420 л.с.

лопастей

50*

ширина макс.

1,31

потолок динамический

4481

режим

взл 5ґ

Мпрод

Кр 75%

втулок

41*

высота макс.

1,32

потолок дин. с 1 отказ. дв.

N, кВт

3/3

298

207

нес. винтов

91*

площ. пола

дальность

473

Cе, кг/кВт·ч

0,396

0,432

трансмиссии

89*

объем кабины

с резервом топлива

0

Nогр, кВт

280

261

силов. установки

136*

объем багажн.

0,31

с запасом топлива

181

nдв, 60/с

6016

6016

6016

подъемн. установки

316*

ОПЕРЕНИЕ

размах г.о.

1,6*

с грузом

nнв, 60/с

478* 1)

фюзеляжа

147*

площадь г.о.

0,76*

километр. расход топлива

0,383*

nрв, 60/с

3075* 1)

оперен. и Р. В.

12*

удлинение г.о.

3,4*

относит. 100 км расход

3,01*

масса; уд. масса

71,5

0,228*

шасси

32*

сужение г.о.

0,55*

дальность на высоте

515/1,53

высотность, ресурс

1300*

конструкции

282*

плечо г.о.

4,9*

относит. 100 км расход

2,78*

год выпуска, цена

оборуд. и управл.

152*

высота в.о.

перегоночн. дальность

колич. пропел., диаметр

корпуса

343*

площадь в.о.

0,56*

с запасом топлива

колич. лопастей, nвр, 60/с

НЕСУЩИЙ И РУЛЕВОЙ ВИНТЫ

тип

плечо в.о.

продолжительность

ёмкость баков, л

240 +

79,5 д.б.

диаметр

8,08

1,4

ШАССИ

тип и кол. опор

л

Примечания 1) i = 12,594; ip = 1,956 ДGп = -0,37% ист. инф. 186, 186дв.

Производство до 1985 г. Выпуск 140

омет. площадь

51,3*

1,54*

колея

1,96

коэф. заполнения

0,0674*

0,125*

база

сужение лопасти

1,0

колеса

крутка лопасти

давление, кПа

хорда лопасти

0,171

0,138

проф. концев.

проф. корнев.

сконц.

скорн.

щR

202*

225*

сТ/д

0,154*

0,162*

Мо

0,596*

Vм

0,387*

Мv

0,827*

Т

1540*

99*

Мк

460*

оз0

0,598*

Размещено на http://www.allbest.ru/

Аэродинамические характеристики элементов вертолета

1. Аэродинамические характеристики фюзеляжа

расчет мощность вращение винт

Коэффициент сопротивления фюзеляжа в первом приближении можно определить по формуле:

,

где:

k_б - коэффициент, учитывающий изменение сопротивления по углу атаки фюзеляжа б_ф;

с_xf - коэффициент трение плоской пластины при числе Re = Re_ф;

F_ф - полная смачиваемая поверхность фюзеляжа;

- коэффициент, учитывающий влияние удлинения фюзеляжа на его сопротивление;

S_мф - площадь миделя фюзеляжа;

Дс_{х н}, Дс_{х ц}, Дс_{х хв} - коэффициенты, учитывающие увеличение сопротивления за счет формы носовой, центральной и хвостовой частей фюзеляжа или хвостовой балки;

Дс_хнад - коэффициент сопротивления надстроек, установленных на фюзеляже (подвесные топливные баки и т. п.)

,

где:

V = 13,88 м/с - скорость набегающего потока;

l_ф = 7,0 м - длина фюзеляжа;

х = 1,71·10⁵ - коэффициент кинематической вязкости, зависящий от атмосферных условий (р_а = 760 мм. рт. ст., t = 15 ?С).

По графику с_xf = f (Re), представленному на рисунке 3.2 [1], определим коэффициент трения, зависящий от состояния пограничного слоя с_xf.

с_{xf H = 0} = 0,0021;

с_{xf H = 2000} = 0,0022.

По графику = f (л_ф), представленному на рисунке 3.3 [1] определим = 1,35

,

где: d_эф = 1,74 - эквивалентный диаметр фюзеляжа.

Выражение определяет коэффициент сопротивления фюзеляжа, как тела вращения, при б_ф = 0.

Подставив в это выражение F_ф = 22,0 м² и S_мф = 2,38 м² получим:

Коэффициент сопротивления носовой части фюзеляжа принимаем Дс_{x н} = 0.

Коэффициент Дс_{x ц} учитывает отличие формы поперечного сечения средней части фюзеляжа от круга. Для прямоугольного сечения Дс_{x ц} = 0,015…0,018.

Выбираем Дс_{x ц} = 0,016.

На рисунке 3.7 [1] представлена зависимость k_б = f (б_ф), где для схемы вертолета №2 k_б принимает следующие значения:

бф	kб	бф	kб	бф	kб
-10?	1,1	-3?	0,95	4?	1,2
-9?	1,06	-2?	0,97	5?	1,28
-8?	1,02	-1?	0,98	6?	1,34
-7?	0,99	0?	1,0	7?	1,45
-6?	0,97	1?	1,05	8?	1,55
-5?	0,95	2?	1,1	9?	1,68
-4?	0,93	3?	1,15	10?	1,78

Форма хвостовой части фюзеляжа очень сильно влияет на его сопротивление. При отрыве потока в этой области возникает пониженное давление, что приводит к появлению так называемого донного сопротивления.

Для того, чтобы избежать отрыва потока хвостовая часть фюзеляжа должна иметь плавное сужение.

При удлинении л_хв > 2 донное сопротивление Дс_{x хв} исчезает, поскольку обтекание становится практически безотрывным.



- поперечное сужение хвостовой балки,

где: l_хв = 4,56 - длина хвостовой балки.

Тогда Дс_{x хв} = 0,035 при б_ф = 0 (рисунок 3.19 [1]).

Коэффициент сопротивления надстроек, выходящих за мидель фюзеляжа, определяем по формуле:

Таким образом, коэффициент сопротивления фюзеляжа составит:

2. Аэродинамические характеристики крыльев и хвостового оперения

Коэффициент сопротивления горизонтального оперения определим по формуле:

с_хго = с_хр0 + Дс_х,

где:

с_хр0 = 0,008;



Дс_х = 0,0006 - добавочный коэффициент, учитывающий наличие заклепок и технологическую неровность поверхности.

с_хго = 0,008+0,0006 = 0,0086

Коэффициент сопротивления вертикального оперения определим по той же формуле, что и с_хго для значений с_хр = 0,004 и Дс_х = 0,0006. Получим:

с_хво = 0,004+0,0006 = 0,0046

3. Сопротивление втулок несущих и рулевых винтов

Коэффициент сопротивления втулок НВ и РВ с механическими шарнирами, отнесенный к максимальной площади их боковой проекции с_х = 1,2…1,4. Для рулевого винта принимаем с_х = 1,3. S_рв = 0,02 м². Величину c_x·S для несущего винта определим для значений с_х = 1,3. S_нв = 0,06 м².

4. Сопротивление шасси и других выступающих элементов

Сопротивление неубирающегося шасси определяется как сумма сопротивлений колес, стоек и подкосов.

На вертолете Хьюз-500Е установлено полозковое шасси.

Основная доля сопротивления шасси приходится на амортизационные стойки. Для подсчитанной площади шасси S_ш = 0,06 м² и с_x = 1,0 получаем с_xi · S_i = 0,06 м².

Коэффициенты сопротивления посадочного и проблескового огней, а так же антенны и других выступающих элементов определяем по таблице 2.2 учебного пособия [1].



Сводка лобовых сопротивлений

Наименование элемента вертолета	сxi	Si , м2	сxi · Si, м2
Фюзеляж	0,0856	2,38	0,203728
	0,0869		0,206822
Втулка НВ	1,3	0,06	0,078
Втулка РВ	1,3	0,02	0,026
Горизонтальное оперение	0,0086	0,76	0,006536
Вертикальное оперение	0,0046	0,56	0,002576
Шасси	1,0	0,06	0,06
Посадочный огонь	1,0	0,03	0,03
Проблесковый огонь	1,0	0,03	0,03
Антенна и некоторые выступающие элементы	1,0	0,01	0,01
Итого:			0,44684
			0,449934

бф	kб	У сxi·Si ·kб при Н = 0	У сxi·Si ·kб при Н = 2000
-10?	1,1	0,491524	0,494927
-9?	1,06	0,47365	0,47693
-8?	1,02	0,455777	0,458933
-7?	0,99	0,442372	0,445435
-6?	0,97	0,433435	0,436436
-5?	0,95	0,424498	0,427437
-4?	0,93	0,415561	0,418439
-3?	0,95	0,424498	0,427437
-2?	0,97	0,433435	0,436436
-1?	0,98	0,437903	0,440935
0?	1,0	0,44684	0,449934
1?	1,05	0,469182	0,472431
2?	1,1	0,491524	0,494927
3?	1,15	0,513866	0,517424
4?	1,2	0,536208	0,539921
5?	1,28	0,571955	0,575916
6?	1,34	0,598766	0,602912
7?	1,45	0,647918	0,652404
8?	1,55	0,692602	0,697398
9?	1,68	0,750691	0,755889
10?	1,78	0,795375	0,800883

Здесь должен быть представлен график зависимости c_xi·S_i·k_б = f(б)

Определение границ срыва на различных высотах

Критическая скорость V_кр определяется по графику

,

представленному на рисунке 5.13 [2]. Здесь

,

где: у = 0,0674 - коэффициент заполнения;

с_ymax = 1,25

Аэродинамический коэффициент силы тяги несущего винта определяем по формуле:

- тяга винта;

m_взл = 1610 - взлетная масса вертолета;

щR = 202 м/с - окружная скорость концов лопастей;

R = 4,04 м - радиус несущего винта вертолета.

H, м	0	1000	2000	3000	4000
с, кг/м3	1,226	1,112	1,007	0,909	0,820

>

>

>

>

>

Н, м	0	1000	2000	3000	4000
мкр	0,36	0,32	0,30	0,25	0,22

(км/ч)

км/ч

км/ч

км/ч

км/ч

км/ч

Здесь должен быть представлен график зависимости V_кр = f(Н)

Среднее значение с_у по диску несущего винта определяем по формуле:

,

Здесь ж = 0,94 - коэффициент концевых потерь;

k_Т = 1,0 - коэффициент, учитывающий влияние формы лопасти на величину силы тяги.

Определение коэффициента подъемной силы с_у

м = 0,1; м = 0,2; м = 0,3; Н = 0 км;

ш = 0; ; ; ; ; ; ; ; .

c_y(ш) = c_y0 · f(ш)

Для м = 0,1



ш	0
f(ш)	1,01	0,842677	0,784974	0,842677	1,01	1,229551	1,340708	1,229551	1,01
cy(ш)	0,597648	0,498637	0,464493	0,498637	0,597648	0,727562	0,793337	0,727562	0,597648

Для м = 0,2

ш	0
f(ш)	1,04	0,733881	0,644628	0,733881	1,04	1,56892	1,902439	1,56892	1,04
cy(ш)	0,589274	0,415824	0,365252	0,415824	0,589274	0,888965	1,07794	0,888965	0,589274

Для м = 0,3

ш	0
f(ш)	1,09	0,658338	0,550505	0,658338	1,09	2,078905	2,868421	2,078905	1,09
cy(ш)	0,576794	0,348371	0,29131	0,348371	0,576794	1,100091	1,517878	1,100091	0,576794

Здесь должен быть представлен график зависимости с_у = f(ш)

Расчет мощности, необходимой для вращения несущего винта

1. Определение профильной мощности

Результаты расчетов профильной мощности для удобства пользования обычно представляются в безразмерном виде. Безразмерный коэффициент профильной мощности находится по формуле:



откуда:

Для приближенного определения m_p используется формула:

,

где: с_xp0 - осредненный по диску винта коэффициент профильного сопротивления.

Величина с_xp0 находится в зависимости от среднего по диску винта значения с_у, которое определяется по формуле Л. С. Вильдгрубе:

,

где: k_p и k_Т - коэффициенты Л. С. Вильдгрубе, учитывающие влияние формы лопасти в плане на величину профильной мощности и силу тяги. Принимаем

k_p = 1,0; k_Т = 1,0.

Здесь:

с_Т = 0,01268 - аэродинамический коэффициент силы тяги несущего винта на высоте Н = 0, рассчитанный в предыдущем разделе;

щR = 202 м/с - окружная скорость концов лопастей;

R = 4,04 м - радиус несущего винта вертолета;

у = 0,0674 - коэффициент заполнения несущего винта вертолета;

с - плотность воздуха на высоте.

По графику, представленному на рисунке 5.6 [2] определяем величину с_xp0.

Полученные данные сведем в таблицу.

Для Н = 0 м

V, км/ч	0	50	100	150	200	250	300	350
, м/с	0	0,0688	0,1375	0,2063	0,2750	0,3438	0,4125	0,4813
су0	0,56439	0,56121	0,55187	0,53698	0,51743	0,49429	0,46867	0,44163
сxp0	0,013	0,0135	0,014	0,014	0,0145	0,015	0,016	0,019
mp	0,000219	0,000233	0,000258	0,000286	0,000337	0,000402	0,000499	0,000691
Np, Вт	56750,6	60326,35	66894,56	74117,72	87238,37	104177	129283,2	179011,2

Для Н = 2000 м

V, км/ч	0	50	100	150	200	250	300	350
, м/с	0	0,0688	0,1375	0,2063	0,2750	0,3438	0,4125	0,4813
су0	0,68724	0,68336	0,67199	0,65386	0,63005	0,60188	0,57069	0,53776
сxp0	0,015	0,016	0,017	0,018	0,02	0,025	0,03	0,034
mp	0,000253	0,000276	0,000314	0,000368	0,000464	0,000670	0,000936	0,001236
Np, Вт	53784,53	58726,25	66719,18	78271,84	98834,49	142613,1	199105,1	263114,4



2. Определение индуктивной мощности

Безразмерный коэффициент индуктивной мощности m_i найдем из формулы подобия:

>

Величину m_i можно определить по формуле:

,

где:

c_Т - аэродинамический коэффициент силы тяги несущего винта;

- средняя по диску нормальная составляющая индуктивной скорости;

- коэффициент индукции одиночного несущего винта, учитывающий неравномерность распределения аэродинамической нагрузки по диску;

ж - коэффициент концевых потерь;

- коэффициент взаимовлияния, учитывающий взаимное индуктивное влияние несущего винта двухвинтовых вертолетов;



,

где:

д - угол наклона оси вихревого цилиндра (определяется из графика, представленного на рисунке 3.2 [2]);

б - угол атаки, отсчитываемый от плоскости концов абсолютно жестких лопастей. Принимаем б = - 10?.

Полученные данные сведем в таблицу.

Для Н = 0 м

V, км/ч	0	50	100	150	200	250	300	350
, м/с	0	0,0688	0,1375	0,2063	0,2750	0,3438	0,4125	0,4813
, м/с	0	1,184	2,368	3,552	4,736	5,920	7,104	8,288
д	90?	39?	23?	17?	13?	12?	12?	11?
	0,0581	0,0353	0,0217	0,0153	0,0118	0,0095	0,0080	0,0069
	1,04	1,07	1,13	1,17	1,26	1,36	1,46	1,55
mi	0,000815	0,00051	0,00033	0,000242	0,0002	0,000175	0,000158	0,000144
Ni, Вт	211065,7	132099,5	85559,05	62661,23	51845,42	45390,03	40938,29	37423,39

Для Н = 2000 м

V, км/ч	0	50	100	150	200	250	300	350
, м/с	0	0,0688	0,1375	0,2063	0,2750	0,3438	0,4125	0,4813
, м/с	0	1,073	2,146	3,219	4,292	5,365	6,438	7,511
д	90?	45?	26?	18?	14?	13?	12?	11?
	0,0641	0,0418	0,0260	0,0184	0,0142	0,0116	0,0097	0,0084
Jv	1,04	1,07	1,13	1,17	1,26	1,36	1,46	1,55
mi	0,001095	0,000735	0,000482	0,000354	0,000294	0,000258	0,000233	0,000214
Ni, Вт	232942,5	156461,3	102553,4	75406,12	62667,03	55004,37	49655,19	45438,59

3. Мощность на преодоление сопротивления вертолета (вредная мощность)

Мощность, необходимая на преодоление сопротивления рассчитывается по формуле:

H, м	0	2000
с, кг/м3	1,226	1,007

V, км/ч	0	50	100	150	200	250	300	350
Nх Н=0, Вт	0	733,8631	5870,904	19814,3	46967,24	91732,88	158514,4	251715
Nх Н=2000, Вт	0	606,947	4855,576	16387,57	38844,61	75868,38	131100,6	208182,8

4. Определение мощности, потребной для горизонтального полета

Потребную для горизонтального полета мощность N_р находим по следующей формуле:

,

где:

N_p - профильная мощность;

N_i - индуктивная мощность;

N_x -- вредная мощность;

Для Н = 0 м

V, км/ч	Np, Вт	Ni, Вт	Nx, Вт	Nп, Вт
0	56750,6	211065,7	0	267816,3
50	60326,35	132099,5	733,8631	193159,7
100	66894,56	85559,05	5870,904	158324,5
150	74117,72	62661,23	19814,3	156593,2
200	87238,37	51845,42	46967,24	186051
250	104177	45390,03	91732,88	241299,9
300	129283,2	40938,29	158514,4	328735,9
350	179011,2	37423,39	251715	468149,7

Для Н = 2000 м

V, км/ч	Np, Вт	Ni, Вт	Nx, Вт	Nп, Вт
0	53784,53	232942,5	0	286727
50	58726,25	156461,3	606,947	215794,5
100	66719,18	102553,4	4855,576	174128,1
150	78271,84	75406,12	16387,57	170065,5
200	98834,49	62667,03	38844,61	200346,1
250	142613,1	55004,37	75868,38	273485,9
300	199105,1	49655,19	131100,6	379860,8
350	263114,4	45438,59	208182,8	516735,8

Расчет располагаемой мощности

Располагаемая мощность, подводимая к несущему винту вертолета, рассчитывается по формуле:

,

где:

N_д - суммарная мощность двигателей при определенной степени их дросселирования, заданных атмосферных условиях, высоте и скорости полета;

о_У - суммарный коэффициент использования мощности.

Приближенно можно считать:

,

где:

о = 0,93 - коэффициент, учитывающий потери мощности в трансмиссии, на привод различных агрегатов и др.;

о_РВ - коэффициент, учитывающий потери мощности на привод рулевого винта одновинтового вертолета.

Коэффициент о_РВ рассчитывается по формуле:

,

где:

N_PB - мощность, идущая на привод рулевого винта.

Затраты мощности на привод рулевого винта на режиме висения приближенно можно определить по графику, представленному на рисунке 6.1 [2], зависящие от относительного радиуса рулевого винта.

>

Если на вертолете установлен газотурбинный двигатель, его мощность определяется по формуле:

,

где:

N_{д взл} = 280 кВт - максимальная (взлетная) мощность двигателя при стандартных атмосферных условиях и нулевой скорости полета;

= 1,0 - степень дросселирования двигателя, определяющая режим его работы;

- относительное изменение мощности от высоты.

Принимаем и - из рисунка 6.3 [2];

- относительное изменение мощности от скорости полета, которое определим по графику, представленному на рисунке 6.4 [2];

V, км/ч	0	50	100	150	200	250	300	350
	1,0	1,005	1,01	1,012	1,018	1,03	1,05	1,065

- относительное изменение мощности от температуры окружающего воздуха. Принимаем, что

и (из рисунка 6.5 [2])

Полученные значения суммарной мощности двигателей при определенной степени их дросселирования, заданных атмосферных условиях, высоте и скорости полета для удобства сведем в таблицу.



V, км/ч	0	50	100	150	200	250	300	350
Nд Н=0, Вт	280000	281400	282800	283360	285040	288400	294000	298200
Nд Н=2000, Вт	240349,2	241550,9	242752,7	243233,4	244675,5	247559,7	252366,7	255971,9

Для полученных значений суммарной мощности определим значения располагаемой мощности двигателя:

V, км/ч	0	50	100	150	200	250	300	350
Nрасп Н=0, Вт	265524	266851,6	268179,2	268710,3	270303,4	273489,7	278800,2	282783,1
Nрасп Н=2000, Вт	227923,1	229062,8	230202,4	230658,2	232025,8	234760,8	239319,3	242738,2

Здесь должен быть представлен график зависимости

N_p, N_i, N_x = f(V) на высоте Н = 0



Здесь должен быть представлен график зависимости

N_p, N_i, N_x = f(V) на высоте Н = 2000

Расчет расхода топлива

Для определения максимальной продолжительности и дальности полета необходимо иметь зависимость удельного расход топлива двигателя (, кг/кВт·ч) от режима их работы, скорости полета и атмосферных условий. Приближенно они могут быть определены по формуле:

Здесь:



-

удельный расход топлива при взлетной мощности;

- его изменение в зависимости от высоты и скорости полета, температуры окружающего воздуха и степени дросселирования двигателя.

(по рисунку 6.3 [2])

(по рисунку 6.3 [2])

(по рисунку 6.4 [2])

(по рисунку 6.4 [2])

(по рисунку 6.6 [2])

Километровый расход топлива рассчитывается по формуле:

,

где:

N_п - потребная мощность на заданной высоте и скорости горизонтального полета;

- удельный расход топлива двигателя;

о_У - суммарный коэффициент использования мощности.

Часовой расход топлива рассчитывается по формуле:



Полученные величины сведем в таблицу.

Для Н = 0 м

V, км/ч	0	50	100	150	200	250	300	350
	1	1	1	0,995	0,983	0,975	0,962	0,957
	0,4039	0,4039	0,4039	0,4019	0,3971	0,3938	0,3886	0,3866
Nп, кВт	267,9162	193,2318	158,3752	156,6315	186,0831	241,3282	328,7615	468,1731
q, кг/км	0	1,79901	0,73725	0,48366	0,42575	0,43813	0,49075	0,59590
Q, кг/ч	124,7167	89,9507	73,7247	72,5484	85,1503	109,5313	147,2251	208,5663

Для Н = 2000 м

V, км/ч	0	50	100	150	200	250	300	350
	1	1	1	0,995	0,983	0,975	0,962	0,957
	0,3879	0,3879	0,3879	0,3860	0,3813	0,3782	0,3732	0,3712
Nп, кВт	286,7833	215,8374	174,1589	170,0889	200,3659	273,5033	379,8767	516,7504
q, кг/км	0	1,92990	0,77862	0,50441	0,44028	0,47688	0,54460	0,63169
Q, кг/ч	128,2129	96,4950	77,8616	75,6619	88,0552	119,2189	163,3788	221,0908

Максимальная продолжительность полета рассчитывается по формуле:

;

,

где:

m_т - масса топлива, расходуемого в полете. Приближенно величину m_т можно принять равной 85 % от общего запаса топлива.



Максимальная дальность полета рассчитывается по формуле:

Здесь должен быть представлен график зависимости

Q, q = f (V) на высоте Н = 0

Здесь должен быть представлен график зависимости

Q, q = f (V) на высоте Н = 2000

Библиография

1. Игнаткин Ю. М. Аэродинамический расчет вертолета. М.: МАИ, 1987.

2. Шайдаков В. И., Трошин И. С., Игнаткин Ю. М., Артамонов Б. Л. Алгоритмы и программы расчетов в задачах динамики вертолета. М.: МАИ, 1984.

3. Шайдаков В. И. Аэродинамический расчет вертолета. М.: МАИ, 1988.

Размещено на Allbest.ru