Расчет потребной мощности двигательной установки

3.5.5 Расчет потребной мощности двигательной установки

Для расчета потребной мощности двигательной установки выбирается максимальной значение удельной приведенной мощности:

.

Потребная мощность N двигательной установки вертолета будет равна:

,

где m₀₁ - взлетная масса вертолета,

g = 9.81 м²/с - ускорение свободного падения.

 Вт,

3.6 Выбор двигателей

Принимаем два турбовальных двигателя ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) общей мощность каждого N=1,405∙10⁶ Вт

Двигатель ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3) предназначен для установки на вертолеты новых поколений, а также для замены двигателей на существующих вертолетах для повышения их летно-технических характеристик. Он создан на базе серийного сертифицированного двигателя ТВ3-117ВМА и производится на ФГУП «Завод имени В.Я. Климова».

4. Расчет массы топлива

Для расчета массы топлива, обеспечивающей заданную дальность полета, необходимо определить крейсерскую скорость V_кр. Расчет крейсерской скорости выполняется методом последовательных приближений в следующей последовательности:

а) принимается значение крейсерской скорости первого приближения:

км/час;

б) рассчитывается коэффициент индукции I_э:

 при  км/час

 при  км/час

в) определяется удельная мощность , потребная для привода несущего винта в полете на крейсерском режиме:

,

где  - максимальное значение удельной приведенной мощности двигательной установки,

 - коэффициент изменения мощности в зависимости от скорости полета V_кр1, рассчитываемый по формуле:

.

г) Рассчитывается крейсерская скорость второго приближения:

.

д) Определяется относительное отклонение скоростей первого и второго приближения:

.

При  производится уточнение крейсерской скорости первого приближения V_кр1, она принимается равной рассчитанной скорости второго приближения . Затем расчет повторяется с пункта б) и заканчивается при условии .

Удельный расход топлива  рассчитывается по формуле:

,

где  - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от режима работы двигателей,

 - коэффициент изменения удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета,

 - удельный расход топлива на взлетном режиме.

В случае полета на крейсерском режиме принимается:

;

;

 при  кВт;

 при  кВт.

 кг/Вт∙час,

Масса топлива затрачиваемого на полет m_т будет равна:

где - удельная мощность, потребляемая на крейсерской скорости,

- крейсерская скорость,

L - дальность полета.

 кг.

5. Определение массы узлов и агрегатов вертолета.

5.1 Масса лопастей несущего винта определяется по формуле:

,

где R - радиус несущего винта,

s - заполнение несущего винта,

 кг,

5.2 Масса втулки несущего винта рассчитывается по формуле:

,

где k_вт - весовой коэффициент втулок современных конструкций,

k_л – коэффициент влияния числа лопастей на массу втулки.

В расчете можно принять:

 кг/кН,

,

следовательно, в результате преобразований мы получи:

Для определения массы втулки несущего винта необходимо рассчитать действующую на лопасти центробежную силу N_цб (в кН):

,

 кН,

кг.

5.3 Масса системы бустерного управления, в которую входят автомат перекоса, гидроусилители, гидросистема управления несущим винтом рассчитывается по формуле:

,

где b – хорда лопасти,

k_бу - весовой коэффициент системы бустерного управления, который можно принять равным 13,2 кг/м³.

 кг.

5.4 Масса системы ручного управления:

,

где k_ру - весовой коэффициент системы ручного управления, принимаемый для одновинтовых вертолетов равным 25 кг/м.

 кг.

5.5 Масса главного редуктора зависит от крутящего момента  на валу несущего винта и рассчитывается по формуле:

,

где k_ред – весовой коэффициент, среднее значение которого равно 0,0748 кг/(Нм)^0,8.

Максимальный крутящий момент  на валу несущего винта определяется через приведенную мощность двигательной установки N и частоту вращения винта w:

,

где x₀ - коэффициент использования мощности двигательной установки, значение которого принимается в зависимости от взлетной массы вертолета m₀:

 при m₀ < 10 тонн

 при 10