АЕРОДИНАМІЧНА КОМПОНІВКА Гвинтокрила
ВЕРТОЛІТ МІ-8МТ
ВСТУП
Військово-транспортний вертоліт Мі-8МТ із двома турбувальними двигунами ТВ3-117МТ (ВМ) призначений для перевезення людей та різних вантажів у вантажній кабіні, а також для транспортування вантажів на зовнішній підвісці.
Зовнішній вигляд вертольота
Вертоліт Мі-8МТ застосовується у таких варіантах:
- без додаткових паливних баків (для перевезення у вантажній кабіні вантажів загальною вагою до 4000 кг);
- з одним додатковим паливним баком;
- із двома додатковими паливними баками;
- для транспортування вантажів на зовнішній підвісці вагою до 3000 кг.
2. Десантний – для перевезення десантників з особистою зброєю (24 десантники на МТ, 30 десантників на МТВ-3).
- з носилочними пораненими (максимально 12 осіб) у супроводі медпрацівника;
- комбінований (максимально 12 чол.-3 носилкових та 17 сидячих поранених або 15 сидячих поранених та один додатковий паливний бак).
4. З обладнанням ВМР-2.
АЕРОДИНАМІЧНА КОМПОНІВКА
ВЕРТОЛІТА. ОСНОВНІ ТАКТИКО-
ТЕХНІЧНІ ДАНІ
ПОНЯТТЯ «АЕРОДИНАМІЧНА КОМПОНІВКА»
Під аеродинамічною компоновкою літального апарату розуміють зовнішні форми та способи поєднання його частин, що створюють у польоті основні аеродинамічні сили та моменти.
Стосовно гелікоптерів аеродинамічна компоновка характеризується:
- кількістю та розташуванням несучих гвинтів;
- формами (обведеннями) фюзеляжу;
- типом та розташуванням силової установки;
- наявністю, розташуванням та формами крила та оперення;
- кількістю та формами виступаючих у потік елементів.
Головною та значною мірою визначальною ознакоюАеродинамічного компонування вертольота є кількість несучих гвинтів та їх розташування.
Військово-транспортний вертоліт Мі-8МТ, спроектований та побудований за одногвинтовою схемою з кермовим гвинтом та є подальшим розвитком вертольота Мі-8.
АЕРОДИНАМІЧНА КОМПОНІВКА Гвинтокрила
Фюзеляж вертольота. Фюзеляж вертольота є основним силовим корпусом вертольота і є суцільнометалевим напівмоноко змінного перерізу з гладкою працюючої обшивкою (рис.1.1.).
Рис.1.1. Фюзеляж вертольота
Фюзеляж має три конструктивні роз'єми і включає:
- Кінцеву балку з обтічниками.
Носова частина фюзеляжу є самостійним відсіком, в якому розміщені кабіна екіпажу, органи управління вертольотом, приладове та інше обладнання.
У центральній частині фюзеляжу розташована вантажна кабіна.
Хвостова балка – клеєної конструкції, блочно-стрінгерного типу, має форму зрізаного конуса довжиною 5440мм і складається з каркасу та гладкої працюючої обшивки. До хвостової балки кріпиться стабілізатор та амортизатор хвостової опори.
Кінцева балка призначена для винесення осі обертання кермового гвинта у площину обертання НВ. Вісь кільової балки відхилена вгору на кут 43 0 10 ' по відношенню до осі хвостової балки.
Стабілізатор. На гелікоптері встановлений некерований у польоті стабілізатор, який служить для поліпшення характеристик поздовжньої стійкості (рис.1.2.).
Основні геометричні дані:
- Кут установки щодо осі хвостової балки:
-6 0 – для вертольота МІ-8МТ;
-3 0 – для вертольота МІ-8МТВ-3;
- площа стабілізатора - 2,0 м2.
Стабілізатор має симетричний профіль і складається з правої талівої половини трапецієподібної форми в плані.
На режимах горизонтального польоту, що встановився, кути атаки стабілізатора негативні і підйомна сила створює кабруючий момент. Стабілізатор знаходиться в межах площі, що омітається, тому на висінні в штиль і при малих швидкостях він потрапляє в поле значних індуктивних швидкостей від НВ. При цьому на стабілізаторі виникає спрямована вниз сила, яка створює значний момент, що кабріює.
Гвинт, що несе. Гвинт, що несе, призначений для створення підйомної сили, необхідної для здійснення вертикального набору висоти і поступального польоту вертольота.
Несучий гвинт складається з п'яти лопатей та втулки (рис.1.3.).
Рис.1.3. Гвинт, що несе
Основні геометричні дані:
- діаметр гвинта – 21,3м;
- форма лопаті у плані – прямокутна;
- хорда лопаті - 0,52 м;
- Ометана площа - 356,1 м 2;
- Коефіцієнт заповнення - 0,0777;
- Коефіцієнт компенсатора помаху - 0,5.
Основним силовим елементом лопаті є пресований з алюмінієвого сплаву лонжерон, до полиць і задньої стінки якого приклеюються хвостові відсіки зі стільниковим заповнювачем.
Лопата має геометричну крутку +5 0 в перерізах 1-4 і далі змінюється за лінійним законом до 0 0 на кінці лопаті (рис.1.4.). На відсіках 16 і 17 є тримірні пластини шириною 40мм, що служать для зміни моментних характеристик лопаті при усуненні несоконусності гвинта, що несе (рис.1.5.).
Рис.1.4. Геометрична крутка лопаті
Рис.1.5. Лопаті несучого гвинта
Втулка несучого гвинта призначена для передачі обертання лопатям від головного редуктора, а також для сприйняття та передачі на аеродинамічних фюзеляжсил, що виникають на гвинті, що несе.
Схема втулки – пятилопастная, з рознесеними вертикальними, рознесеними та повернутими горизонтальними та осьовими шарнірами (рис.1.6.).
Завдяки шарнірному зчленуванню лопатей з корпусом втулки значно знижується змінна напруга на втулці і зменшуються моменти аеродинамічних сил, що передаються від гвинта на фюзеляж. Втулка має гідравлічні демпфери для гасіння коливань лопатей щодо вертикальних шарнірів і має компенсатор помаху.
Рис.1.6. Втулка несучого гвинта
Кульовий гвинт - трилопатевий, карданного типу, що тягне, призначений для врівноважування реактивного моменту несучого гвинта і для колійного керування вертольотом. Обертання гвинта здійснюється від головного редуктора через трансмісію. Рульовий гвинт складається з втулки та трьох лопат, і встановлений на фланці вихідного валу хвостового редуктора (рис.1.7.).
Рис.1.7. Рульовий гвинт
Напрямок обертання: за годинниковою стрілкою, якщо дивитися з боку кермового гвинта. Зміна напрямку обертання кермового гвинта (порівняно з вертольотом Мі-8Т) призвела до підвищення ефективності колійного керування, особливо на режимах малих швидкостей. Це з тим, що збільшилася швидкість обтікання лопаті, що призвело до зменшення кутів установки лопатей до створення рівноцінної тяги (рис.1.8.).
Рис.1.8. Трикутники швидкостей лопаті РВ
Рис.1.9. Робота РВ, що штовхає і тягне.
Відносна втрата сили тяги РВ на обдування кіля визначається схемою РВ(штовхаючий або тягне), відстанню між кілем і РВ і площею кіля, що обдувається , Якщо РВ тягне, бічна сила кіля створюється від
безпосереднього обдування кіля індуктивним потоком, що відкидається РВ. Якщо РВ штовхає,індуктивний потік відкидається у вільний повітряний простір, але підсмоктується із зони розташування кіля. Тому втрати тяги РВ, що штовхає, обумовлені, по-перше, силою розрядження на кілі і прилеглої частини хвостової балки, а по-друге, аеродинамічним затіненням гвинта кілем. Для будь-якого типу РВ присутність кіля завжди викликає втрату сили тяги, яка не компенсується незначним екранним ефектом або оптимальним профільуванням кіля.
В кінцевому рахунку, втрата сили тяги РВ залежить від зазору між площиною обертання РВ і кілем, а також від значень площі кіля, що обдувається (рис.1.10.). Для штовхаючого РВ величина в міру наближення РВ до кіля зростає значно інтенсивніше, ніж для тягнучого, проте в практичному діапазоні значень 0,3 0 50 '. +45 '20 0 30'. +20 ' 16 0 20 '
У систему колійного управління включено систему рухомих упорів управління СПУУ-52-1. Вона призначена для автоматичного зміни положення упору, що обмежує максимальну величину кута установки лопат РВ в залежності від щільності повітря з метою запобігання перевантаженню гвинта і трансмісії. При збільшенні густини повітря максимальний кут установки лопат РВ зменшується, а при зменшенні густини повітря – збільшується.
Злітно-посадкові пристрої. Злітно-посадкові пристрої призначені для сприйняття ударних навантажень при посадці вертольота, а також для переміщення вертольота землею при рулюванні та зльоті. До злітно-посадкових пристроїв відносяться (рис.1.11):
- колісне шасі, що не забирається в польоті, обладнане двома головними стійками та передньою стійкою з двома спареними колесами;
- хвостова опора, призначена для запобігання лопатям РВ від пошкоджень при посадці вертольота з великим кутомтангажу.
Рис.1.11. Злітно-посадкові пристрої вертольота