Раз уж зашли вопросы про центровку, пожалуй, распишу на примере вот этого графика для S-76D. Это из сертификата типа H1NE (желающие могут найти его на сайте FAA).
Итак, для многих наших лётчиков, которые не летали на западных типах, эта фигура может показаться удивительной, т.к. у наших вертолётов это, как правило, тупо прямоугольник, в котором установлены две границы "минимальной" и "максимальной" центровки. То есть, грубо говря, как ни танцуй в этих рамках - всё с машиной будет норм.
А вот тут на картинке мы видим сложную фигуру, которую ещё надо понять, как читать. В самом низу у нас одна единственная точка - это точка минимального полётного веса в 3333 кг и вертолёт может находиться в воздухе при такой массе с центровкой строго в одной единственной точке.
При этом по мере загрузки машины, центр масс опускается и диапазон центровок расширяется. И сейчас мы разберём, почему.
Итак, точка отсчёта, т.е. некая точка пересечения конструктивной плоскости вращения НВ и оси вала НВ, расположена на 200", то есть видно, что большая часть диапазона лежит в задних центровках. Как тут уже предъвляли в комментариях, на камовских машинах типа Ка-27/32 и Ка-226, строго наоборот - большая часть или весь диапазон лежит спереди. Чем это обосновано? В первую очередь - расположением топливных баков и их конструкцией. То есть, на сколько плывут центровки при расходе топлива из топливных баков. Так, баки на американских машинах лёгкого, а иногда и среднего класса, чаще всего располагаются позади транспортной кабины и, соответственно, позади уже упомянутой точки отсчёта. Это значит, что при расходе топлива, центровка будет ползти вперёд, а значит, загрузку машины нужно ограничить таким образом, чтобы она была также смещена назад, чтобы уплывающая вперёд в процессе расхода топлива, центровка не вывалилась за предельное переднее ограничение.
При этом, когда мы увеличиваем загрузку машины, центр масс опускается ниже (в сторону пола) и диапазон допустимых центровок расширяется.
<Продолжение следует>
#Познавательное #Проектирование
Итак, для многих наших лётчиков, которые не летали на западных типах, эта фигура может показаться удивительной, т.к. у наших вертолётов это, как правило, тупо прямоугольник, в котором установлены две границы "минимальной" и "максимальной" центровки. То есть, грубо говря, как ни танцуй в этих рамках - всё с машиной будет норм.
А вот тут на картинке мы видим сложную фигуру, которую ещё надо понять, как читать. В самом низу у нас одна единственная точка - это точка минимального полётного веса в 3333 кг и вертолёт может находиться в воздухе при такой массе с центровкой строго в одной единственной точке.
При этом по мере загрузки машины, центр масс опускается и диапазон центровок расширяется. И сейчас мы разберём, почему.
Итак, точка отсчёта, т.е. некая точка пересечения конструктивной плоскости вращения НВ и оси вала НВ, расположена на 200", то есть видно, что большая часть диапазона лежит в задних центровках. Как тут уже предъвляли в комментариях, на камовских машинах типа Ка-27/32 и Ка-226, строго наоборот - большая часть или весь диапазон лежит спереди. Чем это обосновано? В первую очередь - расположением топливных баков и их конструкцией. То есть, на сколько плывут центровки при расходе топлива из топливных баков. Так, баки на американских машинах лёгкого, а иногда и среднего класса, чаще всего располагаются позади транспортной кабины и, соответственно, позади уже упомянутой точки отсчёта. Это значит, что при расходе топлива, центровка будет ползти вперёд, а значит, загрузку машины нужно ограничить таким образом, чтобы она была также смещена назад, чтобы уплывающая вперёд в процессе расхода топлива, центровка не вывалилась за предельное переднее ограничение.
При этом, когда мы увеличиваем загрузку машины, центр масс опускается ниже (в сторону пола) и диапазон допустимых центровок расширяется.
<Продолжение следует>
#Познавательное #Проектирование
Итак, мы достигли наибольшего диапазона центровок на массе 9250-9625 фунтов, т.е. 4195-4377 кг, а дальше снова появились наклонные. Чем они обусловлены? Чтобы ответить на этот вопрос, нужно разобраться, а чем вообще обусловлены ограничения по центровке.
Первое ограничение - по запасу управления. То есть, вы, например, поднимаете вертолёт в воздух и для того, чтобы уравновесить смещение центровки, скажем, вперёд, вы должны отклонить ручку ППУ назад. И в какой-то момент вы упрётесь ручкой в ограничитель. Так вот, для безопасности, считается, что в любом случае у вас должен оставаться запас управления и он накладывает первое ограничение на центровки.
Однако, это никак не объясняет, остальные линии на приведённом графике. И тут вступает в силу устойчивость вертолёта в горизонтальном полёте. То есть, например, известно, что на некоей скорости при определённых центровках, начинается раскачка машины (нарушение требования норм лётной годности об устойчивости вертолёта в полёте). И в этом случае, у вас остаётся выбор - либо зарезать вообще центровки, либо найти те конфигурации положения центра масс, в которых можно безопасно летать и колебания не начнутся. Примерно так и поступают на Западе. Отсюда, мы видим сужение в верхней части графика.
Повторюсь, наши этими тонкостями не заморачиваются, поэтому, по документам получается, что на наших машинах разрешённый диапазон центровок уже, чем на буржуйских аналогах, но есть нюанс (c).
В маркетинговых материалах по S-76D, естественно, будет указан диапазон центровок по максимуму - т.е. по графику от 194 до 210 дюймов, т.е. 16 дюймов или 406,4 мм.
#Познавательное #Проектирование #Аэродинамика
Первое ограничение - по запасу управления. То есть, вы, например, поднимаете вертолёт в воздух и для того, чтобы уравновесить смещение центровки, скажем, вперёд, вы должны отклонить ручку ППУ назад. И в какой-то момент вы упрётесь ручкой в ограничитель. Так вот, для безопасности, считается, что в любом случае у вас должен оставаться запас управления и он накладывает первое ограничение на центровки.
Однако, это никак не объясняет, остальные линии на приведённом графике. И тут вступает в силу устойчивость вертолёта в горизонтальном полёте. То есть, например, известно, что на некоей скорости при определённых центровках, начинается раскачка машины (нарушение требования норм лётной годности об устойчивости вертолёта в полёте). И в этом случае, у вас остаётся выбор - либо зарезать вообще центровки, либо найти те конфигурации положения центра масс, в которых можно безопасно летать и колебания не начнутся. Примерно так и поступают на Западе. Отсюда, мы видим сужение в верхней части графика.
Повторюсь, наши этими тонкостями не заморачиваются, поэтому, по документам получается, что на наших машинах разрешённый диапазон центровок уже, чем на буржуйских аналогах, но есть нюанс (c).
В маркетинговых материалах по S-76D, естественно, будет указан диапазон центровок по максимуму - т.е. по графику от 194 до 210 дюймов, т.е. 16 дюймов или 406,4 мм.
#Познавательное #Проектирование #Аэродинамика
Небольшая иллюстрация-дополнение по центровкам.
Тут показан пример массива ограничений. Так, например, красные линии - это линии ограничения по запасу управления. Из схемы видно, что чем ниже мы опускаемся, тем шире у нас доступный диапазон центровок, соответственно, груз, который располагается на полу, смещает центровку вниз и поэтому позволяет расширить продольный диапазон.
В то же время жёлтым показано, как меняет центровку загрузка топливом, при заднем расположении баков - по выработке топлива она в этом случае движется справа-налево снизу-вверх. И эта же кривая перенесена вперёд-вниз, что демонстрирует, как расход топлива отгрызает переднюю центровку.
Светло-синяя линия показывает ограничения по устойчивости - когда центр масс опасно приближается к аэродинамическому фокусу вертолёта по Z-вой составляющей аэродинамических сил - устойчивость по My. Аналогично есть ограничение для аэродинамического фокуса по Y-составляющей - устойчивость по Mz, но её я тут не изобразил.
Есть также ограничения динамической устойчивости, когда положение фюзеляжа относительно условной оси шарнира отклоняется назад, зарезая при этом центровки на больших скоростях. В этом случае за рубежом принято делать пометки с ограничениями для скоростей, а у нас в этом случае тупо режут диапазон целиком.
Также стоит упомянуть, что иногда диапазоны центровок расширяются по средствам грузов, которые вешаются на хвостовой балке или наоборот в носу. В этом случае такая информация предоставляется в РЛЭ или, как у нас это бывает, в приложении к РЛЭ под названием РЗЦ - руководство по загрузке и центровкам.
В целом, очень часто ограничения в РЛЭ обусловлены спецификой правоприменения норм лётной годности в том или ином регионе и не всегда отражают реальные технические возможности машины.
#Познавательное #Аэродинамика #Проектирование
Тут показан пример массива ограничений. Так, например, красные линии - это линии ограничения по запасу управления. Из схемы видно, что чем ниже мы опускаемся, тем шире у нас доступный диапазон центровок, соответственно, груз, который располагается на полу, смещает центровку вниз и поэтому позволяет расширить продольный диапазон.
В то же время жёлтым показано, как меняет центровку загрузка топливом, при заднем расположении баков - по выработке топлива она в этом случае движется справа-налево снизу-вверх. И эта же кривая перенесена вперёд-вниз, что демонстрирует, как расход топлива отгрызает переднюю центровку.
Светло-синяя линия показывает ограничения по устойчивости - когда центр масс опасно приближается к аэродинамическому фокусу вертолёта по Z-вой составляющей аэродинамических сил - устойчивость по My. Аналогично есть ограничение для аэродинамического фокуса по Y-составляющей - устойчивость по Mz, но её я тут не изобразил.
Есть также ограничения динамической устойчивости, когда положение фюзеляжа относительно условной оси шарнира отклоняется назад, зарезая при этом центровки на больших скоростях. В этом случае за рубежом принято делать пометки с ограничениями для скоростей, а у нас в этом случае тупо режут диапазон целиком.
Также стоит упомянуть, что иногда диапазоны центровок расширяются по средствам грузов, которые вешаются на хвостовой балке или наоборот в носу. В этом случае такая информация предоставляется в РЛЭ или, как у нас это бывает, в приложении к РЛЭ под названием РЗЦ - руководство по загрузке и центровкам.
В целом, очень часто ограничения в РЛЭ обусловлены спецификой правоприменения норм лётной годности в том или ином регионе и не всегда отражают реальные технические возможности машины.
#Познавательное #Аэродинамика #Проектирование
Немного особенностей современного редукторостроения.
В стародавние времена, редукторы делались из условия пропускания максимальной мощности от силовой установки до винта. То есть, если написано на двигателе, что взлётная - 1,5МВт, то пропускная для двух вдижков задавалась в 3МВт. И как бы всем плевать, что такая мощность располагаемая у двигателя может быть только в холодную пору и на уровне моря, вот ради этой единственной точки, которая теоретически могла бы поломать редуктор и делалась вся трансмиссия.
На сколько это разумно? В те времена, когда двигатели управлялись сектором газа - абсолютно, т.к. нельзя было допустить ситуации, когда лётчик вывернул сектор газа и у него разрушился редуктор (или хотя бы просел ресурс).
Однако, на дворе XXI век и в мире появилось уже второе поколение двигателей оборудованным FADEC - системой электронного управления двигателем с полной ответственностью.
Что значит "с полной ответственностью" - это то, что мы даём команду двигателю и мозги в FADEC им управляют. Нет никакого механического сектора газа, есть тщательно резервированная электроника, которая обеспечивает работу двигателя и самодиагностику.
Таким образом, появилась возможность ограничивать выходную мощность двигателя с помощью автоматики, а не чистой термодинамикой. И этим начали пользоваться. Зачем нам нужна эта одна единственная точка на графике, в которой аппарат никогда не будет эксплуатироваться, если можно взять термодинамическую точку на высоте, скажем 1500 метров и зафиксировать её в FADEC, как максимальную и спроектировать трансмиссию под эту величину, а не под эфемерную, которая выше процентов на 20?
И вот таким образом поступают во всём мире (за исключением нашей страны, где по сей день отсутствуют двигатели с полноценным FADEC и соответственно, трансмиссию делают по номиналу).
Примером тому приложенная выше картинка из TD к EC225. Обратите внимание на две сноски - одна "MGB torque limitations" про то, что для главного редуктора (MGB - Main GearBox) 100% мощности соответствует 2610 кВт при 265 об/мин., при располагаемой по номиналу двигателей 2х2159 = 4318 кВт - то есть после 100% есть ещё 65% неиспользуемой мощности двигателей, которая преобразуется в высотность и температурный диапазон работы.
Вторая надпись внизу "Limitation controlled by the FADEC for NR>255 rpm" - "ограничения обеспечиваются FADEC для оборотов больше 255". Это как раз то, про что я говорил. По сути ручка "шаг-газ" является на этих машинах ручкой "шаг", т.к. управляет она только несущим винтом, а двигатель автоматически держит обороты в заданных рамках, гоняясь за моментом.
Примерно такую же картину можно наблюдать на всех современных зарубежных аппаратах. Это же является распространённой ошибкой у наших деятелей, когда они начинают сравнивать зарубежные вертолёты с нашими - они берут мощность двигателей из буклетиков и рисуют на графиках, не обращая внимания, что там есть ограничения по трансмиссии.
P.S. Второй повсеместной ошибкой тех же деятелей является использование "лошадиных сил", не обращая внимания, что их лошадиные силы отличаются на 745/735=1,36% от наших. Никогда не используйте неметрические величины - ни лошадиные силы ни прочие пуды на квадратный локоть - это чревато ошибками.
#Познавательное #Проектирование
В стародавние времена, редукторы делались из условия пропускания максимальной мощности от силовой установки до винта. То есть, если написано на двигателе, что взлётная - 1,5МВт, то пропускная для двух вдижков задавалась в 3МВт. И как бы всем плевать, что такая мощность располагаемая у двигателя может быть только в холодную пору и на уровне моря, вот ради этой единственной точки, которая теоретически могла бы поломать редуктор и делалась вся трансмиссия.
На сколько это разумно? В те времена, когда двигатели управлялись сектором газа - абсолютно, т.к. нельзя было допустить ситуации, когда лётчик вывернул сектор газа и у него разрушился редуктор (или хотя бы просел ресурс).
Однако, на дворе XXI век и в мире появилось уже второе поколение двигателей оборудованным FADEC - системой электронного управления двигателем с полной ответственностью.
Что значит "с полной ответственностью" - это то, что мы даём команду двигателю и мозги в FADEC им управляют. Нет никакого механического сектора газа, есть тщательно резервированная электроника, которая обеспечивает работу двигателя и самодиагностику.
Таким образом, появилась возможность ограничивать выходную мощность двигателя с помощью автоматики, а не чистой термодинамикой. И этим начали пользоваться. Зачем нам нужна эта одна единственная точка на графике, в которой аппарат никогда не будет эксплуатироваться, если можно взять термодинамическую точку на высоте, скажем 1500 метров и зафиксировать её в FADEC, как максимальную и спроектировать трансмиссию под эту величину, а не под эфемерную, которая выше процентов на 20?
И вот таким образом поступают во всём мире (за исключением нашей страны, где по сей день отсутствуют двигатели с полноценным FADEC и соответственно, трансмиссию делают по номиналу).
Примером тому приложенная выше картинка из TD к EC225. Обратите внимание на две сноски - одна "MGB torque limitations" про то, что для главного редуктора (MGB - Main GearBox) 100% мощности соответствует 2610 кВт при 265 об/мин., при располагаемой по номиналу двигателей 2х2159 = 4318 кВт - то есть после 100% есть ещё 65% неиспользуемой мощности двигателей, которая преобразуется в высотность и температурный диапазон работы.
Вторая надпись внизу "Limitation controlled by the FADEC for NR>255 rpm" - "ограничения обеспечиваются FADEC для оборотов больше 255". Это как раз то, про что я говорил. По сути ручка "шаг-газ" является на этих машинах ручкой "шаг", т.к. управляет она только несущим винтом, а двигатель автоматически держит обороты в заданных рамках, гоняясь за моментом.
Примерно такую же картину можно наблюдать на всех современных зарубежных аппаратах. Это же является распространённой ошибкой у наших деятелей, когда они начинают сравнивать зарубежные вертолёты с нашими - они берут мощность двигателей из буклетиков и рисуют на графиках, не обращая внимания, что там есть ограничения по трансмиссии.
P.S. Второй повсеместной ошибкой тех же деятелей является использование "лошадиных сил", не обращая внимания, что их лошадиные силы отличаются на 745/735=1,36% от наших. Никогда не используйте неметрические величины - ни лошадиные силы ни прочие пуды на квадратный локоть - это чревато ошибками.
#Познавательное #Проектирование
This media is not supported in your browser
VIEW IN TELEGRAM
Касательно птицестойких лобовых стёкол. Они бывают разных типов - есть те, которые имеют высокую жёсткость и триплексную структуру (стекло-полёнка-стекло), что позволяет держать удар "в лоб", а есть вот такие - нежёсткие, но при этом обеспечивающие защиту от воздействия птицы.
Эти виды различаются требованиями к геометрии стекла - для жёстких нужна линейчатая поверхность (иначе сильно затруднена склейка триплекса) и их можно заметить на многих современных вертолётах - достаточно обратить внимание на то, что стёкла не имеют двойной кривизны (не выпуклые). Например на Ка-226Т-54 одним из новшеств было переделка геометрии кабины под такое линейчатое стекло.
В противовес упругие стёкла, как в этом видео (из комментариев подписчика), прогибаются и требуют довольно большой кривизны, чтобы обеспечить принятие удара от птицы. Основными проблемами таких стёкол являются плохая устойчивость к низким температурам (это ведёт к охрупчиванию материала), а также требованиями к геометрии кабины, которая позволяет при таком большом прогибе обеспечить необходимые зазоры до внутренних агрегатов и экипажа.
На Robinson R44 и R66 такие стёкла устанавливаются в качестве дополнительной опции. Их легко распознать по дополнительным "лапкам" по периметру остекления, обеспечивающим удержание без отрыва стекла.
#Познавательное #Проектирование #Испытания
Эти виды различаются требованиями к геометрии стекла - для жёстких нужна линейчатая поверхность (иначе сильно затруднена склейка триплекса) и их можно заметить на многих современных вертолётах - достаточно обратить внимание на то, что стёкла не имеют двойной кривизны (не выпуклые). Например на Ка-226Т-54 одним из новшеств было переделка геометрии кабины под такое линейчатое стекло.
В противовес упругие стёкла, как в этом видео (из комментариев подписчика), прогибаются и требуют довольно большой кривизны, чтобы обеспечить принятие удара от птицы. Основными проблемами таких стёкол являются плохая устойчивость к низким температурам (это ведёт к охрупчиванию материала), а также требованиями к геометрии кабины, которая позволяет при таком большом прогибе обеспечить необходимые зазоры до внутренних агрегатов и экипажа.
На Robinson R44 и R66 такие стёкла устанавливаются в качестве дополнительной опции. Их легко распознать по дополнительным "лапкам" по периметру остекления, обеспечивающим удержание без отрыва стекла.
#Познавательное #Проектирование #Испытания
PZL Kania - польская модернизация Ми-2 с двигателями Allison 250-C20B (2 по 313 кВт).
Что характерно, эта машина очень хорошо показывает несостоятельность и Ансата и Ка-226, т.к. при тех же движках, что стоят на Ка-226 (модификации 226.00, 226.50, 226.80) эта машина таскает 8+1 пассажиров или 800 кг груза в транспортной кабине или 1200 кг на ВГП. Имея взлётный вес 3550 кгс. Это при всём наследии от старенького Ми-2 в виде не лучшей аэродинамики и массовых характеристик фюзеляжа. Для сравнения, на современных Ансате и Ка-226Т стоят движки 2 по 430кВт и кабинки там под 6+1 пассажиров.
Вообще показатель совершенства техники - это не "больше выше мощнее", а то, как машина способна использовать энергию. Никогда не забывайте, что первичная задача любого транспортного средства - преобразование энергии топлива в полезную работу. Условная машина на замену Ми-2 должна при мощности двигателей не более 2 по 300 кВт давать характеристики существенно лучше Ми-2 (по высотности, скорости и дальности).
Так, на минутку, на Ка-126 ставился движок ТВ-О-100, один, мощностью 537 кВт взлётной, на машину массой 3250 кг. Текущий ВК-650 в двухдвигательной силовой установке по-хорошему должен таскать машины массой 5000кг.
Аналогично с более тяжёлыми вертолётами - условная машина на замену Ми-8Т должна иметь на борту движки уровня ВК-1600.
И это всё - достижимо, т.к. все современные компоненты оборудования существенно легче того, на базе чего делались старые машины.
Вот, например, представим гипотетический вертолёт на замену Ми-8Т, который таскает 2,5-3 тонны груза, летает на дальность в 800 км, при этом имеет аналогичную транспортную кабину (может чуть меньше с учётом того, что настоящий Ми-8Т всегда летает с бачком топлива в ТК). Так вот, движки типа ВК-1600 имеют массу 2х215 кг вместо 2х334 кг - на 238 кг легче, планер современной конструкции с современными материалами можно по массе снизить на 800 кг, масса оборудования легко обдирается ещё на 200 кг, что позволяет максимальную взлётную снизить на 1200 кг, что в купе с современной аэродинамикой выведет машину в зону лётных возможностей Ми-8МТ+.
Это я не говорю про смену аэродинамической схемы, например, на соосуную, что позволило бы и винт уменьшить и ещё выигрыш в ЛТХ получить.
В то же время, весь текущий и перспективный парк отечественных потенциально-коммерческих вертолётов состоит из параметрически разваленных, проще сказать бестолковых машин.
#Проектирование
Что характерно, эта машина очень хорошо показывает несостоятельность и Ансата и Ка-226, т.к. при тех же движках, что стоят на Ка-226 (модификации 226.00, 226.50, 226.80) эта машина таскает 8+1 пассажиров или 800 кг груза в транспортной кабине или 1200 кг на ВГП. Имея взлётный вес 3550 кгс. Это при всём наследии от старенького Ми-2 в виде не лучшей аэродинамики и массовых характеристик фюзеляжа. Для сравнения, на современных Ансате и Ка-226Т стоят движки 2 по 430кВт и кабинки там под 6+1 пассажиров.
Вообще показатель совершенства техники - это не "больше выше мощнее", а то, как машина способна использовать энергию. Никогда не забывайте, что первичная задача любого транспортного средства - преобразование энергии топлива в полезную работу. Условная машина на замену Ми-2 должна при мощности двигателей не более 2 по 300 кВт давать характеристики существенно лучше Ми-2 (по высотности, скорости и дальности).
Так, на минутку, на Ка-126 ставился движок ТВ-О-100, один, мощностью 537 кВт взлётной, на машину массой 3250 кг. Текущий ВК-650 в двухдвигательной силовой установке по-хорошему должен таскать машины массой 5000кг.
Аналогично с более тяжёлыми вертолётами - условная машина на замену Ми-8Т должна иметь на борту движки уровня ВК-1600.
И это всё - достижимо, т.к. все современные компоненты оборудования существенно легче того, на базе чего делались старые машины.
Вот, например, представим гипотетический вертолёт на замену Ми-8Т, который таскает 2,5-3 тонны груза, летает на дальность в 800 км, при этом имеет аналогичную транспортную кабину (может чуть меньше с учётом того, что настоящий Ми-8Т всегда летает с бачком топлива в ТК). Так вот, движки типа ВК-1600 имеют массу 2х215 кг вместо 2х334 кг - на 238 кг легче, планер современной конструкции с современными материалами можно по массе снизить на 800 кг, масса оборудования легко обдирается ещё на 200 кг, что позволяет максимальную взлётную снизить на 1200 кг, что в купе с современной аэродинамикой выведет машину в зону лётных возможностей Ми-8МТ+.
Это я не говорю про смену аэродинамической схемы, например, на соосуную, что позволило бы и винт уменьшить и ещё выигрыш в ЛТХ получить.
В то же время, весь текущий и перспективный парк отечественных потенциально-коммерческих вертолётов состоит из параметрически разваленных, проще сказать бестолковых машин.
#Проектирование
Наткнулся на одну статейку посвящённую Landgraf H-2. Однако, она изобилует неточностями. И главная из них - это непонимание того, как устроено управление этой машиной, предполагая, что там нет автомата перекоса. Схема управления тут примерно такая же, как на Камановских машинах - управление сервозакрылками на лопастях через тяги (в данном случае через тяги и боудены).
На картинке из патента автомат перекоса прямо по центру. Циклический шаг реализован через наклон центральной оси (рычага), к которой сверху прикреплены тяги, а снизу она закреплена на вращающейся тарелке АП. Невращающаяся тарелка снаружи вала и соединяется с вращающейся через рычаги с коническими роликами под номером 271 на иллюстрации (в первом комментарии иллюстрация с видом сверху). Эти рычаги проходят через вертикальные пазы в стенке вала.
Общий шаг реализован через одновременное перемещение трёх тяг подходящих к невращающемуся кольцу, что перемещает вверх вращающееся кольцо АП и натягивает закреплённые на нём боудены всех трёх лопастей.
Двухлопастной вариант на Каманах - ещё проще, там кардан, на котором закреплены тяги для двух лопастей на ползушке.
Но все эти варианты - ни что иное, как варианты исполнений автомата перекоса. Все они различаются простотой обслуживания и прочими эксплуатационными факторами и классическая форма просто оказалась проще в этом плане, поэтому и используется повсеместно.
UP: Проапдейтил описание, т.к. слегка перепутал кое что в механизме.
#Познавательное #Проектирование
На картинке из патента автомат перекоса прямо по центру. Циклический шаг реализован через наклон центральной оси (рычага), к которой сверху прикреплены тяги, а снизу она закреплена на вращающейся тарелке АП. Невращающаяся тарелка снаружи вала и соединяется с вращающейся через рычаги с коническими роликами под номером 271 на иллюстрации (в первом комментарии иллюстрация с видом сверху). Эти рычаги проходят через вертикальные пазы в стенке вала.
Общий шаг реализован через одновременное перемещение трёх тяг подходящих к невращающемуся кольцу, что перемещает вверх вращающееся кольцо АП и натягивает закреплённые на нём боудены всех трёх лопастей.
Двухлопастной вариант на Каманах - ещё проще, там кардан, на котором закреплены тяги для двух лопастей на ползушке.
Но все эти варианты - ни что иное, как варианты исполнений автомата перекоса. Все они различаются простотой обслуживания и прочими эксплуатационными факторами и классическая форма просто оказалась проще в этом плане, поэтому и используется повсеместно.
UP: Проапдейтил описание, т.к. слегка перепутал кое что в механизме.
#Познавательное #Проектирование
Наткнулся на анализ катастрофы японского AS332L. Судя по всему семейство Пум - чемпионы по отрыву винтов. В прошлом было три случая отрыва несущих винтов, теперь вот отлетает хвостовой. А потом из-за этих дегенератов, называемых во франции инженерами, нам начинают запрещать делать пазы в валах НВ и соосный винт становится резко сложнее в конструктивном исполнении. И всем пофиг, что у нас ни единого подобного случая в истории не было.
#Познавательное #Проектирование
#Познавательное #Проектирование
Теоретическая поверхность и аэродинамика.
В свете возникающих иногда вопросов о влиянии гладкости поверхности на аэродинамику у инженеров-конструкторов, занимающихся теоретическими поверхностями, решил осветить этот вопрос.
Итак, что нужно понимать при формировании поверхности летательного аппарата? Первое - это то, что эта самая поверхность с точки зрения движения сплошной среды является математической функцией траектории. То есть, воздух не может проникнуть в твёрдую поверхность летательного аппарата, а значит вынужден двигаться вдоль этой самой поверхности, меняя свою траекторию.
А это в свою очередь, означает, что мы можем продифференцировать эту поверхность-траекторию и получить скорость потока по поверхности. А продифференцировав ещё раз - получить ускорение на этой поверхности, а если повторить процедуру - получим рывок на этой поверхности.
Что это всё нам даст, спросите вы? Фактически это даёт нам две вещи - во-первых это показывает потенциальные силы и моменты на поверхности с позиции ламинарного течения. Ну то есть, если бы наш вертолёт обдувался равномерным нетурбулентным потоком без срывов, то это дало бы нам полноценные аэродинамические характеристики этой поверхности. Но, так как поток турбулентный, да ещё и со срывами, то мы можем извлечь немного другие вещи из этой занимательной математики - когда и где эти срывы и локальная турбулизация потока наступают.
И для этого мы должны оценить гладкость поверхности.
Гладкость - это такая характеристика, которая показывает насколько плавно один участок поверхности переходит в другой. Её мы тоже можем продифференциировать и получить гладкость по первой, второй и третьей производной, то есть по скорости, ускорению и рывку.
Но как сказать "достаточная ли гладкость вот у этой конкретной поверхности или нет?" спросите вы. И ответ на этот вопрос лежит в физических ограничениях накладываемых на среду.
Первая производная - скорость и её ограничение - скорость звука. Если где-либо на поверхности перепад скорости достигает скорости звука - значит в этом месте гарантированно будет срыв, турбулентность и шум.
Вторая производная - ускорение. Тут чуть сложней. Если мы вспомним, что ускорение домноженное на массу даёт силу, то мы можем понять, что величина перепада ускорения определит скачки в силе инерции воздуха и в зонах, где эта сила превысит силы молекулярного притяжения воздуха, произойдёт отрыв потока от поверхности, а следовательно - мы получаем ещё один критерий срыва на аэродинамической поверхности (особенно это критично для жидкостей, где на этой границе по ускорению наступает кавитация).
И наконец, самая тёмная лошадка - рывок или скорость нарастания ускорения. Этот неочевидный параметр влияет на волновые процессы в воздухе, будучи неспособным вызвать отрыв потока от поверхности, он вызывает пульсации в пограничном слое воздуха и провоцирует срыв потока.
Таким образом, при проектировании аэродинамических поверхностей на инженере-конструкторе лежит ответственность по анализу гладкости и её влиянию на аэродинамические характеристики планера летательного аппарата. Простыми изменениями кривизны можно существенно повлиять на силы и моменты, воздействующие на летательный аппарат и, например, проще достигнуть аэродинамической устойчивости аппарата у существенно улучшить его лётные характеристики.
К сожалению, практика показывает, что в последние годы мало кто из тех, кто занимается профессионально вопросами построения теоретических поверхностей вертолётов не то что заморачивается такими деталями, но и вообще знает про физику этого процесса.
UP: Подправил в статье ошибку, скачки по рывку вызывают пульсацию в погранслое, приближающую срыв, а не турбулизацию, которая в масштабах вертолёта присутствует всегда.
Оглавление.
#Аэродинамика #Проектирование
В свете возникающих иногда вопросов о влиянии гладкости поверхности на аэродинамику у инженеров-конструкторов, занимающихся теоретическими поверхностями, решил осветить этот вопрос.
Итак, что нужно понимать при формировании поверхности летательного аппарата? Первое - это то, что эта самая поверхность с точки зрения движения сплошной среды является математической функцией траектории. То есть, воздух не может проникнуть в твёрдую поверхность летательного аппарата, а значит вынужден двигаться вдоль этой самой поверхности, меняя свою траекторию.
А это в свою очередь, означает, что мы можем продифференцировать эту поверхность-траекторию и получить скорость потока по поверхности. А продифференцировав ещё раз - получить ускорение на этой поверхности, а если повторить процедуру - получим рывок на этой поверхности.
Что это всё нам даст, спросите вы? Фактически это даёт нам две вещи - во-первых это показывает потенциальные силы и моменты на поверхности с позиции ламинарного течения. Ну то есть, если бы наш вертолёт обдувался равномерным нетурбулентным потоком без срывов, то это дало бы нам полноценные аэродинамические характеристики этой поверхности. Но, так как поток турбулентный, да ещё и со срывами, то мы можем извлечь немного другие вещи из этой занимательной математики - когда и где эти срывы и локальная турбулизация потока наступают.
И для этого мы должны оценить гладкость поверхности.
Гладкость - это такая характеристика, которая показывает насколько плавно один участок поверхности переходит в другой. Её мы тоже можем продифференциировать и получить гладкость по первой, второй и третьей производной, то есть по скорости, ускорению и рывку.
Но как сказать "достаточная ли гладкость вот у этой конкретной поверхности или нет?" спросите вы. И ответ на этот вопрос лежит в физических ограничениях накладываемых на среду.
Первая производная - скорость и её ограничение - скорость звука. Если где-либо на поверхности перепад скорости достигает скорости звука - значит в этом месте гарантированно будет срыв, турбулентность и шум.
Вторая производная - ускорение. Тут чуть сложней. Если мы вспомним, что ускорение домноженное на массу даёт силу, то мы можем понять, что величина перепада ускорения определит скачки в силе инерции воздуха и в зонах, где эта сила превысит силы молекулярного притяжения воздуха, произойдёт отрыв потока от поверхности, а следовательно - мы получаем ещё один критерий срыва на аэродинамической поверхности (особенно это критично для жидкостей, где на этой границе по ускорению наступает кавитация).
И наконец, самая тёмная лошадка - рывок или скорость нарастания ускорения. Этот неочевидный параметр влияет на волновые процессы в воздухе, будучи неспособным вызвать отрыв потока от поверхности, он вызывает пульсации в пограничном слое воздуха и провоцирует срыв потока.
Таким образом, при проектировании аэродинамических поверхностей на инженере-конструкторе лежит ответственность по анализу гладкости и её влиянию на аэродинамические характеристики планера летательного аппарата. Простыми изменениями кривизны можно существенно повлиять на силы и моменты, воздействующие на летательный аппарат и, например, проще достигнуть аэродинамической устойчивости аппарата у существенно улучшить его лётные характеристики.
К сожалению, практика показывает, что в последние годы мало кто из тех, кто занимается профессионально вопросами построения теоретических поверхностей вертолётов не то что заморачивается такими деталями, но и вообще знает про физику этого процесса.
UP: Подправил в статье ошибку, скачки по рывку вызывают пульсацию в погранслое, приближающую срыв, а не турбулизацию, которая в масштабах вертолёта присутствует всегда.
Оглавление.
#Аэродинамика #Проектирование
Видя, что есть некоторые непонятки со скоростями полёта, напишу об этом в двух словах.
У вертолёта есть ряд расчётных воздушных скоростей полёта, некоторые из которых частенько путают.
1. Максимальная непревышаемая скорость полёта, по ICAO это Vne - та скорость, которую в эксплуатации запрещено превышать. Это не значит, что вертолёт не может быстрее, но это значит, что безопасность полёта выше неё обеспечить не могут.
2. Максимальная крейсерская - скорость полёта, на которой силовая установка работает на максимально-продолжительном режиме работы, т.е. та скорость, на которой ничто не перегреется, ничто не сожрёт ресурс (по ICAO это VH - именно её частенько упоминают в НЛГ-27,29).
3. Проектная крейсерская - скорость, под которую машина оптимизируется - то есть такая скорость, на которой меньше всего вибраций, меньше всего паразитных нагрузок, лучше всего расходуется ресурс агрегатов, достаточно быстрая и близка к оптимальной по расходу топлива (по ICAO Vc).
4. Наивыгоднейшая скорость полёта - такая скорость, на которой расход топлива минимальный, а дальность полёта, соответственно - максимальная (ICAO Vbr).
5. Экономическая скорость полёта - такая скорость, на которой потребная для полёта мощность минимальна и, соответственно, вертолёт может находиться в воздухе дольше всего (ICAO Vbe).
Примерно так. Не путайте.
P.S. И да, у самолётчиков ещё дофига разных скоростей учитывается, т.к. там есть всякие сваливания, скорости отрыва, посадки, наибольшей скороподъёмности, наивыгоднейшего планирования и т.д. и т.п.
#Познавательное #Проектирование #Аэродинамика
У вертолёта есть ряд расчётных воздушных скоростей полёта, некоторые из которых частенько путают.
1. Максимальная непревышаемая скорость полёта, по ICAO это Vne - та скорость, которую в эксплуатации запрещено превышать. Это не значит, что вертолёт не может быстрее, но это значит, что безопасность полёта выше неё обеспечить не могут.
2. Максимальная крейсерская - скорость полёта, на которой силовая установка работает на максимально-продолжительном режиме работы, т.е. та скорость, на которой ничто не перегреется, ничто не сожрёт ресурс (по ICAO это VH - именно её частенько упоминают в НЛГ-27,29).
3. Проектная крейсерская - скорость, под которую машина оптимизируется - то есть такая скорость, на которой меньше всего вибраций, меньше всего паразитных нагрузок, лучше всего расходуется ресурс агрегатов, достаточно быстрая и близка к оптимальной по расходу топлива (по ICAO Vc).
4. Наивыгоднейшая скорость полёта - такая скорость, на которой расход топлива минимальный, а дальность полёта, соответственно - максимальная (ICAO Vbr).
5. Экономическая скорость полёта - такая скорость, на которой потребная для полёта мощность минимальна и, соответственно, вертолёт может находиться в воздухе дольше всего (ICAO Vbe).
Примерно так. Не путайте.
P.S. И да, у самолётчиков ещё дофига разных скоростей учитывается, т.к. там есть всякие сваливания, скорости отрыва, посадки, наибольшей скороподъёмности, наивыгоднейшего планирования и т.д. и т.п.
#Познавательное #Проектирование #Аэродинамика