Введение
Проектирование вертолета представляет собой сложный, развивающийся во времени процесс, разделяющийся на взаимосвязанные проектные стадии и этапы. Создаваемый летательный аппарат должен удовлетворять техническим требованиям и соответствовать технико-экономическим характеристикам, указанным в техническом задании на проектирование. Техническое задание содержит исходное описание вертолета и его летно-технические характеристики, обеспечивающие высокую экономическую эффективность и конкурентоспособность, проектируемой машины, а именно: грузоподъемность, скорость полета, дальность, статический и динамический потолок, ресурс, долговечность и стоимость.
Техническое задание уточняется на стадии предпроектных исследований, в ходе которых выполняются патентный поиск, анализ существующих технических решений, научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Основной задачей пред проектных исследований является поиск и экспериментальная проверка новых принципов функционирования проектируемого объекта и его элементов.
На стадии эскизного проектирования выбирается аэродинамическая схема, формируется облик вертолета и выполняется расчет основных параметров, обеспечивающих достижение заданных летно-технических характеристик. К таким параметрам относятся: масса вертолета, мощность двигательной установки, размеры несущего и рулевого винтов, масса топлива, масса приборного и специального оборудования. Результаты расчетов используются при разработке компоновочной схемы вертолета и составлении центровочной ведомости для определения положения центра масс.
Конструирование отдельных агрегатов и узлов вертолета с учетом выбранных технических решений выполняется на стадии разработки технического проекта. При этом параметры спроектированных агрегатов должны удовлетворять значениям, соответствующим эскизному проекту. Часть параметров может быть уточнена с целью оптимизации конструкции. При техническом проектировании выполняется аэродинамические прочностные и кинематические расчеты узлов, выбор конструкционных материалов и конструктивных схем.
На стадии рабочего проекта выполняется оформление рабочих и сборочных чертежей вертолета, спецификаций, комплектовочных ведомостей и другой технической документации в соответствии с принятыми стандартами
В данной работе представлена методика расчета параметров вертолета на стадии эскизного проектирования, которая используется для выполнения курсового проекта по дисциплине "Проектирование вертолетов".

1. Расчет взлетной массы вертолета первого приближения

где - масса полезного груза, кг;
-масса экипажа, кг.
 -дальность полета
кг.

2. Расчет параметров несущего винта вертолета
2.1 Радиус R, м, несущего винта вертолёта одновинтовой схемы рассчитывается по формуле:
,
где  - взлетная масса вертолета, кг;
g - ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с²;
p - удельная нагрузка на площадь, ометаемую несущим винтом,
p=3,14.
Значение удельной нагрузки p на ометаемую винтом площадь выбирается по рекомендациям, представленным в работе /1/: где p=280
м.
Принимаем радиус несущего винта равным R=7.9
Угловая скорость w, с^-1, вращения несущего винта ограничена величиной окружной скорости wR концов лопастей, которая зависит от взлетной массы  вертолета и составили wR=232 м/с.
 с^-1.
 об/мин.

2.2 Относительные плотности воздуха на статическом и динамическом потолках

2.3 Расчет экономической скорости у земли и на динамическом потолке
Определяется относительная площадь  эквивалентной вредной пластинки:
, где S_э=2.5

Рассчитывается значение экономической скорости у земли V_з, км/час:
,
где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.
 км/час.
Рассчитывается значение экономической скорости на динамическом потолке V_дин, км/час:
,
где I = 1,09…1,10 - коэффициент индукции.
 км/час.
2.4 Рассчитываются относительные значения максимальной и экономической на динамическом потолке скоростей горизонтального полета:
,

,

где V_max=250 км/час и V_дин =182.298 км/час - скорости полета;
wR=232 м/с - окружная скорость лопастей.
2.5 Расчет допускаемых отношений коэффицента тяги к заполнению несущего винта для максимальной скорости у земли и для экономической скорости на динамическом потолке:
 при
 при



2.6 Коэффициенты тяги несущего винта у земли и на динамическом потолке:
,
,
,
.
2.7 Расчет заполнения несущего винта:
Заполнение несущего винта s рассчитывается для случаев полета на максимальной и экономической скоростях:
;
.
В качестве расчетной величины заполнения s несущего винта принимается наибольшее значение из s_Vmax и s_Vдин:

Принимаем
Длина хорды b и относительное удлинение l лопастей несущего винта будет равны:
, где z_л -число лопастей несущего винта(z_л=3)
м,

.
2.8 Относительное увеличение тяги несущего винта для компенсации аэродинамического сопротивления фюзеляжа и горизонтального оперения:
,
где S_ф -площадь горизонтальной проекции фюзеляжа;
S_го -площадь горизонтального оперения.
S_ф=10 м²;
S_го=1.5 м².
.

3. Расчет мощности двигательной установки вертолета.
3.1 Расчет мощности при висении на статическом потолке:
Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в режиме висения на статистическом потолке, рассчитывается по формуле:
,
где N_Hст - потребная мощность, Вт;
m₀ - взлетная масса, кг;
g - ускорение свободного падения, м/с²;
p - удельная нагрузка на ометаемую несущим винтом площадь, Н/м²;
D_ст - относительная плотность воздуха на высоте статического потолка;
h₀ - относительный к.п.д. несущего винта на режиме висения (h₀=0.75);
 - относительное увеличение тяги несущего винта для уравновешивания аэродинамического сопротивления фюзеляжа  и горизонтального оперения :
.
3.2 Расчет удельной мощности в горизонтальном полете на максимальной скорости
Удельная мощность , потребная для привода несущего винта в горизонтальном полете на максимальной скорости, рассчитывается по формуле:
,
где - окружная скорость концов лопастей;
- относительная эквивалентная вредная пластинка;
I_э - коэффициент индукции, определяемый в зависимости от скорости полета по следующим формулам:
, при  км/ч,
, при  км/ч.

     
3.3 Расчет удельной мощности в полете на динамическом потолке с экономической скоростью
Удельная мощность  для привода несущего винта на динамическом потолке равна:
,
где D_дин - относительная плотность воздуха на динамическом потолке,
V_дин - экономическая скорость вертолета на динамическом потолке,


3.4 Расчет удельной мощности в полете у земли на экономической скорости в случае отказа одного двигателя при взлете
Удельная мощность , необходимая для продолжения взлета с экономической скоростью при отказе одного двигателя рассчитывается по формуле:
,
где  - экономическая скорость у земли,
 
3.5 Расчет удельных приведенных мощностей для различных случаев полета
3.5.1 Удельная приведенная мощность при висении на статическом потолке равна:
,
где  - удельная дроссельная характеристика, которая зависит от высоты статического потолка H_ст и рассчитывается по формуле:
,
x₀ - коэффициент использования мощности двигательной установки на режиме висения, значение которого зависит от взлетной массы вертолета m₀:
 при m₀ < 10 тонн
 при 10  25 тонн
 при m₀ > 25 тонн
,
,

3.5.2 Удельная приведенная мощность в горизонтальном полете на максимальной скорости равна:
,
где  - коэффициент использования мощности на максимальной скорости полета,
 - дроссельные характеристики двигателей, зависящие от скорости полета V_max :
;



3.5.3 Удельная приведенная мощность в полете на динамическом потолке с экономической скоростью V_дин равна:
,
где  - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,
   и  - степени дросселирования двигателей, зависящие от высоты динамического потолка H и скорости полета V_дин в соответствии со следующими дроссельными характеристиками:
,
.
;


3.5.4 Удельная приведенная мощность в полете у земли с экономической скоростью при отказе одного двигателя на взлете равна:
,
где  - коэффициент использования мощности на экономической скорости полета,
 - степень дросселирования двигателя на чрезвычайном режиме работы,
n=2 - количество двигателей вертолета.
,
,

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  25 тонн
 при m₀ > 25 тонн
 Н∙м,
Масса главного редуктора:
 кг.

5.6 Для определения массы узлов привода рулевого винта рассчитывается его тяга T_рв:
,
где M_нв – крутящий момент на валу несущего винта,
Lрв – расстояние между осями несущего и рулевого винтов.
Расстояние  между осями несущего и рулевого винтов равно сумме их радиусов и зазора d между концами их лопастей:
,
где d - зазор, принимаемый равным 0,15…0,2 м,
 - радиус рулевого винта, который в зависимости от взлетной массы вертолета составляет:
 при  т,
 при  т,
 при  т.
м,
 м,
 Н,
Мощность N_рв, расходуемая на вращение рулевого винта, рассчитывается по формуле:

,
где h₀ – относительный КПД рулевого винта, который можно принять равным 0,6…0,65.
Вт,
Крутящий момент M_рв, передаваемый рулевым валом, равен:
 Н∙м,
где - частота вращения рулевого вала,
с^-1,
Крутящий момент, передаваемый трансмиссионным валом, Н∙м, при частоте вращения n_в=3000 об/мин равен:
Н∙м,
 Н∙м,
Масса m_в трансмиссионного вала:
,

где k_в – весовой коэффициент для трансмиссионного вала, который равен 0,0318 кг/(Нм)^0,67.
кг,
Масса m_пр промежуточного редуктора равна:
где k_пр – весовой коэффициент для промежуточного редуктора, равный 0,137 кг/(Нм)^0,8.
кг,
Масса хвостового редуктора, вращающего рулевой винт:
,
где k_хр - весовой коэффициент для хвостового редуктора, значение которого равно 0,105 кг/(Нм)^0,8
кг.
5.7 Масса и основные размеры рулевого винта рассчитываются в зависимости от его тяги T_рв.
Коэффициент тяги C_рв рулевого винта равен:
,

Заполнение лопастей рулевого винта s_рв рассчитывается так же, как для несущего винта:

где  - допускаемое значение отношения коэффициента тяги к заполнению рулевого винта.
Длина хорды b_рв и относительное удлинение l_рв лопастей рулевого винта рассчитывается по формулам:
,
,
где z_рв - число лопастей рулевого винта.


Масса лопастей рулевого винта m_лр рассчитывается по эмпирической формуле:
,

 кг

Значение центробежной силы N_цбр, действующей на лопасти рулевого винта и воспринимаемой шарнирами втулки,

Масса втулки рулевого винта m_втр рассчитывается по такой же формуле, как для несущего винта:
,
где N_цб - центробежная сила, действующая на лопасть,
k_вт - весовой коэффициент для втулки, принимаемый равным 0,0527 кг/кН^1,35
k_z - весовой коэффициент, зависящий от числа лопастей и рассчитываемый по формуле:
.

 кг
5.8 Расчет массы двигательной установки вертолета
Удельная масса двигательной установки вертолета g_дв рассчитывается по эмпирической формуле:
,

где N - мощность двигательной установки.

Масса двигательной установки будет равна:
кг.
5.9 Расчет массы фюзеляжа и оборудования вертолета
Масса фюзеляжа вертолета рассчитывается по формуле:
,
где S_ом - площадь омываемой поверхности фюзеляжа, которая определяется по формукле:
 м²,
m₀ – взлетная масса первого приближения,
k_ф - коэффициент, равный 1,7.
кг,
Масса топливной системы:
,
где m_т - масса затрачиваемого на полет топлива,
k_тс - весовой коэффициент, принимаемый для топливной системы равным 0,09.
 кг,
Масса шасси вертолета равна:
,
где k_ш - весовой коэффициент, зависящий от конструкции шасси:
 - для не убираемого шасси,
 - для убираемого шасси.
кг,
Масса электрооборудования вертолета рассчитывается по формуле:
,
где L_рв – расстояние между осями несущего и рулевого винтов,
z_л – число лопастей несущего винта,
R – радиус несущего винта,
l_л – относительное удлинение лопастей несущего винта,
k_пр и k_эл - весовые коэффициенты для электропроводов и другого электрооборудования, значения которых равны:
,
.
кг,
Масса прочего оборудования вертолета:
,
где k_пр - весовой коэффициент, значение которого равно 2.
кг.
5.10 Расчет взлетной массы вертолета второго приближения
Масса пустого вертолета равна сумме масс основных агрегатов:

Взлетная масса вертолета второго приближения m₀₂ будет равна сумме:

где m_т - масса топлива,
m_гр - масса полезного груза,
m_эк - масса экипажа.
кг,



6. Описание компоновки вертолета
Проектируемый вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и двухопорными лыжами. Фюзеляж вертолета каркасной конструкции, состоит из носовой и центральной частей, хвостовой и концевой балок. В носовой части размещена двухместная кабина экипажа, состоящего их двух летчиков. Остекление кабины обеспечивает хороший обзор, правый и левый сдвижные блистеры снабжены механизмами аварийного сбрасывания. В центральной части размещена кабина размерами 6.8 х 2.05 х 1.7м, и центральной сдвижной дверью размерами 0.62 х 1.4м с механизмом аварийного сбрасывания. Грузовая кабина рассчитана на перевозку грузов массой до 2т и снабжена откидными сиденьями для 12 пассажиров, а также узлами для крепления 5 носилок. В пассажирском варианте в кабине размещены 12 кресел, установленных с шагом 0.5м и проходом 0.25м; а в задней части сделан проем под заднюю входную дверь, состоящую из двух створок.
Хвостовая балка клепаной конструкции балочно-стрингерного типа с работающей обшивкой, снабжена узлами для крепления управляемого стабилизатора и хвостовой опоры.
Стабилизатор размером 2.2м и площадью 1.5м² с профилем NACA 0012 однолонжеронной конструкции, с набором нервюр и дюралюминиевой и полотняной обшивкой.
Двухопорные, лыжи, передняя опора самоориентирующаяся, размерами 500 х 185мм, главные опоры форменного типа с жидкостно-газовыми двухкамерными амортизаторами размерами 865 х 280мм. Хвостовая опора состоит из двух подкосов, амортизатора и опорной пяты; колея лыж 2м, база лыжи 3.5м.
Несущий винт с шарнирным креплением лопастей, гидравлическими демпферами и маятниковыми гасителями колебаний, установлен с наклоном вперед 4° 30'. Цельнометаллические лопасти состоят из прессованного лонжерона из алюминиевого сплава АВТ-1, упрочненного наклепом стальными шарнирами на вибростенде, хвостового отсека, стального наконечника и законцовки. Лопасти имеют прямоугольную форму в плане с хордой 0.67 м и профилями NACA 230 и геометрической круткой 5%, окружная скорость концов лопастей 200м/с, лопасти снабжены визуальной системой сигнализации о повреждении лонжерона и электротепловым противообледенительным устройством.
Рулевой винт диаметром 1,44м трехлопастный, толкающий, с втулкой карданного типа и цельнометаллическими лопастями прямоугольной формы в плане, с хордой 0.51м и профилем NACA 230M.
Силовая установка состоит из двух турбовальных ГТД со свободной турбиной ВК-2500(ТВ3-117ВМА-СБ3)Санкт-Петербургского НПО им. В.Я.Климова общей мощности каждого N=1405 Вт, установленных сверху фюзеляжа и закрытых общим капотом с открывающимися створками. Двигатель имеет девятиступенчатый осевой компрессор, камеру сгорания кольцевого типа и двухступенчатую турбину.Двигатели снабжены пылезащитными устройствами.
Трансмиссия состоит из главного, промежуточного и хвостового редукторов, валов тормоза, несущего винта. Главный редуктор ВР-8А трехступенчатый, обеспечивает передачу мощности от двигателей, к несущему винту, рулевому винту и вентилятору для охлаждения, маслорадиаторов двигателей и главного редуктора; общая емкость маслосистемы 60кг.
Управление дублированное, с жесткой и тросовой проводкой .и гидроусилителями, приводимыми от основной и дублирующей гидросистем. Четырехканальный автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте. Основная гидравлическая система обеспечивает питание всех гидроагрегатов, а дублирущая, - только гидроусилителей.
Система отопления и вентиляции обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров, противообледенительная система защищает от обледенения лопасти несущего и рулевого винтов, передние стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.
Оборудование для полетов по приборам в сложных метеорологических условиях днем и ночью включает два авиагоризонта, два указателя частоты вращения НВ, комбинированную курсовую систему ГМК-1А, автоматический радиокомпас, радиовысотомер РВ-3.
Связное оборудование включает командные УКВ-радиостанции Р-860 и Р-828, связные КВ-радиостан-ции Р-842 и "Карат", самолетное переговорное устройство СПУ-7.

7. Расчет центровки вертолета
Таблица 1. Центровочная ведомость пустого вертолета
Рассчитываются статические моменты М_схi и М_суi относительно координатных осей:
, .
Координаты центра масс всего вертолета рассчитываются по формулам:
,  

Таблица 2. Центровочная ведомость с максимальной нагрузкой
Таблица 3. Центровочная ведомость с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой
Координаты центра масс пустого вертолета: x₀ =-0,003; y₀ =-1,4524;
Координаты центра масс с максимальной нагрузкой: x₀ =0,0293; y₀ =-2,0135;
Координаты центра масс с 5% остатком топлива и полной коммерческой нагрузкой: x₀ =-0,0678; y₀ =-1,7709.

Заключение
В данном курсовом проекте проведены расчеты взлетной массы вертолета, массы его узлов и агрегатов, а также компоновка вертолета. В процессе компоновки уточнили центровку вертолета, расчету которой предшествует составление весовой сводки на основе весовых расчетов агрегатов и силовой установки, ведомостей оборудования, снаряжения, грузов и т.д. Целью проектирования является определение оптимального сочетания основных параметров вертолета и его систем, обеспечивающих выполнение заданных требований.