Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы вертолета

Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы вертолета

Содержание

1. Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы вертолета

2. Расчет массы вертолета

3. Ведомость масс вертолета

4. Расчет летно-технических характеристик вертолета

5. Расчет шасси вертолета

6. Подбор колес шасси

7. Определение конструктивных параметров жидкостно-газового амортизатора

. Расчет топливной системы вертолета

9. Эскизная компоновка и центровка

10. Определение центра масс

11. Определение центровки вертолета

Список литературы

1. Выбор оптимальной конструктивно-силовой схемы вертолета

Одной из основных задач конструирования вертолета является оптимизация его конструктивно-силовой схемы путем определения рациональной схемы конструкции и оптимального распределения конструкционного материала по ее элементам с учетом заданных условий. Особое внимание должно быть при конструировании вертолета уделено вопросам надежности и определения ресурса основных силовых элементов конструкции.

Конструирование оптимальных авиационных конструкций является сложной комплексной задачей, так как в процессе конструирования затрагивается широкий круг вопросов, связанных с прочностью, технологией производства, условиями эксплуатации и т.д. На каждом этапе конструирования формируются некоторые характерные промежуточные критерии оптимальности для упрощения ряда задач.

Наиболее сложной задачей конструирования является задача отыскания оптимальной конструктивно-силовой схемы вертолета, удовлетворяющей требованиям минимума массы, прочности, жесткости и ресурса. Сложность этой задачи заключается в математическом описании технологии конструкции. Часто силовая схема определяется на основании компоновочных или технологических требований.

Примером оптимизации конструкции в пределах силовой схемы может служить задача отыскания оптимального распределения материала в конструкции силового кессона, находящегося под действием нагрузки, где варьируемым параметром может быть толщина обшивки.

Основной задачей инженера является создание конструкции агрегатов вертолета минимальной массы при выполнении всех предъявляемых к ним требованиям. Минимальная масса конструируемого агрегата, узла, детали обуславливается рациональной конфигурацией, прогрессивной технологией и минимально допускаемыми запасами прочности.

Наиболее универсальным критерием оценки эффективности применения вертолета является соотношение между полезной работой, им выполняемой, и суммарными затратами на создание и эксплуатацию такого вертолета. Однако такую оценку вновь проектируемого вертолета не всегда возможно осуществить.

При курсовом проектировании необходимо задаться критериями, определяющими функциональную, производственную и эксплуатационную эффективность. Критерий функциональной эффективности характеризует полноту и уровень технического (и в том числе весового) совершенства: для транспортных и пассажирских машин - это транспортная эффективность, для вертолетов-кранов - крановая эффективность.

Критерий производственной эффективности позволяет оценить вертолет с точки зрения технологичности конструкции и условий, связанных с производством, критерий эксплуатационной эффективности - различные аппараты с точки зрения их эксплуатационных качеств.

Показателями функциональной эффективности вертолета являются три основных фактора: производительность, т.е. величина, характеризующая объем полезной работы, выполняемой в единицу времени; весовое совершенство вертолета, характеризуемое обычно соотношениями между полетной массой, полезной нагрузкой и массой конструкции; экономичность вертолета с точки зрения расходования топлива.

Экономичность вертолета зависит, с одной стороны, от аэродинамического совершенства или качества, определяющего потребную для полета модность, и, с другой стороны, от экономичности силовой установки, которая характеризует расход топлива, соответствующий потребной для полета мощности.

При проектировании вертолета студент должен опираться на такой критерий, который позволит одновременно учесть основные факторы, определяющие его транспортную эффективность.

Весовую отдачу следует определять как частное от деления разности между взлетной массой и массой пустого вертолета на взлетную массу вертолета, или как отношение массы полной нагрузки к взлетной массе:

=

где  - взлетная масса;  - масса пустого вертолета;  - масса полной нагрузки.

Критерий весовой отдачи часто применяется как для оценки совершенства конкретного вертолета, так и для сравнения между собой нескольких машин. При проектировании нового вертолета необходимо стремиться получить наибольшую весовую отдачу.

Во многом весовая отдача будущей машины определяется параметрами ее основных агрегатов, силовой установки, комплекса оборудования. Поэтому при выборе параметров будущей машины надо обязательно учитывать факторы, определяющие характеристики этих систем.

Однако при оценке транспортных возможностей вертолетов могут быть допущены ошибки в использовании весовой отдачи как основного критерия оптимизации. Например, два равных по весу вертолета, имеющих равные весовые отдачи, но не одинаковые километровые расходы топлива (из-за различия удельных расходов двигателей), будут не равноценны с точки зрения их транспортных возможностей. Вследствие этого, весовая отдача не может использоваться как обобщающий критерий транспортной эффективности разрабатываемой машины.

Производительность является важным критерием транспортного совершенства вертолета. Максимальная производительность определяется произведением максимальной массы коммерческой нагрузки, перевозимой на заданую дальность, на скорость по расписанию:

где тком - масса коммерческой нагрузки; уР - скорость по расписа-нию, учитывающая потери времени, затраченные на маневрирование до взлета и после посадки, затраты времени, необходимые на набор высоты и снижение.

Обычно скорость по расписанию связана с крейсерской скоростью через коэффициент ку, () поэтому производительность можно определить по формуле:

П==0.95Ч2160Ч220=451440

где  - крейсерская скорость.

При решении проблем конкретного проектирования, когда студенту заданы определенные значения крейсерской скорости и величины перевозимого груза на заданную дальность, производительность не может быть критерием оптимизации, так как все сравниваемые варианты, удовлетворяющие заданным условиям, будут иметь практически одинаковую производительность. Поэтому удельную производительность следует определить по формуле:

=

Таким образом, можно получить критерий и произвести оценку проектируемого вертолета с точки зрения его весового совершенства с учетом производительности.

Если разделить удельную производительность на удельный расход топлива, то можно получить критерий для оценки транспортной эффективности вертолетов с учетом трех факторов: наибольшей производительности, лучшим весовым совершенством и наименьшим расходом топлива. Критерий приведенной производительности необходимо вычислить по формуле:

=

где  - удельный расход топлива;

q - километровый расход топлива, определяемый по уравнению:

где к - качество воздушного судна;  - коэффициент, учитывающий использование мощности и КПД двигателя; Секр - удельный расход топлива на крейсерском режиме полета.

Километровый расход топлива можно рассчитать по формуле:

=

где тт - запас топлива; L- соответствующая этому запасу топлива дальность полета.

Значение приведенной производительности можно представить в следующей форме:

=0.95Ч

Первое выражение удобно использовать для подсчета значений приведенной производительности уже спроектированных вертолетов, а второе выражение - для оценки влияния на приведенную производительность отдельных входящих в него параметров при проектировании.

Таким образом, приведенная производительность может быть использована в качестве более полного критерия с учетом трех факторов при рассмотрении различных вариантов проектируемого транспортного вертолета, при оценке выбранного варианта и при сравнении транспортных или пассажирских вертолетов разных весовых категорий.

. Расчет массы вертолета

При курсовом и дипломном проектировании вертолетов важным разделом является расчет массы вертолета. От тщательного выполнения этого раздела будут зависеть производительность и себестоимость работ спроектированного вертолета.

Расчет масс вертолета можно проводить в два этапа: расчет массы вертолета в первом приближении и расчет массы вертолета во втором приближении с составлением ведомости масс вертолета.

В расчетах масс вертолета необходимо использовать статистические данные однотипных вертолетов для более рационального и обоснованного выбора и оценки параметров и характеристик проектируемого вертолета.

Взлетную массу вертолета в первом приближении следует определять по формуле:

где  - коэффициент коммерческой отдачи, взятый из статистических данных.

Для пассажирского вертолета

 = 90 ,

где  - количество пассажиров.

Для грузового вертолета

=,

где тгр - масса груза.

Взлетную массу вертолета во втором приближении надо определять, как сумму масс частей вертолета, агрегатов и его систем. При расчете массы вертолета во втором приближении рекомендуется последовательно определить массу силовой установки, топлива и топливной системы, рулевого винта, трансмиссии, фюзеляжа, системы управления, шасси, оборудования.

Статистические данные проектируемого вертолета приведены в таблице 1.

Таблица 1

Масса несущего винта включает массу лопастей и массу втулки, При определении массы лопастей несущего винта вертолета следует учитывать, что вертолеты общего назначения должны работать на режиме висения вблизи земли и скорость отбрасываемого винтом потока воздуха должна быть строго ограничена. Скорость отбрасываемого винтом воздуха зависит от средней удельной нагрузки на ометаемую винтом поверхность Р, поэтому вводятся ограничения по Р.

Для вертолетов, не предназначенных для выполнения монтажных работ, при которых под вертолетом находятся люди, Р ≤0.70...0.80 кН/м².

Для вертолетов-кранов, используемых для монтажных работ, при которых под вертолетом на режиме висения находится специально обученный и экипированный персонал, Р ≤0.50...0.60 кН/м².

Для вертолетов, используемых для подъема людей на режиме висения, Р ≤0.30…0.35 кН/м².

По выбранной Р для проектируемого вертолета можно определить радиус лопасти несущего винта:

 = = 10.24 м

По статистическим данным необходимо определить количество лопастей несущего винта  и хорду лопасти несущего винта b. Для лопасти со стальным трубчатым лонжероном и стеклопластиковым каркасом b  0.45... 1.00 м и дюралю-миниевым прессованным лонжероном b0.25...0.80м.

Коэффициент заполнения можно определить по формуле:

 =  =  = 0.0748

где  - средняя хорда лопасти.

Массу одной лопасти можно рассчитать по уравнению:

= = Ч0.52Ч10.644 = 115.5 кг

где kл - весовой коэффициент, учитывающий размеры лопасти;  - хорда лопас-ти на 0.7.

Массу комплекта лопастей можно найти по уравнению:

== 115.55 = 577.5 кг

Массу втулки несущего винта необходимо определять в зависимости от центробежной силы лопасти, которую можно вычислить по формуле:

= = Ч

где g - ускорение свободного падения;  - угловая скорость;

 - относительная координата центра масс лопасти.

Чтобы учесть действие на втулку несущего винта различных величин центробежной силы, крутящего момента, числа лопастей несущего винта, при расчете массы можно воспользоваться формулой М. А. Лейканда:

где  =1.15; =1.05 при <4 и  = 1.00 + ( - 4) при   4  - коэффициент, учитывающий количество лопастей.

Масса силовой установки в значительной степени зависит от мощности на валу несущего винта. Одним из наиболее нагруженных (по потребляемой мощности) режимов полета вертолета считается висение на высоте статического потолка. Поэтому для дальнейших расчетов можно пользоваться потребной мощностью на валу несущего винта, определенной для режима висения вертолета на высоте статического потолка:

=

где тк - коэффициент мощности;  - плотность воздуха;  - окружная скорость конца лопасти; F - площадь ометаемой поверхности.

Для режима висения на высоте статического потолка коэффициент мощности равен:

где  - коэффициент учета крутки лопасти;  - коэффициент взаимного влияния (для одновинтового вертолета  =1.00), приведены в таблице 2; коэффициент потерь тяги:

эффективный относительный радиус НВ:

коэффициент тяги:

нагрузка на ометаемую площадь:

относительная масс топлива:

относительная плотность воздуха на высоте:

где  - плотность воздуха на высоте;  - плотность воздуха на земле;  - коэффициент, зачитывающий потери тяги из-за обдувки частей вертолета, находящихся в струе винта (для бескрылых вертолетов  =1.02);

относительный радиус втулки:

где  - радиус втулки; =0.02 - среднее по диску несущего винта значение коэффициента профильного сопротивления, определяемое для среднего коэффи-циента подъемной силы:

по поляре профиля в сечении r =0.7; кт,кр - коэффициенты учета фермы лопасти в плане; тсж=2.75Ч10-4 - приращение коэффициента профильной мощности из-за сжимаемости воздуха.

Таблица 2

Таблица 3

Так как относительная масса топлива  еще не известна, то в первом приближе-нии ее можно задать, основываясь на статистических данных и требуемой дальности полета (приведены в таблице 4).

Таблица 4

Потребную мощность двигателей на входе в главный редуктор на режиме висения на высоте статического потолка модно определить как:

где - коэффициент использования мощности:

 = 0.96 - коэффициент использования мощности несущим винтом;

 = 0.05…0.12 (малые значения относятся к легким по взлетной массе вертолетам);

 = 0.94 - коэффициент использования мощности рулевым винтом;

 - относительная потребная мощность для привода агрегатов:

 = 0.05…0.012 у вертолетов средней грузоподъемности;

 = 0.012…0.025 у легких вертолетов.

Обычно для обеспечения необходимых летных характеристик вертолета во всем требуемом диапазоне высот и температур наружного воздуха на вертолет ставят двигатель, мощность которого в стандартных условиях у земли оказывается излишне большой. Чтобы не перегружать трансмиссию, его мощность с помощью регулирующей аппаратуры ограничивают величиной, необходимой для обеспечения требуемых характеристик вертолета, определяемых по режиму висения в заданных по высоте и температуре наружного воздуха условиях. Этой величиной мощность ограничивается на всех высотах, начиная от Н = 0 м и до высоты начала ограничений.

Поскольку ограничения мощности практически не влияют на массу двигателя, то его удельную массу молено оценивать по той максимальной мощности, которая была бы при Н = 0 м, если бы никаких регулировочных ограничений не вводилось.

При расчетах масс вертолетов удобнее массу двигателя относить к максимальной мощности, приведенной к высоте Н = 500 м, а не к высоте Н = 0 м, на которой требуется выполнять полет для проверки заданной дальности вертолета. Для приведения мощности двигателя  к высоте Н = 500 м, необходимо приме-нять коэффициент  , характеризующий изменение мощности двигателя по высоте:

Приведенную мощность одного двигателя можно определить по формуле:

где  - количество двигателей.

Двигатели для проектируемого вертолета следует подбирать из справочной литературы по потребной мощности . Данные выбранного двигателя заносятся в ведомость статистических данных проектируемого вертолета.

В предварительных расчетах массу двигателей можно определить по формуле:

где  = 1,0... 1,2 - весовой коэффициент двигателей.

Массу систем силовой установки, включающих в себя крепление двигателей, системы всасывания и выхлопа, масляную и противопожарную системы, удобно отнести к приведенной мощности:

где = 0,04...0,05 - весовой коэффициент силовой установки. В целом по силовой установке вертолета без топливной системы можно принять:

где - удельная масса силовом установки:

Массу топлива следует определять по формуле:

где  = 1,19 - коэффициент, учитывающий 5 % - ный навигационный запас, расход топлива на переходных режимах и запас возможных неточностей расчета; - удельный расход топлива в горизонтальном полете;  - номинальная мощность двигателей; L- дальность полета;  - скорость горизонта-льного полета.

Масса топливной системы зависит от полного запаса топлива:

Для топливной системы одновинтового вертолета с протестированными баками можно достигнуть значений коэффициента =0.07...0.09. Для системы без протестированных баков возможно снижение этого коэффициента до значения =0.06... 0.07.

Масса топливной системы двухвинтовых вертолетов продольной и поперечной схемы возрастает, если баки достаточно далеко отнесены от двигателей.

Применение гермоотсеков, масса которых обычно относится к конструкции планера, может привести к снижению коэффициента до  ≈0.035...0.040.

Для вертолетов одновинтовой и продольной схемы массу капотов удобно включать в массу фюзеляжа. Выделение массы капотов из массы фюзеляжа вертолетов поперечной схемы необходимо для более точного определения массы гондолы, требующейся при расчете консолей крепления винтов. Массу каркасных капотов следует определять по формуле:

где  =4.5...5.5кг/м2 - статистический коэффициент массы калотов; - площадь поверхности капотов, м.

Значения массы двигателей, масляной и противопожарной систем в дальнейшем конкретизируются после расчетов по подбору двигателя. Паспортные данные двигателей можно занести в ведомость масс вертолета и откорректировать за счет них значения массы систем силовых установок .

Массы элементов рулевых винтов одновинтового вертолета подчиняются тем же законам, что и массы элементов несущего винта.

Однако рулевой винт работает в существенно более тяжелых условиях в широком диапазоне изменения тяг и углов атаки, в условиях разворотов с большими угловыми скоростями  на висении у земли по сравнению с несущим винтом. Лопасти рулевого винта испытывают большие нагрузки при ударе незашвартованной лопасти об ограничитель махового движения при порыве шквального ветра.

Коэффициент заполнения рулевого винта:

Количество лопастей рулевого винта обычно меньше количества лопастей несущего винта и приближенно определяется по формуле:

По статистическим данным необходимо определить хорду лопасти рулевого винта. Для лопасти деревянной конструкции b = 0,10…0,25 м и для лопасти выпол-ненной из композиционных материалов и дюралюминия  т.

Радиус рулевого винта можно определить по формуле:

Расстояние между осями несущего и хвостового винта:

где  = 0,25 м - зазор, необходимый для изменения в небольших пределах диаметров несущего и рулевого винтов.

Массу одной лопасти рулевого винта можно определить по формуле:

Центробежная сила, действующая на каждую лопасть рулевого винта:

где  - угловая скорость лопастей несущего винта (по статистическим данным частота вращения рулевых винтов  - отно-сительная координата центра масс лопасти рулевого винта определяется по формуле:

Массу втулки рулевого винта можно определить по формуле:

Масса трансмиссии вертолета находится в прямой зависимости от передаваемого крутящего момента.

Для передачи крутящего момента от силовой установки к несущему и рулевому винтам используется трансмиссия, включающая главный, промежуточные и хвостовые редукторы, а также валы трансмиссии. Для определения массы трансмиссии необходимо иметь ее предварительную кинематическую схему, а также знать взлетную и номинальную мощность силовой установки. Таким образом, массу, трансмиссии следует рассчитывать по уравнению:

где - масса главного редуктора;  - масса промежуточного редуктора;  - масса хвостового редуктора;  - масса валов трансмиссии.

Массу главного редуктора надо определять величиной крутящего момента, передаваемого на несущий винт:

 - коэффициент, сопоставимый для редукторов одного размера, сходных схем и передаточных отношений.

Анализ данных масс построенных редукторов показывает, что уменьшение величин передаваемых крутящих моментов приводит к увеличению  , так как нельзя уменьшать бесконечно стенки шестерен и корпусов, по статистике  =0.340...0.525.

Промежуточные и хвостовые редукторы обычно имеют очень малые передаточные отношения и состоят из двух конических шестерен. Так как крутящие моменты, передаваемые этими редукторами, изменяются в широких пределах, в формулу для определения массы этих редукторов следует вводить эквивалентный крутящий момент:

где - крутящий момент хвостового винта.

Для современных промежуточных и хвостовых редукторов можно принять: =0.70...0.90; =0.65...0.80.

Расчеты показывают, что для одновинтового вертолета с достаточной степенью точности эквивалентный крутящий момент может быть принят равным моменту на ведомом валу редуктора на режиме висения при Н = .

Если для одновинтового вертолета масса трансмиссионных валов относительно невелика, то для поперечной и особенно продольной схемы их масса оказывается столь значительной, что существенно влияет на общую массу конструкции вертолета.

Выбор размеров трубы вала производится по потере устойчивости, которая может произойти при разрушающем крутящем моменте

Массу трансмиссионных валов следует определить по формуле:

где = 0,06…0,08 - массовый коэффициент валов;  - число валов; - суммарная длина валов трансмиссии;  - коэффициент эксплуатационной пере-грузки (, если двигатели расположены в одном месте, , если двигатели разнесены);  = 1,5 - коэффициент безопасности;  - крутящий момент, передаваемый валом ( для двухвинтовых вер-толетов, для одновинтовых вертолетов).

Перед выполнением расчета масс фюзеляжа должна быть сделана самая предварительная общая компоновка вертолета, учитывающая требуемые размеры грузовой кабины, для определения основных отправных данных вертолета и его фюзеляжа, схемы двигательной установки и трансмиссии.

Размеры носовой части, где расположена кабина экипажа, должны соответствовать нормам летной годности вертолетов и эксплуатационнотехническим требованиям (ЭТТ), а для грузовой кабины и хвостовой балки следует использовать данные, приведенные в таблице 5.

Таблица 5

Масса фюзеляжа не сильно зависит от действующих на вертолет нагрузок и связана с площадью поверхности, которой должна быть закрыта конструкция фюзеляжа. Предварительно массу фюзеляжа надо определять по формуле:

,

где  - масса одного квадратного метра соответствующих частей вертолета; - площадь поверхности различных элементов фюзеляжа.

Если конструкция выполняется из одного материала с использованием одинаковых технологических приемов, формулу можно упростить:

,

где  - средняя масса одного квадратного метра поверхности фюзеляжа;  - смачиваемая поверхность фюзеляжа.

Значительное влияние на массу фюзеляжа оказывает распределение массы груза по длине , и высоте h рабочей части фюзеляжа.

При определении оптимального диаметра несущих и рулевого винтов очень важно учесть влияние на массу фюзеляжа расстояния между осями винтов , при сохранении по возможности длины рабочей части фюзеляжа . В этом случае массу фюзеляжа следует определять по формуле:

где  - массовый коэффициент фюзеляжа;  - относительное удлинение фюзеляжа.

Значения , ,  можно определить в соответствии со статистическими данными современных вертолетов.

При изменении диаметра несущего винта на вертолетах одновинтовой и поперечной схемы значение  можно принять неизменным.

Система управления вертолетом для оценки массы состоит из двух частей:

- бустерной системы управления несущим винтом (или винтами, включая рулевой винт);

- проводки управления от командных рычагов до основных бустеров, называемую добустерной или ручной проводкой управления.

Различие между этими частями системы управления заключается в том, что бустерная система рассчитывается на нагрузки лопастей винтов, увеличивающиеся с размерами винтов, а добустерная система управления - только от усилий пилотов при однокаскадной системе управления и от усилий пилотов и малых бустеров в двухкаскадной системе управления:

где  - масса системы управления вертолетом;  - масса бустерной системы управления вертолетом;  - масса ручной системы управления вертолетом.

Современный уровень совершенства конструкций автомата перекоса и бустеров позволяет сделать вывод, что относительная масса бустерного управления пропорциональна хорде лопасти, ее радиусу и не зависит ни от каких других параметров вертолета:

,

где = 13...14.

В состав ручной проводки управления кроме управления до основных бустеров вводятся другие виды управления, в той числе системы управления двигателями, стабилизатором, системой управления грузовым створками, трапами и капотами. У одновинтового и соосного вертолета длины всех проводок, кроме проводки к рулевому винту, невелики. Считая общую длину проводки пропорциональной радиусу лопасти, молено принять:

,

где =7..10 кг/м для вертолетов, не имеющих вспомогательных систем;

=18...25 кг/м вертолетов, имеющих вспомогательное управление, в том числе и систему уборки и выпуска шасси.

Для двухвинтовых вертолетов продольной и поперечной схемы длина проводки возрастает. Полагая длину такой проводки пропорциональной расстоянию между винтами  , ее массу можно оценить по формуле:

где  = 30 кг/м для вертолетов продольной схемы;  =35 кг/м для вертолетов поперечной схемы. Применение электрической системы управления может снизить значения в 1.5…2,0 раза для вертолетов поперечной схемы.

Массу шасси следует оценивать в процентах от взлетной массы. Коэффициент кш зависит от величины приведенных нагрузок на стойки шасси, а также их конструктивного исполнения. В частности, масса убирающегося шасси скоростных вертолетов возрастает за счет уборки и выпуска цилиндров и замков.

Наиболее рационально распределяются приведенные нагрузки для вертолетов одновинтовой и соосной схемы, для которых  = 0,02, для продольной схемы  = 0,024, для вертолета поперечной схемы  = 0,028.

Тогда, используя статистические данные, массу шасси молено определить по формуле:

где  - взлетная масса проектируемого вертолета.

Статистика показывает, что наиболее легкими оказываются полозковые шасси легких вертолетов  = 0.01, а, наиболее тяжелыми - шасси вертолета-крана, рассчитанного на перевозку грузов, закрепленных между опорами шасси, как у вертолета Ми -8  = 0.06.

Масса оборудования  должна включать в себя массы пилотажно- навигационного и приборного оборудования , радиооборудования , электрооборудования , оборудования кабин экипажа, салона и грузовой кабины , а также ряда систем специального оборудования :

Масса всех видов оборудования значительно зависит от назначения вертолета, его размеров и схемы, поэтому ее можно определить достаточно точно на заключительном этапе путем суммирования. Так как значительная часть массы  приходится на электрооборудование, то с учетом массы генераторов, проводов и электронагревателей лопастей можно определить массу электрооборудования:

где = 22...24 кг/м;  = R лопасти;  = 5...6 кг/м2; - суммарная площадь лопастей.

Массу оборудования гражданских вертолетов без электрооборудования необходимо рассчитать по формуле:

где массовый коэффициент может измениться в диапазона от =1.6 ДО  =2.65 в зависимости от ЭТТ.

На основании вышеизложенных формул, массу оборудования вертолета следует определить по формуле:

=904,65 кг

Полученные массы частей, агрегатов и систем вертолета следует занести в ведомость масс вертолета (таблица 6).

. Ведомость масс вертолета

Таблица 6

По относительным массам имеется возможность проверять правильность расчетов масс, в сравнении с вертолетами-прототипами, подобранными для таблицы статистических данных.

. Расчет летно-технических характеристик вертолета

Летно-технические характеристики вертолета зависят от большого числа его конструктивных параметров. Соответствие ЛТХ проектируемого вертолета заданным ЭТТ является необходимым, но недостаточным условием оптимального проекта. Кроме того, должны быть выполнены требования устойчивости, управляемости, экономичности и т.п.

К летно-техническим характеристикам вертолета относятся область возможных режимов полета в координатах высоты-скорости, включающая минимальные и максимальные скорости горизонтального полета, статический и динамический потолки; максимальная скороподъемность и скороподъемность на вертикальном режиме полета, крейсерская и экономическая скорости полета; минимальная скорость снижения на режиме самовращения несущего винта; время набора высоты и т.д.

Указанные характеристики соответствуют так называемым квазиустановившимся режимам полета, на которых силы и моменты, действующие на вертолет, сбалансированы (уравновешены):

где  - вектор равнодействующей всех сил, приложенных к вертолету;  - вектор момента.

Расчет ЛТХ вертолета следует производить для режимов вертикального полета и полета с горизонтальной составляющей скорости.

Расчет ЛТХ вертолета необходимо выполнять методом мощностей, т.е. сопоставлением мощности, потребной для горизонтального полета и располагаемой мощности двигателя при установившихся режимах полета.

Равенство указанных мощностей соответствует горизонтальному полету, а избыток располагаемой мощности над потребной - набору высоты по прямолинейной траектории.

Располагаемую мощность, подводимую к несущим винтам вертолета, следует определять по формуле:

где  - суммарная мощность двигателей при определенной степени их дроссели-рования, заданных атмосферных условиях, высоте и скорости полета.

Приближенно можно считать:

где  - коэффициент, учитывающий потери мощности в трансмиссии на привод различных агрегатов и др.

В приближенных расчетах, для различных вертолетов, выполненных по соосной схеме, можно принять  =0.95.

Коэффициент  следует вычислять по формуле:

где  - мощность, идущая на привод рулевого винта.

Мощность  рекомендуется вычислять после расчета балансировки вертолета, в результате, которой можно найти силу тяги рулевого винта, необходимую для уравновешивания реактивного момента несущего винта.

Затраты мощности рулевого винта на режиме висения приближенно можно определить используя зависимость  от относительного радиуса рулевого винта  для различных значении нагрузок Р на ометаемую площадь и окружных скоростей (1- Р = 0.6 кПа, ωR = 220 м/с; 2- Р = 0.5 кПа, ωR = 220 м/с; 3- Р = 0.4 кПа, ωR = 220 м/с; 4- Р = 0.3 кПа, ωR = 210 м/с; 5- Р = 0.2 кПа, ωR = 200 м/с.)

Если на вертолете установлен газотурбинный двигатель, то его мощность 1Чд можно определить по приближенной формуле:

где  - максимальная (взлетная) мощность двигателя при стандартных атмосферных условиях и нулевой скорости полета;

- степень дросселирования двигателя, определяющая режим его работы; ,, - относительное изменение мощности от высоты, скорости полета и температуры окружающего воздуха.

В приближенных расчетах эти величины следует определять на основании осредненных для большого количества двигателей зависимостей.

Степень дросселирования двигателя зависит от количества топлива, подаваемого в камеру сгорания, времени непрерывной работы двигателя на заданном режиме - от температуры газов на лопатках турбины. Для вертолетных газотурбинных двигателей необходимо устанавливать следующие режимы работы: взлетный, номинальный, крейсерский, чрезвычайный.

Взлетный режим используется при вертикальном взлете вертолета и висении на больших высотах или при повышенной температуре окружающего воздуха. Работа двигателя на этом режиме обычно не превышает 5-10 мин. На номинальном режиме (=0.85...0.90) время непрерывной работы двигателя достигает 30 мин и более. На этом режиме осуществляется взлет и висение при стандартных условиях у земли, а также горизонтальный полет с максимальной скоростью. На крейсерском режиме (=0.76...0.81) время непрерывной работы двигателя не ограничивается и равно установленному для него ресурсу.

На этом режиме совершенствуются длительные по времени полеты вертолета.

На чрезвычайном режиме (=1.07...1.10) время работы двигателя резко ограничено и не превышает 2.5 мин.

Такой режим используется на двухдвигательных вертолетах для продолжения взлета или безопасной посадки в случае отказа одного из двигателей.

Для определения максимальной продолжительности и дальности полета необходимо использовать зависимости удельного расхода топлива двигателя от режима их работы, скорости полета и атмосферных условий:

где  - удельный расход топлива при взлетной мощности;

, , , - изменение удельного расхода топлива в зависимости от высоты и скорости полета, температуры окружающего воздуха, степени дроссели-рования двигателя.

Мощность, потребную для вращения НВ на режиме висения и вертикального взлета, необходимо рассчитывать с учетом потерь на обдувку корпуса вертолета.

Потребную силу тяги в этом случае надо вычислять по формуле:

где  - относительные потери тяги несущего винта, определяемые силой сопротивления планера вертолета, находящегося в струе от несущего винта.

На режимах вертикального взлета используется взлетная мощность двигателя, расчет которой рекомендуется проводить для ряда высот, начиная с Н = 0 м. Скороподъемность следует определять по избытку располагаемой мощности над потребной для висения на заданной высоте Н:

По результатам расчета надо построить зависимость vy = f(H) и определить практически статический потолок  как максимальную высоту, на которой скорость подъема имеет конечное значение vy =0.5 м/с.

На основании этого графика следует построить барограмму взлета H = f(t), по которой рассчитать время I набора высоты .

Для заданной взлетной массы вертолета т0 и высоты R необходимо определить максимальную vmax и минимальную vmin скорости горизонтального полета по точкам пересечения кривых потребных и располагаемых мощностей.

Начиная с определенных высот, максимальную скорость можно ограничить условиями срыва потока на отступающей лопасти (vmax = vпр).

Расчет необходимо выполнить для ряда высот и построить график зависимости , по которому необходимо определить динамический потолок вертолета.

Практический динамический потолок вертолета рекомендуется вычислить по высоте, на которой = 0.5 м/с.

Минимальную вертикальную составляющую скорости при снижении вертолета по наклонной траектории на режиме установившегося самовращения несущего винта приближенно можно определить по формуле:

где  - минимальная потребная мощность горизонтального полета, кВт.

Кроме перечисленных скоростей для ряда высот необходимо найти экономическую скорость полета vэ, при которой достигается наибольшая Продолжительность полета tmax, и крейсерскую скорость vкр, при которой обеспечивается наибольшая дальность полета Lmax. Скорость vэ соответствует минимальному часовому расходу топлива :

а скорость vкр - минимальному километровому расходу qmin:

Для их определения необходимо построить зависимости часового и километрового расходов от скорости vy:

где  -удельный расход топлива, вычисляемый для мощности двигателя ;  -потребная мощность на заданной высоте и скорости горизонтального полета; - коэффициент использования мощность.

По графикам  и  следует определить минимальный часовой и километровый расходы топлива, а затем максимальные продолжительность и дальность полета:

Сопоставление продольной и одновинтовой схем вертолетов показывает, что создать вертолет продольной схемы с требуемыми летными характеристиками можно только с существенно большей, по сравнению с вертолетом одновинтовой схемы, взлетной массой и, соответственно, с двигателями большей мощности. При худшей весовой отдаче у этого вертолета будет более низкая экономичность. При той же взлетной массе вертолет продольной схемы будет иметь худшие летные данные, и не будет выполнять требований по величине перевозимого груза.

. Расчет шасси вертолета

Конструктивно - силовую схему шасси необходимо выбирать исходя из назначения вертолета, условий эксплуатации и конкретных конструктивнокомпоновочных решений. Эксплуатационные требования определяют тип посадочного устройства шасси: колес, лодок, поплавков, полозьев.

На вертолетах ГА применяется, как правило, колесное шасси трехопорной или четырехопорной схемы с носовыми колесами, при этом основные опоры размещаются вблизи центра масс вертолета. Это объясняется тем, что данная схема имеет ряд существенных преимуществ по сравнению со схемой с хвостовым колесом: безопасная и более простая посадка вертолета в условиях плохой видимости, хорошая путевая устойчивость при взлете и посадке по- самолетному.

Данные методические указания ориентированы на проектирование шасси с передними опорами, но их также можно применять и для других конструктивных схем шасси.

Шасси с задним колесом следует применять в особых случаях, когда это оправдано компоновкой и требованиями, предъявляемыми к вертолету (низкое расположение хвостовой балки, установка специального оборудования на нижней поверхности носовой части фюзеляжа и т.д.). На стадии предэскизного и эскизного проектирования вертолета необходимо определить основные параметры шасси. Параметры шасси в большой степени влияют на облик и конструкцию вертолета, от них зависит клиренс (расстояние от нижней точки фюзеляжа до земли), силовая и геометрическая компоновка всего аппарата в целом.

Угол опрокидывания следует определить из условий безопасной посадки вертолета на режиме авторотации (на однодвигательном вертолете) и с одним отказавшим двигателем (на многодвигательном вертолете). По статистическим данным θ =8...15° и θ > λm, где λm -угол опрокидывания вертолета назад при предельно задней центровке.

Стояночный угол β - угол между строительной горизонталью фюзеляжа и поверхностью посадочной площадки необходимо выбрать из условий одновременного касания передними и основными колесами земли и равномерного обжатия амортизаторов при посадке вертолета с передней центровкой (при учете угла заклинения несущего винта вперед на 3-5°). Обычно угол β = 0...50.

При работах по специальному применению взлетно-посадочные площадки вертолета обычно находится вне оборудованных аэродромов. По этой причине параметры шасси необходимо выбрать такими, чтобы при полном обжатии колес и амортизаторов, передних и основных опор вертолет не касался земли нижней частью фюзеляжа. С этой целью клиренс должен быть не менее h=0.2 м (высота стандартной кочки). Значение клиренса можно определить по статистическим данным в зависимости от взлетной массы вертолета т0. Необходимо учесть, что определенное таким образом значение клиренса является первым приближением и впоследствии должно быть уточнено в зависимости от выбранной схемы стойки, амортизатора и колеса.

База шасси с = а + b. Расстояние b от колес основных опор шасси до центра масс вертолета следует выбирать из условий неопрокидывания вертолета на хвост на стоянке с уклоном λm <15°. Величина θ также должна быть такой, чтобы вертолет при загрузке через задний люк не опрокидывался на хвостовую опору.

Расстояние от колес передних опор до центра масс следует определять с учетом того, что передняя опора шасси должна крепиться к силовому шпангоуту (силовой шпангоут стыка носовой и центральной частей фюзеляжа) и воспринимать 10-15% массы вертолета на стоянке. В случае не соблюдения указанных соотношений между a и b при данной силовой схеме фюзеляжа необходимо передвинуть переднюю или хвостовую опору фюзеляжа, применив дополнительные силовые шпангоуты, с учетом ограничения по углу опрокидывания.

. Подбор колес шасси

Подбор колес для шасси вертолетов молено производить по значению стояночной нагрузки таким образом, чтобы 70 % истинной стояночной нагрузки, приходящейся на данное колесо при т0 не превышало Рст по каталогу. "Перегружение" колес по стояночной нагрузке обусловлено более легким режимом их работы по сравнению с самолетными колесами.

Расчетные стояночные нагрузки молено определить по следующим формулам:

- на передние колеса

на основные колеса

где  - вынос основного колеса; g - ускорение земного падения (g = 9.81 м/с2); с

-        база колес; , - количество передних и основных стоек; , - количество колес на одной передней и основной стойках; а - вынос переднего колеса.

Следует помнить, что на вертолетах обычно устанавливаются колеса с пневматиками баллонного, полубалонного и арочного типов, которые позволяют эксплуатировать вертолеты на неподготовленных посадочных площадках с малой прочностью грунта.

Колеса с пневматиками высокого давления предназначены для палубных вертолетов. Эти пневматики имеют большую жесткость, что препятствует возникновению колебаний типа "земной резонанс".

Следует выбрать колеса, удовлетворяющие ограничениям:

,

Если выбранное колесо имеет "запас" по стояночной нагрузке свыше 20% по сравнению с расчетной нагрузкой на колесо , а меньшее ближайшее колесо имеет "недостаток" по стояночной нагрузке менее 10%, то следует выбрать меньшее колесо, а "избыток" стояночной нагрузки, действующей на колесо, можно компенсировать увеличением давления зарядки пневматике воздухом .

Однако следует помнить, что увеличение  свыше 0,6 МПа ухудшает проходимость колеса по грунту.

После определения истинной стояночной нагрузки на колесо:

следует найти  и пересчитать другие параметры:

где Pмд - максимально допустимая нагрузка; Амд - работа колеса при максимально допустимой нагрузке. Значения обжатия пневматика δмд , предельной нагрузки Рпред и боковой разрушающей нагрузки Fраз надо выбрать из приложения:

- принимаем для передних стоек:

δпер.мд = 98 мм, Рпер.пред = 68 кН, mпер.к = 10,5 кг;

- принимаем для основных стоек:

δос.мд = 180 мм, Рос.пред = 171 кН, mпер.к = 44,1 кг;

Необходимо проверить проходимость вертолета по грунту для передних и задних (основных) колес.

Глубину колеи, которая образуется не поверхности грунта при движении вертолета с малой скоростью, надо определить по формуле:

вертолет амортизатор шасси центровка

где  - прочность грунта;  - коэффициент, учитывающий деформацию пневматика в зоне контакта с грунтом, причем  изменяется по линейному закону: = 1,0 при  = 4105 Па и  = 1,6 при  = 10105 Па. Желательно, чтобы глубина колеи не превышала 8 см при прочности грунта  = 4105 Па (0.4 МП). Если глубина колеи получается больше 8 см, то необходимо либо уменьшить стояночную нагрузку на одно колесо (перейти к спаренным колесам), либо увеличить ширину пневматика d (перейти от арочного пневматика к полубалонному или даже балонному), либо выбрать большее по размерам колесо.

Колея шасси В влияет на величину противокапотажного угла 𝛾к на характеристики "земного" резонанса.

На современных вертолетах для борьбы с "земным" резонансом ставят специальные амортизаторы шасси, (двухкамерного типа либо со специальным клапаном), а также демпферы вертикальных шарниров несущего винта. Все это позволяет отстроиться от земного резонанса при любых встречающихся значениях колеи.

Следовательно, на величину В влияет, в первую очередь величина противокапотажного угла 𝛾к.

Для исключения капотирования (переворачивания) вертолета относительно оси, необходимо учитывать ограничения НЛГВ по боковой перегрузке nz=0,5ny и коэффициентам трения µтр=0,6…0,8, которые дают возможность вычислить tg 𝛾к = = 0,6…0,8 или угол 𝛾к = 30°...40°. Из геометрических построений для трехопорной схемы шасси значение колеи надо определить по условию:

где Н - высота центра масс вертолета над землей, м (определяется при центровке вертолета).

Если при компоновке трехопорного шасси противокапотажный угол 𝛾к получается меньше требуемого, то его можно увеличить за счет перехода к четырехопорному шасси, заменив одну переднюю стойку двумя, которые разносят на такое расстояние 0.5В от оси симметрии, чтобы угол �.к соответствовал потребному.

Обычно величина колеи связана с расстоянием от земли до втулки несущего винта Ннв одновинтового вертолета соотношением В=(0.75...0.95)Ннв. На современных вертолетах прослеживается тенденция к уменьшению величины колеи, на некоторых машинах она достигает В = 0.5 Ннв.

Для расчета амортизатора необходимо предварительно определить энергию, которую он должен поглотить. Нормами прочности задается энергия посадочного удара, которая называется нормированной работой:

где - редуцированная масса вертолета, приходящаяся на одну опору:

для передней опоры:

- для основной опоры:

где  - приведенная вертикальная скорость вертолета при посадке. Для упрощения определения редуцированных масс можно рекомендовать значение таблицы 8.

Таблица 7

Наибольшую точность при определении значения Aн можно достичь при рассмотрении четырех посадочных случаев: I - П, II - П, III - П, IV - П. В этих случаях принимается значение предельных перегрузок nпр=2,5, коэффициент запаса прочности f=1,2. Вертикальная скорость = 3.6м/с задается НЛГВ -71.

Случай I - П: вертикальная посадка на переднюю и основную опору с одновременным ударом. При этом на опору действуют вертикальные нагрузки, равны:

Энергия, поглощаемая амортизатором и колесами:

Случай II - П: посадка с нераскрученными колесами. Рассмотрим два варианта нагружения вертолета при посадке с поступательной скоростью.вариант - посадка на основные колеса при максимально допустимом тангаже. При этом на задние опоры действует вертикальная нагрузка, равная:

Одна основная опора шасси поглощает энергию, равную:

вариант - вертолет находится в стояночном положении при ударе колесами передней опоры о поверхность посадочной площадки.

Колеса основных опор шасси касаются площадки, но не нагружены. При этом на передние опоры действует вертикальная нагрузка, равная:

Одна опора переднего шасси поглощает энергию, равную:

Случай III - П: посадка со сносом.

Если правые (левые) опоры переднего и основного шасси нагружены вертикальными силами:

то левые (правые) нагружаются силами:

Если шасси выполнено по трехопорной схеме, тогда энергия, поглощаемая амортизатором и колесами правых (левых) опор переднего и основного шасси:

Коэффициент 0.7 учитывает боковой снос.

Энергия, поглощаемая амортизатором и колесами левых (правых) опор переднего и основного шасси:

Коэффициенты 1.4 и 0.6 учитывают боковой снос.

Случай IV - П: односторонняя посадка. Рассмотрим нагружение вертолета при вертикальной посадке на наклонную площадку или посадку с креном. Поперечный наклон площадки или крен вертолета составляет 𝛾к =10°.

Силы, действующие на нагруженную опору шасси, надо принять равными:

Нормированная энергия на одну опору:

Максимальная энергия, поглощаемая амортизатором, равна:

где  - расчетная нормированная работа опоры;  - надо выбирать по приложениям.

Для определения основных параметров амортизатора необходимо задаться схемой опоры, нарисовав эскиз, и выбрать тип амортизатора.

Передние опоры выполняются по телескопическому или рычажному типу. Рычажные опоры подразделяются на рычажные опоры с выносным амортизатором, рычажные опоры кривошипно-шатунной схемы, опоры полурычажного типа.

Основные опоры шасси бывают различной схемы: пирамидальные, телескопические, рычажные, а также рычажные с пространственным расположением выносного амортизатора.

Важно знать, что основные опоры пирамидального типа советских вертолетов фактически являются рычажными опорами с выносным амортизатором, но повернутым на 90° относительно оси вертолета.

Передаточное число опоры в первом приближении надо определить как отношение усилия, действующего на амортизатор, Рам к усилию, действующему на колесо (колеса) Ру:

Для телескопических опор величина  постоянна и зависит от угла наклона опоры β1:

При рычажной подвеске передаточное отношение  следует определить из геометрических соотношений элементов опоры. Оно изменяется в процессе обжатия амортизатора. Для современных конструкций шасси  необходимо выбрать в пределах 1.75...2.85.

Для выбранной в масштабе схемы опоры рекомендуется построить график изменения геометрического передаточного числа  задавшись ступенчатым изменением хода амортизатора  через 20 (50) мм.

Из энергетических соотношений следует определить  (энергетическое) для рассматриваемой опоры:

Необходимо построить график  При ступенчатом изменении Бом. Величина при которой , будет равна величине максимального хода амортизатора , а значение  будет соответственно передаточным числом опоры.

Величина коэффициента полноты диаграммы  зависит от конструкции амортизатора и может быть принято= 0.60...0.75 для современных жидкостно-газовых амортизаторов. Принимаем .

. Определение конструктивных параметров жидкостно-газового амортизатора

Основные размеры жидкостно-газового амортизатора, можно определить, рассчитав полный ход амортизатора и коэффициент начальной затяжки, рабочую площадь поршня амортизатора, начальный объем воздуха, количество жидкости, заливаемой в амортизатор.

Полный ход амортизатора равен:

Коэффициент начальной затяжки амортизатора равен:

где  - усилие, действующее на амортизатор и соответствующее началу его сдвига, Н. Для амортизаторов передних опор рекомендуется принять  ≈ 1. Амортизаторы основных опор при посадке, кроме погашения энергии удара, выполняют функцию демпферов "земного резонанса". Поэтому для них рекомендуется принять =0.1...0.2.

Задавшись коэффициентом , надо определить усилие :

Рабочую площадь поршня амортизатора следует определить в зависимости от начального давления зарядки , значение которого устанавливается в соответствии со статистическими данными:

где =0.15 - коэффициент, учитывающий трение; =(20...40)105 Па для телескопических амортизаторов передних опор; =(30...70)105 Па для амортизаторов с рычажной подвеской колес; =(10...ЗО)105 Па для амортизаторов основных опор.

Диаметр поршня необходимо определить по формуле:

Конечное давление газа на поршень:

должно быть не более  ≤ 100Ч105 Па для телескопических опор; 400Ч105 Па для опор с рычажной подвеской. При невыполнении этих условий следует уменьшить  и пересчитать , , .

Начальный объем воздуха надо определить из условий политропического процесса на прямом ходе:

где =1,1…1,3 - показатель политропы.

Высота воздушной камеры:

Количество жидкости, заливаемой в амортизаторы, следует определить по уровню , который надо отмерить от торца верхней буксы при необжатом амортизаторе. Этот уровень следует найти из условия заполнения жидкостью кольцевого пространства между цилиндром и штоком при обжатии амортизатора . Данное количество жидкости обеспечивает работу клапана торможения на обратном ходу:

где  - внешний диаметр штока,

Расстояние между буксами амортизатора Bб целесообразно делать как можно большим, так как при этом уменьшаются силы трения и их износ. Рекомендуется принять:

при необжатом положении амортизатора.

Ширину верхней hвб и нижней hнб букс надо определить из условии:

Можно принять такие размеры:

днища амортизатора:

высоту гайки:

- минимальную длину узлов крепления:

Минимальную длину необжатого амортизатора необходимо определить как сумму длин отдельных его элементов:

Если , необходимо либо увеличить давление  либо перейти к новой конструкции амортизатора.

Для расчета на прочность опоры шасси, прежде всего, следует определить в соответствии с НЛГВ - 71 нагрузки, действующие на ее элементы.

Под действием реакции грунта возникают нагрузки, которые можно разложить по осям ОХ, ОУ, ОZ: Рх - лобовая, параллельная земле сила, приложенная к оси колес и направленная против полета; Ру - вертикальная сила, нормальная к поверхности взлетно-посадочной полосы или рулежной дорожки; Рz - боковая сила, параллельная земле. Эти нагрузки следует прикладывать к колесам опор и с помощью методов статики определять величину усилий и опорных реакций в амортизаторах, подкосах и цапфах крепления. Размеры шасси надо брать с учетом эксплуатационного обжатия амортизатора. На основе этих расчетов необходимо составить таблицу нагрузок на элементы для различных случаев нагружения по НЛГВ. Максимальные значения нагрузок будут расчетными для элементов опоры.

По согласованию с руководителем курсового или дипломного проекта надо выбрать для расчета на прочность узел шасси. Рекомендуется рассчитать на прочность амортизатор, исходя из полученных геометрических размеров, узлы крепления опор шасси к фюзеляжу и хвостовой балке, оси колес, элементы фермы крепления шасси, элементы рычажной подвески шасси. Произвести расчеты лыжного или полозкового шасси.

Чтобы выявить наиболее нагружаемые сечения узла, следует построить эпюры Q, N, Мт, Мкр от единичных лобовых, вертикальных и боковых единичных сил. Затем эти эпюры следует умножить на соответствующие расчетные нагрузки. Дальнейшие расчеты заключаются в определении площадей поперечного сечения, толщин полых элементов по значениям расчетных разрушающих напряжений материалов, принятых для конструкций. Полученные размеры надо скорректировать по технологическим соображениям и проверить по значениям действующих напряжений. При этом коэффициент избытка прочности:

где  - разрушающее напряжение для выбранного материала;  - действующее напряжение в конструкции.

Коэффициент избытка прочности не должен превышать 0.5.

. Расчет топливной системы вертолета

При разработке системы питания топливом необходимо произвести анализ существующих систем и выбор топливной системы для проектируемого вертолета.

В современных системах питания топливом используются два способа подачи топлива в двигатель: способ выдавливания топлива и способ перекачки топлива.

Способ выдавливания топлива может выполняться по последовательной схеме и по параллельной схеме.

При последовательной выработке топлива в результате повышения ∆Рб давления в баке 1, создаваемого обычно с помощью нейтрального газа, топливо поступает в бак 2, затем в бак 3. Скорость протекания топлива тем больше, чем меньше гидравлические потери в коммуникациях и чем больше избыточное давление ∆Рб. При этом дренаж в баках не требуется.

При параллельной выработке топлива в баках 1 и 2 избыточное давление нейтральным газом создается одновременно и топливо из этих баков поступает в расходный бак 3. При пользовании этой схемой требуется надежно работающая дренажная система, иначе вследствие неизбежной разницы в гидравлических потерях коммуникаций возможна неравномерная выработка топлива из баков 1и 2.

При подаче топлива к двигателям способом перекачки в самой нижней точке бака 1 устанавливается насос перекачки, и топливо из бака 1 подается в бак 2 под давлением, создаваемым насосом перекачки. Подкачивающий насос под давлением подает топливо. Он устанавливается в нижней точке расходного бака 2 и подает топливо к двигателям. Перелитое топливо возвращается в бак 1 по трубе перелива топлива.

Расчетными случаями для топливных систем вертолета являются те режимы, при которых имеются большие расходы топлива и наибольшие перегрузки, вызывающие отлив топлива от насоса. Расчетными случаями могут быть:

полет на максимальной мощности двигателей на высоте практического потолка с учетом скоростного наддува двигателей;

взлет на максимальной мощности двигателей на последней расчетной высоте (горка). При этом перегрузки:

пу = 0; пz = 0;

где N - максимальная мощность двигателя на расчетной высоте; т - полетная масса вертолета;  - диаметр несущего винта;  - отношение плотности воздуха на расчетной высоте к плотности его у земли;

горизонтальный вираж без потери высоты и скорости на высоте, равной статическому потолку вертолета. При этом перегрузки:

пх = 0; пz = 0;

В этих случаях необходимо учитывать питание максимального количества двигателей и минимальный уровень топлива в баках (25 % объема бака).

Расчет топливной системы в основном сводится к определению объемов баков и последовательности выработки топлива из них; сопротивления топливной трассы от баков к насосу, установленному на двигателе; высотности системы; параметров дренажной системы; параметров аварийного слива (если таковой имеется).

Необходимое количество топлива можно определить из условия обеспечения заданной дальности и продолжительности полета вертолета на этапе расчета масс вертолета.

После подбора двигателей и уточнения удельного расхода топлива на различных режимах необходимо рассчитать массу потребного топлива. Принцип такого расчета предусматривает определение массы и объема топлива, размещение топлива на вертолете.

В общем случае для любого вертолета запас топлива:

где  - масса топлива, расходуемая на взлете;  - масса топлива, расходуемая на режиме висения;  - масса топлива, расходуемая в горизонтальном полете;  - масса топлива, расходуемая на посадке;  -масса топлива, расходуемая на земле с учетом руления, запуска и опробования двигателей.

Масса топлива для различных режимов определяется по формулам:

где - удельный расход топлива на взлетном режиме;  - взлетная мощность двигателей; - время взлета;

где  - удельный расход топлива на режиме висения;  - мощность двигателей на режиме висения; - время режима висения;

где  - удельный расход топлива в горизонтальном полете;  - мощность двигателей на крейсерском режиме;- время горизонтального полета;

где  - удельный расход топлива на посадке;  - мощность двигателей на посадке;  - время посадки;

где , ,  - удельные расходы топлива на режимах запуска, опробования двигателей и руления; , ,  - мощности двигателей на режимах запуска, опробования и руления; , ,  - время запуска, опробования двигателей и руления.

Объем, занимаемый топливом, можно определить по формуле:

где  = 780 кг/м3 - плотность топлива (принимаем топливо ТС - 1); А = 1.05…1,1 и учитывает не вырабатываемый остаток топлива и компоновку топливных баков.