मिनी हेलीकॉप्टरों के ब्लेड का अर्ध-कठोर बन्धन क्या है। प्रोपेलर की गणना और निर्माण

कल हमने बातचीत शुरू की, रोशनी में भारतीय निविदा के विवाद और चर्चा. आइए अब प्रतिस्पर्धी, हमारे एमआई -26 पर एक संक्षिप्त नज़र डालें, और फिर दोनों हेलीकॉप्टरों की तुलना करें।

फर्म में एक भारी रोटरी-विंग विमान डिजाइन करना एम.एल. माइल ने सबसे इष्टतम योजना और लेआउट की खोज के साथ शुरुआत की। वी -12 के निर्माण के साथ, तीन योजनाओं पर विचार किया गया: सिंगल-स्क्रू और दो ट्विन-स्क्रू - अनुप्रस्थ और अनुदैर्ध्य। प्रारंभ में, नई मशीनों के लिए Mi-6 और V-12 से मुख्य इकाइयों का उपयोग करने का निर्णय लिया गया: एकल-रोटर हेलीकॉप्टर के लिए ब्लेड; ब्लेड, मुख्य गियरबॉक्स और नियंत्रण प्रणाली के बूस्टर - ट्विन-रोटर हेलीकॉप्टर के लिए; और एमआई -8 से: ब्लेड - 23 मीटर व्यास वाले रोटार के साथ एक अनुप्रस्थ हेलीकॉप्टर के लिए। वेरिएंट का अध्ययन किया गया: 35 मीटर के व्यास के साथ रोटर वाला सिंगल-रोटर हेलीकॉप्टर; 23 और 35 मीटर के व्यास के साथ शिकंजा के साथ दो-पेंच अनुप्रस्थ योजना; 35 मीटर के व्यास के साथ रोटार के साथ ट्विन-स्क्रू अनुदैर्ध्य योजना। हालांकि, उन सभी में समान कमियां थीं - संदर्भ की शर्तों के साथ मापदंडों का बेमेल, कम वजन वापसी और उच्च टेक-ऑफ वजन और, परिणामस्वरूप, कम उड़ान प्रदर्शन .

कंपनी के विश्लेषक इस निष्कर्ष पर पहुंचे कि समस्या को हल करने के लिए, इष्टतम मापदंडों को चुनने के लिए खुद को सीमित करना पर्याप्त नहीं है - गैर-पारंपरिक डिजाइन विधियों की आवश्यकता है। उसी समय, धारावाहिक इकाइयों के उपयोग और आम तौर पर स्वीकृत डिजाइन समाधानों के उपयोग दोनों को छोड़ना आवश्यक था।

भारी हेलीकॉप्टर परियोजना को नया पदनाम Mi-26 या "उत्पाद 90" दिया गया था। उड्डयन उद्योग मंत्रालय के वैज्ञानिक अनुसंधान संस्थान से सकारात्मक निष्कर्ष प्राप्त करने के बाद, मॉस्को हेलीकॉप्टर प्लांट के कर्मचारियों का नाम रखा गया एमएल अगस्त 1971 में माइल "" ने एक प्रारंभिक परियोजना विकसित करना शुरू किया, जो तीन महीने बाद पूरी हुई। इस समय तक, सैन्य ग्राहक ने हेलीकॉप्टर के लिए तकनीकी आवश्यकताओं में बदलाव किए थे - अधिकतम पेलोड के द्रव्यमान को 15 से बढ़ाकर 18 टन कर दिया था। परियोजना को संशोधित किया गया था। Mi-26 हेलीकॉप्टर, अपने पूर्ववर्ती Mi-6 की तरह, विभिन्न प्रकार के सैन्य उपकरणों के परिवहन, गोला-बारूद, भोजन, उपकरण और अन्य सामग्री की डिलीवरी, सैन्य उपकरणों और हथियारों के साथ सैनिकों के इंट्रा-फ्रंट ट्रांसफर के लिए था। बीमार और घायलों की निकासी और, कुछ मामलों में, सामरिक हमला बलों की लैंडिंग के लिए।

Mi-26 नई तीसरी पीढ़ी का पहला घरेलू हेलीकॉप्टर था। इस तरह के रोटरक्राफ्ट को 60 के दशक के अंत में - 70 के दशक की शुरुआत में विकसित किया गया था। कई विदेशी फर्मों द्वारा और मुख्य रूप से परिवहन दक्षता में बेहतर तकनीकी और आर्थिक संकेतकों में अपने पूर्ववर्तियों से भिन्न थे। लेकिन Mi-26 के पैरामीटर कार्गो डिब्बे के साथ हेलीकॉप्टरों के घरेलू और विदेशी दोनों संकेतकों से काफी अधिक थे। वजन वापसी 50% (एमआई-6 के लिए 34% के बजाय), ईंधन दक्षता - 0.62 किग्रा / (टी * किमी) थी। Mi-6 के लगभग समान ज्यामितीय आयामों के साथ, नए उपकरण में दो बार पेलोड और काफी बेहतर उड़ान प्रदर्शन था। वहन क्षमता को दोगुना करने का हेलीकॉप्टर के टेकऑफ़ भार पर लगभग कोई प्रभाव नहीं पड़ा।

एमएपी की वैज्ञानिक और तकनीकी परिषद ने दिसंबर 1971 में एमआई-26 के प्रारंभिक डिजाइन को मंजूरी दी। एयर जायंट के डिजाइन में बड़ी मात्रा में अनुसंधान, डिजाइन और तकनीकी कार्य शामिल थे, साथ ही साथ नए उपकरणों का विकास भी शामिल था। थोड़े समय में, कम सापेक्ष द्रव्यमान और उच्च संसाधनों के साथ इकाइयों और प्रणालियों को बनाने और बनाने की योजना बनाई गई थी, एक बेंच बेस, परीक्षण घटकों और असेंबली, नई सामग्री से बने संरचनाओं के गुणों का अध्ययन, नए ब्लेड प्रोफाइल की जांच, वायुगतिकीय विशेषताओं की एक हेलीकाप्टर, हल्के ब्लेड की स्थिरता, आदि। इस संबंध में, "" MVZ उन्हें। एमएल माइल "" ने निकट सहयोग के लिए TsAGI, LII, VIAM, NIAT, CIAM और अन्य संगठनों को आकर्षित किया।

1972 में, "" एमवीजेड उन्हें। एमएल माइल "" को विमानन उद्योग के संस्थानों और ग्राहक से सकारात्मक निष्कर्ष प्राप्त हुए। वायु सेना कमान को सौंपे गए दो प्रस्तावों में से: उखटॉमस्क हेलीकॉप्टर प्लांट द्वारा विकसित एमआई -26 और रोटरक्राफ्ट, सेना ने माइलव मशीन को चुना। हेलीकॉप्टर के डिजाइन में एक महत्वपूर्ण चरण तकनीकी विशिष्टताओं की सक्षम तैयारी थी। ग्राहक को शुरू में हेलीकॉप्टर पर व्हील ड्राइव की स्थापना, भारी हथियारों, कार्गो डिब्बे के दबाव, ऑटोट्रैक्टर ईंधन पर इंजन के संचालन को सुनिश्चित करने और इसी तरह के सुधारों की आवश्यकता होती है जो संरचना का एक महत्वपूर्ण भारोत्तोलन करते हैं। इंजीनियरों को एक उचित समझौता मिला - माध्यमिक आवश्यकताओं को अस्वीकार कर दिया गया, और मुख्य को पूरा किया गया। नतीजतन, एक नया कॉकपिट लेआउट बनाया गया, जिससे चालक दल को चार से पांच तक बढ़ाना संभव हो गया; कार्गो डिब्बे की ऊंचाई, मूल परियोजना के विपरीत, पूरी लंबाई के साथ समान हो गई है। हेलीकाप्टर के कुछ अन्य भागों के डिजाइन में संशोधन किया गया है।

1974 में, Mi-26 भारी हेलीकॉप्टर की उपस्थिति लगभग पूरी तरह से बन गई थी। इसमें मिल परिवहन हेलीकाप्टरों के लिए एक क्लासिक लेआउट था: लगभग सभी बिजली संयंत्र सिस्टम कार्गो डिब्बे के ऊपर स्थित थे; इंजन मुख्य गियरबॉक्स के सापेक्ष आगे बढ़े और धनुष में स्थित कॉकपिट ने टेल सेक्शन को संतुलित किया। हेलीकॉप्टर को डिजाइन करते समय, पहली बार, दूसरे क्रम के वक्रों के साथ सतहों को निर्दिष्ट करके धड़ की आकृति की गणना की गई थी, जिसकी बदौलत Mi-26 के ऑल-मेटल सेमी-मोनोकोक धड़ को इसकी विशेषता सुव्यवस्थित "डॉल्फ़िन" प्राप्त हुई। -समान" आकार। इसके डिजाइन में, मूल रूप से पैनल असेंबली और गोंद-वेल्डेड फ्रेम जोड़ों का उपयोग करने की योजना बनाई गई थी।

Mi-26 धड़ के आगे के हिस्से में, सील और एयर कंडीशनिंग सिस्टम से लैस, कमांडर (बाएं पायलट), दाएं पायलट, नेविगेटर और फ्लाइट इंजीनियर के साथ-साथ एक केबिन के लिए सीटों के साथ एक विशाल और आरामदायक कॉकपिट था। कार्गो के साथ चार लोगों के लिए, और चालक दल के पांचवें सदस्य - फ्लाइट मैकेनिक। केबिन के किनारों पर, हेलीकॉप्टर के आपातकालीन भागने के साथ-साथ बख्तरबंद प्लेटों के लिए ब्लिस्टर हैच प्रदान किए गए थे। केबिन के तल के नीचे नेविगेशन और रेडियो संचार उपकरण, जीवन समर्थन प्रणाली और एक सहायक बिजली इकाई - एक TA-8A गैस टरबाइन इकाई, जो स्वायत्त इंजन स्टार्ट, हैंडलिंग तंत्र और अन्य प्रणालियों के लिए बिजली की आपूर्ति प्रदान करती है, के लिए डिब्बे थे। धनुष में रेडियो-पारदर्शी फेयरिंग के तहत एक नेविगेशन रडार स्थित था।

धड़ के मध्य भाग को एक पीछे के डिब्बे के साथ एक विशाल कार्गो डिब्बे द्वारा कब्जा कर लिया गया था, जो एक पूंछ बूम में बदल गया था। कैब की लंबाई 12.1 मीटर (सीढ़ी के साथ - 15 मीटर) है, चौड़ाई 3.2 मीटर है, और ऊंचाई 2.95 से 3.17 मीटर 20 टन तक भिन्न होती है, जिसे मोटर चालित राइफल डिवीजन, जैसे पैदल सेना से लड़ने वाले वाहन से लैस करने के लिए डिज़ाइन किया गया है। , स्व-चालित होवित्जर, बख्तरबंद टोही वाहन, आदि। दो ड्रॉप-डाउन साइड फ्लैप और पर्दे के साथ एक अवरोही सीढ़ी से सुसज्जित, पीछे के धड़ में कार्गो हैच के माध्यम से उपकरणों की लोडिंग को अपनी शक्ति के तहत किया गया था। सीढ़ी और दरवाजों का नियंत्रण हाइड्रोलिक था। लोडिंग और अनलोडिंग कार्यों के मशीनीकरण के लिए, कार्गो कम्पार्टमेंट दो LG-1500 इलेक्ट्रिक वाइन और एक लहरा डिवाइस से लैस था जो केबिन के साथ-साथ 5 टन तक लोड की लोडिंग, अनलोडिंग और परिवहन प्रदान करता है, साथ ही पहियों वाले गैर-स्व को भी कसता है। -चालित उपकरण। यात्रियों या हल्के माल की लदान, इसके अलावा, धड़ के किनारों के साथ तीन सीढ़ी के दरवाजों के माध्यम से की जा सकती है। लैंडिंग संस्करण में, Mi-26 में 82 सैनिक या 68 पैराट्रूपर्स थे। विशेष उपकरणों ने कुछ घंटों के भीतर 60 घायलों को स्ट्रेचर पर और तीन चिकित्साकर्मियों को ले जाने के लिए हेलीकॉप्टर को एम्बुलेंस में बदलना संभव बना दिया। 20 टन तक वजन वाले बड़े माल को बाहरी स्लिंग पर ले जाया जा सकता है। इसकी इकाइयाँ पावर फ्लोर संरचना में स्थित थीं, जिन्हें धड़ के अंदर माल परिवहन करते समय सिस्टम को खत्म करने की आवश्यकता नहीं थी। कार्गो हैच के पीछे, धड़ सुचारू रूप से एक प्रोफाइल एंड बीम-कील और स्टेबलाइजर के साथ टेल बूम में चला गया।

12,000 लीटर की कुल क्षमता के साथ आठ मुख्य ईंधन टैंक धड़ के कार्गो फर्श के नीचे रखे गए थे। नौका संस्करण में, Mi-26 के कार्गो डिब्बे में 14,800 लीटर की कुल क्षमता वाले चार और अतिरिक्त टैंक स्थापित किए जा सकते हैं। ऊपर, कार्गो डिब्बे के ऊपर, इंजन के लिए डिब्बे, मुख्य गियरबॉक्स और दो उपभोज्य ईंधन टैंक थे। इंजन एयर इंटेक के प्रवेश द्वार पर मशरूम के आकार के धूल संरक्षण उपकरण लगाए गए थे। उपभोज्य ईंधन टैंक और इंजन कवच द्वारा संरक्षित थे।

एमआई -26 इकाइयों और उच्च भार के तहत काम करने वाले भागों के इच्छित कम द्रव्यमान मूल्यों को सुनिश्चित करने के लिए, और आवश्यक स्तर की ताकत और विश्वसनीयता, डिज़ाइन ब्यूरो डिज़ाइन किया गया, और मॉस्को हेलीकॉप्टर प्लांट इम का पायलट उत्पादन। एमएल माइल"" ने 70 से अधिक परीक्षण बेंचों का निर्माण किया है, जिसमें एक पूर्ण पैमाने के उत्पाद को "गिराने" की विधि द्वारा धड़ और लैंडिंग गियर के पुन: स्थैतिक परीक्षणों के लिए परीक्षण बेंच के रूप में ऐसे अद्वितीय शामिल हैं, मुख्य परीक्षण के लिए एक बंद परीक्षण बेंच गियरबॉक्स, एक हेलीकॉप्टर की शक्ति और असर प्रणालियों के परीक्षण के लिए एक पूर्ण पैमाने पर परीक्षण बेंच, एक बेंच प्रारंभिक स्थैतिक परीक्षण और धड़ डिब्बों का शोधन, रियर धड़ के लिए एक स्थिर परीक्षण बेंच। धड़ का परीक्षण करते समय, कमजोर बिंदुओं की लगातार पहचान करके और उन्हें मजबूत करके आवश्यक ताकत हासिल की गई थी। नतीजतन, Mi-26 ने कार्गो डिब्बे की मात्रा और पेलोड के द्रव्यमान के मामले में अपने पूर्ववर्ती को लगभग दो गुना पीछे छोड़ दिया, जबकि धड़ का द्रव्यमान अपरिवर्तित रहा। टेल ट्रांसमिशन के गियरबॉक्स और शाफ्ट और मुख्य गियरबॉक्स के अलग-अलग हिस्सों के परीक्षण के लिए बेंच भी बनाए गए थे, ब्लेड के गतिशील परीक्षण, झाड़ियों के जोड़ों के संयुक्त परीक्षण और मुख्य और पूंछ प्रोपेलर के ब्लेड के बट भागों, आदि। । को अंजाम दिया गया। इकाइयों और प्रणालियों के डिजाइन में बेंच परीक्षणों के परिणामों को तुरंत ध्यान में रखा गया।

Mi-26 के डिजाइन में प्राथमिक कार्य, अन्य सभी रोटरक्राफ्ट की तरह, कम वजन और उच्च वायुगतिकीय और शक्ति विशेषताओं के साथ एक आधुनिक मुख्य रोटर का निर्माण था। एमआई -26 ब्लेड विकसित करते समय, ओकेबी इंजीनियरों ने स्टील स्पर और एल्यूमीनियम मिश्र धातु स्पर के साथ ब्लेड के डिजाइन और संचालन में समृद्ध अनुभव पर भरोसा किया। इस आकार के ब्लेड में फाइबरग्लास के उपयोग के छोटे अनुभव के कारण डिजाइनरों ने इसे इतने बड़े प्रोपेलर के लिए मुख्य सामग्री के रूप में उपयोग नहीं करने का निर्णय लिया। स्टील स्पर ने थकान शक्ति का बहुत अधिक मार्जिन प्रदान किया। इसके अलावा, इस समय तक पाइप के साथ एक टुकड़े में बने आस्तीन से जुड़े लग्स के साथ स्टील स्पार्स के उत्पादन के लिए एक अनूठी तकनीक विकसित की गई थी। एक भारी हेलीकॉप्टर के मुख्य रोटर ब्लेड को स्टील स्पर और फाइबरग्लास को आकार देने वाली संरचना के आधार पर डिजाइन किया गया था। आंतरिक फाइबरग्लास परत और बाहरी फाइबरग्लास त्वचा के बीच फाइबरग्लास पावर बेल्ट और हल्के फोम थे। पीछे की तरफ, फाइबरग्लास स्किन के साथ एक टेल कम्पार्टमेंट और Nomex पेपर से बने हनीकॉम्ब फिलर को बाहरी त्वचा से चिपकाया गया था। प्रत्येक ब्लेड उनके गठन के चरण में स्पर में माइक्रोक्रैक के माध्यम से पता लगाने के लिए एक वायवीय प्रणाली से सुसज्जित था। ब्लेड के वायुगतिकीय लेआउट को अनुकूलित करने के लिए TsAGI के साथ संयुक्त रूप से किए गए शोध ने प्रोपेलर की दक्षता में उल्लेखनीय वृद्धि करना संभव बना दिया। पांच गतिशील रूप से समान एमआई -26 ब्लेड का एक प्रयोगात्मक सेट एमआई -6 उड़ान प्रयोगशाला में 1 9 75 के प्रारंभिक परीक्षणों में पारित हुआ।

हेलीकॉप्टर निर्माण के इतिहास में पहली बार, आठ ब्लेड के साथ एक अत्यधिक भारित एमआई -26 मुख्य रोटर बनाया गया था। इस तरह के एक पेंच को इकट्ठा करने के लिए, आस्तीन की आस्तीन को हटाने योग्य बनाना पड़ता था। हब के लिए ब्लेड का बन्धन पारंपरिक था, तीन टिका के माध्यम से, हालांकि, अक्षीय काज के डिजाइन में, एमवीजेड आईएम के इंजीनियर। एमएल मिल "" ने एक मरोड़ बार पेश किया जो केन्द्रापसारक भार को मानता है। धातु-फ्लोरोप्लास्टिक बियरिंग्स का उपयोग करके कई धुरी जोड़ बनाए गए थे। ऊर्ध्वाधर टिका वसंत-हाइड्रोलिक डैम्पर्स से लैस थे। मुख्य रोटर हब के द्रव्यमान को कम करने के लिए, इसके डिजाइन में स्टील के बजाय टाइटेनियम का उपयोग किया गया था। इस सब ने एक आठ-ब्लेड वाला मुख्य रोटर बनाना संभव बना दिया जिसमें 30% अधिक जोर और पांच-ब्लेड वाले एमआई -6 प्रोपेलर की तुलना में 2 टन कम द्रव्यमान था। 1977 में आयोजित, Mi-26 उड़ान प्रयोगशाला पर Mi-26 मुख्य रोटर के प्रारंभिक परीक्षणों ने मापदंडों के सही विकल्प की पुष्टि की, उच्च वायुगतिकीय विशेषताओं, विभिन्न प्रकार की अस्थिरता की अनुपस्थिति, कम कंपन, के स्पार्स में मध्यम तनाव दिखाया। वाहक प्रणाली की इकाइयों में ब्लेड और भार का स्तर, गणना की गई एक से अधिक नहीं।

Mi-26 हेलीकॉप्टर पर रोटेशन की दिशा के साथ एक टेल रोटर लगाया गया था, जिसमें निचला ब्लेड प्रवाह की ओर जाता था। पांच-ब्लेड वाले अर्ध-कठोर टेल रोटर के ऑल-फाइबरग्लास ब्लेड को टॉर्सियन बार के साथ क्षैतिज और अक्षीय टिका के माध्यम से हब से जोड़ा गया था। इसके ब्लेड के पुर्जे पहले हाथ से बिछाए गए कपड़े से बनाए गए थे, और फिर मशीन सर्पिल वाइंडिंग की एक नई विधि द्वारा। दुगने टेल रोटर थ्रस्ट के बावजूद, इसका द्रव्यमान Mi-6 प्रोपेलर के समान ही रहा। मुख्य और टेल रोटर ब्लेड एक इलेक्ट्रोथर्मल एंटी-आइसिंग सिस्टम से लैस थे। एक अनुभवी टेल रोटर ने Mi-6 उड़ान प्रयोगशाला में प्रारंभिक परीक्षण पास कर लिया है। ब्लेड के अलावा, फाइबरग्लास का उपयोग स्टेबलाइजर स्पर और धड़ के कुछ गैर-शक्ति संरचनात्मक तत्वों के निर्माण में एक संरचनात्मक सामग्री के रूप में किया गया था।

सबसे कठिन कार्यों में से एक मुख्य गियरबॉक्स का निर्माण था, जिसे 20 हजार एचपी से ऊपर बिजली संचारित करना था। सभी मिल हेलीकाप्टरों के लिए, एमआई-1 के अपवाद के साथ, मुख्य गियरबॉक्स इंजन डिजाइनरों द्वारा डिजाइन किए गए थे, और मिल डिजाइन ब्यूरो ने केवल एक मसौदा लेआउट का प्रदर्शन किया था। एमआई -26 पर काम करते समय, इंजन डिज़ाइन ब्यूरो परियोजना प्रबंधकों द्वारा दिए गए एमआई -26 के द्रव्यमान के लिए डिज़ाइन किया गया मुख्य गियरबॉक्स नहीं बना सका। अद्वितीय मुख्य गियरबॉक्स को इन-हाउस लागत केंद्र में विकसित किया गया था। दो गतिज योजनाओं पर विचार किया गया: पारंपरिक ग्रह और एक मौलिक रूप से नई बहु-थ्रेडेड योजना, जिसका पहले घरेलू हेलीकॉप्टर उद्योग में उपयोग नहीं किया गया था। अध्ययनों से पता चला है कि दूसरी योजना आपको बड़े पैमाने पर महत्वपूर्ण लाभ प्राप्त करने की अनुमति देगी। नतीजतन, VR-26 तीन-चरण मुख्य गियरबॉक्स, जो कि प्रेषित शक्ति के मामले में Mi-6 पर उपयोग किए जाने वाले R-7 गियरबॉक्स से लगभग दो गुना अधिक है, और आउटपुट टॉर्क के मामले में डेढ़ से अधिक है। बार, अपने पूर्ववर्ती की तुलना में केवल 8.5% भारी निकला। मुख्य गियरबॉक्स का गियर अनुपात 62.5:1 था।

चेसिस एमआई -26 - तीन-असर, जिसमें सामने और दो मुख्य समर्थन शामिल हैं, दो-कक्ष निलंबन स्ट्रट्स के साथ। अंत बीम के नीचे एक वापस लेने योग्य पूंछ समर्थन स्थापित किया गया था। लोडिंग और अनलोडिंग की सुविधा के लिए, मुख्य लैंडिंग गियर क्लीयरेंस चेंज सिस्टम से लैस था।

Mi-26 को विकसित करते समय, बेसिंग की स्वायत्तता सुनिश्चित करने, विश्वसनीयता बढ़ाने और संचालन में आसानी पर विशेष ध्यान दिया गया था। विशेष गैंगवे, हुड, मैनहोल और हैच की उपस्थिति ने विशेष एयरफील्ड सुविधाओं के उपयोग के बिना हेलीकॉप्टर और इसकी इकाइयों के ग्राउंड हैंडलिंग को संभव बनाया।

डिजाइन ब्यूरो के डिजाइनरों ने 1975 में अधिकांश इकाइयों और प्रणालियों के डिजाइन को पूरा किया। उसी समय तक, राज्य आयोग ने हेलीकॉप्टर के अंतिम मॉडल को अपनाया और एक सरकारी फरमान के अनुसार, एमवीजेड की विधानसभा की दुकान का निर्माण शुरू हो गया। स्केल एमआई -26 मॉडल। वी.वी. शुतोव को नया जिम्मेदार प्रमुख डिजाइनर नियुक्त किया गया। अगले वर्ष इकट्ठी हुई हेलीकॉप्टर की पहली प्रति ने बार-बार स्थिर और कंपन परीक्षणों में प्रवेश किया। अक्टूबर 1977 में, पहली उड़ान मॉडल की असेंबली निर्धारित समय से पहले पूरी हो गई थी, और उसी महीने के अंतिम दिन, ट्रैक्टर ने कार्यशाला से परीक्षण स्थल तक पहला Mi-26 उतारा। डेढ़ महीने तक, गिट्टी से लदे हेलीकॉप्टर और जमीन पर उसके सिस्टम का शोधन जारी रहा। ब्लेड पर चढ़कर, विशेष लोडिंग शील्ड्स-म्यूलिनेट्स ने हेलीकॉप्टर पट्टा के बिना सभी मोड में इंजनों के संचालन की जांच करना संभव बना दिया। 14 दिसंबर, 1977 को, परीक्षण पायलट जीआर कारापिल्टन ने पहली बार हेलीकॉप्टर को जमीन से उतारा और हवा में सिस्टम और असेंबली का तीन मिनट का परीक्षण किया। अगले वर्ष फरवरी में, एमआई -26 ने कारखाने की साइट से एमवीजेड के उड़ान अनुसंधान स्टेशन के लिए उड़ान भरी, जहां इसे जल्द ही यूएसएसआर वायु सेना की कमान के लिए प्रदर्शित किया गया।

कंपनी के पायलट जीआर कारापिल्टन के साथ, कारखाने के परीक्षण पायलटों जीवी अल्फेरोव और यू.एफ. चपाएव ने नए हेलीकॉप्टर को ठीक करने में सक्रिय भाग लिया। उड़ान परीक्षणों के लिए प्रमुख अभियंता के कर्तव्यों का प्रदर्शन वी.ए. इज़ाकसन-एलिज़ारोव द्वारा किया गया था। 1979 के मध्य में, कारखाना परीक्षण कार्यक्रम सफलतापूर्वक पूरा किया गया। उनमें भाग लेने वाले ग्राहक के प्रतिनिधियों ने निर्दिष्ट मापदंडों के साथ प्राप्त उड़ान प्रदर्शन के अनुपालन पर प्रारंभिक सकारात्मक निष्कर्ष दिया। रोस्तोव हेलीकॉप्टर प्रोडक्शन एसोसिएशन (आरवीपीओ) ने एमआई -26 के धारावाहिक उत्पादन में महारत हासिल करना शुरू कर दिया, और पहला प्रोटोटाइप, गलती का पता लगाने और कुछ हिस्सों को बदलने के बाद, संयुक्त राज्य परीक्षणों के "ए" चरण में ग्राहक को प्रस्तुत किया गया। उसी वर्ष अक्टूबर के अंत।

Mi-26 के राज्य परीक्षण रिकॉर्ड समय में पास हुए। यह संयंत्र में किए गए बड़े प्रारंभिक अनुसंधान और प्रायोगिक कार्य के कारण था। चरण "ए" में, परीक्षकों को केवल एक समस्या का सामना करना पड़ा - कुछ उड़ान मोड में हेलीकाप्टर के अनुप्रस्थ कम आवृत्ति दोलन।

हुड फेयरिंग के पिछले हिस्से को बदलने के बाद नुकसान समाप्त हो गया था। इसके अलावा, डिजाइनरों ने प्रोटोटाइप मशीन पर बेहतर वायुगतिकीय लेआउट के साथ ब्लेड का एक नया सेट स्थापित किया। मई 1979 में, एमवीजेड के पायलट उत्पादन में इकट्ठे हुए दूसरे उड़ान प्रोटोटाइप ने राज्य परीक्षणों में प्रवेश किया, जिस पर बाहरी निलंबन प्रणाली, हवाई परिवहन, हेराफेरी, मूरिंग और सैनिटरी उपकरण के संचालन का परीक्षण किया गया था, और एक "फिटिंग" कार्गो डिब्बे प्रौद्योगिकी में विभिन्न लड़ाकू इकाइयों की नियुक्ति के लिए किया गया था। अप्रैल 1980 में, दूसरे Mi-26 ने राज्य के संयुक्त परीक्षणों के अंतिम दूसरे चरण "बी" के लिए वायु सेना अनुसंधान संस्थान में प्रवेश किया, और पहले उपकरण का उपयोग ऑटोरोटेशन मोड में लैंडिंग का अभ्यास करने के लिए किया गया था। गैर-संचालित वंश और लैंडिंग मोड ने मुख्य रोटर के अपेक्षाकृत कम वजन और उस पर उच्च भार के कारण परीक्षकों के बीच कुछ चिंताओं का कारण बना, हालांकि, हेलीकॉप्टर ने निष्क्रिय इंजनों के साथ लैंडिंग की गारंटीकृत संभावना का प्रदर्शन किया।

चरण "बी" के दौरान एक उड़ा टायर को छोड़कर कोई अप्रिय आश्चर्य नहीं था। राज्य परीक्षणों के दौरान, दोनों हेलीकाप्टरों ने डेढ़ सौ उड़ानें भरीं और 104 उड़ान घंटों में "स्कोर" किया।

राज्य परीक्षण 26 अगस्त 1980 तक पूरे हो गए थे। उसी वर्ष अक्टूबर में ग्राहक द्वारा हस्ताक्षरित अंतिम अधिनियम में कहा गया था: "बी" चरण में 26 राज्य संयुक्त परीक्षण पास किए ... उड़ान प्रदर्शन, मुकाबला और परिचालन विशेषताएं मूल रूप से विशेषताओं के अनुरूप हैं डिक्री द्वारा निर्दिष्ट। स्थिर छत और अधिकतम भार भार निर्दिष्ट टीटीटी से अधिक है ... अनुभवी सैन्य परिवहन हेलीकॉप्टर एमआई -26 और इसके घटकों, जिन्हें परीक्षण परिणामों से सकारात्मक मूल्यांकन प्राप्त हुआ, सोवियत सेना द्वारा बड़े पैमाने पर उत्पादन और गोद लेने के लिए अनुशंसित हैं . बोइंग-वर्टोल कंपनी के अमेरिकी विशेषज्ञों द्वारा, सोवियत हेलीकॉप्टर बिल्डरों के साथ मिलकर, HLH कार्यक्रम के तहत Mi-26 के मापदंडों के समान रोटरी-विंग विशाल बनाने का एक प्रयास विफल हो गया।

इस प्रकार, एमआई -26 हेलीकॉप्टर के विकास और परीक्षण के अनुभव से पता चला है कि, सबसे पहले, हेलीकॉप्टर इंजीनियरिंग के सिद्धांत और अभ्यास के विकास से उन सीमाओं का विस्तार करना संभव हो जाता है जो हेलीकॉप्टर के अधिकतम द्रव्यमान को सीमित करते हैं; दूसरे, डिजाइन के शुरुआती चरणों में जितना अधिक काम किया जाता है, हेलीकॉप्टर के निर्माण का अंतिम चरण उतना ही सफल होता है; और तीसरा, नए हेलीकॉप्टर की उड़ानें शुरू होने से पहले स्टैंड और फ्लाइंग प्रयोगशालाओं पर इकाइयों, व्यक्तिगत तत्वों और प्रणालियों का विकास, इसके फाइन-ट्यूनिंग और उड़ान परीक्षणों के समय को काफी कम कर सकता है, साथ ही सुरक्षा में सुधार कर सकता है। यह ध्यान दिया जाना चाहिए कि यह मास्को हेलीकॉप्टरों के बीच सबसे सफल और उपयोगी सहयोग का एक उदाहरण था जिसका नाम एम.वी. एम एल मिल "" अनुसंधान संस्थान और वायु सेना के नेतृत्व के साथ।

80 के दशक के मध्य में। अनुभवी एमआई -26 को अफगानिस्तान में हेलीकॉप्टरों के युद्धक उपयोग के परिणामों के अनुसार, बेदखलदार निकास उपकरणों के साथ-साथ विमान-रोधी मिसाइल प्रणालियों के खिलाफ एक निष्क्रिय सुरक्षा प्रणाली के अनुसार फिर से तैयार किया गया था। रोस्तोव हेलीकॉप्टर प्रोडक्शन एसोसिएशन में निर्मित पहला उत्पादन एमआई-26, 25 अक्टूबर 1980 को शुरू हुआ। स्टॉक पर एमआई-6 की जगह नए हेलीकॉप्टर ने ले ली। कुल मिलाकर, रोस्तोव में लगभग 310 Mi-26 हेलीकॉप्टर बनाए गए थे।

एमआई -26 हेलीकॉप्टरों की डिलीवरी अलग-अलग परिवहन और ग्राउंड फोर्स के लड़ाकू विमानन रेजिमेंटों को, सीमा सैनिकों की रेजिमेंटों और स्क्वाड्रनों को 1983 में शुरू हुई। कई वर्षों के फाइन-ट्यूनिंग के बाद, वे सैनिकों में विश्वसनीय और प्रिय वाहन बन गए। हेलीकॉप्टर का युद्धक उपयोग अफगानिस्तान में शुरू हुआ। हेलीकॉप्टर जो सीमा सैनिकों की 23 वीं वायु रेजिमेंट का हिस्सा थे, उनका उपयोग माल परिवहन, सुदृढीकरण देने और घायलों को निकालने के लिए किया जाता था। कोई मुकाबला नुकसान नहीं था। Mi-26 ने काकेशस में लगभग सभी सशस्त्र संघर्षों में भाग लिया, जिसमें दो "चेचन" युद्ध भी शामिल थे। विशेष रूप से, यह Mi-26 पर था कि 1999 में दागेस्तान में लड़ाई के दौरान सैनिकों की परिचालन डिलीवरी और उनकी पुन: तैनाती की गई थी। सेना के विमानन और सीमा सैनिकों के विमानन के अलावा, उस समय Mi-26 पहुंचे। आंतरिक मामलों के रूसी मंत्रालय की वायु इकाई में। हर जगह हेलीकॉप्टर एक असाधारण विश्वसनीय और अक्सर अपरिहार्य मशीन साबित हुई।

आग के खिलाफ लड़ाई और प्राकृतिक आपदाओं के दौरान Mi-26 का उपयोग पाया। 1986 में, चेरनोबोलस्क परमाणु ऊर्जा संयंत्र में दुर्घटना के बाद हेलीकाप्टरों का इस्तेमाल किया गया था। स्थिति की गंभीरता को देखते हुए, डिजाइनरों ने विकसित और सुसज्जित किया और फिर केवल तीन दिनों में उपयुक्त संशोधन किया। Mi-26 पायलटों ने भारी ट्रकों से हजारों टन विशेष तरल और अन्य सुरक्षात्मक सामग्री को डेथ-ब्रीदिंग रिएक्टर और दूषित क्षेत्र में गिरा दिया।

एअरोफ़्लोत एमआई -26 1986 में आना शुरू हुआ। टूमेन एविएशन एंटरप्राइज उन्हें प्राप्त करने वाला पहला व्यक्ति था। यह पश्चिमी साइबेरिया में गैस और तेल क्षेत्रों के विकास के दौरान था कि रोस्तोव भारी ट्रक विशेष रूप से उपयोगी थे। मशीन की अनूठी क्रेन-माउंटिंग क्षमताएं विशेष रूप से मांग में निकलीं। केवल उस पर 20 टन तक वजन वाले ऑपरेशन लोड के स्थान पर सीधे ले जाया और स्थापित किया जा सकता है।

रूसी और यूक्रेनियाई एमआई-26 के लिए संयुक्त राष्ट्र के शांति अभियानों में भाग लेना संभव था। उन्होंने सोमालिया, कंबोडिया, इंडोनेशिया आदि में पूर्व यूगोस्लाविया के क्षेत्र में काम किया। अद्वितीय वहन क्षमता के कारण, रोस्तोव के भारी ट्रक विदेशों में बहुत मांग में हैं। पिछले दस वर्षों से, वे दोनों घरेलू एयरलाइनों द्वारा और विदेशी लोगों के हिस्से के रूप में संचालित किए गए हैं जिन्होंने हेलीकॉप्टर किराए पर लिया है या उन्हें पट्टे पर दिया है। Mi-26T को पट्टे पर देने वाली कंपनियों में से एक Cypriot कंपनी Nutshell है। वह जिस एयर जायंट की मालिक है, उसने आग लगा दी, माल ले जाया गया, संयुक्त राष्ट्र के तत्वावधान में पूर्वी तिमोर में एक शांति रक्षक के रूप में काम किया। Mi-26T जर्मनी और अन्य यूरोपीय देशों में भारी भारी माल के परिवहन, बिजली लाइनों के निर्माण और स्थापना कार्य, एंटीना मस्तूल संरचनाओं, औद्योगिक सुविधाओं के पुनर्निर्माण और निर्माण, जंगल और शहर की आग बुझाने में किया जाता है।

2002 में, रूसी एयरलाइन "वर्टिकल-टी" के एमआई -26 ने अमेरिकी सशस्त्र बलों को भी सहायता प्रदान की। एक भारी ट्रक ने एक गिराए गए बोइंग वर्टोल सीएच-47 चिनूक हेलीकॉप्टर, अमेरिकी सेना विमानन के सबसे भारी रोटरक्राफ्ट को अफगानिस्तान के दुर्गम क्षेत्रों से बगराम में अमेरिकी बेस तक पहुँचाया। अमीर अमेरिकी अपने रोटरक्राफ्ट को बचाने और बचाने के बारे में बहुत संवेदनशील हैं।

भारी रोटरक्राफ्ट वर्तमान में हमारे देश और विदेश दोनों में नागरिक और सैन्य उद्देश्यों के लिए सफलतापूर्वक उपयोग किया जा रहा है। उनका उपयोग मानवीय सहायता के वितरण, शरणार्थियों की निकासी, माल और उपकरणों के परिवहन, क्रेन और स्थापना कार्य, पुलों के निर्माण, औद्योगिक उद्यमों के लिए भारी उपकरणों की स्थापना, ड्रिलिंग रिग, बिजली लाइनों के निर्माण के लिए किया जाता है। बाहरी रोडस्टेड में जहाजों को उतारना और कई अन्य प्रकार के काम, दोनों सामान्य और दुर्गम क्षेत्रों में।

1981 में Le Bourget में एयर शो में Mi-26 के प्रदर्शन के बाद, विदेशी ग्राहक दुनिया में सबसे अधिक कार्गो-लिफ्टिंग हेलीकॉप्टर में रुचि रखने लगे। एयर जायंट की पहली चार प्रतियां भारत द्वारा खरीदी गईं। सोवियत संघ के पतन के बाद, सीआईएस देशों की सेनाओं में रूस के सशस्त्र बलों के अलावा, भारी वाहन समाप्त हो गए। वे उत्तर कोरिया (दो हेलीकॉप्टर), दक्षिण कोरिया (एक), मलेशिया (दो), पेरू (तीन), मैक्सिको (दो), ग्रीस और साइप्रस द्वारा भी संचालित होते हैं। 2005 में, वेनेजुएला ने Mi-26 के लिए एक ऑर्डर दिया। हमारे देश और विदेश दोनों में Mi-26 के उपयोग का और विस्तार, 1995 में इसकी प्राप्ति से सुगम है। राष्ट्रीय उड़ान योग्यता प्रमाण पत्र।

खैर, अब सीधे भारतीय निविदा में प्रतिभागियों के विश्लेषण पर चलते हैं।

अभी कुछ समय पहले, भारत से एक हमले के हेलीकॉप्टर की खरीद के लिए एक निविदा के परिणाम के बारे में खबर आई थी। यह निविदा अमेरिकी बोइंग AH-64D द्वारा जीती गई, जिसने कई विशेषताओं में रूसी Mi-28N को पीछे छोड़ दिया। अब, हेलीकाप्टरों की आपूर्ति के लिए एक और निविदा की प्रगति के बारे में नई जानकारी सामने आई है, और फिर से स्थिति रूस के लिए अप्रिय हो सकती है। लेकिन पहले चीजें पहले।

पिछले रविवार, टाइम्स ऑफ इंडिया के भारतीय संस्करण ने प्रतियोगिता के आगामी अंत के बारे में जानकारी प्रकाशित की, जिसका उद्देश्य भारतीय वायु सेना के 15 भारी परिवहन हेलीकॉप्टर खरीदना है। इन "प्रतियोगिताओं" के दौरान मुख्य प्रतियोगी बोइंग सीएच -47 चिनूक और एमआई -26 टी 2 हेलीकॉप्टर थे। एक ही वर्ग से संबंधित होने के बावजूद, ये मशीनें अपनी विशेषताओं में काफी भिन्न हैं। सबसे पहले, इन रोटरक्राफ्ट के पेलोड को याद रखना उचित है। नवीनतम संशोधनों का अमेरिकी सीएच -47 हेलीकॉप्टर बारह टन से अधिक के कुल द्रव्यमान के साथ वायु भार में उठा सकता है, और रूसी एमआई -26 टी 2 के लिए यह पैरामीटर 20 हजार किलोग्राम है। इस प्रकार, दोनों हेलीकाप्टरों की विशेषताएं प्रतियोगिता के परिणाम पर पारदर्शी रूप से संकेत कर सकती हैं।

हालांकि, टाइम्स ऑफ इंडिया ने पूरी तरह से अप्रत्याशित खबर प्रकाशित की। भारतीय रक्षा मंत्रालय के एक स्रोत के संदर्भ में, प्रकाशन लिखता है कि विजेता को पहले ही चुना जा चुका है, और यह रूसी कार नहीं है। सूत्र ने अमेरिकी हेलीकॉप्टर की कम लागत को इस पसंद का मुख्य कारण बताया। इसके अलावा, भारतीय पत्रकारों ने चिनूक की एक निश्चित तकनीकी श्रेष्ठता का उल्लेख किया। ऐसा संदेश कम से कम अजीब तो लगता है। अब तक, विभिन्न संशोधनों के Mi-26 हेलीकॉप्टरों से जुड़ी सभी प्रतियोगिताएं उसी तरह समाप्त हुईं: रूस के साथ एक अनुबंध पर हस्ताक्षर। अब यह तर्क दिया जाता है कि रूसी हेलीकॉप्टर न केवल प्रतियोगिता जीत गया, बल्कि किसी कारण से अमेरिकी रोटरक्राफ्ट से भी बदतर हो गया कारों, जो इससे स्पष्ट रूप से भिन्न है। आइए मौजूदा स्थिति को समझने की कोशिश करते हैं।

सबसे पहले, यह तकनीकी विशेषताओं पर ध्यान देने योग्य है। जैसा कि पहले ही उल्लेख किया गया है, रूसी हेलीकॉप्टर में बड़ी वहन क्षमता है। इसके अलावा, इस पैरामीटर के अनुसार, दुनिया में अभी तक एक भी हेलीकॉप्टर Mi-26 का मुकाबला नहीं कर सकता है। रिकॉर्ड उच्च वहन क्षमता कार्गो डिब्बे के आकार द्वारा समर्थित है: 12x3.25x3 मीटर (लगभग 117 घन मीटर)। सीएच -47 का लोड कंपार्टमेंट, बदले में, काफी छोटा है: 9.2x2.5x2 मीटर (लगभग 45 क्यूबिक मीटर)। वजन और आयतन के मामले में कौन सा हेलीकॉप्टर ज्यादा माल ढोने में सक्षम होगा, इसका अंदाजा लगाना मुश्किल नहीं है। क्षमता के संदर्भ में, दो मामलों को याद किया जा सकता है जब रूसी एमआई -26 हेलीकॉप्टरों ने अफगानिस्तान से क्षतिग्रस्त सीएच -47 को बाहर निकाला। इसके अलावा, अमेरिकी हेलीकॉप्टरों का सामान्य टेकऑफ़ वजन रूसी Mi-26s के अधिकतम पेलोड से केवल कुछ टन अधिक है। जहां तक ​​उड़ान डेटा का संबंध है, रफ़्तारऔर Mi-26 और CH-47 की रेंज लगभग बराबर है। इस प्रकार, तकनीकी दृष्टि से, रूसी हेलीकॉप्टर निश्चित रूप से जीतता है। स्वाभाविक रूप से, बशर्ते कि ग्राहक को दो दर्जन टन की भार क्षमता वाली मशीन की आवश्यकता हो। प्रतियोगिता के मूल संदर्भ की शर्तों को देखते हुए, भारतीय वायु सेना ऐसे ही हेलीकॉप्टर प्राप्त करना चाहती है।

आइए चीजों के वित्तीय पक्ष पर चलते हैं। खुले स्रोतों के अनुसार, देर से संशोधित सीएच -47 हेलीकॉप्टरों की कीमत विदेशी ग्राहकों को लगभग 30 मिलियन डॉलर है। Mi-26T2 के बारे में ऐसी कोई जानकारी नहीं है, लेकिन इस मॉडल के पिछले हेलीकॉप्टरों की कीमत 25 मिलियन से अधिक नहीं है। दूसरे शब्दों में, उपकरण की संरचना में महत्वपूर्ण परिवर्तन के साथ भी, इंजनआदि। नए संशोधन का रूसी हेलीकॉप्टर कम से कम अमेरिकी से अधिक महंगा नहीं है। शायद, आर्थिक बारीकियों की गणना करते समय, भारतीय प्रतिस्पर्धा आयोग ने न केवल हेलीकॉप्टरों की कीमत, बल्कि रखरखाव की लागत को भी ध्यान में रखा। हालाँकि, Mi-26T2 की बेहतर वहन क्षमता के कारण यह तर्क पूरी तरह से सही नहीं लगता है। यह बिल्कुल स्पष्ट है कि एक बड़े पेलोड के लिए ऑपरेटर को एक समान राशि खर्च करनी होगी। यहां, तर्क फिर से प्रतियोगिता की तकनीकी स्थितियों पर लौटते हैं, जिसमें 20 टन की वहन क्षमता निर्धारित की गई थी। क्यों, कोई आश्चर्य करता है, ऐसी आवश्यकता को शामिल करें, अगर इसे पूरा करने वाले हेलीकाप्टरों की खरीद केवल पैसे के लिए एक दया है?

हालांकि, सबसे दिलचस्प जानकारी जो भारतीय प्रतियोगिता के परिणामों पर प्रकाश डाल सकती है, वह आरआईए नोवोस्ती से आई है। रूसी समाचार एजेंसी भी एक अज्ञात स्रोत को संदर्भित करती है, इस बार हमारे रक्षा उद्योग के करीब। नाम न छापने के बावजूद, इस व्यक्ति ने काफी स्पष्ट और अपेक्षित जानकारी साझा की। नोवोस्ती के एक सूत्र का दावा है कि रूसी हेलीकॉप्टर निर्माताओं को अभी तक भारतीय प्रतियोगिता के परिणाम की कोई आधिकारिक सूचना नहीं मिली है। शायद किसी कारण से आरआईए नोवोस्ती के स्रोत के पास उचित जानकारी नहीं है, लेकिन कई चीजें हमें उनके शब्दों की शुद्धता को पहचानने की अनुमति देती हैं। प्रतिस्पर्धा आयोग का निर्णय, हमेशा की तरह, तुरंत मीडिया द्वारा घोषित और प्रसारित किया जाएगा। और फिलहाल हमारे पास केवल अनौपचारिक अनाम स्रोतों से जानकारी है। सबसे पहले, संदेह भारतीय रक्षा मंत्रालय के एक अनाम व्यक्ति के कारण होता है। तथ्य यह है कि CH-47 जीतने के बारे में बयान, जिसे सच माना जाता है, तकनीकी और आर्थिक दोनों तरह के कई संदेह और सवाल उठाता है। रूसी आरआईए नोवोस्ती के स्रोत ने बदले में ऐसी जानकारी साझा की जो तर्क और कई अन्य तथ्यों के साथ संघर्ष नहीं करती है।

इस तरह, वर्तमान में, भारतीय वायु सेना के लिए एक भारी परिवहन हेलीकाप्टर की आपूर्ति के लिए निविदा के परिणामों के बारे में समाचार को अफवाह के रूप में मान्यता दी जानी चाहिए।, कम से कम आधिकारिक पुष्टि नहीं होना। वहीं, भारतीय रक्षा मंत्रालय के आयोग द्वारा टेंडर के नतीजों की घोषणा होने तक विजेता का सवाल खुला रहता है। ऐसी स्थिति में, प्रतियोगिता आयोग के काम के अंत की प्रतीक्षा करना और एक या किसी अन्य अज्ञात स्रोत के बारे में आपके संदेह को वास्तविकता के साथ सत्यापित करना उचित है।

सूत्रों का कहना है
http://www.mi-हेलीकॉप्टर.ru
http://topwar.ru

परिचय

हेलीकाप्टर डिजाइन एक जटिल प्रक्रिया है जो समय के साथ विकसित होती है, जो परस्पर संबंधित डिजाइन चरणों और चरणों में विभाजित होती है। बनाए गए विमान को तकनीकी आवश्यकताओं को पूरा करना चाहिए और डिजाइन विनिर्देश में निर्दिष्ट तकनीकी और आर्थिक विशेषताओं का पालन करना चाहिए। संदर्भ की शर्तों में हेलीकॉप्टर और इसकी प्रदर्शन विशेषताओं का प्रारंभिक विवरण होता है, जो डिजाइन की गई मशीन की उच्च आर्थिक दक्षता और प्रतिस्पर्धा सुनिश्चित करता है, अर्थात्: क्षमता, उड़ान गति, सीमा, स्थिर और गतिशील छत, संसाधन, स्थायित्व और लागत।

संदर्भ की शर्तें पूर्व-परियोजना अनुसंधान के चरण में निर्दिष्ट की जाती हैं, जिसके दौरान एक पेटेंट खोज, मौजूदा तकनीकी समाधानों का विश्लेषण, अनुसंधान और विकास कार्य किया जाता है। पूर्व-डिज़ाइन अनुसंधान का मुख्य कार्य डिज़ाइन की गई वस्तु और उसके तत्वों के कामकाज के नए सिद्धांतों की खोज और प्रयोगात्मक सत्यापन है।

प्रारंभिक डिजाइन के चरण में, एक वायुगतिकीय योजना का चयन किया जाता है, हेलीकॉप्टर की उपस्थिति बनाई जाती है, और निर्दिष्ट उड़ान प्रदर्शन की उपलब्धि सुनिश्चित करने के लिए मुख्य मापदंडों की गणना की जाती है। इन मापदंडों में शामिल हैं: हेलीकॉप्टर का द्रव्यमान, प्रणोदन प्रणाली की शक्ति, मुख्य और टेल रोटार के आयाम, ईंधन का द्रव्यमान, इंस्ट्रूमेंटेशन का द्रव्यमान और विशेष उपकरण। गणना के परिणामों का उपयोग हेलीकॉप्टर की लेआउट योजना के विकास और द्रव्यमान के केंद्र की स्थिति निर्धारित करने के लिए बैलेंस शीट तैयार करने में किया जाता है।

चयनित तकनीकी समाधानों को ध्यान में रखते हुए हेलीकॉप्टर की व्यक्तिगत इकाइयों और घटकों का डिजाइन तकनीकी परियोजना के विकास के चरण में किया जाता है। उसी समय, डिज़ाइन की गई इकाइयों के मापदंडों को ड्राफ्ट डिज़ाइन के अनुरूप मूल्यों को पूरा करना चाहिए। डिज़ाइन को अनुकूलित करने के लिए कुछ मापदंडों को परिष्कृत किया जा सकता है। तकनीकी डिजाइन के दौरान, वायुगतिकीय शक्ति और इकाइयों की गतिज गणना की जाती है, साथ ही संरचनात्मक सामग्री और संरचनात्मक योजनाओं का चुनाव भी किया जाता है।

विस्तृत डिजाइन चरण में, स्वीकृत मानकों के अनुसार हेलीकॉप्टर, विनिर्देशों, पैकिंग सूचियों और अन्य तकनीकी दस्तावेजों के काम और संयोजन के चित्र तैयार किए जाते हैं।

यह पत्र प्रारंभिक डिजाइन के चरण में एक हेलीकॉप्टर के मापदंडों की गणना के लिए एक पद्धति प्रस्तुत करता है, जिसका उपयोग "हेलीकॉप्टर डिजाइन" अनुशासन में एक पाठ्यक्रम परियोजना को पूरा करने के लिए किया जाता है।

1. पहले सन्निकटन के हेलीकॉप्टर के टेकऑफ़ वजन की गणना

- पेलोड द्रव्यमान, किग्रा; - चालक दल का द्रव्यमान, किग्रा। -उड़ान की सीमा किलोग्राम।

2. हेलीकॉप्टर के मुख्य रोटर के मापदंडों की गणना

2.1 त्रिज्या आर, मी, सिंगल-रोटर हेलीकॉप्टर के मुख्य रोटर की गणना सूत्र द्वारा की जाती है:

, - हेलीकाप्टर टेकऑफ़ वजन, किलो;

जी- फ्री फॉल एक्सीलरेशन 9.81 m/s 2 के बराबर;

पी- मुख्य रोटर द्वारा बहने वाले क्षेत्र पर विशिष्ट भार,

पी =3,14.

विशिष्ट लोड मान पीकार्य में प्रस्तुत सिफारिशों के अनुसार पेंच से बहने वाले क्षेत्र के लिए चुना गया है / 1 /: जहां पी = 280

एम।

हम मुख्य रोटर की त्रिज्या के बराबर स्वीकार करते हैं आर = 7.9

कोणीय गति वू, s -1 , मुख्य रोटर का घूर्णन परिधीय गति द्वारा सीमित है वू आरब्लेड के सिरे, जो टेकऑफ़ वजन पर निर्भर करता है

हेलीकाप्टर और बनाया वू आर = 232 एम / एस। -1 के साथ। आरपीएम

2.2 स्थिर और गतिशील छत पर सापेक्ष वायु घनत्व

2.3 जमीन के पास और गतिशील छत पर आर्थिक गति की गणना

सापेक्ष क्षेत्र निर्धारित किया जाता है

समतुल्य हानिकारक प्लेट: , जहाँ एस उह = 2.5

जमीन के पास आर्थिक गति के मूल्य की गणना की जाती है वी एच, किमी / घंटा:

,

कहाँ पे मैं

किमी / घंटा।

गतिशील छत पर आर्थिक गति के मूल्य की गणना की जाती है वी शोर, किमी / घंटा:

,

कहाँ पे मैं\u003d 1.09 ... 1.10 - प्रेरण गुणांक।

किमी / घंटा।

2.4 क्षैतिज उड़ान की गतिशील छत पर अधिकतम और आर्थिक गति के सापेक्ष मूल्यों की गणना की जाती है:

, ,

कहाँ पे वीमैक्स=250 किमी/घंटा और वी शोर\u003d 182.298 किमी / घंटा - उड़ान की गति;

वू आर=232 मी/से - ब्लेड की परिधीय गति।

2.5 जमीन के पास अधिकतम गति के लिए और गतिशील छत पर आर्थिक गति के लिए मुख्य रोटर को भरने के लिए जोर गुणांक के अनुमेय अनुपात की गणना:

प्रिप्री

2.6 जमीन के पास और गतिशील छत पर मुख्य रोटर जोर गुणांक:

, , , .

2.7 मुख्य रोटर भरने की गणना:

रोटर भरना एसअधिकतम और आर्थिक गति से उड़ान के मामलों के लिए गणना:

; .

अनुमानित भरण मूल्य के रूप में एसरोटर, सबसे बड़ा मान से लिया जाता है एस वीमैक्सतथा एस वी शोर .

डॉन स्टेट टेक्निकल यूनिवर्सिटी

"विमान इंजीनियरिंग" विभाग

मुख्य रोटर की वायुगतिकीय विशेषताओं की गणना

पूर्ण: कला। ग्राम टीटीए-31

ट्रोइचेंको आई.एन.

द्वारा चेक किया गया: शिक्षक

बजरोव ए.एफ.

रोस्तोव-ऑन-डॉन

प्रारंभिक आंकड़े

उड़ान ऊंचाई एच, एम 4500

एचबी व्यास डीएनवी, एम 14.5

LNV Kl 3 . की संख्या

एलएनवी एक्सटेंशन λ 18

एचबी जोर टीएनवी, केजीएफ 3800

बह क्षेत्र उपयोग कारक 0.92

हेलीकाप्टर की गति वी, किमी/घंटा 180

रोटर गति एन, आरपीएम 210

अनुभाग एक

ब्लेड तत्व (चित्र 1) की गति के त्रिकोण का निर्माण करने के लिए, पहले मुख्य रोटर हब के रोटेशन के विमान, इसके रोटेशन की धुरी को दिखाना और निम्नलिखित सूत्रों का उपयोग करके गणना करना आवश्यक है।

तालिका एक

- 4500 मीटर की ऊंचाई पर वायु घनत्व (संदर्भ)

ρ = 0.0792 kgf*s2/m4

ब्लेड के तत्व की गति के त्रिकोण से, हम तत्व के प्रवाह के कोण का निर्धारण करते हैं

βe = आर्कटिक rel

βe \u003d आर्कटन 21.991 * 5.075 \u003d 6042 '

ब्लेड तत्व के हमले का कोण निम्नलिखित क्रम में निर्धारित किया जाता है:

हम ब्लेड तत्व सू के लिफ्ट गुणांक की गणना करते हैं, जोर गुणांक सेंट और दी गई ऊंचाई की संख्या मी।

तालिका 2

ए एन - 4500 मीटर की ऊंचाई पर ध्वनि की गति (संदर्भ के लिए)

ए एन = 322.7 एम/एस

प्रोफ़ाइल की विशेषताओं के अनुसार, हम संबंधित Me (चित्र 2) के लिए एक ग्राफिकल निर्भरता Su = f(α) बनाते हैं और α पाते हैं।

Fig.1 में, हम कोण αe, βe, φe इंगित करते हैं; हम ब्लेड तत्व, वेग समन्वय प्रणाली का प्रोफाइल बनाते हैं।

आइए इसी संख्या M (चित्र 2) के लिए NACA 23012 प्रोफ़ाइल (परिशिष्ट 2) की विशेषताओं के अनुसार एक ग्राफिकल निर्भरता Cxp=f(α) बनाएं और Cxpe खोजें और Ye और ΔXe (तालिका 3) की गणना के लिए आगे बढ़ें।

टेबल तीन

सीएक्सपीई = एफ (αy; मी)	सीएक्सपीई = 0.024
ये = मुकदमा *(ρue2/2)*b*Δr	ये = 1.406*(0.0792*111.6052/2)*0.402*0.1 = 27.879
Xpe = xpe *(ρue2/2) *b*Δr	ΔXpe = 0.024*(0.0792*111.6052/2)*0.402*0.1 = 0.476

Ye और Xpe हम बलों का एक आरेख बनाते हैं (चित्र 1), जहाँ Re, ΔTe, Xenv रेखांकन द्वारा निर्धारित किए जाते हैं।

Re = 27.882 kgf

ते = 27.632 किग्रा

Xenv = 3.726 kgf

धारा 2

तालिका 4 में प्रस्तुत सूत्रों के अनुसार, हम एचबी के रोटेशन के प्रतिरोध के क्षण और किसी दिए गए थ्रस्ट को बनाने के लिए आवश्यक शक्ति का निर्धारण करते हैं।

तालिका 4

धारा 3

V = 180 किमी / घंटा (तालिका 5) की गति के साथ पेंच की गणना करते समय Vhnv और मुकदमा निर्धारित करने के बाद, आप निर्भरता की गणना (तालिका 6) और ग्राफिकल प्लॉटिंग (छवि 3) के लिए आगे बढ़ सकते हैं Wre = f(ψ ) और ते = f(ψ) ।

तालिका 5

Vхнв = V*cosA (m/s)	Vhnv \u003d 180 / 3.6 * cos (-100) \u003d 49.24 m / s
वुन्व = वी*सिनए (एम/एस)	वुन्व \u003d 180 / 3.6 * पाप (-100) \u003d 8.68 मीटर / सेक
मुकदमा = केएफρ(ω2r2+ एस वीएक्सएनवी2)	मुकदमा \u003d 2 * 3800 / (3 * 10.5 * 0.0792 * (21.9912 * 5.0752 + एस * 49.242)) \u003d 0.223

तालिका 6

, डिग्री	00	300	600	900	1200	1500	1800	2100	2400	2700	3000	3300	3600
Wre=ωre+ +V*cosA*sinψ (एम/एस)	111,6	136,22	154,25	160,84	154,25	136,22	111,6	86,99	68,96	62,365	68,96	86,99	111,6
Te=Sue(ρ(Wre)2)/2* *b Δr (kgf)	4,421	6,587	8,447	9,184	8,447	6,587	4,421	2,686	1,688	1,38	1,688	2,686	4,421

डॉब \u003d (वी * कोसा) / (एम)

dob \u003d (50 * cos (-100)) / 21.991 \u003d 2.24 m

दिगंश =900 और 2700 (चित्र 5) में ब्लेड तत्व की गति के त्रिकोण का निर्माण करने के लिए, हम HB का कुल अक्षीय वेग निर्धारित करते हैं।

वुन्व = वुन्व+वी1 (एम/सेक)

वी1 = टी/(2ρफोम वी) (एम/एस)

V1 = 3800/(2*0.0792*165.13*0.92*50) = 3.16 मी/से

वुनव \u003d 8.68 + 3.16 \u003d 11.84 (एम / एस)

ड्राइव की शक्ति और गतिज पैरामीटर। संपर्क क्षेत्र में फिसलने की गति। पहिया दांत की कामकाजी सतह पर संपर्क तनाव। असमान भार वितरण का गुणांक। सगाई बलों की गणना और एक कृमि गियर की लूप गणना।

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एक जड़त्वीय कन्वेयर के संचालन के सिद्धांत की गणना की विशेषताएं: मशीन तंत्र की गति, त्वरण, शक्ति विश्लेषण के लिए निर्माण योजनाएं। गियर्स की सगाई के सिद्धांत के साथ-साथ उनके निर्माण की विधि का अध्ययन। गियर ट्रांसमिशन का ज्यामितीय संश्लेषण।

बीम के तिरछे झुकने के दौरान अधिकतम विक्षेपण और तनाव का प्रायोगिक निर्धारण और समान गणना मूल्यों के साथ उनकी तुलना। एक बीम के तिरछे झुकने के अध्ययन के लिए एक प्रयोगात्मक सेटअप की योजना। बीम की ताकत और कठोरता का मूल्यांकन।

एक रॉकिंग लिंक के साथ पंप के संचालन, तंत्र और उद्देश्य के सिद्धांत। लीवर तंत्र का संरचनात्मक विश्लेषण और शक्ति गणना। गियर ट्रांसमिशन की ज्यामितीय गणना की विशेषताएं। कैम तंत्र का संश्लेषण, इसके प्रोफाइल के निर्माण की प्रक्रिया।

एक सूखी प्लेट के हाइड्रोलिक प्रतिरोध के गुणांक के प्रयोगात्मक मूल्य का निर्धारण। स्तंभ में गैस के वेग पर सिंचित प्लेट के हाइड्रोलिक प्रतिरोध की प्रायोगिक और परिकलित निर्भरता। विभिन्न मोड में प्लेट का काम।

स्पर गियरबॉक्स का डिज़ाइन। ड्राइव मोटर चयन। गियर दांत के खतरनाक खंड में अनुमानित झुकने वाला तनाव। गियर और आवास तत्वों के संरचनात्मक आयाम। गियर जोड़ी के मुख्य पैरामीटर। शाफ्ट की अनुमानित गणना।

उच्च और निम्न तापमान पर मिश्र धातुओं की सीमित घुलनशीलता वाला राज्य, घटकों के बहुरूपी परिवर्तन के साथ, पेरिटेक्टिक, यूटेक्टिक और यूटेक्टॉइड परिवर्तनों के साथ। तापमान सीमा में संरचनात्मक घटकों की गणना।

एक क्रॉस प्लानर के लीवर तंत्र का गतिज और बल विश्लेषण। ज़ुकोवस्की लीवर विधि द्वारा संतुलन बल का निर्धारण करने की विधि। ग्रहों के गियरबॉक्स को डिजाइन करने की विशेषताएं। मशीन के संयुक्त गियर तंत्र का विश्लेषण।

वी-बेल्ट ट्रांसमिशन की गणना। ड्राइव शाफ्ट पर पावर। बेल्ट अनुभाग का विकल्प। गियर अनुपात त्रुटि का अनुमान। गियरबॉक्स की गतिज गणना। कृमि गियर अनुपात। वर्म व्हील शाफ्ट रेड्यूसर और रोलिंग बियरिंग्स का चयन।

गियर अनुपात की गणना करते हुए, इलेक्ट्रिक मोटर का चयन करने के लिए शाफ्ट के रोटेशन की गति। गियर के अनुमेय संपर्क तनावों का निर्धारण, गियरबॉक्स आवास के आयाम, कम गति और उच्च गति वाले शाफ्ट। गियरबॉक्स की असेंबली की विशेषताएं।

गियर अनुपात का निर्धारण और इसके विभाजन को चरणों में, गियर की परिधि और कोणीय गति और शाफ्ट पर टॉर्क, दक्षता को ध्यान में रखते हुए। गियर की सामग्री और गर्मी उपचार। गियर ट्रांसमिशन की गतिज और ज्यामितीय गणना।

चेन कन्वेयर ड्राइव परियोजना। मोटर चयन और गतिज गणना। ट्रैक्शन स्प्रोकेट और शाफ्ट की घूर्णी गति। गियर और पहियों के लिए सामग्री का चयन और स्वीकार्य तनावों का निर्धारण। गियरबॉक्स के तीसरे चरण की गणना, परिधीय गति।

बोर्ड पर नौवहन संबंधी जानकारी प्रदान करने वाले तकनीकी साधनों की विशेषताएं। gyrocompasses की कुल जड़त्वीय त्रुटि की गणना और नेविगेशन की सटीकता पर उनके प्रभाव का आकलन। चुंबकीय कम्पास विचलन, अंतराल और सोनार सुधार की गणना।

इलेक्ट्रिक मोटर का डिजाइन और गणना। ऊर्जा और गतिज गणना, ड्राइव चरखी पर अधिकतम डिजाइन क्षण का निर्धारण। गिलहरी-पिंजरे रोटर के साथ अतुल्यकालिक 4A श्रृंखला की इलेक्ट्रिक मोटर चुनने की विशेषताएं, विशेषताओं का विवरण।

तीन-चरण बेलनाकार गियरबॉक्स को डिजाइन करने की पद्धति। स्वीकार्य तनावों को निर्धारित करने की प्रक्रिया। उनके लिए गियरबॉक्स, मध्यवर्ती शाफ्ट और बीयरिंग के 3 चरणों की गणना की विशेषताएं। बंद जोड़ों की ताकत की जाँच करने की विशिष्टताएँ।

अक्षीय मशीन के प्ररित करनेवाला द्वारा बनाए गए हाइड्रोलिक सिर की गणना। अक्षीय पंपों और प्रशंसकों के मुख्य आयामों का निर्धारण। ब्लेड रिंग की विभिन्न त्रिज्याओं पर हमले के परिकलित कोण को चुनने के सिद्धांत। इलेक्ट्रिक मोटर्स की स्थापना के लिए नियम।

गियरबॉक्स डिजाइन का विकल्प। डिजाइन के लिए डेटा। मोटर चयन और गतिज गणना। गियरबॉक्स शाफ्ट की प्रारंभिक गणना। गियर और व्हील के डिजाइन आयाम। बियरिंग्स के टिकाऊपन और बंद कनेक्शनों की मजबूती की जाँच करना।

गतिज गणना, एक इलेक्ट्रिक मोटर का चुनाव, गियर अनुपात की गणना और चरणों में इसका टूटना। सामग्री और गर्मी उपचार का उद्देश्य, गियर के अनुमेय संपर्क तनावों की गणना, अनुमेय झुकने वाले तनाव, रेड्यूसर आयाम।

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प्रतिलिपि

1 यूडीसी: वी.ए. ग्रेवोरोन्स्की, ए.जी. ग्रीबेनिकोव आई.एन. शेपेल, टी.ए. गमानुखा हेलीकॉप्टर नेशनल एयरोस्पेस यूनिवर्सिटी के रोटर ब्लेड पर वितरित सामान्य वायुगतिकीय बलों की गणना के लिए एक अनुमानित विधि। नहीं। ज़ुकोवस्की "खाई" तिरछे वर्गों की परिकल्पना के आधार पर, मुख्य रोटर ब्लेड पर वितरित बलों को निर्धारित करने के मुद्दों पर विचार किया जाता है, जो कि संपीड़ितता और गैर-स्थिरता को ध्यान में रखते हैं। मुख्य शब्द: ब्लेड, मुख्य रोटर, हेलीकॉप्टर। स्तर की उड़ान में रोटर्स के चारों ओर प्रवाह की एक विशेषता मुख्य रोटर ब्लेड (एचबी) के तत्वों के परिवर्तनीय गति, पर्ची कोण और हमले के कोण की उपस्थिति है। समतल वर्गों की परिकल्पना का उपयोग करने के लिए वाहक लाइन योजना का उपयोग, साथ ही अनुप्रस्थ और अनुदैर्ध्य में प्रवाह का अपघटन, क्षैतिज उड़ान गति के लिए संभव है जो 8 मीटर / सेकंड से अधिक न हो। अंजीर पर। डिस्क के पिछले हिस्से में स्थित ब्लेड के चारों ओर प्रवाह का स्पेक्ट्रम μ =,46 पर दिखाया गया है, जिससे यह निम्नानुसार है कि ब्लेड के साथ पर्ची कोण महत्वपूर्ण रूप से बदलते हैं। अंजीर। रोटर ब्लेड के चारों ओर प्रवाह का स्पेक्ट्रम त्रिज्या में रोटर ब्लेड के चारों ओर प्रवाह की प्रकृति और कम उड़ान गति पर अज़ीमुथ अंजीर में दिखाया गया है, ए, अंजीर में उच्च गति पर, बी। ब्लेड सेक्शन के स्लिप एंगल 5 गुना से अधिक भिन्न होते हैं। एक अंजीर। रोटर ब्लेड के चारों ओर वेग क्षेत्र b 78

2 टेबल में। सापेक्ष त्रिज्या 5 और 9 पर ब्लेड के पास प्रवाह के स्लिप कोणों को अज़ीमुथ और 8 पर विभिन्न उड़ान गति के लिए प्रस्तुत किया जाता है। मेज। सापेक्ष त्रिज्या V पर प्रवाह पर्ची कोण, किमी/घंटा r =,5 r =, जैसे-जैसे क्षैतिज उड़ान की गति बढ़ती है, रिवर्स प्रवाह क्षेत्र का प्रभाव, जहां पर्ची भी महत्वपूर्ण है, भी बढ़ता है। यदि वेगों तक µ =, 4 रिवर्स फ्लो ज़ोन बलों और क्षणों के परिमाण में महत्वपूर्ण परिवर्तन नहीं करता है, तो उच्च वेगों पर इसके प्रभाव को ध्यान में रखा जाना चाहिए। ब्लेड नियंत्रण ओ को ध्यान में रखे बिना बैकफ्लो ज़ोन की त्रिज्या का सबसे बड़ा मान अज़ीमुथ = 7 से मेल खाता है और r के बराबर है। इस प्रकार, ब्लेड के वर्गों को दिशा और परिमाण में लगातार बदलते प्रवाह के साथ सुव्यवस्थित किया जाता है। यह परिस्थिति, संपीड्यता और गैर-स्थिरता को ध्यान में रखते हुए, संबंधित त्रिज्या पर कुल वेग से ब्लेड वर्गों की विशेषताओं की गणना करने की आवश्यकता की ओर ले जाती है। खंड में कुल गति ब्लेड के रोटेशन, हेलीकॉप्टर की गति, ब्लेड के फड़फड़ाने की गति, प्रोपेलर पर आगमनात्मक प्रवाह, साथ ही ब्लेड के साथ अनुदैर्ध्य केन्द्रापसारक आंदोलन द्वारा निर्धारित की जाती है। अपकेंद्री प्रवाह सीमा परत के कारण होता है। जैसा कि संख्यात्मक गणनाओं द्वारा दिखाया गया है, इस प्रवाह का ब्लेड के चारों ओर प्रवाह पर महत्वपूर्ण प्रभाव नहीं पड़ता है। अंजीर पर। 3 लामिना और अशांत सीमा परतों के चित्र दिखाता है। एक अशांत सीमा परत के साथ, महत्वपूर्ण स्पर्शरेखा बलों के कारण रेडियल प्रवाह व्यावहारिक रूप से अनुपस्थित है। एक्स-निर्देशांक संबंधित समन्वय प्रणाली में एक जीवा के साथ एक बिंदु को परिभाषित करता है। उदाहरण के लिए, x \u003d.5 m और ω \u003d 5 rad / s के मान के साथ, लामिना मोड में केन्द्रापसारक बल से उच्चतम गति Vr \u003d.4 m / s, और अशांत में, जो अधिक संभावना है - दस गुना कम, यानी। इस प्रवाह को नजरअंदाज किया जा सकता है। चावल। 3. सीमा परत में रेडियल वेग का वितरण: अशांत पीएस, लामिना पीएस 79

3 सीमा परत में रेडियल प्रवाह का कारण ब्लेड के साथ दबाव का वितरण भी हो सकता है। इससे भारी लोड वाले प्रोपेलर के लिए वायुगतिकीय भार का पुनर्वितरण हो सकता है। गतिज मापदंडों को निर्धारित करने के लिए आधार विमान प्रोपेलर के रोटेशन का रचनात्मक विमान है (चित्र 4)। चावल। अंजीर। 4. प्रोपेलर के रोटेशन के रचनात्मक विमान में ब्लेड के पिछले प्रवाह की गतिज। 5. अंजीर। 5. ब्लेड अनुभाग का वेग त्रिभुज त्रिज्या r पर घूर्णन के रचनात्मक तल में सापेक्ष वेग व्यंजक W W (µ + ) + r + (µ + ) r sin(ψ) = द्वारा निर्धारित किया जाता है। () सापेक्ष वेग V y = r β का लंबवत घटक। () तब खंड में कुल सापेक्ष वेग है (µ + ) + r + (µ + υ) r sin(ψ) + λ + r β β = r इन व्यंजकों में, ज्ञात सापेक्ष पैरामीटर लिया जाता है: = वी कॉस (α); λ = वी पाप (α) + ; β = एक पाप (ψ) बी कॉस (ψ)। वाई में (3) समतल उड़ान में, सापेक्ष प्रेरित गति (4) 8

4 > ; मैं<. Определение этих скоростей может проводиться численными y методами, например методом дискретных вихрей, либо на основании дисковых теорий. Индуктивные скорости изменяются по диску НВ. Наиболее простой закономерностью является II гипотеза Глауэрта, согласно которой υ y = υ i ср (+ k cos ψ); где k коэффициент, учитывающий влияние относительного радиуса; 4 µ r k = 3 ; (5) µ, + λ υ i ср средняя по диску индуктивная скорость. Значения υ i ср и υ можно определить по дисковой теории В.И. Шайдакова . Для больших скоростей полета среднюю по диску индуктивную скорость можно определить по формуле CТ υi =, (6) ср 4 ξ µ где ξ коэффициент, учитывающий перетекание: ξ =,9,94. Параметры a,b,α в определяют в процессе аэродинамического расчета . Угол отклонения от оси х набегающего на сечение потока можно определить в зависимости от ψ согласно табл.. Угол атаки в текущем сечении это угол между хордой сечения лопасти и вектором скорости на бесконечности: () λ r β α e = ϕe cos δ + arctg (µ + υ) + r + (µ + υ) r sin(ψ). (7) Угол установки сечения ϕ e зависит в общем случае от крутки лопасти и управления АП и РВ. Его можно определить по конструктивным и балансировочным параметрам: где ϕσ ϕe = ϕ,7 + B sin r k, D коэффициенты РВ и АП; (7, r) k a + k a cos(ψ) D δ (ψ) δ балансировочный угол отклонения АП в горизонтальном полете. B, (8) Расчет усилий на лопасти с учетом пространственного характера обтекания будем проводить по гипотезе "косых" сечений, т.е. несущим профилем лопасти считается сечение по местной скорости подходящего к лопасти потока. Определение геометрии таких сечений весьма затруднительно из-за крутки, 8

5 ब्लेड की विकृति, और विशेष रूप से प्रोफ़ाइल परिवर्तन के क्षेत्रों में और रिवर्स फ्लो के क्षेत्र में। ब्लेड के अनुभाग स्थानीय स्ट्रीमलाइन द्वारा निर्धारित किए जाते हैं, जिन्हें ब्लेड के अनुभाग में सीधे माना जाता है और सामान्य खंड से एक दिशा या किसी अन्य कोण δ (तालिका) से विचलित होता है। अज़ीमुथ के साथ और δ की भिन्नता, , rad , rad r cos(ψ) arctg µ + + r sin(ψ), के लिए रेड व्यंजक< Направление потока на лопасти К концу ψ χ лопасти Таблица r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), χ < ψ + χ К комлю лопасти 3 r cos(ψ) arctg + + µ υ r sin(ψ), ψ + χ К комлю лопасти <χ< r cos(ψ) 3 arctg + + µ υ r sin(ψ), 5 К концу ψ χ лопасти <χ< При значении δ < профиль в косом сечении обтекается с носка, а при δ >पूंछ से। आधुनिक हेलीकाप्टरों के लिए, समय के साथ वर्गों में गति और हमले के कोण में परिवर्तन बड़े मूल्यों तक पहुँचते हैं: V & ma> ±m/s, & α ma> ± o / s। यह सभी वायुगतिकीय मापदंडों में एक गैर-स्थिर परिवर्तन की ओर जाता है; स्टाल लम्बा होना होता है। हेलीकॉप्टर की गति स्थिर विशेषताओं की भविष्यवाणी से काफी भिन्न होती है। समय में एक निश्चित बिंदु पर वायुगतिकीय गुणांक न केवल एक निश्चित समय पर हमले की गति और कोण के मूल्यों द्वारा निर्धारित किया जाएगा, बल्कि पिछले समय में उन्हें बदलने की प्रक्रिया द्वारा भी निर्धारित किया जाएगा। स्वाभाविक रूप से, अधिक दूर के क्षणों का इस प्रक्रिया पर कमजोर प्रभाव पड़ेगा। निर्भरता की प्रकृति α& = f (t) और V & = f (t) का भी महत्वपूर्ण प्रभाव पड़ता है। पर्याप्त विश्वसनीय 8

6 इस मुद्दे पर कोई निर्भरता नहीं है, लेकिन कुछ प्रयोगात्मक निर्भरताएं हैं जो इस घटना को ध्यान में रखना संभव बनाती हैं। विशेष रूप से, पेपर तीन मापदंडों के संबंध में प्रयोगात्मक डेटा को अनुमानित करने के लिए एक विधि का वर्णन करता है जो हमले के कोण में परिवर्तन की प्रकृति को निर्धारित करता है, जिससे प्राप्त परिणामों को अन्य स्थितियों में अनुवाद करना संभव हो जाता है। इस कार्य के डेटा का उपयोग प्रोफ़ाइल के सामान्य बल गुणांक को सामान्य अनुभागों और अनुभागों में स्ट्रीमलाइन के साथ निर्धारित करने के लिए किया गया था। इसके अलावा, सापेक्ष खंड मोटाई और संपीड़ितता के आधार पर सामान्य बल गुणांक को ठीक किया गया था। प्रारंभिक गणना के दौरान, ब्लेड के वर्गों में गतिज मापदंडों को ऊपर दी गई निर्भरता के अनुसार निर्धारित किया गया था। एमआई-हेलीकॉप्टर के मापदंडों को प्रारंभिक ज्यामितीय, गतिज और संतुलन मापदंडों के रूप में लिया गया था: सी =;; \u003d 5.8 / एस; ए \u003d 4.7; ए \u003d 5.7; में =,; टी वी =, 35; डी =, 7; कश्मीर =, 4; 7 = 4। अंजीर पर। 6 सातवें खंड में अज़ीमुथ डब्ल्यू और डब्ल्यू पी में गतिज मापदंडों को दिखाता है, साथ ही हमले के कोण α और α और सशर्त रूप से अबाधित प्रवाह δ और के कोण। w w α ep.5 α e 6 e HB ep 3 8 w α e 8 w П α ep 6. तिरछे वर्गों की परिकल्पना के अनुसार खंड "7" में ब्लेड अनुभाग के गतिज पैरामीटर; सूचकांक "पी" सामान्य वर्गों की परिकल्पना के अनुसार मापदंडों को चिह्नित करता है। खंड डब्ल्यू और डब्ल्यू पी में कुल वेग व्यावहारिक रूप से I हार्मोनिक में बदलता है। स्वाभाविक रूप से, सभी अज़ीमुथों में, कुल गति W, W P की गति से अधिक होती है, और स्ट्रीमलाइन के साथ हमले का कोण सामान्य खंड में हमले के कोण से कम होता है। कुल प्रवाह और के अभिविन्यास के कोण, जो ब्लेड के फड़फड़ाने की गति के प्रति अधिक संवेदनशील होते हैं, एक साधारण हार्मोनिक परिवर्तन से काफी भिन्न होते हैं। अंजीर पर। 7 खंड "7" में कोणीय और रैखिक त्वरण में परिवर्तन को दर्शाता है। गणना के एक विशिष्ट मामले के लिए, α& व्यावहारिक रूप से 83 . की सीमा में बदलता है

7 + - / एस। यह परिवर्तन पहले हार्मोनिक के करीब है। रैखिक त्वरण W और श्रेणी में + - m/s। हमले के कोण और कुल गति दोनों में महत्वपूर्ण परिवर्तन की ये परिस्थितियां वायुगतिकीय विशेषताओं की गैर-स्थिरता का कारण हैं। दुर्भाग्य से, वायुगतिकीय विशेषताओं पर इन दो कारकों के अलग-अलग प्रभाव का अध्ययन नहीं किया गया है। अंजीर पर। 7 तिरछे वर्गों और सामान्य 5 p α की परिकल्पना के अनुसार प्रवाह सामान्य भार में परिवर्तन को दर्शाता है। पी। α पी अंजीर। 7. खंड "7" में दिगंश के साथ सामान्य बल में परिवर्तन; सूचकांक "पी" परिकल्पना डब्ल्यू और और α और कोणीय और रैखिक त्वरण के अनुसार मापदंडों को चिह्नित करता है Ψ ये डेटा हमले के कोण में गैर-स्थिरता को ध्यान में रखते हुए प्राप्त किए गए थे। तिरछे वर्गों की परिकल्पना के अनुसार भार सामान्य वर्गों की परिकल्पना की तुलना में कुछ अधिक है, विशेष रूप से पीछे हटने वाले ब्लेड के क्षेत्र में p = =3 ψ= p ψ= अंजीर। 8. अज़ीमुथ =3 और 84 . के लिए त्रिज्या के साथ रैखिक भार में परिवर्तन

8 अज़ीमुथ =3 के लिए त्रिज्या के अनुदिश रेखीय भार का परिवर्तन अंजीर में दिखाया गया है। 8. अज़ीमुथ =3 के लिए, दोनों गणना विकल्पों के लिए सामान्य भार व्यावहारिक रूप से समान है। दिगंश पर = "तिरछा" वर्गों की परिकल्पना के अनुसार सामान्य भार सामान्य वर्गों की परिकल्पना के अनुसार अधिक है। यह रैखिक भार पर गति और हमले के कोण में परिवर्तन के एक साथ प्रभाव के कारण है। ग्रंथ सूची। रोटर सिद्धांत। [पाठ] एड. ए.के. मार्टीनोवा, एम.: माशिनोस्ट्रोनी, 973. पी. मिखेव एस.वी., अनिकिन वी.के.एच., स्विरिडेंको यू.एन., कोलोमेन्स्की डी.एस. रोटार की वायुगतिकीय विशेषताओं के मॉडलिंग के लिए विधियों के विकास की दिशा। [पाठ] // Ros VO के VI फोरम की कार्यवाही। एम।, 4. 5 पी। 3. शैडकोव, वी.आई. डिस्क पर निरंतर लोड के साथ एक मुख्य रोटर का डिस्क भंवर सिद्धांत। [पाठ] / वी.आई. शैदाकोव // हेलीकॉप्टर डिजाइन: टेक। बैठा। वैज्ञानिक टी.आर. // एमएआई, अंक। 38, एम।, पी। 4. वैज्ञानिक गतिविधि के टीएसएजीआई मुख्य चरण, / एम।, फ़िज़मैटलिट, पी। 5. बास्किन, वी.ई. गतिशील स्टाल के दौरान मुख्य रोटर ब्लेड का सामान्य अनुभागीय बल। [पाठ] / वी.ई. बास्किन, वी.आर. लिपाटोव // TsAGI की कार्यवाही, वॉल्यूम। 865, पृष्ठ 6. ग्रेवोरोन्स्की, वी.ए. हेलीकाप्टर उड़ान की गतिशीलता। [पाठ]: प्रोक। भत्ता / वी.ए. ग्रेवोरोन्स्की, वी.ए. ज़खरेंको, वी.वी. चमोव्ज़। एच.: नेट। एयरोस्पेस अन-टी आईएम। नहीं। ज़ुकोवस्की खाई, 4. 8 एस 7. फोगार्टी, एल.ई. घूर्णन ब्लेड पर लामिना की सीमा परत। / जे एरोनॉट सेई।, वॉल्यूम। 8, नहीं। 3, 95. संपादकीय कार्यालय द्वारा प्राप्त फावड़ा के सामान्य वायुगतिकीय निलंबन के रोज़राहुंका की अवलोकन विधि, असर वाले वर्टोलीट के फावड़े के साथ हेलीकॉप्टर के रोटर ब्लेड पर वितरित सामान्य वायुगतिकीय प्रयास की गणना की एक अनुमानित विधि तिरछी क्रॉस-सेक्शन की परिकल्पना के आधार पर रोटर ब्लेड पर संपीड़ितता और अस्थिरता के साथ वितरित परिभाषा प्रयास के प्रश्न माने जाते हैं। कीवर्ड: ब्लेड, रोटर, हेलिकॉप्टर। 85

एमएआई की कार्यवाही। अंक 92 यूडीसी 629.735.45 www.mai.ru/science/trud/ हेलिकॉप्टर रोटेशन के दौरान होवर मोड में अलग-अलग फिलिंग वैल्यू वाले टेल रोटर्स की विशेषताओं का कम्प्यूटेशनल अध्ययन एनिमिट्स वी.ए.,

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बेलारूस के विज्ञान के राष्ट्रीय अकादमी की खबर 3 2014 कृषि विज्ञान के ग्रे एम। कोलोनचुक 1 परिभाषा

यूडीसी 622.7 गुरुत्वाकर्षण पृथक्करण V.I. कृवोशचेकोव, पीएच.डी. तकनीक। विज्ञान (यूक्रेन, निप्रॉपेट्रोस, राष्ट्रीय खनन विश्वविद्यालय) एक चिपचिपा तरल समस्या के एक दीवार प्रवाह द्वारा सिलेंडर के चारों ओर प्रवाह की जांच

04 वैज्ञानिक वेस्टनिक एमजीटीयू जीए 00 यूडीसी 553.65..3: 68.3: 69.7.05 मानव रहित हवाई वाहन के प्रोपेलर की गणना रेनॉल्ड नंबर और कमी की डिग्री के अनुसार ओ.वी. गेरासिमोव बी.एस. क्रित्स्की प्रस्तुत

UDC533.6.011.32 पार्श्व बलों की उपस्थिति पर एक सिलेंडर के चारों ओर अस्थिर ट्रांसवर्सल प्रवाह के प्रभाव की जांच .А. सर्गेवा, आर.वी. सिडेलनिकोव

यूडीसी 69.7.36/534.. ए.वी. इवानोव, तकनीकी विज्ञान के उम्मीदवार, एम.के. LEONTIEV, डॉक्टर ऑफ टेक्निकल साइंसेज MAI, मॉस्को मोडल एनालिसिस ऑफ डायनामिक सिस्टम्स ऑफ रोटर्स मोडल एनालिसिस मेथड्स फॉर

32 यूडीसी 629.735.33 डी.वी. परिवहन श्रेणी के विमान के ट्रेपेज़ॉइड पंखों की दक्षता के लिए विशेष मानदंड पर लेआउट बाधाओं का तिन्याकोव प्रभाव परिचय ज्यामितीय बनाने के सिद्धांत और व्यवहार में

समारा स्टेट एयरोस्पेस यूनिवर्सिटी टी-3 विंडटनल एसएसएयू 2003 समारा स्टेट एयरोस्पेस यूनिवर्सिटी वी में वजन परीक्षण के दौरान एयरक्राफ्ट पोलर की जांच।

अनुशासन पर व्यावहारिक पाठ "थर्मल पावर प्लांट के ब्लोअर" पंप प्ररित करनेवाला की कार्य गणना आउटलेट पी एन और इनलेट पी पर अतिरिक्त दबाव पर घनत्व के साथ पानी की आपूर्ति के लिए पंप प्ररित करनेवाला की गणना करें

हाइड्रोमैकेनिक्स एल पर एसवी वालैंडर व्याख्यान: एड। लेनिनग्राद स्टेट यूनिवर्सिटी, 1978, 296 पृष्ठ।

अपने अक्षीय संपीड़न के तहत पसलियों के बिना परिपत्र कटआउट के साथ एक पतली दीवार बेलनाकार शेल की स्थिरता पर मेनशेनिन अलेक्जेंडर अर्कादिविच उल्यानोवस्क स्टेट यूनिवर्सिटी

12 जून, 2017 संवहन और ऊष्मा चालन की संयुक्त प्रक्रिया को संवहन ऊष्मा अंतरण कहा जाता है। प्राकृतिक संवहन असमान रूप से गर्म किए गए माध्यम के विशिष्ट गुरुत्व में अंतर के कारण होता है

अनुप्रयुक्त यांत्रिकी और इंजीनियरिंग भौतिकी। 200. वी। 42, एन -79 एक ब्लेड की ताकत की गणना रैखिक-परिवर्तनीय मोटाई की एक ऑर्थोट्रोपिक प्लेट के रूप में VI सोलोवेव नोवोसिबिर्स्क सैन्य संस्थान, 6307

अनुप्रयुक्त यांत्रिकी और इंजीनियरिंग भौतिकी। 2002. वी. 43, एन- 1 45 यूडीसी 532.5: 533.6 प्रोफाइल एंगुलर एज पैराडॉक्स इन अनस्टेडी फ्लो डी. एन. गोरेलोव ओम्स्क ब्रांच ऑफ इंस्टिट्यूट ऑफ मैथमेटिक्स एसबी आरएएस, ओम्स्क 644099

यूडीसी 621.452.3 यूडीसी 621.452.3 यू.एम. टेमिस, डी.ए. याकुशेव, ई.ए. तरासोवा कनेक्शन

सिद्धांत और कार्य प्रक्रियाएं 54 यूडीसी 621.515:438 वी.पी. गेरासिमेंको 1, ई.वी. ओएसआईपीओवी 2, एम.यू. शेलकोवस्की 2 1 राष्ट्रीय एयरोस्पेस विश्वविद्यालय। नहीं। ज़ुकोवस्की खाई, यूक्रेन 2 ज़ारिया मशप्रोएक्ट जीपीएनपीके गैस टर्बाइन बिल्डिंग,

यूडीसी 629.127.4 वी.वी.

जियोमेट्रिक पैरामीटर स्पिरिडोनोव ए.एन., मेलनिकोव ए.ए., टिमकोव ई.वी., मिनाज़ोवा ए.ए., कोवालेवा वाई.आई. ऑरेनबर्ग राज्य

TsAGI वैज्ञानिक नोट्स वॉल्यूम XXXVI I 6 3

दूर क्षेत्र में शोर स्तर पर हेलीकाप्टर रोटर ब्लेड आकार के प्रभाव का मूल्यांकन करने के लिए कम्प्यूटेशनल प्रयोग इविचिन (एमवीजेड का नाम एमएल मिल के नाम पर रखा गया है) रियाज़ोव ए.ए., वी.जी. सुदाकोव, (TsAGI) कम्प्यूटेशनल प्रयोग

थर्मोफिजिक्स और एरोमैकेनिक्स 013 वॉल्यूम 0 1 यूडीसी 69.735.33.015.3 एक यात्री विमान मॉडल की वायुगतिकीय विशेषताएं जिसमें रोल के कोण में हार्मोनिक दोलन होते हैं और हमले के उच्च कोणों पर यव होते हैं।

व्याख्यान 1 एक चिपचिपा तरल पदार्थ की गति। पॉइज़ुइल सूत्र। लामिना और अशांत प्रवाह, रेनॉल्ड्स संख्या। द्रवों और गैसों में पिंडों की गति। एयरक्राफ्ट विंग लिफ्ट, ज़ुकोवस्की का फॉर्मूला। एल-1: 8.6-8.7;

90 यूडीसी 69.735.33 वी.आई. रयाबकोव, डॉ. एस.सी. विज्ञान, एन.एन. मेलनिक, वी.वी. यूटेनकोवा, पीएच.डी. तकनीक। विज्ञान

UDC 629.782.015.3 उच्च सुपरसोनिक वेगों पर विंग हल प्रणाली की गुणवत्ता संतुलन

फ्लोविज़न सॉफ़्टवेयर कॉम्प्लेक्स की सहायता से फ़्लाइंग विंग योजना के विषयगत मॉडल की वायुगतिकीय विशेषताओं का कम्प्यूटेशनल अध्ययन कलाश्निकोव 1, ए.ए. क्रिवोशचापोव 1, ए.एल. मिटिन 1, एन.वी.

व्याख्यान 3 विषय 1.2: विंग वायुगतिकी व्याख्यान योजना: 1. कुल वायुगतिकीय बल। 2. विंग प्रोफाइल के दबाव का केंद्र। 3. विंग प्रोफाइल का पिच मोमेंट। 4. विंग प्रोफाइल फोकस। 5. ज़ुकोवस्की का सूत्र। 6. चारों ओर लपेटें

रूसी संघ के शिक्षा और विज्ञान मंत्रालय ----------- उच्च व्यावसायिक शिक्षा के संघीय राज्य बजटीय शैक्षिक संस्थान

अनुप्रयुक्त यांत्रिकी और इंजीनियरिंग भौतिकी। 2011. वी. 52, एन-3

थर्मोफिजिक्स और एरोमैकेनिक्स, 2010, खंड 17, 2 यूडीसी 621.311 रोटेशन के एक ऊर्ध्वाधर अक्ष के साथ टरबाइन ब्लेड की वायुगतिकीय विशेषताओं का निर्धारण बी.पी. खोज़्यानोव, आई.जी. कोस्टिन कुजबास राज्य

हेलीकॉप्टर के मुख्य रोटर की गतिशीलता का कंप्यूटर सिमुलेशन मॉडल सिमुलेशन मॉडल बनाने का उद्देश्य विभिन्न मोड में रोटर की गतिशील स्थिति की पहचान के लिए नियंत्रण एल्गोरिदम और विधियों को विकसित करना है।

इंजीनियरिंग और सामग्री इंजीनियरिंग और सामग्री वेस्टनिक तोगु 014 1 (3) यूडीसी 6036: 60331 ए डी लोवत्सोव, एन ए इवानोव, 014 परिमित तत्व विधि का उपयोग करके एक लाइट व्हील वाले एटीवी के फ्रेम का डिजाइन और गणना

उच्च शिक्षा निज़नी नोवगोरोड राज्य तकनीकी विश्वविद्यालय के लिए रूसी संघ की राज्य समिति का नाम आर.ई.अलेक्सेव आर्टिलरी वेपन विभाग के नाम पर रखा गया है

114 एमआईपीटी की एयरोहाइड्रोमैकेनिक्स कार्यवाही। 2014. खंड 6, 2 यूडीसी 532.526.048.3; 532.527; 532.529 वी। वी। वैशिंस्की 1,2, ए। ए। कोर्न्याकोव 2, यू। एन। स्विरिडेंको 2 1 मॉस्को इंस्टीट्यूट ऑफ फिजिक्स एंड टेक्नोलॉजी (राज्य

29 यूडीसी 629.7.023 ए.ए. इसकी रोशनी पर अंतरिक्ष उद्देश्य के लिए एक समग्र सौर पैनल के थर्मल विरूपण के प्रभाव का Tsaritsynsky मूल्यांकन सौर बैटरी ऊर्जा के मुख्य स्रोत हैं

यूक्रेन के राष्ट्रीय तकनीकी विश्वविद्यालय "कीव पॉलिटेक्निक संस्थान" अनुशासन में प्रयोगशाला के काम के लिए उपकरण और अभिविन्यास और नेविगेशन के सिस्टम विभाग "नेविगेशनल"

और उड़ने वाले प्लेटफॉर्म।

विवरण

मुख्य रोटार और सस्टेनर प्रोपेलर के बीच मुख्य अंतर समग्र और / या चक्रीय पिच को जल्दी से बदलने की क्षमता है। हेलीकॉप्टर के मुख्य रोटर में आमतौर पर ब्लेड, झाड़ी और टिका होता है।

मुख्य रोटर नियंत्रण प्रणाली में छड़ के माध्यम से मुख्य रोटर ब्लेड के अक्षीय टिका से जुड़ा एक स्वैपप्लेट होता है (तत्व जो अनुवाद गति को संचारित करते हैं)। अक्षीय काज में ब्लेड के घूमने से ब्लेड की स्थापना के कोण में परिवर्तन होता है।

ब्लेड कोणब्लेड की जीवा और घूर्णन के रचनात्मक तल के बीच का कोण कहलाता है। यह कोण जितना बड़ा होगा, रोटर ब्लेड द्वारा प्रदान की जाने वाली भारोत्तोलन शक्ति उतनी ही अधिक होगी।

स्वैश प्लेट को मुख्य रोटर शाफ्ट के साथ ऊपर/नीचे ले जाने से सभी ब्लेडों के स्थापना कोणों में एक साथ परिवर्तन होता है, जिससे प्रोपेलर की शक्ति को समायोजित किया जाता है और तदनुसार, विमान की होवरिंग (उड़ान) ऊंचाई। इस परिवर्तन को प्रोपेलर की कुल पिच कहा जाता है।
विमान के शरीर के सापेक्ष स्वैप प्लेट के झुकाव को एक चक्रीय चरण कहा जाता है और आपको अनुदैर्ध्य-अनुप्रस्थ विमान (पिच-रोल) में डिवाइस को नियंत्रित करने की अनुमति देता है।

मुख्य रोटर की गति आमतौर पर स्थिर होती है, और प्रोपेलर पर लोड में परिवर्तन स्वचालित रूप से इंजन की शक्ति में संबंधित परिवर्तन द्वारा मुआवजा दिया जाता है।

ऐसी नियंत्रण प्रणालियाँ हैं जिनमें ब्लेड के अक्षीय टिका नहीं होते हैं। उदाहरण के लिए, रेडियो-नियंत्रित हेलीकॉप्टरों के मॉडल में, पूरे प्रोपेलर के रोटेशन का झुकाव, और व्यक्तिगत ब्लेड नहीं, बदल जाता है। सर्वो फ्लैप्स (कमान एयरक्राफ्ट से सिंक्रोप्टर्स) के साथ रोटार के वेरिएंट में, ब्लेड के अनुगामी किनारे पर स्थित फ्लैप्स की स्थापना का कोण बदल जाता है।

ब्लेड के खंड रोटेशन की धुरी के करीब स्थित होते हैं और, तदनुसार, एक छोटे त्रिज्या के हलकों का वर्णन करते हुए, हवा के सापेक्ष कम रैखिक वेग होता है और आनुपातिक रूप से कम भारोत्तोलन बल बनाते हैं। इस प्रभाव को कम करने के लिए, ब्लेड को इस तरह से घुमाया जाता है कि इसकी स्थापना का कोण धीरे-धीरे बढ़ता है क्योंकि यह रोटेशन की धुरी के करीब पहुंचता है, जिससे रोटेशन के छोटे त्रिज्या वाले क्षेत्रों को अधिक लिफ्ट प्रदान करने की अनुमति मिलती है। ब्लेड ट्विस्ट(रूट पर और ब्लेड के अंत में अनुभागों के स्थापना कोण के बीच का अंतर) 6-12 ° हो सकता है।

शाफ्ट के साथ ब्लेड का कनेक्शन स्पष्ट, कठोर, अर्ध-कठोर और लोचदार हो सकता है। लोचदार कनेक्शन के साथ, मुख्य रोटर के रोटेशन के विमान को हेलीकॉप्टर धड़ के सापेक्ष विक्षेपित नहीं किया जा सकता है, इसके विपरीत।

मुख्य रोटर में दो से आठ ब्लेड हो सकते हैं। ब्लेड लकड़ी, सभी धातु और समग्र (शीसे रेशा) हो सकते हैं। समग्र ब्लेड सभी धातु ब्लेड की तुलना में निर्माण के लिए कम समय लेने वाले होते हैं, उनके पास काफी लंबा संसाधन, विश्वसनीयता और संक्षारण प्रतिरोध होता है।

अक्सर, ब्लेड को खोखला बना दिया जाता है और दबाव में ब्लेड में गैस या हवा को पंप किया जाता है। एक विशेष सेंसर द्वारा मापा गया ब्लेड के अंदर दबाव ड्रॉप, इसके नुकसान को इंगित करता है।

पार्किंग में हेलीकॉप्टर के आकार को कम करने के लिए या जब हैंगर में, विमान वाहक और हेलीकॉप्टर वाहक पर, फोल्डिंग रोटर्स का उपयोग किया जाता है। तह मैन्युअल या स्वचालित रूप से किया जा सकता है।

मुख्य रोटर से धड़ तक प्रेषित कंपन के स्तर को कम करने के लिए, इसके हब या ब्लेड पर पेंडुलम कंपन डैम्पर्स स्थापित किए जाते हैं। आइसिंग से बचाने के लिए, प्रोपेलर ब्लेड एंटी-आइसिंग सिस्टम से लैस होते हैं।

वायु प्रवाह में मुख्य रोटर की स्थिति के आधार पर, संचालन के दो मुख्य तरीकों को प्रतिष्ठित किया जाता है: अक्षीय प्रवाह मोड, जब रोटर हब की धुरी आने वाले अबाधित प्रवाह (होवरिंग) और तिरछी प्रवाह मोड के समानांतर होती है, जिसमें हवा का प्रवाह रोटर पर हब अक्ष के कोण पर चलता है।

उड़ान में तय एक मुख्य रोटर की एक परियोजना है, तथाकथित एक्स-विंग, एक सिकोरस्की एस -72 हेलीकॉप्टर पर लगाया गया है।

कुंडलाकार चैनल में संलग्न रोटर को प्ररित करनेवाला कहा जाता है, यह डिज़ाइन स्क्रू की शक्ति को बढ़ाता है और शोर को कम करता है, लेकिन इससे सहायक संरचना का वजन बढ़ जाता है।

बोइंग डिस्क्रोटर या एलेहैमर हेलीकॉप्टर जैसे डिस्क विंग डिज़ाइन भी हैं। (अंग्रेज़ी). डिस्क्रोटर परियोजना में, रोटर ब्लेड दूरबीन हैं; उड़ान के दौरान, डिस्क विंग के अंदर ब्लेड को वापस लिया जा सकता है।

कंपन

जब मुख्य रोटर घूमता है, कंपन होते हैं जो उपकरणों, उपकरणों की समयपूर्व विफलता का कारण बन सकते हैं, और यहां तक ​​कि विमान के विनाश का कारण बन सकते हैं। कंपन की उपस्थिति में पृथ्वी प्रतिध्वनि, स्पंदन और भंवर वलय जैसी घटनाएं शामिल हैं।

पृथ्वी प्रतिध्वनि

विमान इस घटना के लिए अतिसंवेदनशील होते हैं, जिसमें रोटर ब्लेड एक कुंडा जोड़ के माध्यम से हब से जुड़े होते हैं। बिना मुड़े प्रोपेलर के ब्लेड के द्रव्यमान का केंद्र इसके रोटेशन की धुरी पर स्थित होता है। जब प्रोपेलर घूमता है, तो ब्लेड अपने ऊर्ध्वाधर टिका में घूम सकते हैं, और उनके द्रव्यमान का सामान्य केंद्र रोटेशन की धुरी से दूर स्थानांतरित हो जाता है, जिससे क्षैतिज विमान में प्रोपेलर हब का कंपन होता है। यदि इन दोलनों के हार्मोनिक्स और एक लोचदार चेसिस पर जमीन पर खड़े हेलीकॉप्टर के प्राकृतिक दोलन मेल खाते हैं, तो हेलीकॉप्टर के अनियंत्रित दोलन उत्पन्न होते हैं - पृथ्वी प्रतिध्वनि.

ग्राउंड रेजोनेंस को वर्टिकल हिंज और हेलिकॉप्टर लैंडिंग गियर के सस्पेंशन स्ट्रट दोनों में डंपिंग लगाकर दबाया जा सकता है। पृथ्वी के प्रतिध्वनि पैदा करने के लिए अधिक अनुकूल परिस्थितियाँ तब बनती हैं जब एक हेलीकॉप्टर जमीन के साथ चलता है।

स्पंदन

स्पंदन को मुख्य रोटर ब्लेड का स्व-उत्तेजित दोलन कहा जाता है, जो वायु प्रवाह की ऊर्जा के कारण होता है और फड़फड़ाने की गति के आयाम में तेजी से वृद्धि करता है। स्पंदन समाक्षीय सर्किट के लिए विशेष रूप से खतरनाक है, क्योंकि यह प्रभाव ब्लेड के ओवरलैप का कारण बनता है। स्पंदन से बचने के लिए, रोटर ब्लेड में एक एंटी-स्पंदन भार स्थापित किया जाता है, और हब पर पेंडुलम कंपन डैम्पर्स स्थापित किए जाते हैं। ब्लेड के स्पष्ट और लोचदार प्रकार के कनेक्शन वाले हेलीकाप्टरों पर, उड़ान के दौरान स्पंदन की उपस्थिति का संकेत मुख्य रोटर शंकु का "धुंधला" है।

भंवर की अंगूठी

ब्लेड माउंटिंग योजनाएं

मुख्य रोटर ब्लेड एक हब से जुड़े होते हैं जो हेलीकॉप्टर शाफ्ट के चारों ओर स्वतंत्र रूप से घूमता है। ऐसे यौगिकों के निम्नलिखित मुख्य प्रकार हैं।

कुंडा संयुक्त

जुआन डे ला सिर्वा द्वारा आविष्कार किए गए कुंडा के साथ, ब्लेड अक्षीय, ऊर्ध्वाधर और क्षैतिज टिका के माध्यम से श्रृंखला में हब बॉडी से जुड़े होते हैं। हब बॉडी के साथ ब्लेड के जोड़ के कारण, मुख्य रोटर के तत्वों में वैकल्पिक तनाव काफी कम हो जाते हैं और प्रोपेलर से हेलीकॉप्टर धड़ तक प्रसारित वायुगतिकीय बलों के क्षण कम हो जाते हैं।

क्षैतिज टिका ब्लेड को ऊपर और नीचे स्विंग करने की अनुमति देता है; ऊर्ध्वाधर वाले ब्लेड को रोटेशन के विमान में दोलन करने की अनुमति देते हैं, जो चर ड्रैग फोर्स और कोरिओलिस बलों की कार्रवाई के तहत उत्पन्न होते हैं जो तब दिखाई देते हैं जब ब्लेड क्षैतिज काज के सापेक्ष दोलन करता है; अक्षीय टिका ब्लेड की स्थापना के कोणों को बदलने के लिए डिज़ाइन किया गया है।

आर्टिकुलेटेड हेलीकॉप्टरों में उड़ते समय, आप देख सकते हैं कि हवा में ब्लेड एक वृत्त का वर्णन नहीं करते हैं, बल्कि एक फ़नल या शंकु के रूप में एक आकृति का वर्णन करते हैं।

लोचदार (टिका) कनेक्शन

इस तरह के कनेक्शन के साथ ऊर्ध्वाधर और क्षैतिज काज की भूमिका मिश्रित सामग्री, या मरोड़ से बने एक लोचदार तत्व द्वारा निभाई जाती है। यह कुंडा संयुक्त की तुलना में, भागों की संख्या को कम करने, रखरखाव की श्रम तीव्रता को कम करने, स्नेहन की आवश्यकता को समाप्त करने और मुख्य रोटर के जीवन को 3-10 गुना बढ़ाने की अनुमति देता है। इस तरह के कनेक्शन के साथ एक मुख्य रोटर पर, नियंत्रण दक्षता को हिंग वाले की तुलना में काफी बढ़ाया जा सकता है, जो हेलीकॉप्टर की गतिशीलता में वृद्धि में योगदान देता है, और "ग्राउंड रेजोनेंस" की घटना भी कम हो जाती है।

अर्ध-कठोर कनेक्शन

इस योजना के साथ, दो प्रोपेलर ब्लेड एक स्विंग (रॉकर आर्म) के रूप में केंद्रीय आस्तीन से सख्ती से जुड़े होते हैं: जब एक ब्लेड अपस्ट्रोक बनाता है, तो दूसरा एक सममित नीचे की ओर गति करता है। पायलट, हेलिकॉप्टर कंट्रोल स्टिक की स्थिति बदल रहा है, जिससे मुख्य रोटर के रोटेशन के पूरे विमान की स्थिति बदल जाती है। अर्ध-कठोर रोटर हब वाले हेलीकॉप्टर में अच्छी हैंडलिंग विशेषताएँ होती हैं। इस योजना का एक महत्वपूर्ण लाभ इसकी सादगी है (टिका, डैम्पर्स और सेंट्रीफ्यूगल ब्लेड ओवरहांग लिमिटर्स में अत्यधिक लोड बियरिंग्स की अनुपस्थिति), जो प्रोपेलर के निर्माण और संचालन में इसके रखरखाव की लागत को सुविधाजनक और कम करता है। अर्ध-कठोर हेलीकॉप्टर बेल और रॉबिन्सन द्वारा बड़े पैमाने पर उत्पादित किए जाते हैं।

कठोर संबंध

प्रोपेलर ब्लेड सख्ती से केवल अक्षीय काज का उपयोग करके ड्राइव शाफ्ट पर लगे आस्तीन से जुड़े होते हैं। ऐसी योजना सबसे सरल है, लेकिन साथ ही विनाशकारी कंपन के लिए सबसे अधिक संवेदनशील है। इसके अलावा, इस तरह की योजना में कुंडा जोड़ की तुलना में द्रव्यमान में वृद्धि होती है। यह ध्यान दिया जाना चाहिए कि इस मामले में मुख्य रोटर ब्लेड पर चर भार को स्वयं ब्लेड के लचीलेपन के कारण कम किया जा सकता है।

कठोर जोड़ का उपयोग विमान प्रोपेलर में किया जाता है और 20 वीं शताब्दी की शुरुआत में जुआन डे ला सिर्वा के कृत्रिम जोड़ के आविष्कार तक सभी प्रायोगिक हेलीकॉप्टरों पर इस्तेमाल किया गया था। वर्तमान में, ऐसा कनेक्शन सिकोरस्की एक्स 2 हेलीकॉप्टर के रोटार में पाया जा सकता है।

उड़ान में रोटर की गतिशीलता

एक क्षैतिज विमान में एक हेलीकॉप्टर के अनुवाद संबंधी आंदोलन के दौरान, मुख्य रोटर एक आने वाले वायु प्रवाह द्वारा चारों ओर प्रवाहित होता है। इसके दक्षिणावर्त घूमने की स्थिति में, उड़ान की दिशा में बाईं ओर स्थित ब्लेड वायु प्रवाह (आगे बढ़ने वाले ब्लेड) की ओर बढ़ता है, और इसके साथ दाईं ओर स्थित होता है (पीछे हटने वाला ब्लेड)। तदनुसार, आने वाली हवा के सापेक्ष आगे बढ़ने वाले ब्लेड की गति पीछे हटने की गति से अधिक होती है, और अधिकतम 90 डिग्री के दिगंश पर होती है। चूंकि वायु प्रतिरोध और लिफ्ट गति के समानुपाती होते हैं, इसलिए आगे बढ़ने वाला ब्लेड अधिक लिफ्ट बनाता है और अधिक ड्रैग का अनुभव करता है।

रैखिक गति रोटेशन की धुरी से दूरी के समानुपाती होती है और तदनुसार, ब्लेड के सिरों पर अधिकतम होती है। पेंच के रोटेशन की कोणीय गति के कुछ मूल्यों पर, आगे बढ़ने वाले ब्लेड के अंत खंडों की रैखिक गति ध्वनि की गति के करीब पहुंच जाती है, जिसके परिणामस्वरूप इन वर्गों में एक लहर संकट विकसित होता है। इसके विपरीत, हवा के सापेक्ष आवर्ती ब्लेड के कई खंडों की गति इतनी कम होती है कि उन पर एक प्रवाह स्टाल होता है, और हब के करीब स्थित खंड रिवर्स फ्लो ज़ोन में आते हैं (ब्लेड प्रोफ़ाइल सुव्यवस्थित है) तेज भाग से हवा के साथ, जो एक रिवर्स लिफ्ट बल बनाता है)।

स्टॉल और लहर संकट क्षेत्रों में गिरने वाले रोटर ब्लेड कंपन में वृद्धि और लिफ्ट में तेज कमी की विशेषता है। मुख्य रोटर के रोटेशन के कोणीय वेग को बढ़ाकर प्रवाह स्टाल का मुकाबला करना संभव है, हालांकि, इस मामले में, लहर संकट क्षेत्र बढ़ जाता है। विशेष प्रोपेलर ब्लेड युक्तियों का उपयोग करके लहर संकट क्षेत्र के नकारात्मक प्रभाव को कम किया जा सकता है - उदाहरण के लिए, स्वेप्ट वाले।

चूंकि आगे बढ़ने वाले ब्लेड पीछे हटने वाले ब्लेड की तुलना में अधिक लिफ्ट बनाते हैं, मुख्य रोटर के विभिन्न वर्गों के लिफ्ट बलों के संतुलन को बनाए रखने के लिए एक मुआवजा तंत्र है। तंत्र एक क्षैतिज काज और एक अक्षीय काज के उपयोग पर आधारित है जो कठोर रूप से स्वाशप्लेट से जुड़ा हुआ है। उड़ान के दौरान, ब्लेड सुव्यवस्थित वायु प्रवाह के कोण पर होता है, जिसके परिणामस्वरूप वायु प्रतिरोध के कारण ब्लेड ऊपर की ओर झूलता है। चूंकि अक्षीय काज स्वाशप्लेट से जुड़ा होता है, जब ब्लेड ऊपर की ओर झूलता है, ब्लेड ब्लेड और वायु प्रवाह के बीच के कोण को कम करने की दिशा में मुड़ता है। इस कोण को कम करने से ब्लेड के लिफ्ट बल में कमी आती है।