헬리콥터의 메인 로터 블레이드는 필요한 양력을 생성하면서 블레이드에 가해지는 모든 하중을 견딜 수 있도록 제작되어야 합니다. 그리고 그들은 단지 견딜 수 있을 뿐만 아니라 비행 중이나 지상에서 헬리콥터를 정비하는 동안 발생할 수 있는 모든 종류의 예상치 못한 상황(예: 날카로운 돌풍, 상승 기류, 날카로운 바람)에 대한 안전 여유도 갖게 됩니다. 기동, 블레이드 결빙, 엔진 발사 후 프로펠러의 부적절한 회전 등).
헬리콥터 메인 로터를 선택하기 위한 설계 모드 중 하나는 계산을 위해 선택한 높이에서의 수직 상승 모드입니다. 이 모드에서는 프로펠러 회전 평면의 병진 속도가 부족하기 때문에 필요한 출력이 더 큽니다.
설계 중인 헬리콥터의 대략적인 무게를 파악하고 헬리콥터가 들어올려야 할 탑재량의 크기를 설정한 후 프로펠러를 선택하기 시작합니다. 프로펠러의 선택은 프로펠러의 직경과 최소한의 전력 소비로 프로펠러에 의해 설계 하중이 수직으로 들어올릴 수 있는 분당 회전수를 선택하는 것입니다.
메인 로터의 추력은 직경의 4승에 비례하고 회전수의 2승에만 비례하는 것으로 알려져 있습니다. 즉, 메인 로터에 의해 발생된 추력은 회전수보다 직경에 더 많이 의존합니다. 혁명의. 따라서 회전수를 늘리는 것보다 직경을 크게 하는 것이 주어진 추력을 얻는 것이 더 쉽습니다. 예를 들어 직경을 2배로 늘리면 24 = 16배 더 큰 추력을 얻을 수 있고, 회전 수를 두 배로 늘리면 22 = 4배 더 큰 추력을 얻을 수 있습니다.
헬리콥터에 장착되어 로터를 구동하게 될 엔진의 출력을 알고 먼저 로터의 직경을 선택합니다. 이를 위해 다음 비율이 사용됩니다.
로터 블레이드는 매우 어려운 조건에서 작동합니다. 구부리고, 비틀고, 찢고, 피부를 찢어내는 경향이 있는 공기역학적 힘에 의해 작용합니다. 이러한 공기역학적 힘에 "저항"하려면 블레이드가 충분히 강해야 합니다.
결빙이 발생하기 쉬운 비, 눈 또는 구름 속에서 비행하는 경우 블레이드 작동이 더욱 어려워집니다. 엄청난 속도로 칼날을 때리는 빗방울이 페인트를 떨어뜨립니다. 블레이드에 결빙이 발생하면 얼음이 자라서 블레이드의 윤곽이 왜곡되고 스윙 동작을 방해하며 무거워집니다. 헬리콥터를 지상에 보관할 때 온도, 습도, 햇빛의 급격한 변화는 블레이드에 파괴적인 영향을 미칩니다.
이는 칼날이 강해야 할 뿐만 아니라 외부 환경의 영향을 받지 않아야 함을 의미합니다. 하지만 이것만 있다면! 그런 다음 블레이드를 전체 금속으로 만들고 부식 방지 층으로 덮으면 문제가 해결될 수 있습니다.
그러나 한 가지 요구 사항이 더 있습니다. 이 외에도 블레이드도 가벼워야 합니다. 따라서 중공으로 제작되며, 블레이드의 디자인은 금속 스파를 기반으로 하며, 대부분 가변 단면의 강관으로, 루트 부분에서 블레이드 끝까지 면적이 점진적으로 또는 단계적으로 감소합니다. .
블레이드의 주요 종방향 힘 요소인 스파는 전단력과 굽힘 모멘트를 흡수합니다. 이러한 점에서 블레이드 스파의 작동은 항공기 날개 스파의 작동과 유사합니다. 그러나 블레이드 스파는 로터 회전의 결과로 원심력을 받기도 하는데, 이는 항공기 날개 스파의 경우에는 해당되지 않습니다. 이러한 힘의 영향으로 블레이드 스파는 장력을 받습니다.
강철 플랜지는 날개보에 용접되거나 리벳으로 고정되어 횡력 세트(블레이드의 리브)를 부착합니다. 금속 또는 목재로 만들어진 각 리브는 벽과 선반으로 구성됩니다. 그림과 같이 금속 외장은 금속 선반에 접착 또는 용접되고, 합판 외장은 나무 선반에 접착 또는 용접되거나, 합판 외장은 발가락에 접착되고 캔버스 외장은 꼬리에 꿰매어집니다. 프로파일의 선수 부분에서는 리브 플랜지가 전면 스트링거에 부착되고 꼬리 부분에서는 후면 스트링거에 부착됩니다. 스트링거는 보조 종방향 강도 요소 역할을 합니다.
리브의 플랜지를 덮고 있는 스킨은 모든 섹션에서 블레이드의 프로파일을 형성합니다. 가장 가벼운 것은 린넨 덮개입니다. 그러나 리브 사이의 영역을 덮고 있는 직물의 변형으로 인해 프로파일이 왜곡되는 것을 방지하기 위해 블레이드의 리브를 서로 약 5-6cm 간격으로 매우 자주 배치해야 합니다. 블레이드가 더 무겁습니다. 잘 늘어나지 않은 직물 덮개가 있는 블레이드의 표면은 골이 있는 것처럼 보이고 항력이 높기 때문에 공기 역학적 특성이 낮습니다. 한 번의 회전 동안 이러한 블레이드의 프로파일이 변경되어 헬리콥터의 추가 진동이 나타나는 데 기여합니다. 따라서 직물 덮개에는 도프가 함침되어 건조됨에 따라 직물이 강하게 늘어납니다.
합판 표피를 만들 때 천으로 덮은 칼날에 비해 칼날의 강성이 증가하고 리브 사이의 거리를 2.5배 늘릴 수 있습니다. 저항을 줄이기 위해 합판 표면을 매끄럽게 가공하고 광택 처리합니다.
속이 빈 올메탈 블레이드를 제작하면 좋은 공기역학적 형태와 뛰어난 강도를 얻을 수 있습니다. 생산의 어려움은 프로파일의 활을 형성하는 다양한 단면의 스파를 제조하는 데 있습니다. 블레이드 프로파일의 꼬리 부분은 판금 케이싱으로 만들어지며, 앞쪽 가장자리는 스파와 같은 높이로 용접되고 뒤쪽 가장자리는 함께 리벳으로 고정됩니다.
헬리콥터 로터 블레이드 프로파일은 받음각이 증가함에 따라 가능한 가장 높은 받음각에서 흐름 정체가 발생하는 방식으로 선택됩니다. 이는 받음각이 특히 높은 후퇴하는 블레이드의 흐름 정체를 방지하기 위해 필요합니다. 또한 진동을 방지하기 위해서는 받음각이 변해도 압력 중심의 위치가 변하지 않도록 프로파일을 선택해야 합니다.
블레이드의 강도와 성능에 있어 매우 중요한 요소는 프로파일의 압력중심과 무게중심의 상대적 위치입니다. 사실 굽힘과 비틀림이 결합된 작용으로 인해 블레이드는 자체 여기 진동, 즉 계속해서 증가하는 진폭(플러터)을 갖는 진동을 겪게 됩니다. 진동을 방지하려면 블레이드가 코드에 대해 균형을 이루어야 합니다. 즉, 자체 증가하는 진동을 방지하는 방식으로 코드의 무게 중심 위치가 보장되어야 합니다. 균형 작업은 구성된 블레이드 프로파일의 무게 중심이 압력 중심 앞에 있도록 하는 것입니다.
로터 블레이드의 가혹한 작동 조건을 계속해서 고려하면, 블레이드의 앞쪽 가장자리를 따라 판금 테두리를 강화함으로써 빗방울로 인한 블레이드의 나무 표면 손상을 방지할 수 있다는 점에 유의해야 합니다.
블레이드 결빙을 방지하는 것은 더 어려운 작업입니다. 서리 및 흰 서리와 같은 비행 중 결빙 유형이 헬리콥터에 큰 위험을 초래하지 않으면 점차적으로 눈에 띄지 않지만 블레이드에서 매우 단단하게 자라는 유리 얼음이 블레이드의 무게를 증가시키고 프로필의 왜곡을 초래합니다. 궁극적으로 양력이 감소하여 헬리콥터의 조종성과 안정성이 급격히 저하됩니다.
비행 중에 블레이드가 펄럭이는 움직임으로 인해 얼음이 부서진다는 한때 존재했던 이론은 근거가없는 것으로 판명되었습니다. 블레이드의 결빙은 날개가 펄럭이는 동안 블레이드의 구부러짐이 작은 뿌리 부분에서 먼저 시작됩니다. 그 후, 얼음층은 칼날 끝을 향해 점점 더 퍼지기 시작하여 점차 사라집니다. 뿌리 부분의 얼음 두께가 6mm에 도달하고 블레이드 끝 부분에서 2mm에 도달하는 경우가 알려져 있습니다.
결빙을 예방하는 방법에는 두 가지가 있습니다.
첫 번째 방법- 이는 비행 지역의 일기 예보를 주의 깊게 연구하고, 도중에 만나는 구름을 피하고, 결빙 조건에서 벗어나기 위해 비행 고도를 변경하고, 비행을 중지하는 등의 작업입니다.
두 번째 방법- 블레이드에 결빙 방지 장치를 장착합니다.
이러한 장치의 전체 범위는 헬리콥터 블레이드로 알려져 있습니다. 로터 블레이드에서 얼음을 제거하려면 다음을 수행하십시오.
프로펠러 앞쪽 가장자리에 알코올을 분사하는 알코올 제빙제를 사용해야 합니다. 후자는 물과 혼합되면 어는점을 낮추고 얼음 형성을 방지합니다.
얼음은 공기에 의해 로터 블레이드에서 부서질 수 있으며, 공기는 로터의 앞쪽 가장자리를 따라 놓인 고무 챔버로 펌핑됩니다. 팽창 챔버는 얼음 껍질을 부수고, 얼음 껍질의 개별 조각은 다가오는 공기 흐름에 의해 프로펠러 블레이드에서 쓸려 나갑니다.
로터 블레이드의 앞쪽 가장자리가 금속으로 만들어진 경우 전기 또는 로터의 앞쪽 가장자리를 따라 설치된 파이프라인을 통과하는 따뜻한 공기에 의해 가열될 수 있습니다.
미래에는 이들 방법 중 어떤 방법이 더 폭넓게 적용될 수 있는지 보여줄 것입니다.
메인로터의 공기역학적 특성을 위해서는 메인로터 블레이드의 수와 로터가 움직이는 영역의 특정 하중이 매우 중요합니다. 이론적으로 로터 블레이드의 수는 1개부터 무한히 큰 수까지 다양할 수 있으므로 Leonardo da Vinci 프로젝트 또는 I. Bykov의 헬리콥터 자전거에서 예상한 것처럼 궁극적으로 나선형 표면으로 합쳐질 수 있습니다. .
그러나 가장 유리한 특정 수의 블레이드가 있습니다. 블레이드 수는 3개보다 적어서는 안 됩니다. 두 개의 블레이드를 사용하면 큰 불균형한 힘과 프로펠러 추력의 변동이 발생하기 때문입니다. 단일 블레이드와 2개의 블레이드 프로펠러에 대해 로터 1회전 동안 평균값을 기준으로 메인 로터 추력의 변화가 표시됩니다. 3개의 블레이드 프로펠러는 실제로 전체 회전 동안 평균 추력 값을 유지합니다.
로터 블레이드의 수도 너무 커서는 안 됩니다. 이 경우 각 블레이드는 이전 블레이드에 의해 교란되는 흐름에서 작동하여 메인 로터의 효율이 감소하기 때문입니다.
프로펠러 블레이드가 많을수록 이들이 차지하는 스윕 디스크 영역이 더 커집니다. 충전율 o 개념은 헬리콥터 로터 이론에 도입되었으며, 이는 전체 면적에 대한 비율로 계산됩니다.
헬리콥터 메인 로터의 설계 작동 모드(가파른 상승)의 경우 가장 적합한 충전율 값은 0.05-0.08(평균값 0.065)입니다.
이 부하는 평균입니다. 경하중이란 9~12kg/m2 범위의 하중을 말합니다. 이러한 하중을 운반하는 헬리콥터는 기동성이 뛰어나고 순항 속도가 빠릅니다.
범용 헬리콥터의 평균 하중 범위는 12~20kg/m2입니다. 그리고 마지막으로 거의 사용되지 않는 큰 하중은 20~30kg/m2의 하중입니다.
사실은 스윕 영역의 높은 특정 하중이 헬리콥터에 큰 탑재량을 제공하더라도 엔진이 고장 나면 헬리콥터가 자체 회전 모드에서 빠르게 하강할 수 있으며 이는 용납할 수 없습니다. 하강이 손상되었습니다.
§ 1. 프로펠러의 목적 및 종류
프로펠러의 목적은 엔진에서 전달된 토크를 공기역학적 힘으로 변환하는 것입니다. 공기역학적 힘의 형성은 역학 제3법칙으로 설명됩니다. 프로펠러가 회전하면서 일정량의 공기를 포착하여 배출합니다. 배출에 저항하는 이 질량은 항공기와 함께 프로펠러를 배출 방향의 반대 방향으로 밀어냅니다.
프로펠러의 공기역학적 힘이 발생하는 이유는 프로펠러가 던진 공기 덩어리의 반작용 때문입니다.
비행기 프로펠러는 항공기를 앞으로 추진하는 데 필요한 추력을 생성하는 데 사용됩니다.
헬리콥터의 메인 로터는 헬리콥터를 공중에 유지하는 데 필요한 양력과 헬리콥터를 앞으로 추진하는 데 필요한 추력을 생성하는 역할을 합니다. 앞서 언급했듯이 헬리콥터의 장점 중 하나는 어떤 방향으로든 이동할 수 있다는 것입니다. 헬리콥터의 이동 방향은 메인 로터의 추진력이 기울어지는 위치(앞, 뒤 또는 옆)에 따라 달라집니다(그림 1.32).
메인 로터는 모든 모드에서 헬리콥터의 제어 가능성과 안정성을 보장합니다. 따라서 메인 로터는 날개, 트랙터 로터 및 메인 제어 장치 역할을 동시에 수행합니다.
헬리콥터 테일 로터는 헬리콥터의 반응 토크와 방향 제어의 균형을 맞추는 역할을 합니다.
§ 2. 메인 로터를 특성화하는 기본 매개변수
헬리콥터의 메인 로터를 특징짓는 주요 매개변수는 다음과 같습니다.
블레이드 수. 현대 헬리콥터는 3엽, 4엽, 5엽 프로펠러를 사용합니다. 블레이드 수를 늘리면 블레이드 간의 해로운 상호 영향으로 인해 로터의 성능이 저하됩니다. 블레이드 수(3개 미만)를 줄이면 로터에 의해 생성되는 추력의 맥동 특성이 발생하고 비행 중 헬리콥터의 진동이 증가합니다. 메인 로터 직경 D는 회전하는 동안 블레이드 끝으로 표시되는 원의 직경입니다. 이 원의 반경은 문자 R로 지정되며 메인 로터의 반경이라고 합니다. 메인 로터의 회전축에서 고려중인 단면까지의 거리는 문자 g로 표시됩니다 (그림 1.33).
계산에 따르면 프로펠러에 동일한 동력이 공급되면 직경이 증가함에 따라 추력도 증가합니다. 예를 들어 직경을 두 배로 늘리면 추력은 1.59배 증가하고, 직경을 5배 늘리면 추력은 2.92배 증가합니다.
그러나 직경의 증가는 프로펠러의 무게 증가와 연관되어 블레이드의 강도 확보가 매우 어렵고, 블레이드 제조 기술의 복잡화, 테일 길이의 증가로 이어진다. 붐 등
따라서 헬리콥터를 개발할 때 특정 최적 직경이 선택됩니다.
메인로터 F0M이 스윕하는 면적은 회전하는 동안 메인로터 블레이드의 끝부분이 나타내는 원의 면적입니다.
스윕 영역의 개념은 이 영역이 공기의 점성 및 관성으로 인해 비행기 날개와 유사한 특정 하중 지지 표면으로 간주될 수 있기 때문에 도입되었으며, 공기는 스윕 영역을 통과할 때 하나의 공통 제트를 형성합니다. 추진자. 현대 헬리콥터의 F0M= 100-:-1000m2입니다.
스윕 영역 p의 하중은 회전하는 동안 프로펠러가 스윕하는 영역에 대한 헬리콥터 G의 무게의 비율입니다.
폼P=G/폼(kg/m2).
p가 증가하면 최대 비행 고도가 감소하고 메인 로터의 자체 회전 모드에서 하강 속도가 증가합니다.
최신 헬리콥터의 경우 P=12-:-45kg/m2 또는 118-:-440n/m2
채우기 계수 Q는 스윕 영역 중 모든 프로펠러 블레이드의 영역이 어느 부분인지 나타내는 값입니다.
계획상의 블레이드 모양(그림 1.34). 메인 로터 블레이드는 직사각형, 사다리꼴 또는 혼합 평면 형태를 가질 수 있습니다. 사다리꼴 칼날의 좁아짐은 2-3을 넘지 않습니다.
블레이드의 테이퍼는 팁 코드에 대한 맞대기 코드의 비율입니다.
블레이드 프로파일은 단면의 모양입니다. 항공기 날개와 유사한 프로파일이 로터 블레이드에 사용됩니다. 일반적으로 이는 상대 두께 c =를 갖는 비대칭 프로파일입니다.
7-=-14%'. 길이에 따른 프로파일 모양은 가변적일 수 있습니다(블레이드의 공기역학적 비틀림). 선택할 때 프로파일 모양은 최고의 공기 역학적 품질을 보장하기 위해 노력합니다.
블레이드 섹션의 공격 각도 a는 프로파일 현과 주어진 단면에서 다가오는 공기 흐름 방향 사이의 각도입니다. 받음각의 크기에 따라 공기역학적 힘 계수의 값이 결정됩니다.
설치 각도 Ф프로파일의 코드와 메인 로터의 회전 평면 사이의 각도라고 합니다. 헬리콥터 프로펠러의 설치 각도는 로터 반경의 0.7 거리에서 측정됩니다. 이 규칙은 블레이드의 기하학적 비틀림으로 인해 도입되었으며 이로 인해 블레이드의 모든 섹션이 서로 다른(끝으로 갈수록 감소) 설치됩니다. 각도. 기하학적 비틀기의 필요성은 다음과 같이 설명됩니다. 첫째, 블레이드 끝 부분으로 갈수록 주변 속도가 증가하기 때문에 유도 속도의 분포가 고르지 않게 되고 결과적으로 블레이드 길이를 따라 공기역학적 힘이 발생하게 됩니다. 보다 균일한 하중 분포를 보장하기 위해 블레이드 끝 부분을 향한 설치 각도가 줄어듭니다. 둘째, 전진 비행에서는 블레이드의 특정 위치에서 받음각의 증가로 인해 블레이드 끝에서 흐름 정체가 발생하며 기하학적 비틀림이 있으면 최종 실속을 더 높은 비행 속도로 밀어냅니다. 이 문제는 아래에서 더 자세히 논의됩니다.
메인 로터 블레이드의 피치는 축 방향 힌지에서 회전할 때 변경됩니다. 세로축 주위.
구조적으로 메인 로터는 축 힌지에 있는 모든 블레이드가 동시에 동일한 각도 또는 다른 각도로 회전할 수 있도록 설계되었습니다.
로터 공격 각도. 위에서는 메인 로터가 스윕하는 영역을 단위 면적당 특정 하중이 떨어지는 베어링 표면으로 간주할 수 있다고 말했습니다.
메인 로터 A의 받음각이라는 개념을 소개하겠습니다. 이는 메인 로터의 회전 평면과 다가오는 공기 흐름 방향(비행 방향) 사이의 각도를 의미합니다. 흐름이 아래에서 메인 로터의 회전 평면에 접근하면 (그림 1.36) 공격 각도는 위에서 음인 경우 양수로 간주됩니다.
헬리콥터는 공중에서 어떤 방향으로든 움직이기 때문에 메인 로터의 받음각은 ±180° 범위 내에서 달라질 수 있습니다. 수직 하강 A = +90°, 수직 상승 A = -90°.
블레이드 방위각 위치 각도. 헬리콥터가 비행할 때 메인 로터 블레이드의 회전 운동은 헬리콥터 전체의 전진 운동과 결합됩니다. 이러한 이유로 블레이드의 작동 조건은 비행 방향에 대한 위치에 따라 크게 달라집니다. 블레이드의 위치에 따른 작동 특성을 평가하기 위해 블레이드의 방위각 위치 개념이 도입되었습니다.
블레이드의 방위각 위치 각도는 비행 방향과 블레이드의 세로 축 사이의 각도입니다(그림 1.37).
일반적으로 블레이드의 세로 축이 다가오는 공기 흐름 방향과 일치하면 Φ = 0으로 간주됩니다. 모든 경우에 방위각 위치 각도는 다가오는 공기 흐름의 방향과 일치하는 블레이드 방향에서 측정되어야 한다는 점에 유의해야 합니다(헬리콥터는 앞, 뒤 또는 옆으로 이동할 수 있으므로). 계산은 일반적으로 메인 로터의 회전 방향으로 수행됩니다. 블레이드의 방위각 위치 각도가 회전당 0에서 360°(0에서 2l)로 변경되는 것은 명백합니다.
메인로터의 회전수. 헬리콥터 로터는 대구경 로터이기 때문에 속도가 100-600rpm으로 낮습니다.
계산에 따르면, 주어진 출력에 대해 가능한 최대 추력을 가진 프로펠러를 갖기 위해서는 직경을 늘리고 속도를 줄여야 합니다. 따라서 예를 들어 추력을 3배 증가시키려면 속도를 15배 줄여야 합니다(이 경우 프로펠러 직경은 약 5배 증가합니다).
특정 프로펠러의 경우 속도가 증가하면 추력이 증가하지만 이를 위해서는 입력 출력이 증가해야 합니다.
메인 로터의 회전 수는 주로 다가오는 흐름(방위각 r = 90° 근처)을 향해 이동하는 블레이드 끝에서 발생하는 파동 위기에 의해 제한됩니다.
파도 항력 극복으로 인한 큰 손실을 방지하기 위해 최신 헬리콥터의 메인 로터 회전 수는 블레이드 끝이 아음속 유속을 갖도록 선택됩니다. 현대 헬리콥터에서 블레이드 팁의 주변 속도는 200-250m/sec에 이릅니다.
§ 3. 축류 중 이상적인 로터의 추력
이상적인 나사는 마찰 손실과 나사 뒤의 제트 비틀림을 고려하지 않은 나사입니다. 축류 모드는 공기 흐름이 프로펠러의 회전축을 따라 향하는 모드입니다. 이 경우 메인로터의 받음각은 90°이다. 축류 모드에서 메인 로터는 헬리콥터의 호버링, 수직 상승 및 수직 하강 중에 작동합니다.
메인 로터는 U1의 속도로 공기를 흡입하고 U2의 속도로 내보냅니다. 속도 U1과 U2를 유도 속도라고 합니다(그림 1.38).
프로펠러 주변의 흐름 속도가 V와 같으면 프로펠러 앞의 흐름 속도는 V + U1과 같고 프로펠러 뒤의 흐름 속도 V+U2와 같습니다.
스윕 영역을 통과한 공기 질량은 프로펠러에 의해 생성된 힘 F의 작용으로 가속도 j를 받습니다. 역학 제3법칙에 따라 공기는 크기는 동일하지만 방향이 반대인 힘 T로 회전자에 작용합니다. 힘 T는 프로펠러 추력입니다. 역학 제2법칙 T=mj에 따라 스윕 영역을 통과하는 공기의 질량은 부피에 질량 밀도를 곱하여 결정할 수 있습니다. N. E. Zhukovsky는 유도 거부 속도가 유도 흡입 속도의 두 배라는 것을 이론적으로 증명하고 실험적으로 확인했습니다. 즉, 프로펠러 디스크에 유도된 속도는 프로펠러를 통과하는 공기에 의해 얻은 총 속도 증가분의 절반과 같습니다.
유도 흡입 속도는 실험적으로 결정되며 8-15m/초와 같습니다.
결과 추력 공식에 따르면 메인 로터의 추력은 공기의 질량 밀도, 스윕 면적 및 유도 흡입 속도에 따라 달라집니다.
비행 고도가 증가하거나 주변 온도가 증가하면 질량 밀도 P, 즉 추력이 감소합니다. 속도와 프로펠러 피치가 증가하면 유도 속도 U1(프로펠러 추력)이 증가합니다.
메인 로터 Fоv에 의해 스윕되는 영역은 설계 매개변수이며 특정 로터에 대해 일정합니다.
로터 추력은 블레이드 주변의 흐름이 날개 주변의 흐름과 유사하기 때문에 개별 블레이드에 의해 생성된 공기 역학적 힘의 합으로 다른 방법으로도 얻을 수 있습니다. 그러나 차이점은 블레이드가 병진 운동을 수행하지 않고 회전 운동을 수행하므로 모든 섹션(요소)이 서로 다른 속도로 이동한다는 것입니다. 따라서 블레이드에 의해 생성되는 공기역학적 힘은 작용하는 공기역학적 힘의 합으로 계산되어야 합니다.
블레이드 요소 위에 올려 놓습니다(그림 1.39).
블레이드 요소 ΔY의 양력과 요소 ΔX의 항력은 각각 요소의 추력 ΔT 및 요소 ΔQ의 회전 저항력과 크기가 다릅니다.
이는 양력이 단면에 입사하는 흐름에 수직으로 향하고, 항력이 흐름을 따라 향하고, 견인력이 요소의 회전 평면에 수직이며, 저항력이 요소에 대한 저항력이라는 사실로 설명됩니다. 회전은 회전 평면에 위치합니다.
§ 4. 경사 유동 중 로터 추력
경사 흐름 방식은 공기 흐름이 메인 로터의 회전 평면(90°가 아님)에 대한 특정 임의의 공격 각도로 향하는 방식으로 이해됩니다. 이 모드는 헬리콥터의 수평 비행 중뿐만 아니라 경사 궤적을 따라 상승 및 하강하는 동안에도 수행됩니다.
연구 중인 문제를 단순화하기 위해 먼저 메인 로터 주변의 측면 흐름의 경우, 즉 흐름이 메인 로터의 회전 평면에 평행하게 향하고 로터의 받음각이 다음과 같은 경우를 고려해 보겠습니다. 영. 이 경우, 다가오는 유속 V가 흡입 속도 u에 추가되고 결과 속도 V1이 제공됩니다(그림 1.41). V>u1임이 분명하다.
공식에 따르면 동일한 배출 속도 U2에서 측면 흐름 중 프로펠러 추력이 축 흐름 중보다 크다는 것이 분명합니다. 물리적으로 이는 프로펠러가 통과하는 영역을 통과하는 두 번째 공기 질량의 증가로 설명됩니다.
보다 일반적인 경사 흐름의 경우를 고려할 때, 공기가 메인 로터 A의 임의의 받음각으로 프로펠러에 의해 스윕되는 평면에 접근할 때 유사한 그림을 얻습니다. 각각의 특정 경우에 로터 평면으로 흐르는 공기의 결과 속도는 다가오는 흐름 속도와 흡입 속도의 기하학적 합과 같아야 한다는 점만 명심하면 됩니다.
§ 5. 메인 로터의 추력 변경
블레이드의 방위각 위치에 따라 경사 흐름이 있는 경우
로터 주변의 경사 흐름에서 블레이드 주변의 흐름 속도는 회전 운동 속도와 다가오는 공기 흐름의 병진 속도의 합입니다. 추론의 단순화를 위해 블레이드 끝 부분 주변의 흐름을 고려해 보겠습니다. 블레이드를 따라 다가오는 유속 성분은 양력 생성에 참여하지 않는다는 점에 유의하십시오. 끝 부분의 주변 속도는 wR입니다. 다가오는 흐름의 속도를 V와 같다고 가정합니다. 이 속도를 블레이드를 따르는 방향과 블레이드에 수직인 방향으로 분해해 보겠습니다(그림 1.42).
방위각 90°에서는 +V와 같고 방위각 270°에서는 -V와 같습니다. 따라서 블레이드가 한 번 회전하는 동안 블레이드 주변의 유속은 방위각 90°에서 최대에 도달하고 방위각 270°에서 최소에 도달합니다.
공식에서 우리는 블레이드의 추력이 가변적이며 방위각에 따라 달라진다는 것을 알 수 있습니다. 주변 속도 값을 비행 속도에 더할 때 방위각 90°에서 최대값을 얻고, 주변 속도에서 비행 속도를 뺄 때 방위각 270°에서 최소값을 얻습니다.
2엽 프로펠러의 추력 크기는 방위각에 따라 달라지며 가변적인 값입니다. 2개의 블레이드 로터의 추력의 가변 성분은 헬리콥터의 진동을 증가시키므로 2개의 블레이드 로터의 사용이 제한됩니다. 3개의 블레이드 프로펠러의 추력을 계산하려면 방위각에서 120° 떨어진 3개의 블레이드의 추력을 더해야 합니다. 기본적인 수학적 계산에 따르면 블레이드가 3개 이상인 프로펠러의 경우 가변 구성 요소가 사라지고 총 추력은 방위각에 관계없이 일정한 값이 됩니다.
비스듬한 송풍 중에 블레이드가 허브에 단단히 고정된 로터의 총 추력은 회전축과 일치하지 않고 공기 흐름을 향해 이동하는 블레이드쪽으로 이동한다는 점에 유의하는 것이 매우 중요합니다. 이는 흐름을 향해 이동하는 블레이드의 양력이 흐름 방향으로 이동하는 블레이드의 양력보다 크고 기하학적 추가의 결과로 양력의 합이 흐름 방향으로 이동한다는 사실로 설명됩니다. 흐름을 향해 움직이는 블레이드. 메인 로터의 변위된 추력은 헬리콥터의 무게 중심에 비해 전복(구르는) 모멘트를 생성합니다(그림 1.43). 견고하게 고정된 블레이드가 있는 메인 로터는 상당한 전진 속도를 생성하려고 하면 헬리콥터가 필연적으로 전복될 수 있습니다.
세로축을 기준으로 헬리콥터를 뒤집는 경향이 있는 힐링 모멘트 외에도 메인 로터의 비스듬한 분사와 함께 세로 방향 모멘트도 발생하여 가로축을 기준으로 메인 로터의 회전 평면을 회전시켜 공격 각도. 이 순간의 발생은 180° 방위각 근처의 블레이드 주변 흐름 조건이 360° 방위각보다 더 좋다는 사실로 설명됩니다. 결과적으로, 프로펠러 추력의 적용 지점이 회전축에서 앞으로 이동하여 협력 모멘트가 형성됩니다. 탄성 블레이드의 길이 방향 모멘트의 크기는 다가오는 흐름이 아래에서 180° 방위각 영역에 위치한 블레이드에 작용한다는 사실로 인해 양력의 작용 하에서 블레이드가 위쪽으로 굽어짐으로 인해 추가로 증가합니다. 그림에서 1.43.
블레이드가 견고하게 고정된 프로펠러에서 전복 모멘트 발생
방위각 0° 영역에 위치한 블레이드가 맨 위에 있습니다(그림 1.44). 전복 및 종방향 모멘트의 유해한 영향 제거는 힌지형 서스펜션에 의해 수행됩니다.
블레이드.
§ 6. 경사 유동에서의 회전자 저항
로터에 의해 스윕되는 평면은 하중 지지 표면으로 간주됩니다. 이 표면은 다가오는 공기 흐름으로 인해 양력과 항력을 생성합니다. 날개와 유사하게 메인 로터의 저항은 프로파일과 유도성 저항으로 구성됩니다.
축류에서는 모든 방위각에서 블레이드의 프로파일 저항이 동일하며 그 결과는 0입니다.
비스듬한 프로파일 저항 출현의 물리적 의미
흐름은 다음과 같이 표현될 수 있다.
1회전 동안 블레이드의 저항은 주기적으로 변화하며,
방위각 90°에서 최대값에 도달하고 방위각 270°에서 최소값에 도달합니다. "전진하는" 블레이드와 "후퇴하는" 블레이드 사이의 저항 차이로 인해 헬리콥터의 움직임과 반대 방향으로 힘이 전달됩니다. 이 힘은 메인 로터 X pr의 프로파일 저항입니다(그림 1.45). 메인 로터의 유도 리액턴스는 다음과 같이 설명할 수 있습니다.
날개 주위를 흐를 때와 같은 이유, 즉 흐름의 에너지를 소비하는 소용돌이의 형성 때문입니다. 메인 로터의 전면 저항은 프로파일과 유도성 X nv = X pr + X in으로 구성됩니다.
메인 로터의 항력 크기는 블레이드의 프로파일 모양, 설치 각도, 회전 수, 비행 속도 및 메인 로터의 받음각에 따라 달라집니다.
회전 모드로 비행할 때 메인 로터의 항력을 고려해야 합니다.
§ 7. 역류 구역
블레이드가 방위각 Ф = 180-:-360°로 움직일 때 맞대기 근처에 위치한 블레이드 부분은 공격 가장자리가 아닌 흐름 가장자리에서 흐릅니다. 실제로 방위각에서는
270°에서 이러한 흐름은 회전축에서 v = wr인 블레이드 지점, 즉 주변 속도가 비행 속도와 동일한 지점까지 위치한 블레이드의 모든 섹션 주위에 발생합니다(그림 1.46). . 이 속도의 반대 방향으로 인해 총 속도는
이 지점 주변의 흐름은 0입니다(Wr = 0).
ψ의 다양한 값이 주어지면 후자로부터 쉽게 얻을 수 있습니다.
역류 영역에 대한 표현. 이 영역이 메인 로터에 의해 스윕되는 디스크에 위치한 직경 d = V/w인 원을 나타내는지 쉽게 확인할 수 있습니다(그림 1.46).
역류 영역의 존재는 부정적인 현상입니다. 이 영역을 통과하는 블레이드 부분은 하향 힘을 생성하여 로터 추력을 감소시키고 추력을 증가시킵니다.
블레이드와 헬리콥터 전체의 진동. 비행 속도가 증가함에 따라 역류 영역이 증가합니다.
역류 영역의 크기는 메인 로터 작동 모드 m의 특성 계수로 추정할 수 있습니다.
메인 로터 작동 모드의 특성 계수는 원주 속도에 대한 병진 속도의 비율로 이해됩니다.
블레이드 끝 부분의 속도.
계수는 블레이드의 어느 부분이 어디에 있는지 보여줍니다.
방위각 270°, 역류 구역에 위치. 예를 들어,
m = 0.25이면 d = 0.25 R입니다. 이는 블레이드의 네 번째 부분이 반대 조건에서 작동함을 의미합니다.
주위로 흐르고 역류 영역의 직경은 로터 반경의 25%입니다.
§ 8 메인 로터의 에너지 손실. 상대적 프로펠러 효율
이상적인 프로펠러의 추력 공식을 도출할 때(이 장의 § 3) 모든 유형의 손실을 무시했습니다. 실제 프로펠러가 작동 조건에서 작동할 때 회전에 필요한 동력의 약 30%가 블레이드의 프로파일 저항을 극복하는 데 소비됩니다. 프로파일 손실의 크기는 프로파일 모양과 표면 상태에 따라 달라집니다.
이상적인 나사의 작동을 분석하면서 스윕 영역의 모든 지점에서 유도 속도가 동일하다고 가정했습니다. 그러나 그것은 사실이 아닙니다. 블레이드 근처에서 유도된 속도는 블레이드 사이의 공간보다 더 큽니다. 또한 유도 속도는 블레이드를 따라 변하며 단면의 원주 속도 증가로 인해 단면 반경이 증가함에 따라 증가합니다(그림 1.47). 따라서 로터에 의해 생성된 유도 속도 필드는 불균일합니다.
인접한 공기 흐름은 서로 다른 속도로 이동하며, 이로 인해 공기 점도의 영향으로 인해 흐름 불균일로 인한 손실 또는 유도 손실이 발생하여 필요한 전력의 약 6%에 해당합니다. 이러한 손실을 줄이는 한 가지 방법은 블레이드를 기하학적으로 비틀는 것입니다.
메인 로터는 대량의 공기를 배출하여 추력을 생성할 뿐만 아니라 제트를 회전시킵니다. 제트 소용돌이로 인한 손실은 프로펠러에 공급되는 전력의 약 0.2%입니다.
로터 회전면 위와 위의 압력 차이로 인해 공기는 로터 디스크의 원주를 따라 아래에서 위로 흐릅니다. 이러한 이유로 메인 로터가 스윕하는 평면의 원주 주위에 위치한 특정 좁은 링은 추력 생성에 참여하지 않습니다 (그림 1.48). 부착 지점이 있는 블레이드 맞대기 부분도 견인력 생성에 참여하지 않습니다. 전체적으로 끝단 및 맞대기 손실은 필요한 전력의 약 3%를 차지합니다.
나열된 손실로 인해 실제 프로펠러를 회전시켜 이상적인 프로펠러의 추력과 동일한 추력을 생성하는 데 필요한 동력이 더 큽니다.
최소한의 손실을 보장한다는 관점에서 이 프로펠러나 실제 프로펠러가 얼마나 성공적인지 판단할 수 있습니다.
메인 로터의 상대 효율에 따라 g| 0은 공기를 거부하고 주어진 추력을 생성하는 데 필요한 동력과 동일한 추력을 생성하는 실제 프로펠러를 회전하는 데 실제로 소비되는 동력의 비율입니다.
§ 9. 로터 블레이드의 힌지 서스펜션
이 장의 § 2에서는 로터에 축 방향 힌지가 있어 비행 중에 프로펠러의 피치를 변경하는 역할을 한다는 것이 지적되었습니다. 피치의 변화는 내부의 축 힌지 주위로 블레이드를 회전시킴으로써 이루어집니다. = 0-15° 축 방향 힌지 외에도 나사에는 수평 및 수직 힌지가 있습니다.
수평 힌지(HS)를 사용하면 블레이드가 수직면에서 편향될 수 있습니다. 덕분에
이 경첩을 사용하면 흐름에 반대하여 움직일 때 블레이드가 위로 회전하고 흐름 방향으로 움직일 때 아래로 회전할 수 있습니다. 따라서 수평 힌지를 사용하면 블레이드가 펄럭이는 동작을 할 수 있습니다.
블레이드 축과 프로펠러 허브 평면 사이의 각도를 날개짓 각도(Flapping Angle)라고 합니다. 범죄자-
구조적으로 수평 힌지에 대한 블레이드의 편향은 정지 장치에 의해 제한됩니다(최대
25-30°, 아래로 4-8°). 비행 중에 펄럭이는 움직임이 있음에도 불구하고 날개가 펄럭이는 각도의 범위가 스톱 사이의 각도보다 작기 때문에 블레이드는 스톱에 닿지 않습니다. 블레이드는 속도가 크게 떨어지고 그에 따라 블레이드의 원심력이 허용할 수 없을 정도로 감소하는 경우에만 스톱에 닿습니다.
헬리콥터가 주차된 상태에서 메인로터가 회전하지 않거나 저속으로 회전할 때 블레이드의 끝부분이 무게로 인해 휘어지며 블레이드가 하부 스톱에 기대어 있으면 테일 붐이나 동체에 타격이 가해집니다. 가능한. 따라서 하단 스톱 외에도 저속에서 블레이드가 과도하게 내려가 헬리콥터에 부딪히는 것을 방지하는 특수 오버행 리미터도 있습니다.
속도가 증가함에 따라 공기 역학적 힘이 블레이드 끝을 위쪽으로 구부리면 오버행 제한기가 꺼지고 그 후에 블레이드는 바닥 정지까지 펄럭이는 움직임을 만들 수 있습니다.
수직 힌지(VH)는 평면의 부싱에 대한 블레이드의 편향을 보장합니다.
나사의 회전. 아래에서는 메인 로터가 회전할 때 블레이드가 중립(방사형) 위치에서 특정 각도로 앞뒤로 움직일 수 있음을 보여줍니다. 이 각도를 지연(전진) 각도라고 하며 문자 ?로 표시합니다. 이 각도의 크기는 정지점에 의해 제한됩니다. 블레이드가 뒤로 회전할 수 있습니까? = 10-:-18° 그리고 앞으로? = 6-:-8°*.
수평 및 수직 힌지의 존재는 하중 지지 작동에 큰 변화를 가져옵니다.
나사
* 기술 설명에서 지연(전진) 각도의 값은 블레이드의 반경 방향 위치가 아니라 수평 힌지에 대한 수직을 기준으로 지정됩니다.
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첫째, 리프팅 힘의 작용으로 블레이드가 수평 힌지를 기준으로 벗어나 허브의 회전 평면 위로 올라간다는 사실로 인해 소위 원뿔 (튤립)이 형성된다는 점에 주목할 필요가 있습니다. 둘째, 펄럭이는 움직임으로 인해 다양한 방위각에서 블레이드의 양력이 균등화되어 전진 비행 중에 헬리콥터의 전복 및 피칭을 제거할 수 있습니다. 마지막으로, 블레이드의 맞대기 부분은 블레이드가 견고하게 내장될 때 발생하는 큰 굽힘 모멘트로부터 언로드됩니다.
§ 10. 수평힌지(HS)
수평 힌지에 대한 블레이드의 평형 상태, 즉 블레이드에 작용하는 힘을 고려해 보겠습니다.
입이 회전 평면에 수직인 평면에 위치합니다(그림 1.49).
이 평면에서는 다음과 같은 힘이 블레이드에 작용합니다. (Gl - 무게, Yl - 양력, Fc. b -
원심력.
리프팅 힘은 블레이드 무게의 10-15 배입니다. 가장 큰 것은 블레이드 무게의 100-150 배를 초과하는 원심력입니다. 평형 위치에서 메인 샤프트에 대해 블레이드에 작용하는 모든 힘의 모멘트의 합은 0과 같아야 합니다. 즉, 이러한 힘의 합력은 메인 샤프트의 축을 통과해야 합니다.
회전할 때 블레이드는 원뿔에 가까운 표면을 나타내므로 날개짓 각도를 테이퍼 각도라고 합니다.
축류, 일정한 피치 및 회전의 경우 각도 값
테이퍼가 아주 확실합니다. 예를 들어,
블레이드의 피치가 증가하면 리프팅 힘으로 인해 증가된 모멘트의 영향으로 블레이드가 날개짓 각도를 증가시키는 방향으로 벗어나기 시작합니다.
스윙 각도가 증가함에 따라 모멘트도 동시에 증가합니다.
블레이드가 편향되는 것을 방지하는 원심력과 평형이 다시 확립되면 블레이드가 큰 날개 각도로 회전합니다.
0~180° 방위각의 경사 흐름에서 블레이드는 흐름 방향으로 이동하고 180~360° 방위각에서는 흐름 방향으로 이동합니다. 흐름을 향해 움직이는 블레이드는 양력의 증가를 받고 위로 플랩합니다. 양력의 순간이 원심력의 모멘트보다 큰 것으로 밝혀지기 때문입니다(무게 힘의 모멘트는 작은 값으로 인해 무시됩니다).
흐름 방향으로 움직이는 블레이드에서는 양력이 감소하고 순간의 영향을 받습니다.
원심력에 의해 아래쪽으로 펄럭입니다. 따라서 한 번의 회전으로 블레이드가 위쪽으로 회전하고
아래로 스윙.
유속은 방위각 90°에서 가장 크므로 여기에서 양력의 증가도 가장 큽니다.
가장 낮은 양력은 방위각 270°에서 발생하며, 이 지점에서는 유속이 최소이고 역류 영역의 영향이 가장 두드러집니다. 그러나 메인 샤프트의 존재와 블레이드의 펄럭이는 움직임으로 인해 표시된 방위각에서 양력의 증가 및 감소는 상대적으로 작습니다. 이는 날개가 퍼덕거리는 블레이드의 공격 각도 변화로 설명됩니다. 실제로, 블레이드가 위로 퍼덕거리면 받음각은 감소하고, 블레이드가 아래로 퍼덕거리면 증가합니다(그림 1.50). 이러한 이유로 방위각에서 양력의 크기가 동일해지며 헬리콥터에 작용하는 경사 및 종방향 모멘트가 실질적으로 제거됩니다.
결과적으로 수평 힌지의 목적은 모든 방위각에서 블레이드의 양력을 균등화하고 굽힘 모멘트로부터 맞대기 부분을 내리는 것입니다. 수평 힌지는 구조적으로 프로펠러의 회전축에서 특정 거리 Lgsh만큼 떨어져 있습니다(그림 1.51). 축류에서는 회전 원뿔의 축과 슬리브의 축이 일치합니다. 따라서, 조건적으로 메인 샤프트에 가해지는 Fcb 블레이드의 원심력은 상호 균형을 이룬다. 경사 유동에서는 원뿔의 축과 슬리브의 축이 일치하지 않으며 원심력이 서로 다른(평행) 평면에 있습니다. 특정 암 c의 이러한 힘은 모멘트 M g w = FcbS를 생성하여 헬리콥터의 제어성을 향상시킵니다. 또한, 헬리콥터가 종축 또는 횡축에 대해 우발적으로 편향되는 경우, 이 순간은 감쇠 효과를 갖습니다. 즉 편향과 반대 방향으로 향하게 되어 헬리콥터의 안정성이 향상됩니다.
§ 11. 경사 분사 중 회전 원뿔 붕괴
이전 단락에서는 수평 힌지가 있기 때문에 블레이드가 방위각 0~180°에서는 위쪽으로 회전하고 방위각 180~360°에서는 아래쪽으로 회전하는 것으로 나타났습니다. 실제로 블레이드의 펄럭이는 움직임에 대한 그림은 다소 복잡해 보입니다. 블레이드에 질량이 있기 때문에 각도가 증가합니다.
관성에 의한 펄럭임은 방위각 180°까지 계속되지 않고 다소 더 감소하여 360°가 아닌 약간 더 감소합니다. 또한 방위각 180° 근처에서 공기 흐름은 아래에서 블레이드로 흐르고 360° 방위각 근처에서는 흐름이 흐릅니다. 이는 또한 180° 방위각 근처에서 날개 펄럭임 각도가 지속적으로 증가하고 360° 방위각 근처에서 날개 펄럭임 각도가 감소하는 데에도 기여합니다.
그림 1.52a는 B-1 설치에서 얻은 방위각에 대한 날개 각도의 의존성에 대한 실험 곡선을 보여줍니다. 20m/sec의 경사 송풍 속도에서 견고한 블레이드를 갖춘 메인 로터의 테스트 모델의 경우 최대 날개 각도는 방위각 196°이고 최소 방위각은 22°였습니다. 이는 회전 원뿔의 축이 뒤로 왼쪽으로 기울어져 있음을 의미합니다. 비스듬한 흐름 동안 로터 회전 원뿔 축의 편차 현상을 회전 원뿔의 방해라고합니다 (그림 1.53).
이론적으로 메인 로터 콘은 경사 분사 중에 왼쪽과 뒤쪽으로 기울어집니다. 이 막힘은 위의 실험을 통해 확인되었습니다. 그러나 측면 붕괴 방향은 블레이드의 변형과 수평 힌지의 분리에 의해 크게 영향을 받습니다. 실제 메인 로터 블레이드는 강성이 충분하지 않으며 그에 작용하는 힘의 영향을 받습니다.
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심하게 변형됨 - 구부러지고 뒤틀림. 받음각이 감소하는 방향으로 비틀림이 발생하므로 위쪽 스윙이 더 일찍 멈춥니다(Ф = 160°). 따라서 하향 스윙도 더 일찍 멈춥니다(ψ = 340°).
그림 1.52, b는 V-2 설치에서 얻은 방위각에 대한 스윙 각도 a의 의존성의 실험 곡선을 보여줍니다. 유연한 블레이드가 있는 프로펠러 모델을 테스트할 때 최대 날개 각도는 방위각 Φ = 170°에서 얻어졌고 최소 방위각 Φ = 334°에서 얻어졌습니다. 따라서 실제 헬리콥터에서는 회전 원뿔이 뒤쪽과 오른쪽으로 기울어집니다. 실속 각도의 값은 비행 속도, 프로펠러 피치 및 rpm에 따라 달라집니다. 프로펠러 피치와 속도가 증가하고 속도가 감소함에 따라 회전 원뿔의 샤프트가 증가합니다.
현대 헬리콥터는 회전 원뿔을 헬리콥터 이동 방향으로 기울여 제어합니다. 예를 들어, 앞으로 이동하기 위해 조종사는 로터 콘의 축을 앞쪽으로 편향시킵니다(스와시플레이트를 사용하여). 원뿔의 기울기는 해당 방향으로의 메인 로터 추력의 기울기를 동반하며 이는 헬리콥터 이동에 필요한 구성 요소를 제공합니다 (그림 1.32). 그러나 비행 속도가 증가하기 시작하면 경사 흐름으로 인해 원뿔이 뒤로 떨어지고 옆으로 넘어집니다. 원뿔 붕괴의 영향은 헬리콥터 조종 스틱을 추가로 움직여 상쇄됩니다.
§ 12. 수직 힌지(VH)
수평 볼 외에 수직 볼도 설치해야 하는지 확인하려면
아니, 회전 평면에서 블레이드에 작용하는 힘을 고려하십시오.
프로펠러가 회전하면 회전 저항력 Ql이 회전 평면의 블레이드에 작용합니다. 호버링 모드에서는 이러한 힘이 모든 방위각에서 동일합니다. 프로펠러 주위에 비스듬한 흐름이 있을 때 흐름 방향으로 이동하는 블레이드의 저항은 흐름 방향으로 이동하는 블레이드의 저항보다 큽니다. 수평 힌지와 블레이드의 펄럭이는 움직임은 이러한 차이를 줄이는 데 도움이 되지만(공격 각도 균등화로 인해) 완전히 제거되지는 않습니다. 따라서 회전 저항력은 블레이드의 뿌리 부분에 하중을 가하는 가변적인 힘입니다.
속도가 변하면 관성력이 메인 로터 블레이드에 작용하고, 속도가 증가하면 회전 반대 방향으로 작용하고 속도가 감소하면 로터 회전 방향으로 작용합니다. 로터 디스크로 흐르는 공기의 고르지 않은 흐름으로 인해 로터 허브의 일정한 회전 시 관성력이 발생할 수도 있으며, 이로 인해 공기 역학적 힘이 변경되고 블레이드가 허브에 대해 상대적으로 움직이는 경향이 추가됩니다. 비행 중에는 관성력이 상대적으로 작습니다. 그러나 지상에서는 캐리어가 회전하기 시작하는 순간
프로펠러의 관성력은 큰 값에 도달하며 변속기가 갑자기 켜지면 블레이드가 파손될 수도 있습니다.
또한 블레이드의 펄럭이는 움직임을 제공하는 수평 힌지가 있으면 블레이드의 무게 중심이 프로펠러의 회전축에 주기적으로 접근하고 멀어지는 사실로 이어집니다 (그림 1.54).
에너지 보존 법칙에 따라 회전하는 캐리어의 운동 에너지
프로펠러는 블레이드의 펄럭이는 움직임에 관계없이 일정하게 유지되어야 합니다(다른 유형의 에너지 변화는 무시됩니다). 회전하는 프로펠러의 운동 에너지는 다음 공식에 의해 결정됩니다.
여기서 m은 회전하는 블레이드의 질량입니다.
와-
블레이드의 회전 각속도,
g-회전축에서 블레이드 무게 중심까지의 거리;
공식은 일정한 운동 에너지에서 블레이드의 무게 중심이 회전축에 접근하는 것(스윙 업)이 회전 각속도의 증가와 무게 중심의 제거를 동반해야 함을 보여줍니다. 회전축(스윙 다운)의 블레이드는 회전 각속도의 감소를 동반해야 합니다. 이 현상은 팔을 몸에 더 가깝게 당겨 몸의 회전 속도를 높이는 무용수들에게 잘 알려져 있습니다(그림 1.55). 회전 시스템의 관성 모멘트가 변할 때 회전 각속도가 증가하거나 감소하는 영향을 받는 힘을 코리올리스라고 합니다.
블레이드가 위쪽으로 퍼덕일 때 코리올리 힘은 메인 로터의 회전 방향으로 향하고, 블레이드가 아래쪽으로 퍼덕일 때 메인 로터의 회전 방향을 향하게 됩니다.
펄럭이는 움직임 중에 발생하는 코리올리 힘은 상당한 값에 도달하고 블레이드의 루트 부분에 변수를 가합니다.
메인 로터의 회전 평면에 작용하는 굽힘 모멘트.
따라서 수평 경첩을 설치하여
프로펠러 허브로의 굽힘 모멘트 전달을 제거하고 플랩 평면에서 블레이드의 맞대기 부분을 언로드하는 동시에 가변 모멘트로 블레이드의 루트 부분에 하중을 가하는 코리올리 힘의 발생과 관련된 바람직하지 않은 현상을 유발합니다. 회전 평면. 코리올리 힘의 교번 모멘트가 메인 샤프트 베어링, 메인 로터 허브 및 엔진 샤프트에 전달되어 교번 하중이 발생하고 이로 인해 메인 메인 베어링의 마모가 가속화되고 진동이 발생합니다.
헬리콥터.
회전 평면에 작용하는 교번 굽힘 모멘트로부터 블레이드의 루트 부분을 언로드하고 헬리콥터의 진동을 유발하는 교번 하중으로부터 부싱을 언로드하기 위해 로터의 회전 평면에서 진동 운동을 제공하는 수직 힌지가 설치됩니다. 블레이드.
고려된 힘 외에도 원심력도 회전 평면의 블레이드에 작용합니다.
모드에서 들어오는 공기 흐름의 수직 힌지와 균일한 속도장이 있는 경우
호버링 블레이드는 반경 위치보다 특정 각도만큼 지연됩니다. 그림 1.56은 모멘트의 동일성에 의해 결정되는 지연 각도 τ의 크기를 보여줍니다.
Fts.bLts.b =Q1LQ.
병진 속도로 비행으로 전환하면 가변 관성력과 코리올리스 힘이 공기역학적 힘에 추가되고 공기역학적 힘 자체도 가변적이 됩니다. 이러한 힘의 영향으로 블레이드는 회전 운동, 병진 운동(헬리콥터와 함께), 메인 샤프트에 대한 플라이휠, 메인 샤프트에 대한 진동 운동으로 구성된 복잡한 운동을 수행합니다.
VSC가 있으면 블레이드가 회전합니다.
약간의 지연 각도? (그림 1.57, a). 이 경우, 블레이드는 공기역학적 힘과 원심력 N의 결과가 블레이드의 축을 따라 향하도록 위치됩니다. 그 결과를 메인 샤프트 축으로 전달하고 이를 힘 A와 B로 나누어 메인 샤프트 베어링에 균등한 하중이 가해지지 않도록 합니다. 실제로, 하나의 힘 A가 존재하는 경우, 어떻게
전면 및 후면 GSH 베어링에는 동일한 방사형 하중이 가해집니다. 그러나, 힘
B는 후면 베어링을 내리면 전면 베어링을 추가로로드하여 베어링의 마모가 고르지 않게됩니다. 또한 GS의 축 방향인 힘 B에는 스러스트 베어링 설치가 필요합니다.
메인 베어링의 작동 조건을 대칭 하중 조건에 더 가깝게 만들기 위해 변위가 적용됩니다.
부싱에 대한 메인 샤프트는 회전 방향으로 전진합니다(그림 1.57, b). 이 경우 지연 각도가 있습니까?
블레이드 축이 주 샤프트 축에 대략 수직으로 위치한다는 사실로 이어집니다.
수직 힌지는 블레이드가 메인 로터의 회전 평면에서 진동 운동을 수행할 수 있게 하므로 로터에서 이러한 진동의 진폭이 증가할 가능성을 방지합니다.
현대 헬리콥터의 로터에는 진동 댐퍼라는 특수 댐퍼가 장착되어 있습니다. 댐퍼는 마찰식이거나 유압식입니다. 두 가지 모두의 작동 원리는 진동 에너지를 열 에너지로 변환한 다음 주변 공간으로 소산시키는 것입니다.
지상에서는 엔진을 시동하고 메인 로터를 회전시키기 전에 블레이드를 프로펠러의 전면 지지대에 배치해야 합니다. 이는 초기 회전 순간에 블레이드의 각가속도(관성력)를 줄이기 위해 수행됩니다.
프로펠러에 대한 블레이드의 불균일한 회전으로 인해 메인 로터의 무게 중심이 회전축에서 변위됩니다. 결과적으로 프로펠러가 회전하면 관성력이 발생하여 헬리콥터의 진동(요동)이 발생하게 됩니다.
이 현상은 메인 로터가 지상에서 작동할 때 특히 위험합니다. 탄성 섀시에 있는 헬리콥터의 고유 주파수는 구동력 주파수와 같거나 배수일 수 있으며, 이로 인해 흔히 지상이라고 불리는 진동이 발생하기 때문입니다. 공명.
§ 13. 스윙 보상
알려진 바와 같이, 로터 콘이 붕괴되는 주요 원인은 경사 유동 중에 블레이드가 펄럭이는 움직임입니다. 최대 상향 스윙 각도가 클수록 회전 원뿔의 붕괴도 커집니다. 원뿔에 큰 장애물이 있는 것은 바람직하지 않습니다. 왜냐하면 전진 비행에서 헬리콥터를 제어할 때 장애물을 보상하기 위해 명령 레버의 추가 편향이 필요하기 때문입니다. 따라서, 스윙 동작의 진폭이 더 작을 때 메인 샤프트에 대한 모멘트의 평형이 확립되어야 합니다.
스윙 동작의 진폭이 허용 범위 내에 있는지 확인하기 위해 스윙 보상이 사용됩니다. 플래핑 보상의 원리는 컨트롤 암 부착 지점(A)이 수평 힌지 축에 설치되지 않고 블레이드 쪽으로 이동된다는 것입니다(그림 1.58).
A 지점이 수평 힌지 축에 있지 않고 움직이지 않으면 위로 스윙하면 설치 각도, 즉 블레이드의 공격 각도가 감소하고 아래로 스윙하면 증가합니다. 블레이드가 펄럭일 때 받음각의 변화로 인해 펄럭이는 움직임의 진폭 증가를 방지하는 공기 역학적 힘이 발생합니다.
보상의 효율성은 플래핑 보상 특성이라고 불리는 tan τ1(그림 1.58)에 크게 좌우됩니다. tanτ1이 클수록 날개를 퍼덕이는 동안 블레이드 설치 각도가 변경되는 각도가 커집니다. 결과적으로, tanτ1이 증가함에 따라 플래핑 보상의 효율성이 증가한다.
지연 각도가 있습니까? 수직 힌지를 설치하면 플라이휠의 진폭이 증가할 수 있습니다.
움직임(그림 1.59). 블레이드가 프로펠러 주위로 각도만큼 편향되면? 앞쪽 가장자리(A 지점)는 뒤쪽 가장자리(B 지점)보다 주포에서 더 멀리 떨어져 있습니다. 따라서 날개를 퍼덕일 때 A 지점의 경로는 B 지점이 이동한 경로보다 크며, 그 결과 위쪽으로 날개를 퍼덕일 때 블레이드의 공격 각도가 증가하고 아래쪽으로 날개를 퍼덕일 때 블레이드의 공격 각도가 증가합니다. 블레이드가 감소합니다.
따라서 지연 각도는 블레이드에 추가적인 공기 역학적 힘이 나타나는 데 기여하여 날개 펄럭이는 움직임의 진폭을 증가시키는 경향이 있습니다. 따라서 수직 힌지가 있는 블레이드의 펄럭임에 대한 보상을 사용하는 것이 특히 좋습니다.
§ 14. 로터 토크
메인 로터가 회전하면 공기 저항력이 블레이드에 작용하여 로터 축을 기준으로 회전에 대한 저항 모멘트가 생성됩니다. 이 순간을 극복하기 위해 기계식으로 구동되는 헬리콥터의 경우 동체에 설치된 엔진에서 메인 로터 샤프트에 토크가 공급됩니다. 토크는 메인 기어박스를 통해 메인 로터 샤프트로 전달됩니다. 역학 제3법칙(작용과 반작용의 평등 법칙)에 따라 반응 토크가 발생합니다. 이는 메인 기어박스 부착 지점을 통해 헬리콥터 동체에 전달되어 토크 반대 방향으로 회전하는 경향이 있습니다. 프로펠러의 작동 모드에 관계없이 토크와 반응 토크는 항상 크기가 동일하고 방향이 반대입니다. Mkr = Mr.
모터가 블레이드 자체에 장착되면 반응 토크가 없음이 분명합니다. 반응성
메인 로터의 자체 회전 모드에서도 토크가 없습니다. 즉, 모든 경우에 토크가
동체에 설치된 엔진에서 토크가 메인로터 샤프트로 전달되지 않습니다.
기계식 구동 장치를 갖춘 단일 로터 헬리콥터의 반응 토크 균형은 헬리콥터의 무게 중심에 대한 테일 로터 추력에 의해 생성되는 순간에 의해 수행된다고 앞서 언급했습니다.
트윈 로터 헬리콥터에서는 로터를 서로 다른 방향으로 회전시켜 두 메인 로터의 반응 모멘트를 보상합니다. 또한 두 나사의 반대 방향 반응 모멘트의 동일성을 유지하기 위해 나사는 회전의 정밀한 동기화를 통해 정확히 동일하게 만들어졌습니다.
메인로터에 전달되는 동력은 다음과 같습니다.
공식에서 로터 속도가 낮을수록 토크가 커지고 결과적으로
유효하고 반응적입니다.
헬리콥터의 메인 로터의 회전수는 항공기 프로펠러의 회전수보다 훨씬 적습니다. 따라서 동일한 엔진 출력으로 헬리콥터 로터의 반응 토크는 항공기 로터의 반응 토크보다 훨씬 더 큽니다.
토크와 반응 모멘트도 메인 로터 추력의 크기에 따라 달라집니다. 예를 들어 프로펠러의 추력을 높이려면 전체 피치를 높여야 합니다. 프로펠러 피치가 증가하면 회전 저항 모멘트도 증가합니다. 따라서 프로펠러 피치가 커질수록 프로펠러에 공급되는 토크도 커져야 한다. 그렇지 않으면 메인로터의 회전수가 감소하여 메인로터 추력이 감소하게 됩니다.
따라서 로터 추력을 높이려면 프로펠러 피치뿐만 아니라 토크도 높여야 한다. 이를 위해 조종사의 조종석에 "스텝 스로틀" 레버가 설치되어 있으며, 엔진과 프로펠러의 피치를 변경하는 메커니즘에 운동학적으로 연결되어 있습니다. 레버가 움직일 때 나사의 토크와 피치가 비례적으로 변화하고 동시에 반응 토크도 변화합니다. 단일 로터 헬리콥터에서 반응 토크의 변화는 회전을 제거하기 위해 테일 로터 추력의 해당 변화를 요구합니다.
§ 15. 테일 로터 추력
테일 로터 추력의 크기 (그림 1.60)는 등식으로 결정할 수 있습니다
프로펠러가 소비하는 전력은 감소하고 결과적으로 테일 로터에 의해 생성되는 필요한 추력은 증가합니다.
테일 로터는 비행 중에 회전 평면이 다가오는 흐름 방향에 수직이 아니기 때문에 비스듬한 송풍 조건에서 작동합니다.
단단한 프로펠러를 비스듬히 불어넣을 때 프로펠러에 영향을 미치는 흐름의 속도 변화
블레이드는 주기적으로 발생합니다
각 블레이드의 추력이 변경되면 진동이 발생합니다.
모든 방위각과 각도에서 블레이드의 추력을 동일하게 하기 위해
액션에서 블레이드 내리기
굽힘 모멘트에 따라 실제 테일 로터의 블레이드는 수평 힌지를 사용하여 허브에 부착되어 블레이드가 펄럭이는 동작을 할 수 있습니다.
프로펠러 허브 설계에 축 방향 힌지가 있으면 블레이드가 회전하는 것을 보장합니다.
피치를 변경하는 데 필요한 세로 축입니다.
대형 헬리콥터의 경우 테일 로터에 수직 힌지를 설치할 수도 있습니다.
§ 16. 사용 가능한 로터 전력
현대 헬리콥터의 발전소는 피스톤 또는 터보프롭 항공기 엔진을 사용합니다.
헬리콥터에서 공냉식 피스톤 항공기 엔진 작동의 특징은 다음과 같습니다.
특수 팬을 사용하여 엔진의 냉각된 표면을 강제로 불어넣는 필요성. 헬리콥터 엔진의 강제 냉각은 전진 비행 시 냉각을 위해 고속 압력을 사용할 가능성이 부족하고 호버링 모드에서는 압력이 부족하다는 것과 관련이 있습니다. 터보프롭 엔진을 장착한 헬리콥터에는 일반적으로 메인 기어박스, 오일 쿨러, 발전기 및 기타 장치를 냉각하기 위해 팬이 설치되어 있습니다. 팬을 구동하기 위해 엔진 출력 Noxl의 일부가 소비됩니다.
엔진 출력의 일부는 엔진을 연결하는 변속기의 마찰을 극복하는 데 소비됩니다.
나사 Ntr, 테일 로터 Npв 회전 및 유압 시스템 펌프 및 기타 장치 구동용
나.
따라서 메인로터에 전달되는 동력은 유효 동력보다 작습니다.
Ne는 모터 샤프트에서 개발되었습니다.
유효 전력에서 비용을 빼면 사용 가능한 로터 전력 Np를 얻습니다.
Np= Ne.- Noxl.- Nтp – Npв – Na
다양한 헬리콥터의 경우 Np는 75-85% Ne입니다.
즉, 냉각, 변속기, 조향 및 구동 장치의 전력 손실은 다음과 같습니다.
유효 엔진 출력의 15~25%.
유효 엔진 출력과 사용 가능한 로터 출력은 속도와 고도에 따라 달라집니다.
그러나 비행에서는 헬리콥터의 낮은 비행 속도로 인해 Ne와 Np에 대한 속도의 영향을 무시할 수 있습니다.
비행 고도에 따른 가용 출력의 변화 특성은 엔진 유형에 따라 결정됩니다.
고도 특성(그림 1.61).
과급기가 없는 피스톤 엔진의 출력은 일정한 속도에서 증가하는 것으로 알려져 있습니다.
실린더로 들어가는 공기-연료 혼합물의 중량 전하 감소로 인해 높이가 떨어집니다. 메인 로터에 전달되는 동력도 비슷하게 변합니다(그림 1.61/a).
단속 과급기를 장착한 피스톤 엔진의 출력은 주변 온도 감소와 실린더 퍼지 개선으로 인한 혼합기 중량 증가로 인해 고도가 설계 고도까지 증가합니다. 슈퍼차저 에어 댐퍼를 점진적으로 개방함으로써 부스트 압력이 설계 높이로 일정하게 유지됩니다. 설계 고도에서는 에어 댐퍼가 완전히 열리고 엔진 출력이 최대에 도달합니다. 설계 높이 이상에서는 과급기가 없는 엔진의 경우와 마찬가지로 유효 출력, 즉 메인 로터의 가용 출력이 감소합니다(그림 1.61, b).
2단 과급기를 장착한 엔진의 경우 비행 고도에 따른 유효 출력과 가용 출력의 변화 특성이 그림 1에 나와 있습니다. 1.61, c.
터보프롭 엔진의 경우, 비행 고도에 대한 가용 로터 동력의 의존성 특성이 그림 1에 나와 있습니다. 1.61, g 특정 고도까지 터보프롭 엔진의 출력이 증가하는 것은 터빈 앞의 가스 온도를 특정 고도까지 증가시키는 제어 시스템을 채택하여 설명됩니다.
그리고 비행 플랫폼에서도요.
설명
메인 로터와 메인 프로펠러의 주요 차이점은 전체 피치 및/또는 주기적 피치를 빠르게 변경할 수 있다는 것입니다. 헬리콥터의 메인로터는 일반적으로 블레이드, 허브, 힌지로 구성됩니다.
메인 로터 제어 시스템은 로드(병진 운동을 전달하는 요소)를 사용하여 메인 로터 블레이드의 축 방향 힌지에 연결된 스와시플레이트로 구성됩니다. 축방향 힌지에서 블레이드가 회전하면 블레이드의 설치 각도가 변경됩니다.
블레이드 설치 각도블레이드의 현과 회전 설계 평면 사이의 각도라고 합니다. 이 각도가 클수록 로터 블레이드가 제공하는 양력이 커집니다.
메인 로터 샤프트를 따라 스와시플레이트를 위/아래로 움직이면 모든 블레이드의 설치 각도가 동시에 변경되어 프로펠러의 출력이 조절되고 이에 따라 항공기의 호버링(비행) 고도가 조절됩니다. 이러한 변화를 프로펠러의 전체 피치라고 합니다.
항공기 본체에 대한 스와시플레이트의 기울기를 순환 단계라고 하며 이를 통해 세로-횡면(피치-롤)에서 항공기를 제어할 수 있습니다.
로터 속도는 일반적으로 일정하며 로터의 부하 변화는 해당 엔진 출력의 변화에 따라 자동으로 보상됩니다.
블레이드의 축방향 힌지가 없는 제어 시스템이 있습니다. 예를 들어, 무선 조종 헬리콥터 모델에서는 개별 블레이드가 아닌 전체 프로펠러의 회전 기울기가 변경됩니다. 서보 플랩이 있는 로터 버전(Kaman Aircraft의 싱크로터)에서는 블레이드의 후미에 위치한 플랩의 설치 각도가 변경됩니다.
회전축에 더 가깝게 위치하여 더 작은 반경의 원을 나타내는 블레이드 부분은 공기에 비해 더 낮은 선형 속도를 가지며 비례적으로 더 적은 양력을 생성합니다. 이 효과를 줄이기 위해 블레이드는 회전축에 접근함에 따라 설치 각도가 점차 증가하는 방식으로 회전하여 회전 반경이 작은 영역에서 더 큰 양력을 제공할 수 있습니다. 블레이드 트위스트(루트 부분과 블레이드 끝 부분의 설치 각도 차이)는 6-12°일 수 있습니다.
블레이드와 샤프트의 연결은 힌지형, 고정형, 반강형 및 탄성형일 수 있습니다. 탄성 연결을 사용하면 메인 로터의 회전 평면이 헬리콥터 동체와 달리 이탈될 수 없습니다.
메인 로터에는 2개에서 8개의 블레이드가 있을 수 있습니다. 블레이드는 목재, 전체 금속 또는 복합재(유리 섬유)일 수 있습니다. 순금속 블레이드에 비해 복합 블레이드는 제조에 드는 노동 집약도가 낮고 서비스 수명, 신뢰성 및 내식성이 훨씬 더 깁니다.
종종 블레이드는 속이 비어 있고 가스나 공기가 압력을 받아 블레이드 안으로 펌핑됩니다. 특수 센서로 측정된 블레이드 내부의 압력 강하는 블레이드가 손상되었음을 나타냅니다.
항공기 운반 선박 및 헬리콥터 운반선에서는 주차 또는 격납고에 주둔할 때 헬리콥터의 크기를 줄이기 위해 접이식 로터가 사용됩니다. 접는 작업은 수동 또는 자동으로 수행할 수 있습니다.
메인 로터에서 동체로 전달되는 진동 수준을 줄이기 위해 진자 진동 댐퍼가 허브 또는 블레이드에 설치됩니다. 결빙을 방지하기 위해 프로펠러 블레이드에는 결빙 방지 시스템이 장착되어 있습니다.
공기 흐름에서 메인 로터의 위치에 따라 두 가지 주요 작동 모드가 구별됩니다. 즉, 로터 허브의 축이 다가오는 방해받지 않는 흐름(호버링)과 평행하게 위치하는 축 흐름 모드와 경사 흐름 모드입니다. 공기 흐름이 허브 축과 비스듬히 메인 로터에 접근하는 방식입니다.
Sikorsky S-72 헬리콥터에 설치된 소위 X-Wing이라는 비행 중에 고정된 로터에 대한 프로젝트가 있습니다.
환형 채널에 둘러싸인 로터를 임펠러라고 하는데, 이러한 설계로 인해 프로펠러의 출력이 증가하고 소음이 감소하지만 동시에 지지 구조물의 무게도 증가합니다.
Boeing의 Discrotor 또는 Ellehammer의 Helicopter와 같은 디스크 날개 로터 디자인도 있습니다. (영어). Discrotor 프로젝트에서 메인 로터 블레이드는 텔레스코픽 방식이며, 비행 중에 블레이드를 디스크 날개 내부로 집어넣을 수 있습니다.
진동
메인로터가 회전하면 진동이 발생하여 계기와 장비의 조기 고장을 일으킬 수 있으며 심지어 항공기 파괴로 이어질 수도 있습니다. 진동의 출현에는 지반공명, 플러터, 소용돌이 고리 등의 현상이 포함됩니다.
지구 공명
이 현상은 로터 블레이드가 힌지 연결을 통해 허브에 부착된 항공기에 영향을 미칩니다. 회전하지 않는 프로펠러 블레이드의 질량 중심은 회전축에 위치합니다. 프로펠러가 회전할 때 블레이드는 수직 힌지에서 회전할 수 있으며 공통 질량 중심이 회전축에서 멀어져 수평면에서 프로펠러 허브가 진동하게 됩니다. 이러한 진동의 조화가 탄성 섀시 위에 서 있는 헬리콥터의 자연 진동과 일치할 때 헬리콥터의 제어할 수 없는 진동이 발생합니다. 지구 공명.
헬리콥터 랜딩 기어의 수직 힌지와 충격 흡수 스트럿 모두에 감쇠를 도입하여 지면 공진을 억제할 수 있습니다. 헬리콥터가 지상을 달릴 때 지구 공명을 생성하는 데 더 유리한 조건이 만들어집니다.
실룩 거리다
플러터(Flutter)는 공기 흐름의 에너지로 인해 발생하고 날개짓 동작의 진폭이 급격히 증가하는 메인 로터 블레이드의 자가 가진 진동에 부여된 이름입니다. Flutter는 동축 설계에서 특히 위험합니다. 이 효과로 인해 블레이드가 겹쳐지기 때문입니다. 플러터를 방지하기 위해 메인 로터 블레이드에 플러터 방지 웨이트를 설치하고 허브에 진자 진동 댐퍼를 설치합니다. 힌지형 및 탄성형 블레이드 연결부를 갖춘 헬리콥터에서 비행 중 펄럭이는 현상의 징후는 메인 로터 콘의 "흐림"입니다.
소용돌이 고리
블레이드 장착 다이어그램
메인 로터 블레이드는 헬리콥터 샤프트 주위를 자유롭게 회전하는 허브에 부착됩니다. 이러한 연결에는 다음과 같은 주요 유형이 있습니다.
스위블 조인트
Juan de La Cierva가 발명한 힌지 조인트를 사용하면 블레이드가 축, 수직 및 수평 힌지를 통해 순차적으로 허브 본체에 부착됩니다. 허브 본체와 블레이드의 연결 덕분에 메인 로터 요소의 교번 응력이 크게 감소하고 로터에서 헬리콥터 동체로 전달되는 공기 역학적 힘의 모멘트가 감소합니다.
수평 경첩을 사용하면 블레이드가 위아래로 흔들릴 수 있습니다. 수직은 블레이드가 수평 힌지를 기준으로 진동할 때 나타나는 다양한 항력과 코리올리 힘의 영향으로 발생하는 회전 평면에서 블레이드가 진동하도록 허용합니다. 축 방향 경첩은 블레이드의 설치 각도를 변경하도록 설계되었습니다.
관절식 헬리콥터를 타고 비행할 때 공중에 떠 있는 블레이드가 원이 아니라 깔대기 또는 원뿔 모양을 나타내는 것을 볼 수 있습니다.
탄성(힌지형) 연결
이러한 연결에서 수직 및 수평 힌지의 역할은 복합 재료로 만들어진 탄성 요소 또는 토션 바에 의해 수행됩니다. 이를 통해 힌지 조인트에 비해 부품 수를 줄이고 유지 관리에 필요한 노동 강도를 줄이고 윤활이 필요 없으며 메인 로터의 수명을 3~10배 늘릴 수 있습니다. 이러한 연결을 갖춘 메인 로터에서는 힌지형 로터에 비해 제어 효율이 크게 높아져 헬리콥터의 기동성이 향상되고 '지상 공명' 현상도 줄어듭니다.
반강체 연결
이 방식을 사용하면 두 개의 프로펠러 블레이드가 스윙(로커 암)처럼 중앙 허브에 단단히 부착됩니다. 한 블레이드가 위쪽으로 펄럭이는 움직임을 만들면 다른 블레이드는 대칭적인 아래쪽으로 움직임을 만듭니다. 조종사는 헬리콥터 조종 스틱의 위치를 변경하여 메인 로터의 전체 회전 평면 위치를 변경합니다. 반강체 메인 로터 허브를 갖춘 헬리콥터는 조종성이 좋은 특성을 가지고 있습니다. 이 방식의 중요한 장점은 단순성(힌지, 댐퍼 및 원심 블레이드 오버행 제한기에 고하중 베어링이 없음)으로, 프로펠러를 제조하고 작동을 유지하는 것이 더 쉽고 저렴하다는 것입니다. 반강체 설계의 헬리콥터는 Bell and Robinson에서 대량 생산됩니다.
견고한 연결
프로펠러 블레이드는 축 힌지만 사용하여 구동축에 장착된 부싱에 견고하게 부착됩니다. 이 방식은 가장 단순하지만 동시에 파괴적인 진동에 가장 취약합니다. 또한 이러한 방식은 힌지 조인트에 비해 질량이 증가했습니다. 이 경우 블레이드 자체의 유연성으로 인해 로터 블레이드의 가변 하중이 줄어들 수 있다는 점은 주목할 가치가 있습니다.
강체 조인트는 항공기 프로펠러에 사용되며 Juan de La Cierva가 관절식 조인트를 발명하기 전인 20세기 초의 모든 실험용 헬리콥터에 사용되었습니다. 현재 이러한 연결은 Sikorsky X2 헬리콥터의 로터에서 찾을 수 있습니다.
비행 중 메인 로터의 동역학
헬리콥터가 수평면에서 전진할 때 메인 로터는 역방향 공기 흐름에 의해 회전합니다. 시계 방향으로 회전하면 비행 방향 왼쪽에 있는 블레이드가 공기 흐름 방향으로 이동하고(전진 블레이드) 오른쪽에 있는 블레이드가 이를 따라 이동합니다(후퇴 블레이드). 따라서 유입되는 공기에 대한 전진 블레이드의 속도는 후퇴 블레이드의 속도보다 빠르며 방위각 90°에서 최대가 됩니다. 공기 저항과 양력은 속도에 비례하므로 전진하는 블레이드는 더 많은 양력을 생성하고 더 많은 항력을 경험합니다.
선형 속도는 회전축으로부터의 거리에 비례하므로 블레이드 끝에서 최대가 됩니다. 프로펠러의 회전 각속도의 특정 값에서 전진하는 블레이드의 끝 부분의 선형 속도가 음속에 접근하여 결과적으로 이러한 부분에서 파동 위기가 발생합니다. 반대로, 공기에 대한 후퇴 블레이드의 여러 섹션 속도가 너무 낮아서 흐름이 멈추고 허브에 훨씬 더 가까운 섹션이 역류 영역으로 떨어집니다(공기는 블레이드 프로파일 주위로 흐릅니다). 날카로운 부분에서 역양력이 생성됨).
흐름 정지 및 파도 위기 영역에 속하는 메인 로터 블레이드는 진동이 증가하고 양력이 급격히 감소하는 특징이 있습니다. 흐름 정지는 메인 로터의 회전 각속도를 증가시켜 대응할 수 있지만 이로 인해 파도 위기 구역이 증가합니다. 프로펠러 블레이드의 특수 팁(예: 스윕 팁)을 사용하여 파도 위기 구역의 부정적인 영향을 줄일 수 있습니다.
전진하는 블레이드는 후퇴하는 블레이드보다 더 많은 양력을 생성하므로 로터의 여러 섹션의 양력 사이의 균형을 유지하기 위한 보상 메커니즘이 존재합니다. 메커니즘은 스와시플레이트에 견고하게 연결된 수평 힌지와 축 힌지의 사용을 기반으로 합니다. 비행 중에 블레이드는 유선형 공기 흐름과 비스듬히 위치하며, 그에 따른 공기 저항으로 인해 블레이드가 위쪽으로 펄럭이게 됩니다. 축방향 힌지가 사판에 연결되어 있으므로 블레이드가 위쪽으로 펄럭일 때 블레이드는 블레이드와 공기 흐름 사이의 각도가 감소하는 방향으로 회전합니다. 이 각도를 줄이면 블레이드의 양력이 감소합니다.
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성적 증명서
1 UDC: V.A. 그레이보론스키, A.G. 그레베니코프 I.N. 셰펠, T.A. Gamanukha 헬리콥터의 로터 블레이드를 따라 분포된 일반적인 공기역학적 힘을 계산하는 대략적인 방법 National Aerospace University. 아니다. Zhukovsky "KhAI" 경사 단면의 가설을 기반으로 압축성과 비정상성을 고려하여 메인 로터 블레이드를 따라 분포되는 힘을 결정하는 문제가 고려됩니다. 핵심 단어: 블레이드, 메인 로터, 헬리콥터. 수평 비행에서 메인 로터 주위의 흐름 특징은 메인 로터 블레이드(ROB) 요소의 가변 속도, 글라이딩 각도 및 공격 각도가 있다는 것입니다. 평탄한 단면의 가설을 사용하기 위해 흐름을 가로와 세로로 분해하는 것뿐만 아니라 캐리어 선 다이어그램을 사용하는 것은 수평 비행 속도가 8m/s를 초과하지 않는 경우 가능합니다. 그림에서. μ =.46에서 디스크의 뒤쪽 부분에 위치한 블레이드 주위의 흐름 스펙트럼을 보여 주며, 블레이드를 따른 슬라이딩 각도가 크게 변한다는 것을 알 수 있습니다. 그림. 로터 블레이드 주위의 흐름 스펙트럼 낮은 비행 속도에서 반경과 방위각을 따른 로터 블레이드 주위의 흐름 특성은 그림 a에, 고속에서는 그림 b에 나와 있습니다. 블레이드 섹션의 슬라이딩 각도는 5배 이상 다릅니다. a 그림.. 로터 블레이드 주위의 유동 속도장 b 78
2 테이블에 있습니다. 상대 반경 5와 9에서 블레이드의 유동 슬립 각도 값은 방위각과 8의 다양한 비행 속도에 대해 표시됩니다. 테이블. 상대 반경 V에서의 유동 슬라이딩 각도, km/hr r =,5 r =, 수평 비행 속도가 증가함에 따라 슬라이딩도 중요한 역류 영역의 영향도 증가합니다. 최대 속도 μ =, 4인 경우 역류 영역은 힘과 모멘트의 크기에 큰 변화를 가져오지 않으며, 고속에서는 그 영향을 고려해야 합니다. 블레이드 제어를 고려하지 않은 역류 영역의 최대 반경은 방위각 ψ = 7에 해당하고 r µ와 같습니다. 따라서 블레이드의 단면은 방향과 크기가 끊임없이 변하는 흐름에 의해 주위로 흐릅니다. 이러한 상황으로 인해 압축성과 비정상성을 고려하여 해당 반경에서의 총 속도를 기반으로 블레이드 섹션의 특성을 계산해야 합니다. 단면의 총 속도는 블레이드의 회전, 헬리콥터의 움직임, 블레이드의 날개 운동, 프로펠러에 유도된 흐름, 블레이드를 따른 종방향 원심 운동에 의해 결정됩니다. 경계층으로 인해 원심류가 발생합니다. 수치 계산에서 알 수 있듯이 이 흐름은 블레이드 주변의 흐름에 큰 영향을 미치지 않습니다. 그림에서. 그림 3은 층류 및 난류 경계층의 다이어그램을 보여줍니다. 난류 경계층에서는 상당한 접선력으로 인해 방사형 흐름이 사실상 없습니다. x 좌표는 연관된 좌표계의 현을 따라 점을 정의합니다. 예를 들어, x =.5 m 및 Ω in = 5 rad/s 값을 사용하면 층류 모드에서 원심력의 최고 속도는 Vr =.4 m/s이고 난류 모드에서는 다음과 같을 가능성이 더 높습니다. 즉, 10배 더 적습니다. 이 전류는 무시될 수 있습니다. 쌀. 3. 경계층의 반경방향 속도 분포: 난류 BL, 층류 BL 79
3 경계층의 반경류 흐름의 원인은 블레이드를 따른 압력 분포일 수도 있습니다. 이는 무거운 하중을 받는 프로펠러에 대한 공기역학적 하중의 재분배로 이어질 수 있습니다. 운동학적 매개변수를 결정하기 위한 기준 평면은 프로펠러의 회전 설계 평면입니다(그림 4). 쌀. 4. 프로펠러의 회전 설계 평면에서 블레이드 주위의 흐름 운동학 블레이드 단면의 속도 운동학적 다이어그램이 그림 3에 나와 있습니다. 5. 그림. 5. 블레이드 단면 속도의 삼각형 반경 r에서 설계 회전 평면의 상대 속도는 W W (μ + υ) + r + (μ + υ) r sin(ψ) = 식으로 결정됩니다. () 상대속도 V y = λ r β의 수직 성분. () 그런 다음 단면의 총 상대 속도 (μ + υ) + r + (μ + υ) r sin(ψ) + λ + r β λ β = r 이 식에서 알려진 상대 매개변수가 허용됩니다. μ = V cos(α) ; λ = Vsin(α) + υ; β = 죄(ψ) b cos(ψ). y에. (3) 수평비행에서 유도된 상대속도 (4) 8
4 υ > ; υ<. 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 블레이드의 변형, 특히 프로파일 변화 영역과 역류 영역에서. 블레이드의 단면은 블레이드 단면에서 직선으로 간주되고 일반 단면에서 한 방향 또는 다른 방향으로 각도 δ(표)만큼 벗어난 국부 유선에 의해 결정됩니다. 방위각에 따른 χ 및 δ의 변화 ψ, rad χ에 대한 식, rad δ, rad r cos(ψ) arctg µ + υ + r sin(ψ), χ< 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 >꼬리에서. 최신 헬리콥터의 경우 시간이 지남에 따라 섹션의 속도와 공격 각도의 변화는 V & ma > ± m/s, & α ma > ± o / s와 같이 큰 값에 도달합니다. 이로 인해 모든 공기역학적 매개변수가 비정상적으로 변경됩니다. 고장이 연장됩니다. 헬리콥터의 움직임은 정지된 특성에 의해 예측되는 것과 크게 다릅니다. 고정된 순간의 공기역학적 계수는 특정 순간의 속도 및 받음각 값뿐만 아니라 이전 시간의 변경 과정에 의해서도 결정됩니다. 당연히 시간이 더 먼 지점일수록 이 과정에 더 약한 영향을 미칩니다. 종속성 α& = f(t) 및 V& = f(t)의 특성도 중요한 영향을 미칩니다. 충분히 신뢰할 수 있음 8
이 문제에 대한 종속성은 없지만 이 현상을 고려할 수 있는 몇 가지 실험적 종속성이 있습니다. 특히, 이 연구에서는 받음각 변화의 성격을 결정하는 세 가지 매개변수를 사용하여 실험 데이터를 근사화하는 방법을 간략하게 설명합니다. 이를 통해 얻은 결과를 다른 조건으로 전송할 수 있습니다. 이 작업의 데이터는 일반 단면과 유선 단면의 수직 프로파일 힘 계수를 결정하는 데 사용되었습니다. 또한 상대단면두께와 압축률에 따라 수직항력계수를 보정하였다. 예비 계산 중에 블레이드 섹션의 운동학적 매개변수는 위의 종속성에 따라 결정되었습니다. Mi-헬리콥터 매개변수는 초기 기하학적, 운동학적 및 균형 매개변수로 사용되었습니다. C =,; Ω =5.8/s; a =4.7; a =5.7; =, ; T V =.35; D =.7; k =,4; ∅ 7 =4. 그림에서. 그림 6은 일곱 번째 섹션의 방위각 W 및 W П의 운동학적 매개변수와 받음각 α 및 α, 조건부 방해받지 않는 유동 각도 δ 및 χ를 보여줍니다. w w P α ep.5 α e 6 e HB ep 3 8 w α e 8 w P α ep Ψ 그림. 6. 경사 단면의 가설에 따른 단면 "7"의 블레이드 단면의 운동학적 매개변수; 지수 "n"은 정상 단면의 가설에 따른 매개변수를 표시합니다. W 및 W P 단면의 총 속도는 실제로 첫 번째 고조파에 따라 변경됩니다. 당연히 모든 방위각에서 총 속도 W는 속도 W P보다 크고 유선을 따른 받음각은 일반 단면의 받음각보다 작습니다. 블레이드의 날개짓 동작에 더 민감한 전체 흐름 방향 각도 δ 및 χ는 단순 조화 변화와 크게 다릅니다. 그림에서. 그림 7은 섹션 “7”의 각가속도와 선형 가속도의 변화를 보여줍니다. 특정 계산 사례의 경우 α&는 실제로 83 범위에서 변경됩니다.
7 + - /초. 이 변화는 첫 번째 고조파에 가깝습니다. 선형 가속도 W & 범위 + - m/s. 받음각과 총 속도 모두에 큰 변화가 있다는 표시된 상황은 공기역학적 특성이 비정상적인 이유입니다. 불행하게도, 공기역학적 특성에 대한 이 두 요소의 개별적인 영향은 연구되지 않았습니다. 그림에서. 그림 7은 경사단면과 법선 5 ẇ p α의 가설에 따른 유동 법선하중의 변화를 보여준다. P.ẇαp 그림. 7. 섹션 "7"의 방위각 수직 항력 변경; 지수 "n"은 가설 W & 및 α& 각도 및 선형 가속도 Ψ에 따른 매개변수를 표시합니다. 이 데이터는 받음각의 비정상성을 고려하여 얻은 것입니다. 경사 단면의 가설에 따른 하중은 특히 후퇴 블레이드 영역에서 정상 단면의 가설에 따른 하중보다 약간 높습니다. p ψ= ψ=3 ψ= p ψ= 그림. 8. 방위각 ψ = 3 및 84에 대한 반경을 따른 선형 하중의 변화
8 방위각 ψ =3에 대한 반경을 따른 선형 하중의 변화는 그림 1에 나와 있습니다. 8. 방위각 ψ =3의 경우 두 계산 옵션의 법선 하중은 사실상 동일합니다. 방위각 ψ = "경사" 단면의 가설에 따른 법선 하중은 법선 단면의 가설에 따른 것보다 높습니다. 이는 선형 하중에 대한 속도와 받음각의 변화가 동시에 영향을 미치기 때문입니다. 서지. 메인로터 이론. [텍스트] 에드. A.K. Martynova, M.: 기계 공학, 973. pp. Mikheev S.V., Anikin V.Kh., Sviridenko Yu.N., Kolomensky D.S. 로터의 공기역학적 특성을 모델링하는 방법의 개발 방향. [텍스트] // Ros VO의 VI 포럼 진행. M., 4. 5 페이지 3. Shaidakov, V.I. 디스크에 일정한 하중이 가해지는 로터의 디스크 와류 이론. [텍스트] / V.I. Shaidakov //헬리콥터 설계: 기술. 앉았다. 과학적 tr. // 마이, Vol. 38, M., 4페이지. TsAGI 과학 활동의 주요 단계, / M., Fizmatlit, p. 5. 배스킨, V.E. 동적 실속 중 로터 블레이드의 일반 단면력. [텍스트] / V.E. 배스킨, V.R. Lipatov // TsAGI 절차, vol. 865, 6페이지. Grayvoronsky, V.A. 헬리콥터 비행 역학. [텍스트]: 교과서. 혜택 / V.A. 그레이보론스키, V.A. 자카렌코, V.V. Chmovzh. Kh.: 내셔널 항공우주 이름을 딴 대학 아니다. Zhukovsky KhAI, 4. 8 7. Fogarty, L.E. 회전하는 블레이드의 층류 경계층. / J. Aeronaut Sei., vol. 8, 아니. 3, 95. 편집자가 받음 헬리콥터의 비추진 프로펠러 블레이드를 따라 일반적인 공기 역학적 분포력을 분해하는 방법의 근사치 경사 지지대 가설을 기반으로 분포력 분포의 영양적 중요성 압축 및 압축이 있는 캐리어 프로펠러의 블레이드를 따라 고정되지 않은 것으로 간주됩니다. 핵심 단어: 삽, 캐리어 나사, 헬리콥터. 헬리콥터의 로터 블레이드에 분산된 정상적인 공기 역학적 힘을 계산하는 적절한 방법 경사 단면 가설을 기반으로 압축성과 비정상성을 갖는 로터 블레이드에 분산된 힘의 정의에 대한 문제가 고려됩니다. 키워드: 블레이드, 로터, 헬리콥터. 85
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목차 3 머리말... 11 CHAPTER I 소개 1. 공기역학의 주제. 공기역학 발전의 역사에 대한 간략한 개요... 13 2. 항공 및 로켓 기술에 공기역학의 응용... 21 3. 기본
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응용역학과 기술물리학. 2011. V. 52, N- 3 153 UDC 534.1 판의 강제 횡진동으로 인해 채널 내 점성 액체가 흐르는 판의 종방향 진동
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헬리콥터 메인 로터의 동역학에 대한 컴퓨터 시뮬레이션 모델 시뮬레이션 모델을 생성하는 목적은 다양한 모드에서 로터의 동적 상태를 식별하기 위한 제어 알고리즘 및 방법을 개발하는 것입니다.
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114 MIPT의 항공유체역학 절차. 2014. 6권, 2UDC 532.526.048.3; 532.527; 532.529 V. V. Vyshinsky 1,2, A. A. Kornyakov 2, Yu. N. Sviridenko 2 1 모스크바 물리 기술 연구소 (주
29 UDC 629.7.023 A.A. 조도에 따른 공간용 복합 태양광 패널의 열 변형 영향에 대한 Tsaritsynsky 평가 태양전지는 주요 에너지원입니다.
우크라이나 국립 기술 대학 "Kiev Polytechnic Institute" 계측기 및 방향 및 네비게이션 시스템 부서 "네비게이션 분야의 실험실 작업에 대한 지침
본 발명은 토션바 로터 허브를 갖춘 헬리콥터의 메인 로터 샤프트에 대한 비행 중 굽힘 응력을 결정하는 방법에 관한 것입니다. 응력을 결정하기 위해 비행 성능 특성은 전체 비행 시간 동안 표준 수단을 사용하여 측정되고 중요한 매개 변수가 선택 및 체계화되며 근사 기능은 메인 로터 샤프트의 응력 의존성에 대한 최종 기능을 얻기 위해 결정됩니다. 선택된 비행 성능 매개변수, 수학적 모델을 사용하여 메인 로터 샤프트에 가해지는 하중이 초과되면 신호를 보냅니다. 잔여 수명 결정 및 허용 하중 수준 제어가 보장됩니다. 2 급여 f-ly, 7병.
본 발명은 항공 분야에 관한 것으로, 특히 항공기의 기술적 상태를 모니터링하는 시스템, 즉 비행 중 헬리콥터 로터 샤프트의 굽힘 응력 수준을 모니터링하는 시스템, 특히 힌지가 없는 블레이드가 장착된 경량 다목적 헬리콥터에 관한 것입니다. 예를 들어 헬리콥터: ANSAT, VK-117, EC -145.
변속기는 헬리콥터 설계에서 가장 복잡한 요소입니다. 헬리콥터 사고의 가장 큰 비율(최대 39%)은 통계적으로 헬리콥터 전송 장치의 고장과 관련이 있는 것으로 알려져 있습니다.
모니터링 시스템 개발 단계에서 가장 중요한 것은 헬리콥터 전송 장치의 기술 상태에 대한 진단 징후를 식별하고 확립하는 것입니다. 모니터링 시스템 개발의 주요 임무는 진단 징후의 임계값을 설정하는 것입니다. 임계값에 도달하면 작동 중에 추가 비행 안전에 대한 적절한 결정을 내려야 합니다. 진단 징후가 임계값에 도달하면 자원을 제한하거나, 부품을 긴급하게 교체하거나, 전송 장치를 서비스에서 제거하기로 결정됩니다. 일반적으로 비행 중에는 대부분의 진단 징후가 조종석에 표시되지 않습니다. 분석은 비행이 완료된 후에 수행됩니다. 그러나 안전 조건에 따라 필요한 경우 비행 중에 특히 중요한 일부 진단 신호가 표시될 수 있습니다.
최근 수십 년 동안 수평, 수직 및 축 방향 힌지의 기능이 확장형 탄성 요소인 토션 바에 의해 수행되는 힌지 없는 부싱이 장착된 소위 힌지 없는 로터가 유망한 헬리콥터에 사용되기 시작했습니다. 토션바 설계의 주요 부분은 탄성 변형이 가능한 부분입니다. 합판 층과 슬롯이 있으면 블레이드가 회전 평면에서 흔들릴 때 횡방향 전단 및 굽힘이 있는 단축 응력-변형 상태에서 주로 토션 바 스트랜드에 하중이 가해집니다. 이를 통해 헬리콥터 운영 비용을 줄일 수 있지만 동시에 그러한 구조물을 설계하고 제조하는 데 드는 초기 비용이 증가합니다. 따라서 하중 예측의 정확성과 그에 따른 헬리콥터 하중 지지 시스템의 수명 예측은 오늘날 헬리콥터 엔지니어링의 핵심 작업 중 하나입니다.
메인 로터 샤프트에는 허브의 힘과 모멘트, 그리고 메인 기어박스의 출력에서 생성된 토크가 작용합니다. 로터 샤프트의 길이는 레이아웃, 공기 역학 및 작동 고려 사항에 따라 결정됩니다.
반강체 부싱은 힌지 부싱에 비해 굽힘 모멘트가 크기 때문에 비행 중에 힌지 없는 부싱을 사용하여 헬리콥터 로터 샤프트의 굽힘 응력을 모니터링하는 것이 시급한 작업입니다.
로터 샤프트 부하를 모니터링하는 시스템이 알려져 있습니다(미국 특허 번호 2010219987, SIKORSKY AIRCRAFT, 공개 날짜 2010년 9월 2일, IPC G06F 15/00, G08B 21/00).
본 발명의 일 실시예에 따라 헬리콥터 로터 시스템의 부하를 가상으로 모니터링하는 방법은 로터의 전체 회전마다 적어도 하나의 항공기 매개변수를 샘플링하는 단계를 포함합니다. 적어도 하나의 항공기의 매개변수로부터 고주파 신호 세트를 얻기 위한 계수 계산. 분석된 신호 세트를 얻기 위해 복수의 고주파 신호 각각에 인자를 곱하는 단계. 분석된 신호를 기반으로 로터 부하 추정.
본 발명의 일 실시예에 따른 실시간 회전자 상태 감지 시스템은 부하를 측정하여 데이터를 획득하는 센서 시스템을 포함한다. 모듈은 부하를 가상으로 제어하여 설계 데이터를 얻고 실시간으로 결함을 검출하며, 측정된 신호에서 설계 신호를 빼는 알고리즘을 얻어 값을 얻은 후 표준 값과 비교하여 최종 결과를 산출하도록 구성됩니다. 로터의 상태.
센서는 항공기 이륙 중량, 밀도 고도, 로터 속도, 기류 속도, 정상 가속도, 수직 상승률, 엔진 토크, 피치 각도, 롤 각도, 요율, 피치율, 롤 각속도, 종방향 편향과 같은 매개변수를 읽습니다. , 측면 위치, 페달 위치 및 로터 회전당 위치 세트. 지정된 16개 매개변수의 벡터에 10개의 행과 16개의 열을 포함하는 지정된 행렬 값을 곱하여 10개의 계수(c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9, c10) 10개의 진동 값을 결정합니다. 진동 값에 계수를 곱하여 증폭된 진동을 얻습니다. 진동 벡터를 w1, w2, w3, w4, w5, w6, w7, w8, w9, w10으로 표시하고 계수를 c1, c2, c3, c4, c5, c6, c7, c8, c9라고 하면, c10이면 계산된 메인 로터 샤프트 전단력 신호는 다음과 같은 형식으로 작성됩니다.
L=c1*w1+c2*w2+c3*w3+c4*w4+c5*w5+c6*w6+c7*w7+c8*w8+c9*w9+c10*w10
전단력의 진폭과 위상은 푸리에 변환을 통해 계산됩니다.
헬리콥터 로터 구동 장치의 기술 상태를 데이터 수집, 모니터링 및 진단하기 위한 알려진 시스템(2014년 2월 27일에 공개된 발명품에 대한 RF 특허 번호 2519583, IPC B64D 45/00). 헬리콥터 로터 구동 장치 중 적어도 하나의 본체, 작동하는 헬리콥터의 적어도 하나의 로터 구동 장치의 부품, 조립품 및 탑재 전자 장치의 기술적 상태를 진단하기에 충분한 완전성 데이터를 수신할 수 있도록 위치합니다. 단위. 전자 장치는 진동 센서의 출력에 연결되며 진동 신호를 디지털 방식으로 처리하고, 개별 센서 및/또는 그 조합의 신호 매개변수를 제어 및 수집, 1차 처리 및 평가하고, 센서 데이터를 축적하고 이를 외부 및 /또는 컴퓨터로 읽기에 적합한 이동식 미디어 및 지상 조건에서 2차 처리. 데이터 수집의 효율성, 작동하는 헬리콥터의 로터 구동 장치의 기술 상태를 모니터링하고 진단하는 정보 내용이 향상됩니다.
이 모니터링 시스템의 단점은 비행 중에 측정된 진동을 기반으로 메인 로터 샤프트를 포함한 헬리콥터 구성 요소의 피로 응력 수준에 대해 명확한 결론을 도출할 수 없다는 것입니다. 또 다른 단점은 헬리콥터에 센서와 전자장치를 설치해야 하고, 지상에서 2차 데이터 처리에 시간이 걸린다는 점이다.
헬리콥터의 실제 추력을 모니터링하는 것으로 구성된 헬리콥터 작동 방법(RF 특허 번호 2543111, 2015년 2월 27일 공개, IPC V64S 27/04, B64F 5/00, G01L 3/24)이 알려져 있습니다. 헬리콥터의 운용을 시작하기 전, 형태에 따른 발전소 엔진의 특성에 대한 예비 데이터를 수집하고, 헬리콥터의 조종 호버링 시 메인로터 추력의 크기에 대한 초기 데이터를 수집합니다. 헬리콥터의 전체 작동 동안 헬리콥터 호버링 모드에서 메인로터 추력 값에 대한 실제 데이터가 수집 및 기록되며, 온보드 컴퓨터를 사용하여 얻은 메인 로터 추력에 대한 통계 데이터를 초기 값과 비교하고 , 메인 로터 추력 값이 초기 값에서 지정된 값으로 감소하는 경우 온보드 컴퓨터를 사용하여 엔진 매개변수를 값으로 조정해야 한다는 신호가 모니터에 생성됩니다. 이는 메인 로터 추력의 편차가 원래 값의 0.5% 이내임을 보장합니다. 엔진 매개변수는 자동으로 조정되거나 지상의 유지보수 담당자에 의해 조정됩니다. 효과: 헬리콥터 사용의 효율성이 향상됩니다.
이 작동 방법의 단점은 메인 로터 샤프트의 피로 응력이 굽힘 응력에 의해 결정되기 때문에 얻은 결과로부터 메인 로터 샤프트의 피로 응력 수준을 결정할 수 없다는 것입니다. 또 다른 단점은 헬리콥터에 센서와 전자장치를 설치해야 하고, 지상에서 2차 데이터 처리에 시간이 걸린다는 점이다. 또 다른 단점은 헬리콥터의 운용을 시작하기 전에 형태에 따른 발전소 엔진의 특성에 대한 초기 데이터를 먼저 수집하고 헬리콥터의 호버링 제어 시 메인로터 추력의 크기에 대한 초기 데이터를 수집해야 한다는 점이다. .
미국 특허 번호 2011112806(공개)이 가장 가까운 유사 항목으로 선택되었습니다. 2011.05.12, IPC G06F 10/17. 본 발명은 페어링, 샤프트 및 복수의 블레이드를 포함하는 로터를 구동하는 적어도 하나의 엔진을 포함하는 회전익 항공기 구성요소의 임계 상태에 대한 정보를 제공하는 방법에 관한 것입니다. 항공기의 로터에 작용하는 굽힘 및 반복 하중을 측정하는 센서는 (a) 제1 계산 모델을 이용하여 로터 어셈블리의 현재 베어링 온도를 계산하고, (b) 제1 계산 모델을 이용하여 베어링 온도를 예측하는 컴퓨팅 유닛을 포함한다. 및 (c) 제2 계산 모델을 사용하여 로터 어셈블리의 선택된 구성 요소에 하중을 적용하는 단계(제1 및 제2 계산 모델은 각각 베어링 온도의 예측 값과 현재 값 및 작용하는 하중을 계산하도록 구성됨) 비행 제어 매개변수를 기반으로 선택한 구성요소에 대해; 및 선택된 부품에 작용하는 하중과 예측된 베어링 온도의 최고값에 의해 구동되는 이동 가능한 표시기를 단일 눈금으로 표시하는 표시부를 포함하는 것을 특징으로 하는 베어링. 디스플레이에는 현재 베어링 온도에 따라 활성화되는 또 다른 이동 표시기가 표시됩니다.
프로토타입의 단점은 외부 센서를 설치해야 한다는 점인데, 이는 직렬 헬리콥터의 설계가 외부 센서 설치에 적합하지 않기 때문에 특정 어려움을 나타냅니다. 또한 유지 관리 및 현장 수리 절차에서 외부 센서가 완전히 통합되지 않았습니다. 나머지 항공기 장비에는 기술 운영을 위한 추가 지침과 매뉴얼 및 추가로 훈련된 전문가가 필요합니다.
제안된 기술 솔루션의 목적은 전체 비행(이륙부터 착륙까지) 동안 로터 샤프트의 굽힘 응력을 모니터링하여 샤프트의 피로 손상을 감지하고 비상 상황을 방지하는 방법을 만드는 것입니다.
기술적인 결과는 잔여 수명을 결정하고 허용 하중 수준을 제어하는 것입니다.
기술적 결과는 토션 바 로터 허브가 있는 헬리콥터의 메인 로터 샤프트에 대한 비행 중 굽힘 응력을 결정하는 방법이 헬리콥터의 비행 성능을 모니터링하는 표준 수단에 의한 전체 비행 시간 동안의 측정을 포함한다는 사실에 의해 달성됩니다. 메인 로터 샤프트의 하중에 대한 수학적 모델을 사용하여 계산하고 이를 초과하는 경우 측정된 비행 성능 특성 중에서 로터 샤프트의 하중 수준에 직접적인 영향을 미치는 중요한 매개변수를 선택하고 체계화하여 다음과 같은 기능을 근사화합니다. 비행 성능 특성의 선택된 매개변수에 대한 로터 샤프트 σ(t)의 응력 의존성의 최종 기능을 결정하기 위해 중요한 매개변수가 결정되며, 회전 각도의 변화율의 절대값 세로 및 가로 방향의 스와시플레이트가 최종 기능에 추가됩니다.
제안된 방법을 사용하면 비행 작동 중 언제든지 메인 로터 샤프트의 부하 수준을 평가할 수 있습니다. 헬리콥터 비행 매개변수를 모니터링하는 표준 수단을 사용하면 전체 비행 시간 동안 굽힘 응력 수준을 결정하고 이를 사용하여 비행 제한을 기록하고 승무원에게 허용 하중 수준 초과에 대해 알릴 수 있습니다. 남은 인생.
청구된 발명에서는 비행 중에 작동하는 단일 로터 헬리콥터의 메인 로터 샤프트의 실제 굽힘 응력 표시의 예를 사용하여 특히 중요한 진단 특징에 대한 한계값을 합리적으로 설정하기 위한 조건 분석이 이루어졌습니다. , 특히 ANSAT 헬리콥터의 경우.
본 발명의 본질은 비행 중에 제어되는 매개변수 중에서 NV 샤프트의 부하 수준에 직접적인 영향을 미치는 매개변수가 선택되고 체계화된다는 사실에 있습니다. 성능 특성의 선택된 매개변수에 대한 NV 샤프트의 응력 의존성의 최종 기능을 결정하기 위해 중요한 매개변수의 대략적인 기능이 결정됩니다. 최종 함수에는 스와시플레이트의 종방향 및 횡방향 회전 각도 변화율의 절대값이 추가됩니다.
비행 실험을 실시합니다. 중요한 매개변수의 선택은 헬리콥터 비행 성능 특성의 현재 값에 따라 결정됩니다. 이를 위해 헬리콥터 샤프트에 스트레인 게이지를 설치하고 실제 비행에서 전압 값 σ 소스(t)를 시간별로 기록하고 표준 수단으로 측정한 궤적 매개변수 값을 기록합니다. 헬리콥터 비행 매개변수 모니터링(예: 스와시플레이트의 세로 및 횡방향 경사각, 메인 로터의 전체 피치, 헬리콥터 속도, 헬리콥터 피치 각도, 헬리콥터 롤 각도, 스와시플레이트 경사각의 변화율) 세로 방향과 가로 방향 등
예비 분석을 통해 NV 샤프트의 전압에 가장 큰 영향을 미치는 성능 특성 매개 변수가 선택되며, 표준에 의해 기록된 매개 변수 값에 따라 샤프트의 전압 변화 그래프가 표시됩니다. 성능특성의 매개변수를 필터링하기 위해 제어수단과 상관계수를 찾아 평가한다.
상관 계수가 0.2보다 큰 성능 특성의 궤적 매개변수가 중요한 것으로 선택됩니다.
대략적인 곡선이 구성되고(선택된 성능 매개변수에 대한 메인 로터 샤프트의 응력 의존성) 방정식 시스템이 컴파일되어 시간에 따른 굽힘 응력 σ calc(t)에 대한 함수의 근사치를 결정합니다.
그리고 해당 가중치 A1, A2, A3, ..., An이 구해집니다.
계수 A1, A2, A3는 최소 제곱법을 사용하여 다항식 근사법으로 구합니다(특정 성능 특성을 가진 특정 헬리콥터의 경우).
최종 공식은 다음과 같은 형식을 취합니다.
여기서 Dprod는 스와시플레이트의 길이방향 경사각이고,
Dpop - 스와시플레이트의 횡방향 경사각,
Dosh는 메인로터의 전체 피치이고,
X n - 기타 중요한 비행 성능 매개변수,
- 사판의 종방향 회전 각도 변화 속도의 절대값,
- 스와시플레이트의 횡방향 회전 각도 변화 속도의 절대값.
헬리콥터 메인 로터 샤프트의 굽힘 응력 계산은 내장된 프로그램을 기반으로 온보드 컴퓨터의 컴퓨팅 장치에서 전체 비행 시간 동안 실시간으로 수행됩니다. 안전 전압 수준을 초과하면 신호가 조종사에게 전송되고 다음 공식에 따라 시간 단위로 소비된 자원 계산이 시작됩니다.
여기서 Pr은 안전 수준을 초과하는 응력 수준으로 인해 발생하는 손상 가능성입니다.
Pt.p. - 일반적인 비행의 시간당 손상률은 정상적인 작동 조건에 대한 서비스 수명을 계산할 때 사용됩니다.
안전 수준을 초과하는 스트레스 수준으로 인한 손상은 다음 방법을 사용하여 결정됩니다.
안전 수준을 초과하는 각 부하 수준에 대해 해당 실패 사이클 수(Ni)는 피로 곡선을 사용하여 결정됩니다(곡선은 로터 샤프트 피로 테스트 결과에서 가져옴).
안전 Pr을 초과하는 응력 수준으로 인해 발생하는 손상은 이 수준의 사이클 수와 고장 전 사이클 수(Ni)의 비율로 정의됩니다.
따라서 각 비행 후 메인 로터 샤프트의 사용 수명이 계산됩니다. 최대 하중 수준을 초과하지 않은 경우 메인 로터 샤프트의 사용 수명은 실제 비행 시간과 동일하며, 안전 하중 수준의 초과가 기록된 경우 위에서 설명한 방법에 따라 결정된 시간이 추가됩니다. 실제 비행시간
각 진단 특징에 대해 신뢰할 수 있는 정보를 얻기 위해서는 항상 측정 절차가 필요하므로, 그에 따라 각 진단 특징에 대해 불가피한 측정 오류도 고려해야 합니다. 그런 다음 한계 상태 영역의 상한(또는 하한) 허용 오차를 고려하여 한계 값을 초과할지 여부를 결정해야 합니다.
특정 제한 값 σ PR을 설정해야 하며, 이 값을 초과하면 로터 샤프트의 피로 수명이 빠르게 소모되고 후속 비행 시간에 파손될 수 있습니다. 이 매개변수 또는 진단 신호는 특히 중요하므로 조종석에 현재 값을 표시하는 것이 필요합니다. 표시기가 허용하는 현재 측정 값 σph의 값을 다음과 같이 표시하겠습니다.
실제 현재 값 σф는 다음과 같이 합계로 나타낼 수 있습니다.
여기서 mσ는 고려 중인 비행 모드에서 메인 로터 샤프트의 가장 부하가 많이 걸리는 부분의 굽힘 응력에 대한 수학적 기대치이고, Δσ는 수학적 기대치에서 실제 값 σф의 편차입니다.
발명의 설명
샤프트의 부하 수준에 영향을 미치는 매개변수의 실제 결정.
1. 단일 로터 ANSAT 설계를 갖춘 헬리콥터에서 비행 실험이 수행되었으며, 이 동안 메인 로터 샤프트에 설치된 스트레인 게이지를 사용하여 특정 기간 동안 굽힘 하중 값을 측정했습니다. 실험적 의존성 σ 소스(t)는 그림 1에 표시됩니다. 1(곡선 1). 이 의존성은 다음 모드를 포함하여 일반적인 비행 모드에서 얻어졌습니다.
a) 호버링(호버링 중 회전 포함)
b) 가속
c) 지면 근처의 저속
d) 등반
e) 다양한 속도로 수평 비행
e) 차례
g) 모터 계획
아) 제동
비행 중에 표준 헬리콥터 제어 장비를 사용하여 시간 경과에 따라 다음과 같은 궤적 매개변수를 측정했습니다.
1. 속도, 단위 km/h.
이는 "디지털 출력이 있는 속도 표시기 USVITs-350" 장치로 측정되었습니다. 입력 신호의 공칭 값에서 정상적인 기후 조건에서 현재 표시 속도의 디지털 신호를 발행할 때의 오류는 ±6km/h를 초과하지 않습니다.
2. 높이, 측정단위 m.
기기로 측정:
- "고도 표시기 VMC-10" - 디지털 출력을 갖춘 기계식 고도계입니다. 상대 비행 고도의 디지털 신호 발행 오류, 미터에 설정된 대기압이 760mmHg일 때 판독값의 변화. (1013 hPa) 정상 기후 조건에서는 고도에 따라 ±10m(옴 고도에서) ~ ±30m(고도 6000m에서)입니다.
- "전파 고도계 A-053-05.02" - 주파수 변조 전파를 지속적으로 방출하는 온보드 레이더 스테이션. 최대 ±20°의 롤 및 피치 각도에서 최대 수평 속도 120m/s, 수직 속도 8m/s 이하의 매끄러운 표면(예: 활주로) 위를 비행할 때 고도 측정 오류 0~1500m의 고도 범위에서 95% 높이 측정, m: 디지털 출력 0.45 또는 ±0.02N(둘 중 더 큰 값).
3. 헬리콥터의 롤 각도와 피치 각도(도).
이는 AGB-96D 자세 표시 장치로 측정되며 헬리콥터의 롤 및 피치 신호를 생성합니다. 진동 베이스의 롤과 피치에 대한 자세 표시기의 오류는 ±2.5°를 넘지 않습니다.
4. 컨트롤 위치, 측정 단위.
이는 "제어 요소 DP-M의 전위차 2채널 위치 센서" 장치로 측정됩니다. 측정 오류 ±30".
5. 스티어링 드라이브의 출력 링크(로드) 위치(세로 및 가로 방향의 경사판 경사각) RP-14, mm.
이는 "전위차 센서 MU-615A 시리즈 1" 장치로 측정됩니다. 정상 조건에서의 각도 측정 오류: 공칭 측정 범위의 ±2%.
6. 각속도, rad/s.
이는 "주요 정보 센서 블록 BDPI-09" 장치로 측정되며 각속도 및 선형 가속도 벡터의 투영에 대한 정보를 제공합니다.
그림 2-7은 측정된 매개변수에 대한 메인 로터 샤프트의 전압 의존성을 보여줍니다. 주어진 매개변수 목록은 주어진 매개변수에 국한되지 않으며 특정 헬리콥터에 따라 다릅니다.
실험 중에 시간이 지남에 따라 다음 매개변수가 측정되었습니다.
σ(t) - 샤프트의 스트레인 게이지로 측정한 시간 경과에 따른 굽힘 응력 값,
Dprod(t) - 스와시플레이트의 세로 방향 경사각,
Dpop(t) - 스와시플레이트의 횡방향 경사각,
Dosh(t) - 메인 로터의 일반적인 피치,
V(t) - 헬리콥터 속도,
f t (t) - 헬리콥터 피치 각도,
f ~ (t) - 헬리콥터 롤 각도.
각 매개변수에 대한 상관 계수가 결정됩니다.
모든 매개변수(상관 계수 >0.2)를 유의미한 것으로 선택하고 이에 대한 근사 곡선을 구성하고 각 시점 및 각 매개변수에 대해 방정식을 작성했습니다.
선택된 중요 매개변수에 따라 최종 공식은 다음과 같은 형식을 취합니다.
계수 A1, A2, A3, A4, A5, A6은 행렬 방정식을 풀어 구했습니다.
계산된 굽힘 응력 값은 그림 1(곡선 σ calc(t))에 표시됩니다.
제안된 방법을 사용하면 비행 작동 중 언제든지 NV 샤프트의 부하 수준을 평가할 수 있습니다. 헬리콥터 비행 매개변수를 모니터링하는 표준 수단을 사용하면 전체 비행 시간 동안 굽힘 응력 수준을 결정하고 이를 사용하여 비행 제한을 기록하고 승무원에게 허용 하중 수준 초과에 대해 알릴 수 있습니다. 남은 인생.
1. 토션바 로터 허브가 있는 헬리콥터의 메인 로터 샤프트에 대한 비행 굽힘 응력을 결정하는 방법. 헬리콥터의 비행 성능을 모니터링하는 표준 수단으로 전체 비행 시간 동안 측정하고 메인 로터 샤프트에 대한 하중을 계산하는 것을 포함합니다. 측정된 비행성능 특성 중 로터 샤프트의 부하 수준에 직접적인 영향을 미치는 주요 매개변수를 선택하여 체계화하여 주요 매개변수의 함수를 근사화하는 것을 특징으로 하는 수학적 모델 및 초과 시 신호를 이용한 로터 샤프트 비행 성능 특성의 선택된 매개변수에 대한 로터 샤프트 σ(t)의 응력 의존성의 최종 함수를 결정하기 위해 결정되며, 스와시플레이트의 회전 각도 변화율의 절대값은 세로 및 가로 방향이 최종 기능에 추가됩니다.
제1항에 따른 토션바 로터 허브를 갖춘 헬리콥터의 메인 로터 샤프트에 대한 비행 중 굽힘 응력을 결정하는 방법으로서, 비행 성능 매개변수의 중요성을 결정하기 위해 메인 로터에 대한 응력의 의존성을 결정하는 것을 특징으로 하는 방법 선택한 매개변수의 샤프트가 플롯되고 계수가 계산되어 상관관계가 평가됩니다.
제2항에 따른 토션바 로터 허브를 갖춘 헬리콥터의 로터 샤프트에 대한 비행 중 굽힘 응력을 결정하기 위한 방법으로서, 매개변수의 유의성은 상관 계수 >0.2의 값에 의해 결정되는 것을 특징으로 하는 방법.
유사한 특허:
본 발명은 기계 공학 분야, 주로 항공기 엔진 제작에 관한 것이며, 특히 고압 터빈(HPT)의 작동 블레이드의 물리적 및 기계적 상태, 특히 응력 상태를 결정하는 방법에 관한 것입니다. 잎.
본 발명은 자체 추진 기계의 유압 동력 전달에 대한 기술적 진단에 관한 것입니다. 유압 기어박스의 기어를 전환할 때 유압 클러치의 작동 품질을 평가하는 방법은 전환 중에 기어의 동력 흐름을 방해하지 않고 수행됩니다.
본 발명은 측정 기술에 관한 것이며 베어링의 현재 상태를 결정하고 작동 시작 후 특정 시간 이후의 서비스 수명을 예측하기 위해 전기 모터 및 베어링 장치가 있는 기타 장비의 작동에 사용될 수 있습니다.
본 발명은 측정 기술에 관한 것이며 로터의 볼 베어링에 대한 축방향 하중을 결정하는 것뿐만 아니라 소형 메커니즘 및 장치의 로터 진동의 고유 주파수를 결정하고 제어하는 데 사용될 수 있습니다.
본 발명은 측정 기술, 특히 피스톤 링 루멘의 견고성을 측정하는 수단 및 방법에 관한 것입니다. 이 방법을 구현할 때 개방형 피스톤 링은 조인트를 최대한 닫은 상태에서 보조 장치를 통해 주변 방향으로 고정되고 루멘의 조임 정도는 광학적 수단으로 결정됩니다.
