Розробка заходів, спрямованих на підвищення експлуатаційних характеристик вертольоту Ми-8 МТ - Курсовая работа

Перед Збройними Силами стоїть завдання постійного підвищення боєздатності військ, зявляються нові вимоги до льотного складу й до авіаційної техніки зростання бойової ефективності, бойової живучості, експлуатаційної надійності. Виходячи з досвіду використання армійської авіації у бойових діях, можливо зробити висновок, що цей рід військ сухопутних військ залишається самим мобільним. Досвід застосування АА в проведенні антитеррористичних операцій в Україні показує, що їх вклад в загальний розгром незаконних воєнних обладнань важко переоцінити.Під час бойових дій вертольоти армійської авіації виконують наступні завдання : - десантування аеромобільних та повітрянодесантних підрозділів; Виходячи з переліку завдань, що покладаються на армійську авіацію, можна сформулювати основні тактико-технічні вимоги до вертольота. Швидкість польоту є найважливішою льотно-технічною властивістю вертольота, що безпосередньо впливає на спроможність літального апарата успішно долати зони ППО противника. Рівень сучасних досягнень зі швидкістю горизонтального польоту вертольота складає 360…370 км/год і обмежений можливостями несучого гвинта створювати необхідну підіймальну та пропульсивну сили. Досягти значного збільшення максимальної швидкості польоту вертольота Ми-8МТ без суттєвих змін конструкції несучої системи, заміни силової установки, виконання заходів спрямованих на зменшення шкідливого опору - неможливо.Злітно-посадкові характеристики повинні забезпечувати; зліт з розбігом і посадку з пробігом. Дані характеристики дозволяють вертольотам виконувати в одночас зліт і посадку великими групами , що особливо важливо для десантування. Виходячи із завдань за прототип беремо військово-транспортний вертольот Ми-8МТ. Враховуючи тактико-технічні характеристики вертольотів інших країн (класу Ми-8) задамося тактико-технічними вимогами.У масу двигунів, ДСУ і редукторів включають масу їх вузлів кріплення і масу систем змащування. У масу незнімного устаткування входять маси: мсс - силових систем (гідравлічної - мгс і пневматичної - мпс); Розділивши ліву і праву частини рівняння (1) на m0, отримаємо рівняння у відносних величинах ?i, кожна з яких є відносною масою даної групи вертольота. Вона включає відносні маси всіх лопатей (??л.рг) і відносну масу втулки рульового гвинта (?вт.рг). ?рг=??л.рг ?вт.рг де: ?лрг = 0,017 - коефіцієнт; На кожному з цих режимів польоту можна визначити необхідну відносну потужність, яку потрібно підводити до НГ вертольота: Оцінивши по статистиці на кожному режимі величину ?, можна визначити необхідну відносну потужність двигуна вертольота на даному режимі польоту: ?b - коефіцієнт враховує зменшення тяги НГ через «кінцеві втрати» ?b=0,98;Бойовий вертоліт складається з наступних основних частин і систем: фюзеляж; 3.1 представлено конструктивне розчленування планера вертольота. Крім того, для аварійного покидання використовується люк виходу до двигунів у кабіні екіпажу(3), отвір дверей (6) зсуву і люк виходу троса зовнішньої підвіски у вантажній кабіні (5) (рис. Трансмісія вертольота використовується для зміни частоти обертання і передачі потужності від двигунів до несучого і рульового гвинтів, а також для приводу ряду агрегатів і складається з головного, проміжного і хвостового редукторів, хвостового валу, валу приводу вентилятора і гальма несучого гвинта. Керування вертольотом здвоєне і складається з подовжньо-поперечного керування, шляхового керування, обєднаного керування "Крок-Газ" і керування гальмом несучого гвинта.Для визначення діапазону центрувань необхідно скласти центрувальну відомість (табл.3.1). Для кожного агрегату визначаємо момент його маси відносного координатних осей X і У. Положення центра мас вертольота визначаємо відносно осі обертання втулки НГ. Розглянемо два можливі варіанти заправки та завантаження вертольота: а.) Значення координат центра мас вертольота при злеті (за умови максимальної заправки, максимальної кількості озброєння та навантаження). , , а відповідний кут визначимо за формулою: , Значення ?цм входить в діапазон допустимих центрувань. б) Під час посадки умовою витрати палива є залишок 50 кг.З електродвигуном: Ан-2, Ми-2, Ми-8, Л-410 легко заправляються за допомогою бочки з паливом, электричного насоса (ЭЦН 75) , шлангів и воронки с сітчастим фільтром. Для створення такої станції необхідно носос: Фільтр тонкої: Фільтр-відстійник тонкого очищення палива очищає паливо від дрібних частин механічного походження. Основними деталями фільтра тонкого очищення палива (Мал.5.3) є кришка (корпус) 7 і стакан 1, які зєднуються скобою 8 і гвинтовим зажимом 6. Фільтрувальний елемент 4 розбірної конструкції включає: алюмінієвий каркаса 9 із проточеними в його стінках кільцевими канавками, в середині яких просвердлені отвори для проходження палива; латунну фільтрувальну сітку (1480 очок на 1 см2), яка намотана на каркас 9; пружину 10, яка притискує сітку до каркаса.

ЗМІСТ

ВСТУП

1. АНАЛІЗ БОЙОВИХ ЗАВДАНЬ І РОЗРОБКА ОСНОВНИХ ТТВ ДО ВЕРТОЛЬОТА ЩО ПРОЕКТУЄТЬСЯ

1.1 Аналіз бойових завдань і способів бойових дій

1.2 Визначення основних ТТВ до вертольота, що проектується

2. ОБГРУНТУВАННЯ МОЖЛИВОСТІ РЕАЛІЗАЦІЇ ЗАДАНИХ ТТВ ПРОЕКТОВАНОГО ВЕРТОЛЬОТА.ВИЗНАЧЕННЯ НОРМАЛЬНОЇ ЗЛІТНОЇ МАСИ

2.1 Розрахунок злітної маси вертольота

3. АНАЛІЗ КОНСТРУКТИВНО-КОМПОНУВАЛЬНОЇ СХЕМИ ВЕРТОЛЬОТА. РОЗРАХУНОК ЕКСПЛУАТАЦІЙНОГО ДІАПАЗОНУ ЦЕНТРУВАНЬ

3.1 Аналіз конструктивно-компонувальної схеми вертольота

3.2 Розрахунок експлуатаційного діапазону центрувань

4. РОЗРОБКА АВТОНОМНОЇ НАСОСНОЇ СТАНЦІЇ

4.1 Основні технічні дані паливної системи

4.2 Розрахунок ЕЦН- 75Б на потрібну