Размещено на http://www.allbest.ru/

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



ВСТУП

Перед Збройними Силами стоїть завдання постійного підвищення боєздатності військ, з'являються нові вимоги до льотного складу й до авіаційної техніки зростання бойової ефективності, бойової живучості, експлуатаційної надійності.

У наш час вертоліт став невід'ємною частиною систем озброєння майже усіх держави світу. 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. Хоча в ході проведення контртеррористичної операції в Україні вертольотна авіація виконувала самі різнопланові задачі, проте часто заважала обставина того, що не вистачало місць базування вертольотів, хоча б для дозаправки.

Одна з головних задач армійської авіації десантування підрозділів, техніки та вогнева підтримка підрозділів сухопутних військ. Проте насамперед армійська авіація повинна бути мобільною та боєздатною при будь яких умовах.

Метою цієї роботи є розробка заходів, спрямованих на підвищення експлуатаційних характеристик вертольоту Ми-8 МТ, а саме підвищення мобільності даного вертольоту шляхом встановлення насосу для автономної заправки на будь-якій місцевості. Так, як ця необхідність викликана з досвіду використання авіації в АТО, дане питання вважаю першочерговим в розвитку армійської авіації, а саме її використання в бойових умовах.



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

1.1 Аналіз бойових завдань і способів бойових дій

У всіх локальних війнах післявоєнного періоду Другої Світової війни значне місце відводиться Повітряним Силам. При цьому головною ударною силою є тактична авіація . Великого розмаху набуває застосування армійської авіації . Під час бойових дій вертольоти армійської авіації виконують наступні завдання :

- десантування аеромобільних та повітряно-десантних підрозділів;

- доставка в район бойових дій зброї та боєприпасів;

- забезпечення вогневої підтримки сухопутних військ у різноманітних видах бою;

- знищення об'єктів на передньому краї та в тактичній глибині;

- самостійна боротьба з танками та іншими бронемашинами;

- знищення повітряних(морських) цілей , десантів та аеромобільних частин у районі десантування;

- забезпечення маневру та дій військ у бою;

- повітряна розвідка противника, радіаційна, хімічна та інженерна розвідка місцевості;

- радіоелектронне придушення засобів управління військами та зброєю противника;

- коректування вогню артилерії;

- мінування з повітря та постановка димових завіс;

- пошук та спасіння терплячих біду екіпажів;

- забезпечення управління військами та зв'язком під час бою;

- евакуація поранених та хворих.

Роль армійської авіації у наступальних та оборонних операціях військ, як засобу авіаційної підтримки загальновійськових і танкових підрозділів , дуже зросла. Вона стала основним засобом авіаційної підтримки. Головними способами ведення бойових дій частин та підрозділів армійської авіації при знищенні наземних об'єктів та десантування є:

- одночасні удари усім складом або більшою частиною сил по одній або декількох заданих цілях, чи цілях виявлених під час бойових дій, об'єктах в призначений час , або по виклику;

- послідовні удари усім складом або більшою частиною сил по одному чи декількох об'єктах в призначений час;

- послідовні удари ескадрилій , ланок, пар вертольотів по виявленим під час бойових дій цілях противника за викликом;

- удари ланок, пар вертольотів по рухомих цілях із засідки;

- десантування парашутними , посадковими та посадково-парашутними способами.

1.2 Визначення основних ТТВ до вертольота, що проектується

Виходячи з переліку завдань, що покладаються на армійську авіацію, можна сформулювати основні тактико-технічні вимоги до вертольота.

Швидкість польоту.

Швидкість польоту є найважливішою льотно-технічною властивістю вертольота, що безпосередньо впливає на спроможність літального апарата успішно долати зони ППО противника.

За статистичними даними на теперішній час найбільш ймовірними діапазонами швидкості польоту вертольотів вогневої підтримки при виконанні бойових завдань буде 150…200 км/год. Для успішного подолання зон ППО противника необхідно забезпечувати політ з максимально можливою швидкістю на гранично малих висотах. Рівень сучасних досягнень зі швидкістю горизонтального польоту вертольота складає 360…370 км/год і обмежений можливостями несучого гвинта створювати необхідну підіймальну та пропульсивну сили. Максимальна швидкість горизонтального польоту вертольот-прототипа Ми-8МТ з нормальною злітною масою на висотах від 0 до 1000 метрів складає 250 км/год. 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.

Маневреність.

Маневреність можемо визначити як спроможність виконання маневру чи швидкої зміни траєкторії руху та стану вертольота при безпосередньому контролі льотчика. Найбільш суттєвими маневрами є;

- маневр з максимальною тягою несучого гвинта на режимі висіння (розвороти, вертикальні зміни, швидкий рух у низ);

- вихід на ціль, маневрування при стрільбі чи бомбометанні.

Досвід ведення бойових дій вертольотом Ми-8МТ показав , що біля половини часу бойового польоту займали маневри з перевантаженням ny=1,8..2,0. Тому необхідно щоб вертоліт, який проектується, міг виконувати маневри з нормальним перевантаженням ny=2,0.

Вантажопідйомність.

Вантажопідйомність залежить від різниці між максимальною злітною масою і масою власної конструкції вертольота. Зменшуючи вагу конструкції і залишаючи незмінною злітну вагу можна збільшити вантажопідійомність. Для даної роботи вантажопідйомність залишаємо таку як у вертольота прототипу.

Висота польоту.

Висота польоту у вертольотів характеризується величиною статичної і динамічної стелі, Сучасний політ дає можливість транспортувати війська та вантажі на обмежені площадки, які розташовані у горах. Тому підвищення можливості польоту вертольота на максимальних висотах, величини статичної та динамічної стелі повинні буди достатньо високими. Виходячи з цього можемо зробити висновок, що для вертольота , який проектується необхідно задати Hст=1750 м, Ндин=4100 м.

Злітно-посадкові характеристики.

Злітно-посадкові характеристики повинні забезпечувати;

- вертикальний зліт без розбігу і посадку без пробігу;

- набір висоти і зниження під певним кутом до горизонту;

- зліт з розбігом і посадку з пробігом.

Крім цього вони повинні дозволяти базування на площах обмежених розмірів. Дані характеристики дозволяють вертольотам виконувати в одночас зліт і посадку великими групами , що особливо важливо для десантування.

Для порівняння, в таб. 1.1 наведені основні тактико-технічні характеристики вертольотів аналогічного призначення.

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. Приймемо :

Vmax=250 км/год;

Vкр=220 км/год;

Нст=1740 м;

Ндин=4100 м;

Lпр=480 км;

mкор.н=4000 кг.

Порівняльна таблиця ТТХ вертольотів-аналогів. Таблиця 1.1

Тип вертольота			RAH-66 Comanch	AS-565 Pantera	КА-60 Касатка	Ми-8МТ
Тип і кількість двигунів			LHTEC T800x2	ТМ333 ІМх2	РД600Вх2	ТВ3-117МТх2
Сумарна тяга	?P	к.с	2306	1702	2600	3900
Злітна маса
Нормальна	m0	кг	5601	3990	5800	1110
Максимальна	m0max	кг	7896	4300	6500	1300
Максимальна швидкість	Vmax	м/с	90	82,2	83,3	75
Практична дальність польоту	L	м	556000	740000	770000	580000
Практична стеля	Hnp	м	5800	4300	5000	6000
Максимальне перевантаження	ny		+3,5 -1	+2 -2	+2 -2	+2 -2
екіпаж		чол	2	2	1-2	2-3
Корисне навантаження	mH	кг	2296	1700	2770	4000
Бойовий радіус	R	м	278000	429500	385000	290000



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

2.1 Розрахунок злітної маси вертольота

Загальні положення

Можливість реалізації заданого комплексу властивостей вертольота перевіряється на підставі рівняння існування вертольота.

В даний час прийнято злітну масу вертольота m0 розглядати такою що складається з наступних груп:

- маси планера mпл;

- маси силової установки mсу;

- маси незнімного устаткування mно;

- маси екіпажу mе;

- маси навантаження mн;

- маси палива mп.

Таким чином, рівняння існування вертольота має вигляд:

m0 = mпл + mсу + mну + mе + mн + mп

Розглянемо більш докладно склад кожної масової групи.

Маса планера вертольота-mпл

mпл = mф + mоп + mш

де: mф-маса фюзеляжу;

mоп-маса оперення;

mш-маса шасі.

Маса силової установки вертольота - mсу

mсу = mнг + mрг + mдв + mсдв + mг.р + mпр.р + mхв.р + mв.тр + mдсу + mпс.

де: mнг-маса НГ;

mрг-маса РГ;

Mдв-маса двигунів;

mсду-маса систем двигунної установки;

mг.р-маса головного редуктора;

mпр.р-маса проміжного редуктора;

mхв.р-маса хвостового редуктора;

mв.тр-маса вала трансмісії;

mдсу-маса ДСУ;

mпс-маса паливної системи двигуна.

У масу двигунів, ДСУ і редукторів включають масу їх вузлів кріплення і масу систем змащування.

Маса нез'ємного устаткування - mну

У масу незнімного устаткування входять маси:

mсс - силових систем (гідравлічної - mгс і пневматичної - mпс);

mсу-системи управління вертольотом;

mжз-системи життєзабезпечення;

mпо-системи пожежогасіння;

mео-електрообладнання;

mпнк-пілотажно-навігаційного комплексу;

mозбр-бортового комплексу озброєння (приціли, гармати, кулемети).

Це маса льотчиків, штурманів, операторів, бортрадистів з парашутами та іншим особистим спорядженням.

У масу екіпажу не включається маса медпрацівників, поранених, десанту і супроводжуючих вантажів.

Маса навантаження вертольота - mн



mн = mзу + mв.

де: mв-маса вантажів, що транспортуються, техніки, десанту, поранених;

mзу-маса засобів ураження що витрачається.

Розділивши ліву і праву частини рівняння (1) на m0, отримаємо рівняння у відносних величинах оi, кожна з яких є відносною масою даної групи вертольота.

1 = опл + осу + ону + ое + он + оп

Дане рівняння (3) є рівнянням існування вертольота у відносній формі.

Відносна маса планера опл

Для Ми-8: оф = 0,12; ооп = 0,003; ош = 0,0225 [7].

Тому отримаємо опл = 0,12 +0,003 +0,0225 = 0,146.

Відносна маса силової установки осу

Основна формула

Відносна маса несучого гвинта онг

онв=?ол+овт ,



де: Уол-відносна маса всіх лопатей;

овт-відносна маса втулки НГ.

Відносна маса лопатей НГ може бути визначена за такою формулою:

де,

бл = 14,5 - коефіцієнт, для вертольота Ми-8;

у = 0,0777 - коефіцієнт заповнення НГ;

р0 = 357,865 - навантаження на площу що окреслюється НГ.

,

Sнг=??•r2=3,14·10,6452 = 356 м2;

щR = 210,4 м/с- окружна швидкість кінцевого перерізу лопаті НГ;

л = R / b = 10,647 / 5,2 = 20,484 - подовження лопаті НГ.

.

У розрахунковій формулі (6) прийнято лср = 18.

Kл* = 13,2 - коефіцієнт характеризує певні конструктивні особливості лопатей НГ для лопаті з дюралюмінієвим пресованим лонжероном.

Тоді отримаємо:

.



Відносна маса втулки НГ - овт. Вона може бути визначена за формулою:

де: aвт = 0,75 - коефіцієнт для вертольота Ми-8;

ол - відносна маса однієї лопаті НГ;

ол = Уол / Zл,

де: Zл - кількість лопатей НГ,

Zл = рул = 3,14 · 0,078 · 20,5 ? 5.

ол = Уол / Zл = 0,041 / 5 = 0,0082.

Kzл - коефіцієнт залежить від кількості лопатей НГ. Його рекомендується визначати наступним чином:

K zл = 1 при Z л ? 4;

K zл = 1 +0,05 (Z л-4)

при Z л> 4 отримаємо K zл = 1 +0,05 (5 - 4) = 1,05.

Тоді маємо:

овт=0,75·10-5·1,05·5·0,00721,35·(357/104)0,35·210,42,7=0,02941.

онг=?ол+овт=0,036+0,02941=0,06541.

Відносна маса рульового гвинта орг

Вона включає відносні маси всіх лопатей (Уол.рг) і відносну масу втулки рульового гвинта (овт.рг).

орг=?ол.рг+овт.рг

де: блрг = 0,017 - коефіцієнт;

ург = 0,135 - коефіцієнт заповнення рульового гвинта;

лрг- подовження лопаті рульового гвинта лрг = Rрг / bрг = 1,95 / 0,305 = 6,4;

Zрг = р улрглрг = 3,14 · 0,135 ·5,06 ? 3 - кількість лопатей рульового гвинта.

Тоді Уол.рг = 0,017 · 0,036 · (0,135 / 0,0777) · (20,475 / 6,4)0,7= 0,00239.

олрг = Уолрг / Zрг = 0,00239 / 3 = 0,00079 - відносна маса однієї лопаті рульового гвинта.

де: бвтхг. = 7,5 - коефіцієнт;

Кzлрг = 1 - коефіцієнт при Zрг ? 4;

щRрг = 229 м / с - окружна швидкість кінцевого перерізу лопаті РГ.

Тоді

овт.рг=7,5·0,039(1·3/1,05·5)·(0,00079/0,0072)1,35 · (229/210,4)2,7=0,01071

орг=?ол.рг+овт.рг=0,00239+0,0081=0,0131 .

Відносна маса двигуна одв

Вона визначається за формулою:

де: Апр - коефіцієнт приведення потужності двигуна визначається за висотним характеристикам двигуна рис.1;

о-коефіцієнт використання потужності двигуна визначається за рис. 2;

Рисунок 1. Коефіцієнт приведення потужності двигуна

Рисунок 2. Коефіцієнт використання потужності вертольота одногвинтової схеми

г0-питома маса двигуна г0 = Mдв / Nдв = 287/1640 = 0,1737;

Nнвi- необхідна потужність до НГ вертольота.

Маса двигунів вертольота визначається тим розрахунковим режимом польоту, на якому виходить максимальна наведена потужність.

У загальному випадку максимальну наведену потужність можуть визначати такі режими польоту:

- Висіння на статичній стелі при заданій температурі атмосферного повітря Нст= 1740 м;

- Політ на практичній стелі Нпр = 6000 м;

- Політ на максимальній швидкості на заданій висоті Н = 500 м.

На кожному з цих режимів польоту можна визначити необхідну відносну потужність, яку потрібно підводити до НГ вертольота:

Оцінивши по статистиці на кожному режимі величину о, можна визначити необхідну відносну потужність двигуна вертольота на даному режимі польоту:

жb - коефіцієнт враховує зменшення тяги НГ через «кінцеві втрати» жb=0,98;

Ф1 - коефіцієнт враховує вплив форми лопаті в плані на її профільний опір. Ф1 залежить від звуження лопаті. Ф1 = 1,0 .

Профільні втрати НГ прийнято визначати у вигляді суми двох доданків. Перший доданок визначає профільні втрати при малих числах М0 (воно визначається середнім по лопаті коефіцієнтом профільного опору Схпр), другий доданок враховує збільшення профільного опору через виникнення хвильового опору - Дmст.

Коефіцієнт Схпр рекомендується визначити за номером профілю в перерізі = 0,7 для середнього коефіцієнта підйомної сили Су = 3Ст,



де

Ст2 = 0,145 (Н = 500М);

Ст3 = 0,269 (Н = 6000м).

Тоді, Су1? 3Ст1 = 3 · 0,16 = 0,48, Су2 = 0,435, СУ3 = 0,907.

Поляри профілів лопатей, які застосовуються на НГ, наведені на Рис.3.

Отримаємо Схпр1 = 0,014, Схпр2 = 0,009, Схпр3 = 0,017.

Рисунок 3. Аеродинамічні характеристики профілів лопаті НГ

Рисунок 4. Приріст коефіцієнта профільної потужності НГ на режимі висіння при виникненні хвильового опору

Для суцільнометалевих лопатей, що складаються з окремих відсіків, отримане значення слід збільшити на ДСхпр = 0,002. Тоді Сх1 = Схпр1 + ДСхпр = 0,011 +0,002 = 0,013, Сх2 = 0,011, Сх3 = 0,019. Цим враховується спотворення профілю біля носка за рахунок елементів ПОС, негерметичність в стиках носків. Дmст може бути визначений в залежності від величин М0 і Ст за графіком рис.4.

М0 = щR / бн = 210/330 = 0,6.

Таким чином: mс = 3,0 * 10-3.

Н1 = H0= 1740м / 0 = 1,1 / 1,225 = 0,898 - відносна щільність повітря на стелі висіння при заданій температурі атмосферного повітря. Знаючи всі величини, знайдемо відносну потрібну потужність на висінні:

На розрахункових режимах з поступальної швидкістю польоту (V ? 0) - таких, як політ на Vmax або на практичному стелі потрібну потужність НГ слід визначати за формулами:

,

де: ; ; .

При розрахунку відносної потужності при польоті на Vmax у всіх формулах V = Vmax = 69,4 м / с, а Дн = 500м ? 1 - відносна щільність повітря на тій висоті польоту, на якій задана Vmax.

При розрахунку відносної потужності при польоті на практичній стелі у всіх формулах прийняти V=Vэк=33,3м/с,

,а

тобто відносної щільності повітря на заданій практичній стелі вертольота.

Для використання графіків, представлених на Рис.5 і Рис.6 для гвинтів з подібними лопатями, але з іншим коефіцієнтом заповнення, необхідно перерахувати tx на у = 0,091. В графіки необхідно входити зі значенням tx:

,

де - характеристика розглянутого НГ з коефіцієнтом заповнення у.

- коефіцієнт шкідливого опору не несучих частин вертольота.

Тоді tху1 =-0,006·0,322/0,078=-0,008,

tху2=-0,006·0,1562/0,078=-0,00187 .

tу коефіцієнт тяги НГ в горизонтальному польоті.

tу=2Р/[(0,5сну(щR )2] , при Н=500м

tу1=2·317/(0,5·1,2250,078·2142)=0,29 при Н=6000м tу2=2·317/(0,5·0,66·0,078·2142)=0,54

1=(щR )/a1=214/340=0,63 М2=(щR )/a2=214/316,4=0,676 .

За графіками рис .5 і рис .6 визначимо:

Дmст1=5,0·10-3 Дmст2=7,0·10-3

Рисунок 5. Приріст коефіцієнта профільної потужності при V = 0,2

Рисунок 6. Приріст коефіцієнта профільної потужності при V = 0,3

При польоті на Vmax (Н = 500 м):

,

,

.

Отримаємо:

Nнг=Nінд+Nпр+Nвр=0,044+0,031+0,025=0,1.

При польоті на Vек. (Н = 6000 м):

,

,

.

Отримаємо :

Nнг=Nінд+Nпр+Nвр=0,11+0,031+0,00115=0,142 .

З розрахунків видно, що максимальна відносна необхідна потужність буде на режимі висіння на статичній стелі. Тому відносну масу двигунів визначаємо для першого розрахункового випадку. За максимальної приведеної потужності визначимо відносну масу двигунів.

Відносна наведена потужність:

де о=0,81 визначено по рис.2 при Нпг=1740 м .

Апр=1,1визнчено по рис.1 при Нпг=1740м.

Тоді .

Відносна маса систем силової установки:

,

де Ксдв=0,06 - коефіцієнт по рекомендації .

Отримаємо: осдв=0,06·1,13·0,225=0,0153.

Відносна маса головного редуктора вертольота

де коефіцієнт бг.р=0,23 .

Отримаємо : ог.р=0,23*0,18240,8=0,059 .

Відносна маса проміжного редуктора трансмісії вертольота:

де коефіцієнт бпр.р=0,018 .

Отримаємо: опр.р=0,018·0,18241,2/0,8980,8=0,00255 .

Відносна маса хвостового редуктора вертольота:

де бхв.р=0,033 .

Отримаємо: охв.р=0,033·0,1824/0,8980,8=0,0066 .

Відносна маса вала трансмісії вертольота:



де коефіцієнт бв.тр =0,016 .

Отримаємо : ов.тр=0,016·0,1824/0,8982/3=0,00314 .

Відносна маса ДСУ:

одсу=0,0065[7].

Відносна маса паливної системи вертольота:

опс=0,015[7].

Тоді відносна маса СУ:

осу =онг+орг+одв+осдв+ог.р+опр.р+охв.р+ов.тр+одсу+опс=0,06541+0,0131+0,0442+0,0153+0,059+0,00255+0,0066+0,0065+0,015=0,22766 .

Відносна маса нез'ємного устаткування

У неї входять:

Вертолітні системи (гідравлічна огс і пневматична опс)

огс + опс = 0,04 +0,0025 = 0,0425;

- система управління вертольотом оупр = 0,03;

- система пожежогасіння опо = 0,0035;

- система життєзабезпечення ожо = 0,005;

- електрообладнання оео;

- бортового комплексу озброєння оозбр=0,004;

- пілотажно-навігаційного комплексу опнк=0,0015

Відносна маса електрообладнання визначаємо за формулою:



де бео=1,0.

Тоді отримаємо:

.

ону=огс+опс+оупр+ожо+опо+оео+ оозбр+опнк =0,04 +0,0025+0,03+0,0035+0,005+0,03344+ 0,004+,0015=0,12 .

Маса екіпажу

При проектуванні вертольота має екіпаж з трьох осіб. За статистичними даними вага члена екіпажу складає 90 кг. Тоді відповідно

mек = 3 · 90 = 270 кг.

Маса навантаження

mн=4000 кг. Маса навантаження включає масу вантажів, техніки, десанту або поранених що транспортуються, та масу засобів ураження які витрачаються.

,

Відносна маса палива

Ця маса визначається за наступною формулою:

де L = 480 км ( При Н=500м) - задана дальність польоту проектованого вертольота;

Спит.vн = 0,345 кг / квт - питома витрата палива двигуна на режимі польоту на максимальну дальність;

оv = 0,88 - коефіцієнт використання потужності на швидкості польоту, відповідної режиму найбільшою дальності польоту;

Vнв=Vкр = 215 км/год - найвигідніша швидкість польоту;

Кт = 1,15 - коефіцієнт, що враховує 5% запас палива, витрата палива на землі, при наборі висоти, зниженні, висінні при зльоті та посадці, а також можливі неточності розрахунку.

де =0,92;

ДL=сН=500м/с0?1 ( Н=500м ) - відносна густина повітря на тій висоті ,що задається ТТВ дальності польоту вертольота .

Сх=0,006; Дmст=5,0·10-3; Схпр=0,009. Тоді отримаємо:

Таким чином:



Злітна маса проектованого вертольота

Злітну масу вертольота визначають за формулою:

де эов= э+ н=270+4000=4270кг.

Тоді отримаємо :

.

Окрема маса агрегатів:

mпл =0,146*12600 = 1839,6 кг

mоп =0,003*12600 = 37,8 кг

mш = 0,0225*12600 = 283,5 кг

mнг = 0,06541*12600 = 824,166 кг

mрг = 0,00239938*12600 = 30,23 кг

mг.р = 0,059*12600 = 743,4 кг

mдв = 0,0442*12600 = 556,92 кг

mпр.р = 0,00255*12600 = 32,13 кг

mхв.р = 0,0066*12600 = 83,16 кг

mв.тр= 0,00314*12600 = 39,6 кг

mдсу = 0,0065*12600 = 81,9 кг

mп = 0,168*12600 = 2116,8 кг

mео = 0,03344*12600 = 421,34 кг



mну = 0,12*12600 = 1512 кг

mе = 270 кг

mн = 4000 кг



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

3.1 Аналіз конструктивно-компонувальної схеми вертольота

Бойовий вертоліт складається з наступних основних частин і систем:

фюзеляж;

злітно-посадочний пристрій;

силова установка;

несучий та рульовий гвинти;

трансмісія;

повітряна система;

система протиобледеніння;

система обігріву та кондиціювання повітря;

пристрої для зовнішньої підвіски озброєння;

авіаційне обладнання;

радіоелектронне обладнання.

Загальні відомості про планер вертольота та несучу систему

Планер вертольота включає фюзеляж з хвостовою і кінцевою (кільовою) балками і стабілізатор. Він призначений для з'єднання в одне ціле всіх частин вертольота, а також для розміщення екіпажа, пасажирів, палива, устаткування, вантажів, озброєння, силової установки і елементів трансмісії. На рис. 3.1 представлено конструктивне розчленування планера вертольота.

Основними матеріалами конструкції планера є зміцнений дюралюміній В-95, планований Д16АТ, магнієві сплави.

У конструкції багатьох вузлів застосовуються штампування з алюмінієвих сплавів, литво із сталі і кольорових сплавів, а також пресовані профілі. Окремі вузли і деталі виготовлені з легованих сталей.

Фюзеляж вертольота типа напівмонокок змінного перерізу, суцільнометалевої клепаної конструкції, складається з носової і центральної частин, хвостової і кінцевої балок (рисунок 3.1). У носовій частині фюзеляжу розташована кабіна екіпажа для двох льотчиків і бортового техніка, обладнана необхідними приладами і органами керування.

У центральній частині фюзеляжу розташовується вантажна кабіна, яка забезпечена десантними сидіннями на 24 особи, а на підлозі кабіни розташовані швартувальні вузли. У вантажній кабіні ззаду є люк, і встановлюються трапи. Люк закривається вантажними стулками, які утворюють задній обвід фюзеляжу. Вантажну кабіну вертольота можна переобладнати в санітарний варіант для перевезення хворих і поранених на носилках. У кабіні можуть розміститися дванадцять стандартних нош. Для входу і виходу екіпажу і десантників на вертольоті передбачені двері зсувні, розташовані на лівому борту між шпангоутами № 1.3.

Габаритні розміри дверей: висота - 1405 мм, ширина - 825 мм. Для аварійного покидання вертольота використовуються: лівий і правий блістери зсувні кабіни екіпажу (1); аварійний люк-вікно з кришкою по правому борту між шпангоутами № 3 і 4 (3); аварійний люк з кришкою на правій вантажній стулці (4). 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. 3.2).



Несучий гвинт вертольота складається з втулки і п'яти лопатей, виконаних з алюмінієвого сплаву. Втулка виготовлена за шарнірною схемою кріплення лопатей. Для розвантаження комлевих перерізів лопатей в площині

обертання втулка має вертикальні шарніри. Для поглинання енергії коливань лопатей в площині обертання гвинта вертикальні шарніри обладнані пружинно-гідравлічними демпферами. Лопаті мають візуальну систему сигналізації пошкодження лонжерона і електротепловий пристрій протиобмерзання. конструктивний вертоліт злітний екіпаж

Рульовий гвинт- що тягне, змінного у польоті кроку. Він складається з втулки карданного типу і трьох лопатей, виконаних з композитних матеріалів. Лопаті рульового гвинта обладнані електротепловим пристроєм протиобмерзання.

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.

Шасі вертольота- що не прибирається, трьохопорної схеми з носовою стійкою. Кожна стійка шасі забезпечена рідинно-газовими амортизаторами. Колеса передньої стійки самоорієнтуються, колеса головних стійок забезпечені гальмами, для керування якими вертоліт обладнаний повітряною системою. Для оберігання рульового гвинта від удару об землю при посадці на хвостовій балці встановлена хвостова опора з газорідинним амортизатором.

Загальні відомості про силову установку та системи вертольота

Силова установка складається з двох турбовальних двигунів ТВЗ-117МТ з пилозахисним пристроєм ПЗП, системи запуску з допоміжним ГТД Аи-9В. Кожен двигун, Аи-9В і головний редуктор мають свою автономну маслосистему, виконану по прямій одноконтурній замкнутій схемі з примусовою циркуляцією масла. Для охолоджування маслорадіаторов двигунів і головного редуктора, генераторів змінного струму, повітряного компресора і гідронасосів на вертольоті передбачена система охолодження, що складається з високонапорного вентилятора і повітряпроводів.

Паливна система вертольота забезпечує розміщення палива в трьох основних баках, з яких два є жорсткими підвісними і розташовані по бортах фюзеляжу, а один м'який витратний - розташований в контейнері за головним редуктором. З нього паливна система живить основні двигуни, Аи-9В і гасовий обігрівач на всіх експлуатаційних режимах польоту. При необхідності усередині фюзеляжу можуть бути встановлені один або два додаткові жорсткі баки.

Протипожежна система забезпечує запобігання, виявлення, сигналізацію і гасіння пожежі в п'яти відсіках: лівого і правого двигунів, відсіку головного редуктора і витратного паливного бака, відсіку двигуна Аи-9В і відсіку гасового обігрівача КО-50. Подача вогнегасної суміші у відсіки з двох балонів УБШ можлива в дві черги в автоматичному і ручному режимах. Крім того, у вантажній кабіні вертольота встановлено два переносні вогнегасники типу ОУ-2.

Гідравлічна система вертольота забезпечує живлення гідрорідиною споживачів: агрегатів управління КАУ-ЗОБ і РА-60Б, гідроциліндрів керування фрикційної ручки "Крок-Газ", і змінним упором в каналі подовжнього керування вертольотом. Гідросистема вертольота складається з основної і дублюючої систем, що забезпечує резервування живлення агрегатів керування.

Повітряна система вертольота - компресорно-балонного типу і призначена для живлення гальм коліс основних стійок шасі.

Керування вертольотом здвоєне і складається з подовжньо-поперечного керування, шляхового керування, об'єднаного керування "Крок- Газ" і керування гальмом несучого гвинта. Крім того, є роздільне керування потужністю двигунів і їх зупинкою.

Для забезпечення керування вертольотом в систему подовжнього, поперечного, путьового керування і керування загальним кроком включені по необоротній схемі гідропідсилювачі, для живлення яких на вертольоті передбачена основна і дублююча гідросистеми.

Встановлений на вертольоті Ми-8МТ чотирьохканальний автопілот АП-34Б забезпечує стабілізацію вертольота у польоті по крену, курсу, тангажу і висоті.

Для підтримки в кабінах нормальних температурних умов і чистоти повітря вертольот обладнаний системою опалювання і вентиляції, яка забезпечує подачу підігрітого або холодного повітря в кабіну екіпажу і вантажну кабіну, а також обдування ніг льотчиків, передніх стекол і блістерів кабіни екіпажа і обігрів зливного крана дренажного бачка. Основним агрегатом системи є гасовий обігрівач КО-50.

Система проти обмерзання вертольота захищає від обмерзання лопаті несучого і рульового гвинтів, два передні скла кабіни екіпажа і повітрозабірники двигунів із пилезахисними пристроями ПЗП. Пристрій протиобмерзання лопатей гвинтів і оскління кабіни екіпажу електротеплового, а повітрязабірників двигунів повітро-теплової дії. Система протиобледеніння ПЗП змішана - повітряно-теплової і електротеплової дії. Крім того, кожен двигун має автономну повітряно-теплову систему протиобледеніння

Киснева система призначена для живлення киснем екіпажа на висотах більше 4000 м, а також поранених і хворих на будь-яких висотах.

Система зовнішньої підвіски включає набір строп, вузлів кріплення, вантажного електромеханічного замку і призначена для підвіски і транспортування вантажу масою до 5000 кг під фюзеляжем вертольота, а також його швидкого відчеплення на місці доставки.

Санітарне устаткування є знімним і призначено для перевезення хворих і поранених у вантажній кабіні вертольота і догляду за ними.

Авіаційне устаткування включає системи електропостачання всього устаткування вертольота, світлотехнічне, приладове, пілотажно-навігаційне устаткування, аерофотообладнання, а також систему автоматичної реєстрації параметрів польоту і рентгенметр.

Авіаційне озброєння включає:

Некероване ракетне озброєння - блоки УБ-32 з ракетами С-5, блоки Б8 з ракетами С-8 і системи управління стрільбою.

Гарматне озброєння - підвісні контейнери з вбудованими гарматами ГШ-23.

Бомбардувальне озброєння - бомби від 50 до 500 кг, оптичного прицілу.

Стрілецьке озброєння - два рухомі танкові кулемети ПКТ, що встановлюються на лафетах в носовій частині кабіни екіпажа і у правої стулки вантажної кабіни. Окрім цього є підвісні гондоли ГУВ з гранатометом або кулеметом.

Системи мінування і розкладання мін на місцевості.

Озброєння на зовнішній підвісці розташовується на шести вузлах, розміщених на фермах, прикріплених до центральної частини фюзеляжу.

Для забезпечення живучості вертольота в бойових умовах на ньому передбачена установка:

касет з відстрілюваними тепловими пастками;

пристрої постановки інфрачервоних перешкод;

легкоз'ємного екранно-вихлопного пристрою ЕВУ;

знімного броньованого захисту екіпажа і кормового стрільця. Радіоелектронне устаткування включає радіоапаратуру зв'яку,

вертольотоводіння, розпізнання, а також пошуково-рятувальне радіоелектронне устаткування.

Встановлене на вертольоті авіаційне і радіоелектронне устаткування забезпечує виконання польотів вдень і вночі в простих і складних метеорологічних умовах.

3.2 Розрахунок експлуатаційного діапазону центрувань

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).

Центрувальна відомість вертольота при злеті. Таблиця 3.1

№ п/п	Найменування агрегату	mi, кг	хі м	yi , м	?mixi ,	?miyi,
1.	Планер	1839,6	0,2	-1,5	367,92	-2759,4
2.	Оперення	37,8	-9,9	-2	-374,22	-75,6
3.	Основні шасі	163	-1,5	-4	-244,5	-652
4.	Переднє шасі	120,5	3	-4	361,5	-482
5.	Несучий гвинт	824,16	0	0	0	0
6.	Рульовий гвинт	30,23	-12,6	-0,9	-380,898	-27,2
7.	Головний редуктор	743,4	0	-0,7	0	-520,38
9.	Двигуни	556,92	2,1	-1,05	1169,5	-584,8
10.	Проміжний редуктор	32,13	-11,1	-2	-356,6	-64,26
11.	Хвостовий редуктор	83,16	-12,6	-0,9	-1047,8	-74,84
12.	Вал трансмісії	39,6	-3	-1,4	-118,8	-55,44
13.	ДСУ	81,9	-1,2	-1	-98,28	-81,9
14.	Паливо	2116,8	-0,1	-3,4	-211,68	-7197,12
15.	Електрообладнання	421,34	-0,08	-2,1	-33,7	-884,8
16.	Незнімне обладнання	1512	1,2	-1,8	1814,4	-2721,6
17.	Екіпаж	270	2,8	-2,5	756	-675
18.	Навантаження	4000	0,22	-2,6	880	-10400
		?m 12872,54			?mixi 2482,84	?miyi -27256,34

,

,

а відповідний кут визначимо за формулою:

,

Значення ццм входить в діапазон допустимих центрувань.

б) Під час посадки умовою витрати палива є залишок 50 кг. Отримуємо положення центра мас:

Центрувальна відомість вертольота під час посадки. Таблиця 3.2

№ п/п	Найменування агрегату	mi, кг	хі м	yi , м	?mixi ,	?miyi,
1.	Планер	1839,6	0,2	-1,5	367,92	-2759,4
2.	Оперення	37,8	-9,9	-2	-374,22	-75,6
3.	Основні шасі	163	-1,5	-4	-244,5	-652
4.	Переднє шасі	120,5	3	-4	361,5	-482
5.	Несучий гвинт	824,16	0	0	0	0
6.	Рульовий гвинт	30,23	-12,6	-0,9	-380,898	-27,2
7.	Головний редуктор	743,4	0	-0,7	0	-520,38
9.	Двигуни	556,92	2,1	-1,05	1169,5	-584,8
10.	Проміжний редуктор	32,13	-11,1	-2	-356,6	-64,26
11.	Хвостовий редуктор	83,16	-12,6	-0,9	-1047,8	-74,84
12.	Вал трансмісії	39,6	-3	-1,4	-118,8	-55,44
13.	ДСУ	81,9	-1,2	-1	-98,28	-81,9
14.	Паливо	50	-0,1	-3,4	-5	-170
15.	Електрообладнання	421,34	-0,08	-2,1	-33,7	-884,8
16.	Незнімне обладнання	1512	1,2	-1,8	1814,4	-2721,6
17.	Екіпаж	270	2,8	-2,5	756	-675
18.	Навантаження	4000	0,22	-2,6	880	-10400
		?m 10805,74			?mixi 2386,22	?miyi -20299,22

,

,

Тоді:

,



4. РОЗРОБКА АВТОНОМНОЇ НАСОСНОЇ СТАНЦІЇ

Підкачувальний насос ЄЦН-75Б розташовується в підвісних в баках, в спеціальному монтажному відділі, для перекачки палива в розхідний бак. В даній роботі я вважаю доцільним використати цей же насос в автономній насосній станції для забезпечення можливості заправки на площадках необладнаних для заправки.

ЕЦН-75Б

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. Заправка здійснюється відкритим способом. Перевірено практикою ще з 1971 року в Ірані, коли заправка таким чином здійснювалася прямо на горах. Для створення такої станції необхідно носос:

Фільтр тонкої:

Фільтр-відстійник тонкого очищення палива очищає паливо від дрібних частин механічного походження. Такі фільтри в більшості двигунів розміщуються між насосом палива і карбюратором, і використовують на автомобілях ЗІЛ, ГАЗ і інших.

Основними деталями фільтра тонкого очищення палива (Мал.5.3) є кришка (корпус) 7 і стакан 1, які з'єднуються скобою 8 і гвинтовим зажимом 6. Всередині стакана встановлений фільтрувальний елемент 4 у вигляді стаканчика, виготовленого або з пористої кераміки (Мал.5.3,а), або з капронової (металевої) густої сіточки (Мал.5.3,б), яка намотується на металевий циліндрик.

Корпус 7 сітчастого фільтра вилитий з цинкового сплаву. 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. Між корпусом фільтра, фільтрувальним елементом і стаканом відстійника розміщують (встановлюють) прокладку 2, яка виготовляється з оливобензостійкої гуми. Фільтрувальний елемент 4 до корпуса фільтра 7 підтискується пружиною 5, яка спирається в стакан відстійника.

Через вхідний отвір 3 паливо поступає в стакан відстійника, проходить через фільтрувальний елемент, залишаючи на зовнішній поверхні механічні домішки, поступає у середину фільтрувального елемента і по каналу 11 -- до карбюратора.

І фільтр грубої очистки палива:

Мал. Фільтр грубої очистки палива:

1- пробка отвору для зливання відстою;

2- гумове кільце;

3- стакан;

4- заспокоювач;

5- інструкційна табличка;

6- корпус;

7- штуцер для відведення палива;

8- і 13 -прокладки;

9- штуцер для відведення палива;

10- кільцева порожнина;

11- розподільний диск;

12- фільтруючий елемент;

14 - відбивач.

Фільтр грубої очистки призначений для очищення палива від крупних мех. Домішок і води. Складається фільтр з корпуса 6, стакана 3, фільтруючого елемента 12, заспокоювача 4, розподільного диска 17 і пробки 1.

У чавунному корпусі є два різьбових отвори з штуцерами 7 і 9 відповідно для підведення палива з бака і відведення його з корпуса до підкачувальної помпи.

Стакан виготовлений з прозорої пластмаси і в нижній частині має отвір для зливання відстою. Кріпиться стакан до корпуса болтами. Для ущільнення між корпусом і стаканом є прокладка 13. Диск 11 призначений для рівномірного розподілу палива на відбивачі 14. Заспокоювач 4 -- це стальний штампований зрізаний конус, який спирається на три виступи, зроблені на внутрішній поверхні стакана. Кільцевий зазор між стаканом і відбивачем становить 1,5--2,5 мм. Паливо очищається так. Через вхідний штуцер 7 паливо надходить у кільцеву порожнину 10 корпуса і через вісім отворів діаметром 2 мм у розподільному диску 17 потрапляє на відбивач 14, а потім надходить у стакан. Механічні домішки і вода осідають на дно стакана під заспокоювачем.

Очищене паливо фільтрується через сітку 12 і через вихідний штуцер 9 надходить до підкачувальної помпи. Фільтр такої конструкції добре очищає паливо від механічних домішок і від води. Ступінь очищення палива від води становить 80--85%, а від механічних домішок --не менш як 40%.

І, звістно, шланг:

4.1 Основні технічні дані паливної системи

Применяєме паливо:Т-1,ТС-1, РТ

Місткість паливних баків:

Росхідний 445 л

Лівий підвісної 1140 (745) л

Правий підвісної 1030 (680) л

Додатковий 915 л

Продуктивність насосів:

- Перекачивающие ЕЦН-75 750л/ч

Тиск палива за насосами:

Перекачивающие ЕЦН-75 0,4кг/см2



4.2 Розрахунок ЕЦН- 75Б на потрібну

Переваги відцентрових насосів:

1) мала металоємність;

2) невелика вага;

3) легкий фундамент;

4) займає невелику площу;

5) ціна нижча, ніж у поршневих насосів.

Значним недоліком відцентрових насосів є низький рівень коефіцієнта корисної дії (ККД). Цей недолік посилюється, коли поряд з низькою продуктивністю необхідно створити високий натиск.

2. Розрахунок відцентрового насоса

Розраховуємо і підбираємо відцентровий насос для подачі 0,006 м 3 / с з паливом ТС-1 ємності, що знаходиться під атмосферним тиском в паливний бак, що працює під надлишковим тиском р = 0,1 МПа. Температура 30 0 С, геометрична висота підйому розчину 1 м. Довжина трубопроводу на лінії всмоктування 6м, на лінії нагнітання 1м. На лінії всмоктування встановлено два нормальних вентиля, на лінії нагнітання два нормальних вентиля і одне коліно.

1) Вибір діаметра трубопроводу.

Розраховуємо діаметр за формулою (1)

Приймаються швидкість ТС-1 = 2 м / с.

d =

де d-діаметр трубопроводу, мм;

V - об'ємна витрата, м 3 / с;

w - швидкість, м / с.



d = = 0,016 м

Перераховуємо швидкість, висловлюючи її з формули (1)

= 1.86 м / с

2) Визначаємо втрати напору у всмоктувальній і нагнітальної лінії.

Розраховуємо Критерій Рейнольдса за формулою (2)

Re =

де Re - критерій Рейнольдса;

w - швидкість, м / с 2;

p - густина, г / см 3.

Re = = 4315, 2 - перехідний турбулентний.

2.1) Визначаємо ступінь шорсткості за формулою (3)

де e - шорсткість стінок трубопроводу;

d екв - еквівалентний діаметр, м;

= 0,2 л = 0, 026

2.2) Визначаємо втрати напору у всмоктувальній лінії по формулі (4)

На вході: о = 0,5

На виході: о = 1

h п.в.л. =

де л - коефіцієнт тертя;

Lbc - довжина трубопроводу на лінії всмоктування, м;

d екв - еквівалентний діаметр, м;

- Сума коефіцієнтів місцевих опорів на лінії всмоктування.

h п.в.л. = м

2.3) Визначаємо втрати напору в нагнітальної лінії по формулі (5)

h п.л.н. =

де Lнагн - довжина трубопроводу на лінії нагнітання, м;

- Сума коефіцієнтів місцевих опорів на лінії нагнітання.

h п.л.н. = м

h і. = 3,40 +2,134 = 5,540 м

3) Вибір насоса

Визначаємо повний напір, що розвивається насосом по формулі (6)



де P 1 - тиск в апараті, з якого перекачується рідина, Па;

P 2 - тиск в апараті, в який подається рідина, Па;

Н г - геометрична висота підйому рідини, м;

h п - повна втрата напору у всмоктувальній і нагнітальної лініях.

м

Визначаємо корисну потужність насоса за формулою (7)

(7)

м

Визначаємо ККД насоса за формулою (8)

з Н =

де з н - коефіцієнт корисної дії насоса

з о - об'ємний ККД, що враховує перебіг рідини із зони більшого тиску в зону меншого (для сучасних відцентрових насосів об'ємний ККД приймається з о = 0,85 - 0,98);

з м - загальний механічний ККД, що враховує механічне тертя в підшипниках і ущільнення валу, а також гідравлічне тертя непрацюючих поверхонь коліс приймається з м = 0,92 - 0,96;

з м - гідравлічний ККД, що враховує гідравлічне тертя і вихори освіти (для сучасних насосів з г = 0,85 - 0,96)

з Н = = 0,7043 кВт

3.3) Визначаємо потужність нового двигуна і потужність, споживану двигуном від мережі.

При розрахунку витрата енергії на переміщення рідини, необхідно враховувати, що потужність, споживана двигуном від мережі Nдв більше номінальної у слідстві втрат енергії в самому двигуні. Див. формула (8)

де здв - ККД електродвигуна, який приймається орієнтовно в залежності від номінальної потужності.

кВт

Визначаємо потужність, споживану двигуном від мережі за формулою (10)

кВт

3.4) Визначимо потужність з урахуванням коефіцієнта запасу потужності за формулою (11)



де в - коефіцієнт запасу потужності;

N вуст - встановлена ??потужність

в вибираємо в залежності від величини N дв за таблицею 1.

кВт

4) Визначення граничної висоти всмоктування за формулою (12)

де H нд - гранична висота всмоктування; м

P d - атмосферний тиск; Па

Р 1 - тиск насиченої пари рідини, що перекачується при робочій температурі; Па

щ нд - швидкість рідини у всмоктуючому трубопроводі; м / с

h п.в.с. - втрати напору у всмоктувальній лінії трубопроводу;

h з - запас напору, необхідний для виключення процесу кавітації

м

= 0,84 м



Таблиця 1 - коефіцієнт запасу міцності (Я) в залежності від величини N дв

N дв, кВт	N дв <1	N дв 1,0 - 5,0	N дв 5,0 - 50,0	N дв> 150
Я	2,0 - 1,5	1,5 - 1,2	1,2 - 1,5	1,1

Висновок: ми підібрали насос марки ЕЦН-75Б, який потрібно встановлювати на висоті не менше 5,14 м. Ємкість акумуляторів достатньо для

Размещено на Allbest.ru

...