книги / Теория вертолета. Кн. 1
.pdf292 |
Глава 6 |
Тэннер [Т.14, Т.15] разработал таблицы и графики, численно определив характеристики несущего винта с учетом влияния срыва и сжимаемости воздуха без предположения о малости углов. Расчеты выполнены по теории, изложенной в работах [Т.13, G.62], В этой теории приняты следующие допущения: аэродинамические коэффициенты сечений лопасти совпадают с экспериментальными коэффициентами профиля в стационарном потоке, распределение индуктивных скоростей равномерное, ра диальным течением можно пренебречь, лопасть абсолютно жест кая и совершает только маховое движение. Расчеты проведены
Рис. 6.9. Графики характеристик несущего винта по Тэниеру [Т.14, Т.15].
Связь между подъемной силой и сопротивлением в поточной системе координат при постоянных ц, 0 Кр и М { 9£). / —нижняя граница срыва.
для винта с коэффициентом заполнения а = 0,1, имеющего пря моугольные в плане лопасти, у которых неоперенная часть дохо дит до г0 = 0,25, коэффициент концевых потерь В составляет 0,97, а массовая характеристика у равна 8. Коэффициенты подъ
емной силы |
и сопротивления |
сечений |
взяты |
для |
профиля |
|
NACA 0012. Результаты расчетов представлены в виде графиков |
||||||
зависимости коэффициента |
сопротивления |
CD/ a |
винта |
от коэф |
||
фициента его |
подъемной |
силы |
Сг/а в |
поточных |
осях (см. |
разд. 6.2.4). На рис. 6.9 показано, как выглядят эти графики. Они соответствуют значениям характеристики режима работы винта р от 0,25 до 1,40, концевому числу Маха наступающей
лопасти |
Мц до |
от 0,7 |
до 0,9 |
и линейной крутке лопасти при |
0кр = 0, |
—4 |
и —8°. |
Такие |
графики позволяют быстро найти |
характеристики вертолета. Действительно, сопротивление верто лета и его полетный вес определяют C D/ O и С Т /сг, а, зная эти величины, по графикам легко найти потребную мощность, об щий шаг, продольный наклон р1с конуса лопастей и угол атаки ацпу диска. При такой форме представления результатов влия ние коэффициента заполнения невелико, но Тэннер предложил способ введения поправок на коэффициент заполнения в вели-
Аэродинамический расчет вертолета |
293 |
чиныаппу и CD/ O. На графиках показаны также границы срыва, рассчитанные по максимальной величине профильной части кру тящего момента за время оборота, т. е. по величине
Возникновение срыва проявляется в быстром росте этого пара метра на той стороне диска, где лопасть отступает. Граница, за которой проявление срыва ста
новится значительным, |
назва |
||||||
на нижней границей срыва и |
|||||||
определена |
условием |
|
{CQJ |
||||
/о) макс = |
0,004 |
(рис. |
|
6.9). |
|||
Верхняя граница срыва, за ко |
|||||||
торой |
работа |
вертолета |
неже |
||||
лательна, |
определяется |
усло |
|||||
вием |
{CQJa) макс = |
0,008. |
Тэн |
||||
нер на основе элементно-им |
|||||||
пульсной |
теории построил гра |
||||||
фики характеристик |
вертолета |
||||||
на режиме висения |
(зависимо |
||||||
сти Ст/а от Ср/а). Результаты |
|||||||
представлены |
также |
в |
виде |
||||
таблиц, в которых помимо па |
|||||||
раметров, |
фигурирующих на |
||||||
графиках, |
даны |
|
величины |
коэффициента |
протекания и |
Рис. 6.10. Графики характеристик не |
|
коэффициентов |
махового дви |
сущего винта по работе ГК.42]. |
|
Связь между подъемной силой и сопротив |
|||
жения (до третьей гармоники). |
лением в поточной системе координат при |
||
В |
работе |
[К-42] приведе |
постоянных V, ЙЯ и 0 Кр. |
ны |
графики |
аэродинамиче |
|
ских характеристик вертолета при полете вперед, основанные на численном определении нагрузок винта и махового движения. При выполнении расчетов не использовано предположение о ма лости углов, учтено влияние срыва, сжимаемости воздуха и зоны обратного обтекания, а в качестве характеристик сечений лопасти взяты экспериментальные аэродинамические коэффи циенты профиля (NACA 0012) в стационарном потоке. Распреде ление индуктивных скоростей предполагалось равномерным, эф фекты радиального течения и динамического срыва не учитыва лись. Расчеты были выполнены для винта с прямоугольными в плане линейно-закрученными лопастями при следующих зна чениях параметров: коэффициент заполнения а — 0,062 (рас смотрено введение поправки на заполнение), массовая характе ристика лопасти у = 7,6, неоперенная часть до го = 0,2, коэффи циент концевых потерь В = 0,97, относ горизонтальных шарниров
2 9 4 |
Глава 6 |
е = 0,0226. Графики |
характеристик, описывающие зависи |
мости между подъемной силой и сопротивлением винта (отне сенными к рV2R2o) в-поточных осях при заданных величинах скорости полета, концевой скорости лопастей и градиента крут
ки |
(рис. |
6.10), |
построены для |
скоростей полета V |
от |
26 до |
154 |
м/с, |
концевых скоростей |
QR от 91 до 244 м/с |
(т. |
е. для |
|
0 ,2 ^ |
1,5 и |
0,64 ^ Mi, 9а ^ |
0,98, причем наибольшая |
часть |
кривых соответствует режимам больших скоростей и больших чисел М) и значений .градиента крутки 0кр = —4, —8, —12°. При заданных скорости полета и концевой скорости полетный вес и сопротивление вертолета определяют на графиках харак теристик точку, по которой находят потребную мощность и угол
наклона |
вала |
винта. На |
|
графиках |
нанесены |
также границы |
|||||||||||||||||||||
срыва — кривые, |
|
которым |
|
соответствуют |
значения |
угла |
атаки |
||||||||||||||||||||
концевого сечения отступающей лопасти a i, 270 = |
12 и 14°. |
|
|||||||||||||||||||||||||
Расчету и экспериментальному определению характеристик |
|||||||||||||||||||||||||||
вертолета |
посвящены |
также |
работы: |
[Н.112, |
Н. 178. S.120, W.4, |
||||||||||||||||||||||
G. 122, G.123, С.32, D.50, D.51, G.132, G.133, G.135, |
M .IH, Т.4, |
||||||||||||||||||||||||||
Т.5, |
А.57, |
L.79, |
L.94, |
F.5, |
G.65, |
Т.50, |
|
С.16, |
|
G.53, |
G.58. S.170, |
С.20, |
|||||||||||||||
H. 44, С.17, |
С.18, |
S.179, |
|
P.25, D.48, |
|
D.49, |
|
P.80, |
P.81, М.70, S.92, |
||||||||||||||||||
S.93, |
|
F.42, |
|
J.14, |
|
М.16, |
P.83, С.65, |
|
М.48, |
|
G.64, |
J.12, |
S.88, S.89, |
||||||||||||||
S.90, S.104, S.215, R.2, R.3, В.79, |
J.7, J .ll, S.94, S.216, S.217, |
||||||||||||||||||||||||||
Н.181, |
М.12, |
S.205, |
S.218, |
W .lll, Е.5, |
J.2, |
L.97, N.94, |
P.62, |
S.14, |
|||||||||||||||||||
D.18, |
|
Н.46, |
Н.47, |
N.23, |
|
S.198, |
|
|
С.73,М.13,P.8, S.165,Т.19,Т.20, |
||||||||||||||||||
С.47, |
|
P.4, |
P.5, |
С.ЗО, |
С.31, |
|
L.2, |
|
|
L.91,L.92,S.166, С.45,L.32,Р.99, |
|||||||||||||||||
S.147, |
|
В.34, |
В.46, |
F.47, |
G.79, |
L.18, |
L.77, |
W.39, |
D.24, |
G.75, |
G.76, |
||||||||||||||||
К.ЗЗ, |
N.13, |
S.85, |
Y.13, |
К.29, |
М.142, |
М.143, |
М.144, |
P.7, |
S.42, |
S.79, |
|||||||||||||||||
S.80, |
|
S.137, |
|
W.98, |
W.100, |
S.30, |
S.77, |
S.78, |
|
Y.6, |
L.23, |
L.119. М.82, |
|||||||||||||||
М.137, |
S.43, |
W.36, W.37, |
В.18, |
В.104, |
К-32, М.151, |
S.82, S.202]. |
Проектирование вертолета
7.1. ТИПЫ НЕСУЩИХ ВИНТОВ
Тип несущего винта вертолета определяется в основном кон струкцией комлевой части лопасти и ее крепления к втулке. Конструкция комлевой части лопасти решающим образом влияет на движение лопасти в плоскостях взмаха и вращения и, следо вательно, на характеристики управляемости вертолета, его виб рации, нагрузки и аэроупругую устойчивость. Различие типов несущих винтов определяется наличием или отсутствием ГШ и ВШ, а значит, и тем, совершает ли лопасть поворот как жест кое тело или имеют место изгибные деформации ее комлевой части.
Лопасти шарнирного несущего винта соединяются с втулкой с помощью ГШ и ВШ. Ось ГШ несколько отнесена от оси вра щения винта вследствие конструктивных ограничений, а также для улучшения характеристик управляемости вертолета. ВШ должен быть отнесен от оси винта для того, чтобы вал мог пе редавать на винт крутящий момент. Назначение ГШ и ВШ со стоит в снижении нагрузок на лопасть (поскольку изгибающий момент в шарнире равен нулю). При наличии ВШ необходимо иметь механический демпфер качания во избежание вызываемой земным резонансом неустойчивости взаимосвязанных качаний лопастей и движения втулки в плоскости вращения. Шарнирный несущий винт представляет собой классическое конструктивное решение проблемы нагрузок на комлевую часть лопасти и мо ментов на втулке. Его концепция проста, а анализ движения жесткой лопасти не представляет затруднений. Однако шарнир ный винт механически сложен, так как у каждой лопасти имеются три шарнира (ГШ, ВШ и ОШ) и демпфер ВШ. Под шипники ГШ и ВШ передают одновременно силу тяги и цен тробежную силу лопасти на втулку_и поэтому работают в очень напряженных условиях. Вблизи втулки располагаются автомат перекоса и вращающиеся и неподвижные элементы проводки уп равления. Таким образом, втулка требует большого объема ра бот по техническому обслуживанию и вносит существенный вклад во вредное сопротивление вертолета. В последнее время начали применяться эластомерные шарниры. При замене ими механических подшипников проблема технического обслуживав ния сильно упрощается.
296 |
Глава 7 |
Винт типа качалки |
(с качающейся втулкой) — это несущий |
винт с двумя лопастями, образующими жесткое тело, соединен ное с втулкой посредством одного общего ГШ. Лопасти обычно имеют конструктивный угол конусности для разгрузки от по стоянных составляющих сил; общий ГШ иногда располагается выше лопастей для снижения нагрузок от кориолисовых сил. Лопасти имеют ОШ. При отсутствии ВШ лопасти должны вос принимать нагрузки в плоскости вращения. Конструкция ло пастей воспринимает также те нагрузки в плоскости взмаха, ко торые не устраняются наличием конструктивного угла конус ности. Для восприятия этих нагрузок винт-качалка должен иметь более высокие прочность и массу, чем в случае шарнирного не сущего винта. Этот недостаток компенсируется простотой кон струкции. Единственный ГШ не воспринимает уравновешиваю щих друг друга центробежных сил лопастей. Такая конструкция является наиболее простой и легкой для небольшого вертолета. Однако она не подходит для больших вертолетов, поскольку для получения необходимой величины коэффициента заполнения ло пасти должны иметь очень большую хорду.
Несущий винт на кардане (карданный винт) обычно имеет три или более лопастей, соединенных с втулкой при помощи од ного ОШ (ГШ и ВШ отсутствуют), втулка же соединяется с валом посредством универсального (карданного) шарнира. По существу, винт на кардане является многолопастным аналогом винта-качалки и как таковой имеет преимущество, заключаю щееся в простоте конструкции втулки сравнительно с шарнир ными несущими винтами. У винта-качалки и винта на кардане ось ГШ совмещена с осью вала, вследствие чего собственная частота махового движения лопастей совпадает с частотой обо ротов винта. В этом случае улучшение характеристик управляе мости, связанное с относом ГШ, не может быть реализовано. Невозможен, например, полет с перегрузкой, меньшей единицы или нулевой,' поскольку эффективность управления и демпфи рование несущего винта прямо пропорциональны его силе тяги. Для повышения собственной частоты махового движения (до значений, достижимых на шарнирных винтах) применяется пру жинная загрузка во втулке, однако в случае винта-качалки она приводит к появлению больших переменных нагрузок на втулке с частотой 2Q. Движение лопастей в плоскости враще ния у винта-качалки и винта на кардане обычно соответствует движению жесткого тела с собственной частотой выше частоты оборотов винта.
На бесшарнирном несущем винте, который также называют жестким, лопасти соединены с втулкой консольно, часто при помощи одного только ОШ; ГШ и ВШ отсутствуют. Движения
Проектирование вертолета |
297 |
лопасти в плоскостях взмаха и вращения происходят за счет упругости их комлевых частей. Поскольку жесткость конструк ции лопасти невелика по сравнению с жесткостью, создаваемой центробежными силами, форма махового движения незначи тельно отличается от формы движения жесткой шарнирной ло пасти, а частота его ненамного превышает частоту оборотов винта (обычно для бесшарнирных винтов v = 1,1 — 1,2). В за висимости от конструкции комлевой части различают лопасти, нежесткие в плоскости вращения (собственная частота движе ния в плоскости вращения ниже частоты оборотов) и жесткие в плоскости вращения (собственная частота выше частоты обо ротов). В отсутствие шарниров может иметь место значительная взаимосвязь движений лопасти в плоскостях взмаха, вращения и относительно ОШ, что приводит к существенно иным харак теристикам аэроупругости, нежели для шарнирных лопастей. Бесшарнирный несущий винт способен создавать большой мо мент на втулке при наклоне плоскости концов лопастей; этот момент сильно влияет на характеристики управляемости верто лета, поскольку повышаются эффективность управления и демп фирование, а также возрастает реакция винта на аэродинамиче ские возмущения. Бесшарнирный несущий винт прост по кон струкции, что обусловливает низкое вредное сопротивление втулки и облегчает техническое обслуживание. Однако для вос приятия моментов на втулке прочность ее и комлевой части лопасти должна быть высокой. В некоторых конструкциях бес шарнирных винтов ОШ также отсутствуют. Изменение шага лопасти при этом происходит за счет деформации нежесткой на кручение комлевой части лопасти.
Большинство несущих винтов имеет ОШ, позволяющий ло пасти изменять угол установки при воздействии управления об щим и циклическим шагами. В этой наиболее распространенной конструкции подшипник ОШ работает в очень тяжелых усло виях. Он должен передавать центробежную силу и силу тяги лопасти, совершающей периодическое установочное движение при воздействии управления циклическим шагом. Поэтому вместо подшипников иногда используются эластомерные соеди нения, что упрощает конструкцию. Применяется упомянутый выше способ изменения угла установки лопасти путем крутиль ной деформации комлевой части или использования лент, рабо тающих на растяжение и кручение, для соединения лопасти с втулкой. Фирма «Каман» разработала несущий винт, в котором на лопасти, нежесткой на кручение в комлевой части, устанав ливается сервозакрылок. Отклонение закрылка вызывает круче ние лопасти, которое может Сыть использовано для изменения циклического и общего шагов винта без поворота комлевых частей лопастей.
298 |
Глава 7 |
7.2. ТИПЫ ВЕРТОЛЕТОВ
Схема вертолета определяется в основном числом и располо жением несущих винтов, способами уравновешивания реактив ных моментов винтов и осуществления путевого управления, а также формой фюзеляжа. Общий анализ несущего винта при меним ко всем типам вертолетов, однако схема вертолета влияет на его динамику, особенно на характеристики устойчивости и управляемости.
Наиболее распространена схема одновинтового вертолета с рулевым винтом — небольшим вспомогательным винтом, ис пользуемым для уравновешивания реактивного крутящего мо мента несущего винта и для путевого управления. Рулевой винт устанавливается вертикально на хвостовой балке; его тяга на правлена влево, если несущий винт вращается по часовой стрел ке. Плечо силы тяги рулевого винта относительно оси вала не сущего винта обычно несколько больше радиуса последнего. Управление по тангажу и крену в этой схеме обеспечивается на клоном вектора силы тяги несущего винта посредством измене ния циклического шага; управление по высоте — изменением величины тяги несущего винта посредством изменения его об щего шага; путевое управление — изменением величины тяги ру левого винта посредством изменения его общего шага. Эта схе ма проста и требует одного механизма управления несущим вин том и одной трансмиссии для его привода. Рулевой винт обес печивает хорошую путевую управляемость, но требует затраты мощности для уравновешивания аэродинамического крутящего момента, что увеличивает суммарную потребную мощность вер толета на несколько процентов. Недостатком одновинтовой схе мы является обычно небольшой диапазон допустимых центро вок; он увеличивается при использовании бесшарнирного винта. Кроме того, рулевой винт, если он расположен не очень высоко на хвостовой балке, представляет некоторую опасность для на земного персонала; в этом случае не исключена также возмож ность удара рулевого винта о землю при эксплуатации верто лета. Рулевой винт работает как вертикальное и горизонтальное оперение в потоке, возмущенном несущим винтом и фюзеля жем, что снижает его аэродинамическую эффективность и уве личивает нагрузки и вибрации. Одновинтовая схема (с рулевым винтом) наиболее подходит для вертолетов малых и средних размеров1).
От рулевого винта или заменяющего его устройства требуют ся удовлетворительные устойчивость и эффективность управле-
') В работе [2961 показано, что одновинтовая схема может быть опти мальной и для тяжелых вертолетов. По такой схеме построен, .например, но вый отечественный тяжелый вертолет Ми-26 с полетной массой 52 т. — Прим,
rupee.
Проектирование вертолета |
299 |
ния, способность работать на режиме авторотации, малые мас са и потребляемая мощность. Для рулевого винта все перечис: ленные характеристики удовлетворительны, некоторые же — просто превосходны. Большинство устройств-заменителей имеют серьезные недостатки по крайней мере в одной из характери стик. Наиболее подходящей заменой рулевого винта представ ляется вентилятор1). Основными недостатками рулевого винта являются опасность для персонала, шум и вибрации. Вентиля тор имеет некоторые преимущества, особенно в отношении без опасности персонала. Однако вентилятор сможет заменить руле вой винт лишь после того, как будут решены некоторые техни ческие проблемы.
При использовании двух или более несущих винтов, вращаю щихся в противоположные стороны, компенсация крутящих мо ментов обеспечивается самой схемой вертолета, и не требуется никаких дополнительных устройств, уравновешивающих такой момент и потребляющих мощность. Однако аэродинамические потери, вызываемые взаимным влиянием несущих винтов, а так же несущих винтов и фюзеляжа, снижают общую эффектйвность двухвинтовых схем почти до уровня одновинтовой схемы. Двух винтовые вертолеты сложнее по конструкции из-за удвоения си стем управления и трансмиссий. Для больших вертолетов сопутствующие этому увеличение массы и усложнение техниче ского обслуживания компенсируются тем, что при данной полет ной массе вертолета и нагрузке на ометаемую поверхность мо гут быть использованы винты меньшего диаметра, чем в случае одновинтового вертолета, что позволяет уменьшить массу вин тов и трансмиссии.
Вертолет продольной схемы имеет два несущих винта, раз несенных в продольном направлении. Диски несущих винтов обычно имеют перекрытие 30—50%; при этом расстояние между осями винтов составляет 1,7-=- 1,5/?. Для уменьшения аэродина мического влияния переднего винта на задний последний рас полагается на пилоне, выше переднего винта на 0,3 -4- 0,5/?. Про дольное управление осуществляется дифференциальным из менением величин сил тяги несущих винтов с помощью дифференциального общего шага; поперечное управление обес печивается поперечным наклоном векторов сил тяги с помощью циклического шага, а управление по высоте — общим шагом несущих винтов. Путевое управление осуществляется дифферен циальным поперечным наклоном векторов сил тяги несущих вин тов с помощью дифференциального циклического шага. Этой схе ме присущи большие размеры фюзеляжа, на котором должны
*) Имеется в виду вентилятор в кольцевом канале, впервые применен' ный на вертолетах французской фирмы «Аэроспасьяль» и известный под на званием «фенестрон». — Прим, перев.
3 0 0 Глава 7
быть установлены два несущих винта. Вертолет продольной схемы имеет большой диапазон допустимых продольных центровок вследствие возможности использовать дифференци альную силу тяги для балансировки вертолета по тангажу. Од нако работа заднего винта в струе переднего становится источ ником значительных вибраций, переменных нагрузок, шума и потерь мощности. Большие моменты инерции по тангажу и кре ну, нестационарные аэродинамические моменты фюзеляжа и низкая эффективность путевого управления ухудшают характе ристики управляемости вертолета. Пилон заднего винта увели чивает массу конструкции. Продольную схему можно считать приемлемой для средних и тяжелых вертолетов.
Вертолет поперечной схемы имеет два несущих винта, раз несенных в поперечном направлении. Винты обычно устанав ливаются без перекрытия (расстояние между осями винтов не менее 2R) на концах крыльев или поперечных балок. Управле ние осуществляется так же, как и в случае продольной схемы; при этом каналы тангажа и крена меняются местами. Управле ние по крену осуществляется дифференциальным общим шагом, а по тангажу — продольным циклическим шагом. Крыло, на ко тором крепятся несущие винты, является бесполезной массой, создающей только вредное сопротивление, пока вертолет не летит с достаточно большой скоростью, когда это крыло может создавать подъемную силу1).
Вертолет соосной схемы имеет два противоположно вра щающихся несущих винта, которые установлены на соосных ва лах. Винты разнесены в вертикальном направлении, чтобы обес печить возможность поперечного махового движения лопастей. Управление по тангажу и крену в такой схеме осуществляется посредством циклического шага, а управление по высоте — с по мощью общего шага, как и в одновинтовой схеме. Для путевого управления используется дифференциальный крутящий момент несущих винтов. В соосной схеме усложняются управление не сущими винтами и трансмиссия, зато не требуется валов, соеди няющих несущие винты, как в других двухвинтовых схемах. Пу тевое управление с помощью дифференциального крутящего мо мента является несколько вялым. Эта схема вертолета ком пактна, несущие винты имеют небольшой диаметр, а рулевой винт отсутствует. Близок к вертолету соосной схемы синхроптер, т. е. двухвинтовой вертолет с перекрещивающимися вин тами; конструктивно он несколько проще, поскольку валы вин тов не соосны, а разнесены на небольшое расстояние в попереч ном направлении.
') Выше отмечено преимущество поперечной схемы перед продольной, заключающееся в отаутствии больших аэродинамических потерь из-за взаим ного влияния несущих винтов. — Прим, перев.
Проектирование вертолета |
301 |
У большинства вертолетов имеется механический привод не сущих винтов, т. е. крутящий момент передается на несущий винт через валы. В таких конструкциях необходимы трансмис сия и средства для уравновешивания крутящих моментов несу щих винтов. При другом способе привода несущего винта — ре активном — холодный или горячий воздух выбрасывается из со пел, размещенных на концах или на задней кромке лопастей. Известны конструкции вертолетов с прямоточными воздушнореактивными двигателями на концах лопастей или с реактив ными закрылками, куда подается сжатый воздух, генерируемый в фюзеляже. Поскольку в этом случае крутящий момент несу щего винта не передается на фюзеляж вертолета (передается лишь незначительный момент трения в подшипниках вала), то трансмиссия и устройства, уравновешивающие крутящий мо мент, не нужны, что дает существенную экономию массы. Си стема реактивного привода несущего винта в принципе легче и проще, хотя аэродинамическая и термодинамическая эффек тивность вертолета ниже. Вертолет с реактивным приводом нуж дается в дополнительном устройстве путевого управления. Воз можно использование аэродинамических поверхностей типа руля направления, однако на малых скоростях полета они неэффек тивны.
7.3. ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЕ ПРОЕКТИРОВАНИЕ
На стадии предварительного проектирования определяются основные параметры вертолета, обеспечивающие выполнение за данных летно-технических характеристик (ЛТХ). При этом оп ределяются размеры вертолета и его несущего винта, а также выбирается силовая установка, после чего в процессе итераций определяется полетная масса вертолета. На основе выбранных нагрузки на ометаемую поверхность, предельного числа Маха, характеристики режима и нагрузки на лопасть определяются радиус несущего винта, концевая скорость лопасти и коэффи циент заполнения. Далее в результате расчета мощности, тре буемой для выполнения заданных режимов полета, определяют ся характеристики силовой установки. При расчете ЛТХ обыч но используется метод мощностей. Это простейший метод, обеспечивающий достаточо точное решение задачи в условиях, когда известны предварительные значения основных данных вертолета. В результате определяются основные размеры и об щий вид вертолета. Затем производится оценка масс агрегатов по известным параметрам несущего винта и силовой установки, а также количеству топлива и полезной нагрузке, предусмот ренных заданием. Массы агрегатов суммируются для определе ния полетной массы вертолета, и процесс итераций повторяется