автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.02, диссертация на тему:Методика проектировочного расчета и рациональный выбор параметров воздушного винта при разработке многорежимных летательных аппаратов

На правах рукописи

ЛЕВШОНКОВ НИКИТА ВИКТОРОВИЧ

МЕТОДИКА ПРОЕКТИРОВОЧНОГО РАСЧЕТА И РАЦИОНАЛЬНЫЙ ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ВОЗДУШНОГО ВИНТА ПРИ РАЗРАБОТКЕ МНОГОРЕЖИМНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Специальность 05.07.02 - проектирование, конструкция и производство летательных аппаратов

Автореферат диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

3 ПАР 2015

Казань 2015

005559937

005559937

Работа выполнена в Федеральном государственном бюджетном образовательном учреждении высшего профессионального образования «Казанский национальный исследовательский технический университет имени А.Н. Туполева -КАИ»

Научный руководитель доктор технических наук, профессор

Гайнутдинов Владимир Григорьевич

Официальные оппоненты: Зуев Валерий Андреевич, доктор технических

наук, профессор, заведующий кафедрой кораблестроения и авиационной техники Нижегородского государственного технического университета имени P.E. Алексеева, заслуженный деятель науки РФ, почетный авиастроитель РФ;

Фролов Владимир Алексеевич, кандидат технических наук, доцент кафедры конструкции и проектирования летательных аппаратов Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С.П. Королева (национального исследовательского университета).

Ведущая организация: Казанский авиационный завод имени С.П. Горбунова -филиал ОАО «Туполев».

Защита состоится 25 марта 2015 г. в 10.00 на заседании диссертационного совета Д 212.079.05 при Казанском национальном исследовательском техническом университете им. А.Н. Туполева - КАИ по адресу: 420111, г. Казань, ул. К. Маркса, д. 10 (факс: (843)236-60-32; тел.: (843)238-56-30; e-mail: kai@kai.ru; сайт: http://www.kai.ru).

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке Казанского национального исследовательского технического университета им. А.Н. Туполева - КАИ и на сайте http://www.kai.ru/science/disser/index.phtml.

Автореферат разослан « 21» февраля 2015 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

А.Н, Лунев

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. При проектировании высотных или многорежимных самолетов проектировщики зачастую вынуждены разрабатывать оригинальные методики для подбора воздушного винта, решая задачу обеспечения эффективного использования полной мощности, развиваемой двигателем на всех режимах полета.

С появлением высотных низкоскоростных самолетов для разведки и атмосферных исследований обновился интерес к теме проектирования воздушных винтов, сохраняющих свою эффективность на больших высотах. Проектирование воздушных винтов основано на компромиссе между эффективностью работы на разных режимах и массой воздушного винта. В целом, эта проблема остается частично решенной.

Воздушные винты, обеспечивающие требуемые характеристики на крейсерской высоте, малопригодны для полета на меньших высотах. Это следствие влияния на работу воздушного винта множества факторов. Учесть при проектировании все факторы невероятно трудно, поэтому в проектировочных расчетах принимаются во внимание лишь факторы, имеющие наибольшее значение: мощность, высота полета, скорость и обороты.

Автоматизированные методики проектирования существенно расширяют возможности проектировщика, а главное уменьшают время проектирования. Методики автоматизированного проектирования основываются на расчете тяги летательного аппарата, после которого определяются характерные скорости. От скорости полета летального аппарата зависит большинство его летно-технических характеристик (ЛТХ). Для ракетных и воздушно-реактивных двигателей известны эмпирические формулы расчета располагаемой тяги, которые можно включить в алгоритмы расчета ЛТХ. Однако расчет тяги воздушного винта на основе экспериментальных зависимостей затруднительно включить в алгоритм расчета ЛТХ.

Таким образом, создание новых высотных и многорежимных аппаратов требует новых подходов к проектированию воздушных винтов.

Цель работы. Целью настоящего исследования является создание математических моделей, алгоритмов и программных комплексов для решения задач проектирования воздушных винтов для летательных аппаратов повышенной эффективности, автоматизации расчета летно-технических характеристик самолетов с винтовыми движителями, рационализации характеристик воздушного винта для различных режимов полета скоростных и высотных самолетов, в том числе беспилотных.

Задача работы.

1. Разработка методики проектировочного расчета геометрических характеристик лопасти винтов (распределения хорды и геометрической крутки) повышенной эффективности.

2. Разработка методики автоматизированного проектировочного расчета летных характеристик самолета с винтовым движителем и рациональных режимов работы, углов установки и коэффициента полезного действия воздушного винта на всех режимах полета

3. Проведение расчетных исследований и рационализации параметров воздушного винта в зависимости от требуемых летных характеристик летательного аппарата на различных режимах полета.

Научная новизна. Разработана методика проектирования воздушного винта повышенной эффективности, позволяющая определить геометрическую крутку винта, обеспечивающую минимальные потери для многорежимных летательных аппаратов.

Разработан алгоритм расчета рационального угла установки лопастей винта в зависимости от потребной тяги для обеспечения заданного режима полета самолета.

Достоверность результатов. Достоверность основных научных положений обеспечивается строгим математическим обоснованием математических подходов; результаты расчетов проанализированы с точки зрения их физической достоверности, сравнены в некоторых случаях с аналогами из действующей авиации, а также решениями на основе других методов и с данными экспериментальных исследований.

Практическая цеппость. Практическая ценность работы заключается в разработке и реализации на ПЭВМ алгоритмов расчета летно-технических характеристик самолетов с винтовым движителем, расчета основных параметров воздушного винта, расчета параметров воздушного винта с учетом изменения углов установки в полете.

Положения, выносимые па защиту:

1. Методика численного решения задачи по определению проектных параметров воздушного винта повышенной эффективности для многорежимных летательных аппаратов, основанная на расчете рациональной геометрии лопастей;

2. Алгоритм расчета рациональных значений углов установки лопастей для несущего винта изменяемого шага, которые на заданных режимах полета конвертируемого летательного аппарата позволяют обеспечить необходимую тягу при вертикальном взлете и на режиме максимальной скорости для выбранного двигателя, а также требуемое аэродинамическое качество летательного аппарата в горизонтальном полете;

3. Алгоритм решения задач проектировочного расчета параметров воздушного винта повышенной эффективности с учетом сжимаемости воздуха при околозвуковой местной скорости на конце лопасти воздушного винта и резкого увеличения сопротивления при превышении критической скорости;

4. Модели и алгоритмы, позволяющие проектировать воздушные винты повышенной эффекпгвности для обеспечения заданных летных характеристик высотных летательных аппаратов, а также многорежимных конвертопла-нов.

Апробация работы. Основные результаты работы обсуждались на: Международной научно-практической конференции «Современные технологии и материалы - ключевое звено в возрождении отечественного авиастроения», Казань, 2010, 2012; Международной молодёжной научной конференции «Тупо-левские чтения», Казань, 2011; VI и VII Всероссийской научно-технической конференции «Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики», Казань, 2011,2013.

Публикации. Основные результаты исследований опубликованы в двух научных статьях в журналах «Известия вузов. Авиационная техника», «Вестник КГ ТУ им. А.Н.Туполева» и 5 трудах научных конференций.

Структура и объем работы. Работа состоит из введения, трех глав, заключения и списка литературы. Основная часть работы изложена на 107 страницах машинописного текста, включает 4 таблицы и 56 рисунков. Библиографический список содержит 87 наименований литературных источников отечественных и зарубежных авторов.

ОСНОВНОЕ СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении дан обзор литературы по теме диссертации, выделены нерешенные задачи, обоснована актуальность темы, сформулированы цели работы и поставлены задачи исследования, приведены основные положения, выносимые на защиту. Дана краткая аннотация всех разделов диссертации.

Общие принципы работы воздушного винта рассматривались в работах: М.В. Ломоносова, М.А. Рыкачева, А.Ф. Можайского, К.Э. Циолковского. В этих работах делались попытки разобраться «как работает винт».

Работами Н.Е. Жуковского, В.П. Ветчинкина, Б.Н. Юрьева и Г.Х. Сабинина были заложены основы теории идеального пропеллера. Также в этих работах были приведены и систематизированные результаты первых исследований воздушных винтов в аэродинамических лабораториях. Сделанные обобщения позволили начать разработку общей теории воздушного винта. Первую попытку сделал С.К. Джевецский. Однако физической сущности работы винта эта теория не раскрыла. Ученики Н.Е. Жуковского Б.Н. Юрьев и Г.Х. Сабинин создали новую оригинальную теорию винта, которая в отличие от теории С.К. Джевецского учитывала вызванные винтом скорости.

Теорией многолопастных воздушных винтов в разное время занимались С.А. Чаплыгин, В.Л. Александров, И.Н. Веселовский, М.И. Данилевский и П.С. Всесвятский. Были проведены общие исследования и получены экспериментальные подтверждения теории Н.Е. Жуковского.

Исследование взаимного влияния винта и самолета было проведено Г.И. Кузьминым и В.Л. Александровым, а затем результаты были переработаны И.В. Остославским и Д.В. Халезовым. Д.В. Халезов разработал метод расчета поправки на работу винта на больших скоростях.

В Центральном аэрогидродинамическом институте в ходе работы по развитию теории винта В.П. Ветчинкиным была создана теория так называемого вариационного, т.е. наивыгоднейшего винта. Также в ЦАГИ в разные годы исследованием воздушных винтов занимались A.M. Лепилкин, К.Е. Богословский, В.В. Келдыш, Е.Б. Левенталь, H.H. Фадеев и др.

В Московском авиационном институте на основе классической теории были выпущены учебные пособия по проектированию воздушных винтов В.И. Шайдакова и С.Г. Бураго. Также этими авторами были проведены исследования воздушного винта в кольце и воздушных винтов аэродинамических труб. Техническая эффективность применения адаптивных воздушных винтов описана в работах Б.Л. Артамонова.

В Самарском государственном аэрокосмическом университете работу воздушных винтов рассматривали Ю.М. Морозов и К.А. Жуков.

Исследованиями воздушных винтов изменяемой геометрии занимается P.C. Турманидзе из Грузинского политехнического университета, где создана экспериментальная установка для исследования аэродинамических характеристик воздушного винта изменяемого диаметра и геометрической крутки лопастей.

Из обзора зарубежной литературы стоит выделить работы Е.Е. Larrabee и J.S. Monk, в которых изложены общие подходы, теория и расчет воздушных

винтов доя высотных беспилотных летательных аппаратов, а также проведены исследования изменения характеристик аппарата и воздушного винта с изменением высоты.

В первой главе изложены общетеоретические сведения о воздушных винтах и основные теории расчета воздушных винтов. Рассмотрены классификации, конструкция, геометрические и аэродинамические характеристики, принцип работы воздушных винтов. Приведена методика балансировки соос-ных винтов. Расписаны основные положения и зависимости для каждой теории расчета воздушных винтов.

Во второй главе описывается методика проектирования воздушных винтов на основе постоянства индуктивной скорости вдоль радиуса лопасти.

Решалась задача о построение методики проектирования воздушного винта, учитывающей большое число факторов, оказывающих влияние на процесс проектирования воздушного винта. Результатом проектирования по разработанной методике должен являться рациональный для определенного летательного аппарата воздушный винт, эффективный на всех режимах полета. Следует отметить, что за эффективность принят коэффициент полезного действия (к.п.д.), который на разных режимах будет различным, однако методика проектирования должна бьггь ориентирована на получение наилучших характеристик воздушного винта на каждом режиме полета.

Для решения поставленной задачи была принята за основу картина обтекания цилиндрического сечения лопасти в обращенном движении (рис. 1), где показаны характерные углы и компоненты скоростей.

Приняты обозначения: у — размерная величина радиуса цилиндрического сечения; г = у/Я — относительный радиус (0...1 или 0... 100%); V - поступательная скорость винта; £1 — угловая скорость вращения винта; и V, — осевая и тангенциальная составляющие индуктивной скорости V, IV - скорость притекания (УУа и Щ - ее составляющие); с — хорда сечения лопасти; а - угол атаки; Щ — угол индуктивного скоса потока; 0 — угол установки сечения; 5 — угол притекания невозмущенного потока; (р - угол притекания возмущенного потока.

Ну

Рис. 1 Схема обтекания лопасти

Индуктивная скорость V перпендикулярна результирующей скорости IV. Из рис. 1 можно получить следующее соотношение:

совф + ^хвтф, (1)

где

_ у _С2у _£2Я у _ 1

с помощью которого будем вычислять угол ф при заданных остальных значениях величин, входящих в формулу. Если задаться проектным значением угла атаки каждого сечения лопасти а (г), то можно вычислить угол установки 6(г) (геометрическую крутку) в(г) = <р(г) + а (г).

Для определения геометрии лопасти сравним выражения для определения подъемной силы йУ: создаваемой элементом лопасти сс1у аналогично профилю крыла:

<1У = Су-^гс<1у

(2)

(3)

(4)

(5)

где - число лопастей винта, с — с / Я - относительная хорда лопасти, IV = 3<;2 + х2 +1,

и создаваемой кольцевой струйкой (рис. 2):

dY = AnypvFiy + v cos ф)ф,

получим следующее соотношение:

NbcCYW2 = 8 nyvF(V + vcostp),

которое в безразмерной форме имеет вид: NbcCrWZ =inrF[с;+ совф),

Рис. 2

F- функция потерь Прандгля, которая вычисляется по формуле:

F = — arccos

71

Н; /-

„MzTl

2$тфг

(6)

где фг - значение угла Ф на конце лопасти. Формула (5) в дальнейшем будет

служить для вычисления относительной хорды сечений лопасти с.

Величина ?, необходимая для определения углов ф и хорд с, определяется методом последовательных приближений, так как изначально она неизвестна. В начале расчета задается величина с, первого приближения, а затем по формулам (1) и (4) или (5) определяются углы ф и хорды с.

Рис.3

Для определения i далее необходимо привязать задаваемые и получаемые в результате расчетов величины либо к потребной тяге, обеспечивающей заданную скорость V на высоте Я, либо к располагаемой мощности на валу двигателя Р. Для этого используются уравнения, полученные из построений на рис. 3:

dT = iFcoscp - tWsincp - i/Fcosq>(l - etgtp); (7)

= + = + /ол

У tg<p

_dX _CX _

где ' Q ~ момент сопротивления вращению воздушного винта,

ИI Су

создаваемый аэродинамическими силами элемента лопасти.

Подставим в уравнение (7) или (8) соотношения (2) и (5) и запишем:

T-]dT = О ш P-]adQ = о , (9)

о о

тогда после интегрирования (9) по радиусу лопасти получаем квадратное уравнение вида:

Ад2 + Bq + С = 0, (10)

решение которого даст некоторое значение ?.

Полученное значение ? не будет совпадать с заданным в начале вычислений. Поэтому проводим серию итерационных расчетов С,, пока задаваемая и получаемая из уравнения (10) величины ? не окажутся равными.

Следует отметить, что для рационального воздушного винта величина <5 должна быть постоянной по радиусу лопасти.

Достоверность методики проверена на расчете рациональных лопастей воздушного винта по изложенной выше схеме для проекта легкого самолета с двигателем ROT АХ 914 UL: проектная скорость - 216 км/ч; располагаемая мощность на валу Р — 74,5 кВт; обороты вала п = 2550 об/мин; плотность воз-

т

3

духа р = 1,225 кг/м , число лопастей Щ - 3; диаметр воздушного винта

2R = 1,7 м; профиль NACA 0009 для всех сечений лопасти (между г = г^ и г = 1); проектный угол атаки а = 5°; внутренний радиус лопасти г = 0,2.

На рис. 4 приведены графики изменения угла (К>0 по размаху лопасти для трех проектных значений радиуса R, а на рис. 5 - изменение к.п.д. (эффективности) воздушного винта ti. Видно, что рациональный воздушный винт незначительно снижает свою эффективность при меньших скоростях полета относительно того значения, на которое он проектировался.

Рис-4 Рис. 5

В предлагаемую методику введен учет эффекта сжимаемости воздуха, который может оказывать большое влияние на характеристики воздушного винта (локальное число Маха может значительно изменяться вдоль лопасти воздушного винта). Проектировочный расчет базируется на определении локального

критического числа Маха Мсг и числа Маха резкого увеличения сопротивления М ^. Критическое число Мсг связано с минимальным коэффициентом давления профиля Ср щш для несжимаемого потока соотношением:

2^1-М*

ср™ 1.4М?

'l + 0,2Mc2 V'5

00

■1

V !>2 ,

При угле нулевой подъемной силы для профилей могут бьггь составлены эмпирические зависимости коэффициента срШто от относительной их толщины t. Например, для профилей серии NACA 0006 - 0018 имеется следующая зависимость:

ср mino = ~4>764/2 - 2,266/ - 0,070. (i2)

При наличии подъемной силы уравнение для определения Мсг представляется в следующем виде:

с2

-4,764/2 - 2,266/ - 0,070-0,75-у- = -

bjl-Ml

1,4М

1+0,2М2 1,2

,3.5

i><13>

-i

Во многих случаях Мсг определяет порог, за которым влиянием сжимаемости нельзя пренебречь. Однако, когда отношение М/М^ находится в пределах 1,04... 1 »20, сопротивление нарастает весьма значительно (величина м, для которого dCj/dM=0,l является числом Маха резкого роста сопротивления М</п определяет границу, за которой аэродинамические характеристики значительно ухудшаются). Между Мсг и М& существует эмпирическая зависимость:

М* = Мст (1,04 + 0,4СГ - 0,25С2 ) (14)

Когда M < MJr> коэффициент подъемной силы растет с увеличением числа Маха за счет сжимаемости воздуха:

'Y сж

Vi-м3

=Р

PG .

(15)

Для М > М,г коэффициент подъемной силы уменьшается с увеличением числа Маха и имеет минимум при М — 0,9. Корректирующий фактор определяется выражением:

1-М2

(16)

У_сж ¥г КА |_J^iJ

ir

Р^=Р/>С+"

/

PpgÍPPC-IÍ+^^+I)^2-!)2

к — показатель

где г м г ги ^ + ^

адиабаты (к = 1,4 ).

Коэффициент сопротивления Сх не зависит от числа Маха при М < М,г> но для М > дополнительное сопротивление, вызванное образованием ударных волн, определяется выражеш1ем:

' X сж

= СХ+1,1

м-м

ir

Ч 1 -M¿r у

(17)

Расчеты по пргаеденным зависимостям (13) - (17) в сравнении с экспериментальными данными для симметричных профилей NACA 0006 - 0018 при числах Маха М=0,3 - 0,8 дают хорошее совпадение. Получение и верификация

подобных зависимостей для выбираемых профилей лопастей значительно упрощает проектирование воздушного винта с учетом сжимаемости воздуха. Число Рейнольдса практически не влияет на геометрические характеристики рационального воздушного винта при значениях близких к Яе = 3 • 106.

1С) 4 3 Л\г

М<. л \

У//

1-H-1.1S м 2-RH.BSM 3-R-WSm W-R-0.1S

30 «D 100 Г.к

Рис.6

ф5

о ал 1.4 "

0.Î -

■Го 30 30 70 5D Г.%

Рис.7

На рис. 6 пунктиром показано критическое число Маха Mir и изменение числа Маха вдоль размаха для нескольких значения радиуса лопасти. Видно, что при увеличении зоны лопасти с превышением числа Маха над М^, эффективность воздушного винта резко снижается.

На рис. 7 показаны расчетные значения углов ср по размаху лопасти, которые уменьшаются от комеля к концевой части. Местная скорость потока, обдувающего лопасть, М, напротив, возрастает на конце лопасти. При этом критическое число Маха Mdr изменяется незначительно. Возрастание местных скоростей на конце лопасти может привести к локальному волновому кризису.

В третьей главе рассмотрены особенности проектирования воздушных винтов для многорежимных аппаратов. Для воздушных винтов изменяемого шага описана методика расчета рационального диапазона углов установки лопастей.

Для выявления связи между потребной удельной тягой TJG и нагрузкой на крыло G/S можно составить уравнение:

Г, = С,„<7 , Кп2р (\yh ,flVr_ G р q [vjdt [gjdt

(18)

V С к n о ~ — —

где Сл— коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе, q = 0,5pr ~ скоростной напор, V- скорость полета, р - плотность воздуха на высоте полета, п - перегрузка, к, - коэффициент отвала поляры, р = G/S -

удельная нагрузка на крыло, А - высота полета, g - ускорение свободного падения.

Уравнение (18) используется для приблизительной оценки возможных в Т^

проектных значений Q и ^ . При необходимости удельная тяга Q может

быть нормирована для различных условий полета по отношению к статической тяге на уровне моря 7*) и максимальному (взлетному) весу тъё = С?0. Это уравнение послужит для определения потребного значения тяги воздушных винтов Тг для различных режимов полета.

Для расчета располагаемой тяги воздушных винтов Та и мощности Ра используется уравнения (18). В результате будем иметь значения располагаемой тяги воздушного винта Та и мощности Ра в зависимости от скорости полета V,

оборотов винта П и угла установки сечений ® — <р+ а.

1.4

1

0.6

0.2

Рис. 8 Изменения углов в по радиусу лопасти на разных режимах полета

В проектировочном расчете по выше указанной методике были рассмотрены четыре режима полета со скоростями У=0,30,60,90 м/с, при Л=0,6 м и оборотах п=2500 об/мин. Каждому режиму полета присвоен соответствующий индекс - 1, 2, 3, 4. На рис. 8 сплошными линиями показаны зависимости рациональной геометрической крутки лопасти воздушных винтов ©(*"), а пунктирными линиями эти же зависимости за вычетом постоянной составляющей. Видно, что рациональная геометрическая крутка при У=0 (соответствует режиму висения) значительно отличается от рациональной крутки при ненулевых скоростях. В связи с этим возникает необходимость выбора воздушного винта, реализующего номинальную мощность двигателя и соответственно тягу воздушного винта на всех режимах полета за счет изменения угла установки лопастей ©,:

0,=©^+ф + а. (19)

Для проектировочного расчета необходимого изменения шага винта АО приравняем потребную и реализуемую воздушным винтом номинальную мощность:

ш Ш

(20)

= ЛУАв.Сл,к1,п,^,4£-,р) = О

При исследованиях зависимости между параметрами уравнение (20) удобнее использовать в приращениях вида:

(IV (Ю. й0, ' (21)

<// # <//

Производные ^^' ^^' определяются численно.

Для учета падения мощности от набора высоты полета Н относительно уровня моря в расчеты введены формулы:

а —С Р = -—— Р • " 1-С а0'

IГ (22)

Ра=[(1 + С)а М-С]Ра0, V 'о

_=_р_

где ° — относительная плотность воздуха; ро - плотность воздуха на Ро

уровне моря; С == 0,11; / - температура воздуха: - на высоте полета, - на уровне моря.

Уравнение (20) позволяет рассчитать изменения угла установки лопастей 0, в зависимости от скорости полета V при известной номинальной мощности на валу воздушного винта Ра и оборотах (угловой скорости Л).

Рассмотрим пример расчета геометрических параметров лопастей воздушных винтов для БЛА заданной взлетной массы до 200 кг и максимальной скоростью в горизонтальном полете 300 км/ч (83,3 м/с). Минимальный диаметр двух подъемных (маршевых) воздушных винтов определен 2Д=1,2 м., профильные характеристики заданы. Соответствующая номинальная потребная мощность силовой установки при этом составила 24520 Вт (34 л.с.) при номинальных оборотах воздушных винтов 2500 об/мин. На рис. 9 показано изменение расчетной тяги каждого из двух воздушных винтов при изменении скорости Кот 0 до 90 м/с, а на рис. 10 изменение углов установки лопастей воздушных винтов с номерами 1, 2, 3, 4. Воздушные винты 1,2,3,4 соответ-

ствутот воздушным винтам на рис.8 и отличаются от воздушных винтов на рис. 6.

На рис. 9 видно, что воздушные винты на режимах полета 2, 3, 4 дают практическую одинаковую тягу по скорости полета, а из рис. 10 можно видеть, что воздушный винт на режиме полета 3 обеспечивает тягу в минимальном диапазоне изменения углов установки лопастей

Воздушный винт на режиме полета 1, геометрическая крутка которого была определена при условии обеспечения заданной тяги при нулевой скорости, не позволяет обеспечить заданную максимальную скорость горизонтального полета.

На рис. 9 пунктирной линией обозначено значение потребной тяги, соответствующей минимально допустимому аэродинамическому качеству АГа=10 проектируемого Б Л А.

После выбора проектных параметров воздушных винтов расчет летных характеристик и соответствующих проектных ограничений по удельной нагрузке на крыло не представляет сложности.

Рис. 9 Рис. 10

При решении задачи реализован метод продолжения решения по параметру. Итерационные процедуры уточнения решения по схеме Ньютона организованы таким образом, чтобы избежать возможные в таких случаях сбои вычислений, вызванные расхождением нелинейного решения.

По представленным алгоритмам разработаны программы на языке Visual Fortran, которые снабжены необходимым препроцессором для подготовки данных и постпроцессором для отображения результатов расчета.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В диссертационной работе получены следующие результаты.

1. Разработана методика численного решения задачи по определению проектных параметров воздушного винта повышенной эффективности для многорежимных летательных аппаратов, основанная на расчете рациональной геометрии лопастей;

2. Проведены расчетные исследования рациональных значений углов установки лопастей для несущего винта изменяемого шага, которые на заданных режимах полета конвертируемого летательного аппарата позволяют обеспечить необходимую тягу при вертикальном взлете и на режиме максимальной скорости для выбранного двигателя, а также требуемое аэродинамическое качество летательного аппарата в горизонтальном полете;

3. Разработан алгоритм решения задач проектировочного расчета параметров воздушного винта повышенной эффективности с учетом сжимаемости воздуха при околозвуковой местной скорости на конце лопасти воздушного винта, учитывающий эффект резкого увеличения сопротивления при превышении критической скорости;

4. Разработаны расчетные модели и алгоритмы, позволяющие проектировать воздушные винты повышенной эффективности для обеспечения заданных летных характеристик высотных летательных аппаратов, а также многорежимных конвертопланов;

5. На основе разработанной методики и алгоритмов проведены проектировочные расчеты геометрии воздушных винтов для проектируемых сверхлегких и беспилотных летательных аппаратов.

Основное содержание и результаты диссертации опубликованы в следующих работах:

Публикации в изданиях, рекомендуемых ВАК.

1. Гайнутдинов В.Г. О проектировании лопастей воздушного винта повышенной эффективности / В.Г. Гайнутдинов, Н.В. Левшонков. // Известия высших учебных заведений. Авиационная техника. — Казань, 2013. - №2. - С. 37.

2. Левшонков Н.В. Методы весовой балансировки ротора сверхлегкого вертолета с соосными винтами // Вестник Казан, гос. техн. ун-та им. А.Н. Туполева. 2013. - №2, вып. 1. - С. 5-7.

Другие публикации

3. Левшонков Н.В. Математическое обеспечение полета тактического беспилотного летательного аппарата/ Н.В. Левшонков// XIX Туполевские чтения: Междунар. молодёжная научная конф., 24-26 мая 2011 г.: материалы конференции. Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2011. —Т.1. - С. 27-29.

4. Левшонков Н.В. Беспилотный аппарат легче воздуха/ Н.В. Левшонков// Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики «АНТЭ-2011»: Материалы VI Всероссийской научно-технической конференции. Казань, 12-14 октября 2011 года. - Казань, 2011. - Т.1. - С. 155158.

5. Патент - 2456208 РФ, МПК В64 С 37/00 (2006.01). Конвертоплан/ В.Г. Гайнутдинов, К.Г. Крикун, Н.В. Левшонков; Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (КГТУ-КАИ).-№ 2011100340/11; Заяв. 11.01.2011; Опубл. 20.07.2012.

6. Патент - 2456209 РФ, МПК В64 С 37/00 (2006.01). Конвертоплан/ В.Г. Гайнутдинов, К.Г. Крикун, Н.В. Левшонков; Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (КГТУ-КАИ). -№ 2011100342/11; Заяв. 11.01.2011; Опубл. 20.07.2012.

7. Левшонков Н.В. Балансировочные расчеты для сверхлегкого вертолета/ Н.В. Левшонков// Современные технологии, материалы, оборудование и ускоренное восстановление квалифицированного кадрового потенциала - ключевые звенья в возрождении отечественного авиа- и ракетостроения: сборник докладов международной научно-практической конференции. Казань, 14-16 августа 2012 г. Т.4. - Казань, 2012. - Т.4. - С. 341-346.

8. Патент - 2481235 РФ, МПК В64 В 1/02 (2006.01). Дирижабль с подвижным крылом/ В.Г. Гайнутдинов, Н.В. Левшонков; Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева (КНИТУ-КАИ). - № 2011128640/11; Заяв. 11.07.2011; Опубл. 10.05.2013.

9. Левшонков Н.В. Автоматтшгрованное проектирование винтов повышенной эффективности для высотных самолетов / Н.В. Левшонков // Проблемы и перспективы развития авиации, наземного транспорта и энергетики «АНТЭ-

2013»: международная научно-техническая конференция, 19 — 21 ноября 2013 г.: сборник докладов. - Казань: Изд-во Казан, гос. техн. ун-та, 2013. С. 56-61.

10. Левшонков Н.В. Расчет характеристик винтов изменяемой геометрии аппаратов вертикального взлета и посадки/ Н.В. Левшонков// Современные технологии и материалы - ключевое звено в возрождении отечественного авиастроения: сборник докладов международной научно-практической конференции. Казань, 10-11 августа 2010,-Казань, 2010.-Т. 1,-С. 186-189.

Формат 60x84 1/16. Бумага офсетная. Печать цифровая. Усл. печ. л. 0,93. Тираж 100. Заказ Д9.

Издательство Казанского государственного технического университета

(КНИТУ-КАИ) Копи-центр КНИТУ-КАИ. 420111, Казань, К. Маркса, 10.