автореферат диссертации по авиационной и ракетно-космической технике, 05.07.01, диссертация на тему:Методы расчёта аэродинамических характеристик несущих винтов скоростных и маневренных вертолётов

На правах рукописи

КОЛОМЕНСКИЙ Дмитрий Сергеевич

"МЕТОДЫ РАСЧЁТА АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК НЕСУЩИХ ВИНТОВ СКОРОСТНЫХ И МАНЕВРЕННЫХ ВЕРТОЛЁТОВ

05.07.01 аэродинамика и процессы теплообмена летательных аппаратов

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

Москва 2005

Работа выполнена в Московском Авиационном Институте (государственном техническом университете).

Научный руководитель: член-корреспондент РАН, доктор технических наук, профессор Михеев Сергей Викторович;

Научный консультант: доктор технических наук Аникин Виктор Андреевич;

Официальные оппоненты:

-доктор технических наук Володко Александр Михайлович; -кандидат физико-математических наук Головкин Владимир Алексеевич;

Ведущая организация - Военно-воздушная инженерная академия им Н.Е.Жуковского, г. Москва.

С диссертацией можно ознакомиться в научно-технической библиотеке

Московского Авиационного Института (государственного технического университета)

Автореферат разослан "¿0" ЛхлуА 2005 г.

Ученый секретарь диссертационного совета

М Ю. Куприков

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы. Современной тенденцией развития авиации является повышение скоростных и маневренных характеристик вертолётов, что отражается в содержании работ ведущих конструкторских бюро и научно-исследовательских институтов. Планы ОАО «КАМОВ» по созданию перспективной вертолётной техники включают широкий крут научно-исследовательских и экспериментальных работ в области аэродинамики.

Основу их составляют работы по развитию и совершенствованию методов численного моделирования. Среди этих методов ключевое место занимает задача расчёта аэродинамических характеристик несущего винта, т.к. он является элементом, в значительной степени определяющим лётно-технические и маневренные характеристики вертолёта.

Винт скоростного маневренного вертолёта работает в широком диапазоне скоростей и перегрузок, в том числе на предельных режимах. Поэтому многие явления и проблемы, носящие для других вертолётов второстепенный характер, в нашем случае становятся определяющими. Перечислим основные.

- Пространственность обтекания. Практическое использование традиционной гипотезы плоских сечений, нормальных к оси лопасти, для несущих винтов обеспечивает приемлемую точность до относительной скорости V ~ 0,4. С ростом скорости полета возрастают радиальные течения вдоль лопасти и необходим учет пространственности обтекания.

- Зона «обратного» обтекания. При небольших относительных скоростях полёта область зоны обратного обтекания не вносит заметного вклада в расчет сил и моментов, но с увеличением скорости более полное моделирование аэродинамики лопасти в зоне обратного обтекания становится необходимым.

- Индуктивные взаимодействия. С увеличением скорости дискретность вихревой структуры возрастает из-за быстрого сноса её по потоку, а пересечение лопасти с мощными вихрями вызывает всплеск нагрузки.

- Отрыв потока с лопастей. Рост скоростных и маневренных характеристик вертолетов обеспечивается возможностью винта создавать перегрузку до величин 3-3,5, а в перспективе и более. Эти режимы характерны большими зонами отрывного течения на лопастях винта. Природа отрывного обтекания существенно нестационарная, области отрыва постоянно изменяются.

Используемые на сегодняшний день в практике методы моделирования аэродинамических характеристик винта не ориентированы на расчёт режимов больших скоростей и перегрузок, в них приняты гипотезы, не в полной мере учитывающие перечисленные выше физические явления. На рассматриваемых режимах такие упрощения могут привести к существенным ошибкам, что делает актуальной задачу разработки модели, учитывающей указанные факторы.

Целью настоящей работы - создать математическую модель и метод расчёта аэродинамических характеристик несущих винтов, учитывающие особенности работы винтов при больших скоростях полёта-и-яри-мансврс вертолёта: нелинейность их вихревого следа, пространственност1| ^готекания лопастей, и

исследовать влияние этих особенностей на аэродинамические характеристики винтов скоростных и маневренных вертолётов.

Практическая значимость. Работа выполнена в соответствии с планами перспективных работ фирмы «КАМОВ» по созданию методов аэродинамического расчёта скоростных и маневренных вертолётов. Разработанная математическая модель используется в отделении аэродинамики фирмы для анализа аэродинамических характеристик перспективных аэродинамических компоновок несущих винтов на режимах предельно больших скоростей полёта вертолёта

Научная новизна заключается в следующем: разработан и реализован в виде пакета программ метод расчёта всех компонент аэродинамических сил и моментов несущих винтов вертолётов в общем случае движения, основанный на нелинейной вихревой теории, в котором дополнительно учитываются следующие факторы: обтекание лопастей пространственным потоком;

влияние вихревой структуры в зоне обратного обтекания лопасти на аэродинамические характеристики несущего винта;

нестационарность распределённых и интегральных аэродинамических характеристик винта.

С использованием разработанного метода впервые было исследовано влияние указанных факторов на все аэродинамические характеристики несущих винтов. Показано их существенное влияние на работу несущего винта при полёте вертолета с большими скоростями и перегрузками.

Достоверность предлагаемой методики подтверждается удовлетворительным совпадением результатов расчёта, полученных на её основе, с результатами расчётов других авторов, а также с экспериментальными исследованиями аэродинамических характеристик винтов и крыльев.

На защиту выносятся:

1 Метод расчёта аэродинамических характеристик несущих винтов скоростных маневренных вертолётов;

2. Результаты исследования особенностей работы несущих винтов при полёте на больших скоростях и при маневре;

3 Результаты расчётов аэродинамических характеристик скоростных несущих винтов.

Апробация результатов работы. Основные результаты исследований докладывались:

- на международном авиационно-космическом научно-гуманитарном семинаре им. С.М. Белоцерковского (апрель 2003);

- на VI форуме Российского вертолётного общества (февраль 2004);

- на конференции «Авиация и космонавтика - 2004» (ноябрь 2004).

Публикации. По теме диссертации опубликовано 6 печатных работ.

Объем и структура работы. Работа состоит из введения, пяти глав, выводов,

списка литературы, приложений. Основное содержание работы изложено на 139 страницах машинописного текста, иллюстрированного 97 рисунками. Список литературы содержит 84 наименования.

».**».< ч ,

^ » » * ,-5 а '

; * -

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении содержится обоснование актуальности научной проблемы. Приводится краткий анализ существующих подходов к решению задачи Обсуждаются особенности работы несущего винта на предельных режимах полёта вертолёта. Формулируется цель работы, ее научная новизна, практическая значимость, а также сведения об апробации результатов работы. Приводится объем и структура работы. Формулируются положения, выносимые на защиту.

В первой главе формулируется математическая постановка задачи. В расчётной модели выделяется два этапа.

На первом этапе в рамках идеальной жидкости решается задача об определении циркуляций присоединённых вихрей лопастей и поля возмущённых скоростей. Для этих целей используется нелинейная нестационарная вихревая теория винта, разработанная коллективом учёных школы С.М. Белоцерковского. В математическую модель вводятся уточнения в части описания вихревой структуры винта в зоне обратного обтекания.

Рассматривается винт, совершающий пространственное движение по произвольному закону. Винт состоит из нескольких лопастей, форма которых задана.

Телесные лопасти винта заменяются тонкими несущими поверхностями обтекаемыми с отрывом потока с боковых и части передних кромок (рис. 1).

При обтекании винта за лопастями образуется развитый вихревой след в виде вихревых пелен сг,.

Формулируется краевая задача о нахождении потенциала возмущенных скоростей, удовлетворяющего уравнению Лапласа при граничных и начальных условиях:

непротекания на базовых поверхностях

непрерывности давления и нормальной составляющей скорости на поверхности вихревого следа

на кромках несущей поверхности Ь,, с которых стекают вихревые пелены <у1г выполняется гипотеза Чаплыгина - Жуковского

на бесконечном удалении от винта и его следа возмущения затухают.

Численная реализация решения краевой задачи сводится к дискретизации пространства и времени по методу дискретных вихрей путем замены непрерывных вихревых слоев системами дискретных вихрей (рис. 2), а непрерывного по времени процесса изменения граничных условий и параметров течения - ступенчатым Граничные условия в каждый расчетный момент времени выполняются в конечном

Рис. 1.

ххх- контрольная точка

Рис. 2.

числе контрольных точек. В результате записывается система линейных алгебраических уравнений относительно искомых напряженностей дискретных вихрей на каждом

к-ы+1 к-ы к к-1 к-1 к-в

р-Ы+1 ршЫ Р .р-1 р-1 р-о

¿0)

временном шаге.

Второй этап расчёта заключается в определении сил и моментов на винте. Используется традиционный подход, который заключается в суммировании элементарных сил и моментов в сечениях

лопастей, определённых с учётом вязкости, сжимаемости и нестационарности потока.

Для этого вводится понятие угла индуктивного скоса и истинного угла атаки в сечениях, которое даёт возможность использовать гипотезу «косых» плоских сечений. При этом аэродинамические характеристики сечений определяются из расчёта двумерного обтекания телесного профиля. Такое действие корректно, когда зависимости су(а) телесного профиля и пластины близки, т.е. относительная толщина профиля не более 12%, а углы атаки нулевой подъёмной силы одинаковы.

Было рассмотрено несколько методов расчёта угла индуктивного скоса в применении к решаемой задаче расчёта аэродинамических сил и моментов на винте

В методах «1/4» и «3/4» истинный угол атаки определяется из составляющих вектора скорости воздуха V в контрольных точках, расположенных на расстоянии -,„,=0.25 или 0.75 хорды от передней кромки.

В методе применения гипотезы плоских сечений в теории несущей поверхности, предложенном В.А. Головкиным и P.M. Миргазовым, угол индуктивного скоса рассчитывается исходя из предположения о равенстве нормальных сил в сечении крыла конечного размаха и крыла бесконечного размаха.

В работе показано, что рассмотренные методы для лопастей несущих винтов (Х>12) приводят к близким результатам, и с увеличением удлинения различие уменьшается (рис. 3).

Л=10

."у

Х-15

03 02

I ] 1

- -метод "3/4* . • метод Головкина-Миргаэова

■у

х-

02 0.1 О

' 1 ' "Т...... 1

- -метод *3/l .....метод Головкина Миргаэова

■у

!

1

;

Рис.3

Рис. 4.

Применение традиционной гипотезы плоских сечений, нормальных к оси лопасти, не вполне обоснованно при относительных скоростях более 0,4. Так как на этих скоростях радиальные течения вдоль лопасти существенны, необходим учет пространственности обтекания.

Вводится гипотеза "косых плоских сечений", расположенных под разными углами скольжения по длине лопасти (рис. 4): силы, действующие на элемент несущей поверхности в трехмерном потоке, равны соответственно силам, действующим на тот же элемент в плоскопараллельном потоке при соответствующих скоростях обтекания, углах скольжения и атаки.

Выстраивая сечение по линиям тока под углом к передней кромке лопасти, мы получаем профили, отличающиеся от профилей нормальных сечений, из которых скомпонованы лопасти. Ситуация осложняется, когда лопасть имеет крутку и/или скомпонована из различных профилей.

В качестве примера на рис. 5 показан контур косого сечения под углом х-а=45° лопасти, имеющей суммарную крутку Д<р=-8°. Контур этого профиля образован пересечением поверхности лопасти плоскостью, такой что:

- вектор скорости лежит в этой плоскости,

- плоскость проходит через точку, лежащую на оси ОХ„ связанной с лопастью системы координат на расстоянии заданного радиуса сечения от оси вала винта,

- она нормальна к плоскости связанной с лопастью системы координат.

0 1 У

О 0« О 0« О 04 О 02

« 0 2 0 4 0 в 0

Рис. 5.

По профилю «косого» сечения «строится» стреловидное крыло бесконечного удлинения с углом стреловидности Хи-

Разработано два варианта методики расчёта аэродинамических характеристик крыла с использованием гипотезы «косых» сечений. Первый предполагает расчёт характеристик крыла бесконечного удлинения скользящим потоком, и используется когда методика расчёта характеристик профиля допускает наличие скольжения. Во втором варианте на основе принципа суперпозиции осуществляется переход к крылу бесконечного удлинения, обтекаемому потоком по нормали к передней кромке Эквивалентность их доказана как теоретически, так и сравнительным расчётом скользящего и нескользящего крыла большого удлинения с помощью решения уравнений Эйлера.

Аэродинамические характеристики полученного крыла бесконечного удлинения рассчитываются с помощью пакета подпрограмм аэродинамики профиля,

ориентированных на различные режимы его работы в зависимости от параметров обтекания. В него входят известные методы и программы, протестированные на типовых вертолётных профилях. Каждому сечению, в зависимости от угла атаки, чисел Маха, Рейнольдса и Струхаля, ставится в соответствие один из методов определения его характеристик:

расчёт обтекания профиля трансзвуковым потоком; расчёт обтекания профиля потоком с небольшими числами Маха; расчёт нестационарного обтекания профиля; использование экспериментальных характеристик.

Используемый метод расчёта характеристик сечений выбирается исходя из условия обеспечения надёжной и достоверной работы подпрограмм расчёта характеристик сечений на основе выполненных методических исследований обтекания вертолётных профилей.

Трансзвуковое обтекание профиля моделируется в рамках потенциального течения. Потенциал удовлетворяет квазилинейному уравнению, которое при переходе из дозвуковой области в сверхзвуковую меняет тип с эллиптического на гиперболический. Для учёта влияния вязкости на поверхности профиля решается система дифференциальных уравнений, описывающих течение газа в сжимаемом пограничном слое.

Для расчёта обтекания профиля потоком с небольшими числами Маха используется модель, в которой область вязкого течения ограничивается пограничным слоем и свободным следом. Внешнее течение считается потенциальным, и его расчёт производится панельным методом. Для учёта сжимаемости при определении коэффициента давления используется поправка Кармана-Тзяна.

Сечения лопастей несущего винта при косом обтекании работают в условиях нестационарного обтекания. На отступающей лопасти шарнирного винта, где углы атаки близки к срывным, влияние нестационарности на аэродинамические характеристики сечений наиболее велико. В этой области числа Маха малы, и можно использовать метод расчёта нестационарного обтекания профиля потоком несжимаемой жидкости, разработанный Б.С. Крицким и О.В. Герасимовым

На некоторых отрывных режимах используемые расчётные методы, как показали исследования, пока не дают необходимой точности моделирования, и используются экспериментальные зависимости.

Определение интегральных сил и моментов на винте осуществляется по традиционной схеме. Отличие составляет учет скольжения потока по длине лопасти, в результате чего расчет строится по косым сечениям.

Составляющая силы, направленная вдоль лопасти, определяется в предположении, что силы трения направлены в плоскости «косого» сечения Б-Б.

Рассчитываются сила сопротивления вращению ДQ,, сила тяги лопасти, ДТ,, радиальная сила ДRh направленная вдоль оси лопасти, и шарнирный момент ДМ, на элементах лопасти в системе координат, связанной с лопастью.

Аэродинамические силы и моменты винта получаются суммированием сил лопастей. Аэродинамические коэффициенты сил и моментов получаются обезразмериванием по классическим формулам.

Для расчёта аэродинамических характеристик шарнирного несущего винта приводится уравнение махового движения лопастей винта относительно горизонтального шарнира в общем случае движения вертолёта.

Одной из особенностей работы винта на больших скоростях является наличие обширной «зоны обратного обтекания», т.е. области диска винта, в которой сечения лопастей обтекаются потоком со стороны острой задней кромки.

В данной работе предлагается две модели работы лопасти в зоне обратного обтекания.

В «безотрывной» модели вихревые пелены сходят согласно рис. 6. В «отрывной» модели вихревые пелены сходят согласно рис. 7.

ф п в

Рис. 6.

Рис. 7.

Было проведено исследование влияния дискретной вихревой структуры на характеристики винта. Концевые вихри, сходящие с лопастей, оказывают заметное влияние на обтекание лопастей. Для сравнения на рис. 8 и 9 показано распределение циркуляции по длине лопасти и вихревые структуры винта, рассчитанные по теории несущей линии и теории несущей поверхности. В целом результаты согласуются между собой. В обоих случаях имеются всплески циркуляции на лопастях при приближении концевого вихря. Однако распределение циркуляции по теории несущей поверхности - более гладкое.

Г

003

002

ООО

0 04 Г 003

002

0 01

ООО

- У=( *|/=0

оА

Л \

0 0 2 0 4 0 \|/=90° в 0 8 ГШ

/"Л

004 Г 003

002

ООО

004 Г 003

002

0 01

02 0.4 0.6 08 Г/Н 1

Ч/=180

А

к

0 0 2 0 4 0 \1=270е 6 0 8 Г/Г* 1

■ Ив1 -ущая лин» ■уиря лове я рхность Г\!

/

^ —■>-! /

0 0 2 0 4 0 б 0 8 Г/Я 1

Рис. 8.

Рис. 9.

Во второй главе изложен алгоритм выполнения расчёта по разработанному методу. Приводится краткое описание составленной в соответствии с ним компьютерной программы.

Для используемых в модели численных методов характерна большая вычислительная сложность, и актуальным вопросом является уменьшение времени, затрачиваемого на выполнение расчётов. В данной работе как один из путей решения указанной задачи предлагается создание параллельного алгоритма и компьютерной программы, которые позволяют использовать для вычислений сеть персональных компьютеров.

Излагается алгоритм распараллеливания, приводится описание структуры параллельной программы. Приводятся результаты методических исследований, которые позволяют сделать вывод о корректности выбранного способа распараллеливания программы и доказывают целесообразность распараллеливания при проведении трудоёмких расчетов.

В третьей главе производится обоснование достоверности разработанного метода расчёта аэродинамических характеристик винта.

Выполнены исследования по выбору параметров пространственной и временной дискретизации расчётной модели из условий обеспечения сходимости и удовлетворения требований к точности расчёта. Значения этих параметров, определённые в результате представленных методических исследований, были использованы в последующих расчётах аэродинамических характеристик ъинтов.

Для подтверждения достоверности методики определения индуктивного скоса был выполнен расчёт характеристик крыла удлинением Х=5 с профилем NACA 23012 при числе Маха М=0.3. Аэродинамические характеристики сечений брались из результатов продувок профиля NACA 23012 в профильной трубе. Сравнение результатов расчёта с результатами эксперимента в аэродинамической трубе Т-106 ЦАГИ подтвердило корректность используемого метода учёта влияния индукции на аэродинамические характеристики крыла и лопасти на стационарном режиме (рис. 10).

Были проведены аналогичные методические расчёты крыла удлинением 1=4,76 с профилем СВМ для ряда чисел Маха.

Вихревой след крыла, индуктивные скорости и истинные углы атаки сечений рассчитывались с учётом сжимаемости воздуха. Для определения аэродинамических характеристик сечений использовалось численное моделирование обтекания профиля путём решения уравнений Эйлера.

Результаты расчёта удовлетворительно согласуются с результатами эксперимента в аэродинамической трубе Т-106 ЦАГИ.

Приведено обоснование гипотезы «косых» сечений Для скользящих крыльев получено распределение коэффициента нормальной силы и продольного момента сечений по длине крыла г. Показано, что при ненулевой крутке коэффициенты распределённой нормальной силы и момента, рассчитанные согласно методу «косых» сечений, лучше согласуются с результатом решения трёхмерных уравнений Эйлера, чем рассчитанные по методу «нормальных» сечений (рис. 11).

Рис. 11.

Для обоснования используемых методов расчёта аэродинамических характеристик профилей было выполнено сопоставление результатов расчёта по соответствующим программам с экспериментальными данными. Приведенные результаты позволяют сделать вывод, что используемые методы в совокупности позволяют определять аэродинамические характеристики профилей при работе в широком диапазоне чисел Маха, Рейнольдса и Струхаля.

В качестве иллюстрации на рис. 12. показано расчётное и экспериментальное распределение давления для профиля "X" при трансзвуковом обтекании, а на рис. 13 - нестационарная зависимость Су(а) профиля УегЫ 23010.

М-0 703, Л1-5°

--расчет в невязкой среде

-»- - расчёт в вязкой среде ,о - эксперимент

lili

-Расчет Sh=0124 —Эиетервинг Этеперижнт Sh=

«

0

1 ) ■ 1 1 i :

Рис. 12.

Рис. 13.

Выполнено сопоставление результатов расчёта аэродинамических характеристик крупномасштабной модели несущего винта с результатами испытаний, выполненных Е.С. Вождаевым, В.А. Головкиным и др. на винтовом приборе ВП-6 в аэродинамической трубе Т-104 ЦАГИ. Сравнение коэффициентов аэродинамических сил и моментов на относительной скорости V =0.33 показано на рис. 14-16.

0 25 ?'"

02 j— о.=-5"

О 15 ]

7

-Расчет Эксперимент

029 02 015 01 005 О

Ст/и

-1<Г У о °

о.

/

. Ст/(Т

О 15 01 005

inVa о

т

¿г'

/

-.ппЛт

О 0005 001 0015 002 0025

О 0 005 0 01 0015 0 02 0025

О 0 005 0 01 0015 0 02 0 025

с,/а

1 О 15 О

-iC,/а

2 065

!

—Расчет о Эксперимент

Ч

cja

\

2 0 25

i

к o

c,h

-•с, h

Рис. 14.

Рис. 15

Рис. 16

Различие при больших ст/а может быть объяснено срывом с лопастей, который в расчёте не моделировался.

В целом согласование результатов расчёта с экспериментальными данными удовлетворительное.

В четвёртой главе приведены результаты исследования аэродинамических характеристик винтов на больших скоростях полёта с учётом особенностей их работы на этих режимах.

Для исследования влияния пространственности обтекания лопастей несущего винта на его аэродинамические характеристики на больших скоростях полёта были выполнены сравнительные расчёты характеристик винта с использованием гипотезы «косых» сечений и гипотезы сечений, нормальных к передней кромке лопасти. На рис 17 показано изменение по скорости разницы в крутящем моменте, рассчитанном по двум моделям:

при (шк/а)ко<:=0.01. Она увеличивается с ростом скорости с 2% при V = 0,4 до 9% при V = 0,7.

Рис. 17.

Полученные результаты показывают, что пространственность обтекания лопастей несущего винта на больших скоростях полёта оказывает существенное влияние на его аэродинамические характеристики

Влияние зоны обратного обтекания на интегральные и распределённые аэродинамические характеристики исследовалось на примере однолопастного винта с жёстким креплением лопастей к втулке Рассматривались режимы полёта с относительными скоростями V =0.3 и 0.7 и углами атаки а„=-20', -5* и 10*.

На относительной скорости V =0.3 зона обратного обтекания мала, и на интегральные характеристики винта заметного влияния не оказывает.

На относительной скорости V =0.7 зона обратного обтекания велика, образующиеся в ней вихри оказывают сильное влияние на характеристики лопастей.

Как видно из рис. 18, на угле атаки Оа=-20' учёт зоны обратного обтекания приводит к большей отрицательной тяге комлевых сечений на азимутах вблизи у=270°. Для отрывной модели она меньше, чем для безотрывной, что вообще характерно для отрывного обтекания.

С увеличением угла атаки влияние зоны обратного обтекания на аэродинамические характеристики лопасти уменьшается.

/

Баз сомлеаой палены зона обратного обтекания на моделируется ...... С комле»ой паленой зона обратного

обтекания на моделируется —безотрывная модель зоны обратного обтекания

..х- • • Отрывная модель зоны обратного

Рис. 18.

На рис. 19, 20, 21 показано развитие во времени вихревой пелены в зоне обратного обтекания (отрывная модель, К =0.7, а,=10"). На азимутах \р=210\..270° отрыв развивается до относительного радиуса г =0.7 . Сошедшая с передней кромки вихревая пелена расположена за лопастью по потоку и её деформация вызвана главным образом собственной индукцией.

На азимутах \|/=270'...295* концевой вихрь приближается к комлю лопасти, движется вдоль неё, и на азимуте <(/=345° доходит до концевых сечений. На этом же азимуте пелена, сошедшая в зоне обратного обтекания, также оказывается вблизи концевых сечений.

\|/=295"

\|/=345"

Рис. 19.

Рис. 20.

Рис. 21.

Исследовалось маховое движение лопастей несущего винта относительно горизонтального шарнира при больших относительных скоростях полёта и больших отрицательных углах атаки. Проведено сравнение с расчётными результатами, полученными И.Ф.Желонкиным. Представленные материалы подтверждают возможность исследования махового движения лопастей несущего винта на рассмотренных режимах с использованием изложенного в работе метода моделирования.

В пятой главе иллюстрируются возможности использования разработанного метода для расчёта аэродинамических характеристик винта при криволинейном движении. Приводятся результаты методических расчётов жёсткого и шарнирного

винтов, показывающие влияние криволинейного движения на их интегральные и распределённые аэродинамические характеристики.

При криволинейном движении на маневре вращение вертолёта приводит к искривлению вихревой структуры винта, что необходимо учитывать в расчёте его аэродинамических характеристик.

Рис. 22 и 23 иллюстрируют влияние вращения винта вокруг поперечной оси на форму вихревой структуры. Жёсткий винт поворачивается с угловыми скоростями, соответственно, шг=0 и 1.1рад/с и движется со скоростью У=81 км/ч под углом атаки а„=0. Коэффициенты тяги в обоих случаях равны <^=0.019, что соответствует перегрузке 2.

Видно, что форма вихревой структуры существенно зависит от угловой скорости

Рис. 22.

Рис. 23.

На рис. 24 показаны полученные на этих режимах зависимости коэффициента крутящего момента винта от угла азимута. В криволинейном движении с угловой скоростью <й2=1 1рад/с коэффициент крутящего момента примерно на 12% меньше, чем в горизонтальной полёте.

»-о

1 1рад/с

135 180 225 270 313

Рис. 24.

Показано, что форма вихревой структуры существенно зависит от угловой скорости (х)г. Исследуется влияние вращения вертолёта по углу тангажа на интегральные и распределённые аэродинамические характеристики винта.

Обращает на себя внимание нестационарный характер аэродинамических характеристик винта, вызванный интенсивным взаимодействием лопастей с вихрями

Заключение и выводы по работе

Диссертация посвящена актуальной теме разработки методов математического моделирования в применении к задачам расчёта аэродинамических характеристик несущих винтов скоростных и маневренных вертолётов. В диссертационной работе сделаны следующие выводы:

1. На базе нелинейной нестационарной вихревой теории разработан метод расчёта аэродинамических характеристик несущих винтов в общем случае пространственного движения вертолёта;

2. Для моделирования пространственного обтекания лопасти обосновывается применение гипотезы «косых» сечений и теории несущей поверхности. С их использованием разработан метод расчёта аэродинамических характеристик несущего винта через суммирование элементарных сил и моментов в косых сечениях.

3. Проведён анализ различных методов определения углов индуктивного скоса, связывающих трёхмерное обтекание несущей поверхности с обтеканием профилей сечений лопасти Расчёты аэродинамических характеристик крыльев показали, что рассмотренные методы приводят к близким результатам, и с увеличением их удлинения различие уменьшается.

^ Для расчёта аэродинамических характеристик произвольного профиля косого сечения на базе синтеза современных методов был создан пакет подпрограмм расчёта аэродинамических характеристик профиля, ориентированных на различные режимы его работы в зависимости от параметров обтекания: чисел М, Яе и БЬ Выполненные численные исследования аэродинамических характеристик вертолётных профилей показали удовлетворительное соответствие результатов численного моделирования и экспериментов в широком диапазоне параметров М, Яе, ЭЬ.

5. Проведены сравнительные расчёты характеристик винта с использованием гипотезы «косых» сечений и гипотезы сечений, нормальных к передней кромке лопасти. Показано, что пространственность обтекания лопастей несущего винта при больших скоростях полёта оказывает существенное влияние на его аэродинамические характеристики. Различие в крутящем моменте, рассчитанном по описанным моделям, увеличивается с ростом скорости с 2% при V = 0,4 до 9% при V = 0,7.

6. В рамках нелинейной нестационарной теории в вихревую модель винта вводится зона обратного обтекания, в которой моделируется либо отрывное, либо безотрывное обтекание сечений лопасти Численными исследованиями показана необходимость учёта зоны обратного обтекания и моделирования отрыва в этой зоне при относительных скоростях движения винта больше 0,4. Влияние отрыва в зоне

обратного обтекания винта на его аэродинамические характеристики возрастает с увеличением скорости полёта.

7. Представленные материалы по маховому движению лопастей несущего винта на предельных углах атаки и больших скоростях полёта подтверждают возможность исследования махового движения лопастей несущего винта с использованием созданной математической модели.

8. Выполнены расчёты аэродинамических характеристик несущего винта вертолёта на режимах маневра с учётом нелинейности и нестационарности вихревого следа. Показано, что влияние этих факторов необходимо учитывать при расчёте аэродинамических характеристик винта.

9 Сопоставление результатов расчёта аэродинамических характеристик крупномасштабной модели несущего винта с результатами испытаний в аэродинамической трубе показало их удовлетворительное согласование.

10. Разработан алгоритм и программа расчёта аэродинамических характеристик несущих винтов, позволяющие выполнять расчёт как на однопроцессорных ЭВМ, так и параллельно на сети ЭВМ. Алгоритм распараллеливания обладает высокой эффективностью, что позволяет в несколько раз сократить время, затрачиваемое на решение задач.

Список публикаций автора, в которых изложено основное содержание диссертационной работы \

1 Аникин В.А , Герасимов О В., Коломенский Д.С., Крицкий Б С., Свириденко Ю.Н. Метод расчёта аэродинамических характеристик несущего винта // Труды VI форума РосВО. - М., 2004.

2 Михеев C.B., Аникин В.А., Свириденко Ю.Н., Коломенский Д.С. Направления развития методов моделирования аэродинамических характеристик несущих винтов // Полёт. - 2004. - №6.

3 Anikin, V ; Kolomenskiy, D.; Sviridenko, Yu. Simulation of Rotor Aerodynamics at High Flight Speed // 30th European Rotorcraft Forum, Marseilles. - 2004.

4 Коломенский Д.С. Метод расчёта аэродинамических характеристик несущего винта скоростного вертолёта // Труды третьей международной конференции «Авиация и космонавтика - 2004». 1-4 ноября 2004 г. - М.: МАИ, 2004.

5 Судаков Г.Г, Аникин В А., Коломенский Д С., Шумилина Е.Б. Расчёт аэродинамических характеристик профиля при его поступательно-колебательном движении // Материалы XVI школы-семинара «аэродинамика летательных аппаратов».-2005.

6 Артамонов Б JI., Коломенский Д.С. Разработка метода расчёта угла качания лопасти несущего винта относительно вертикального шарнира при неустановившемся

к криволинейном движении вертолета // Проблемы перспективной авиационной

техники. - М.: МАИ, 1999.

Множительный центр МАИ

Зак. от200/Гг. Тир.<?£> экз.

V

»12 0 15

РНБ Русский фонд

2006-4 28264

i

Список обозначений

Введение. Состояние и направления исследований по аэродинамике несущих винтов

1. Метод расчёта аэродинамических характеристик винтов скоростных и маневренных вертолётов

1.1.Постановка задачи. Вихревая модель винта

1.2.Моделирование обтекания винта в общем случае движения. Разрешающая система уравнений

1.3. Аэродинамические характеристики винта при моделировании лопастей несущими поверхностями. Гипотеза «косых сечений»

1.3.1.Определение углов атаки в сечениях лопастей 1.3.2.Определение нагрузок на элементах лопастей 1.3.3.Расчёт сил и моментов на винте

1.4.Уравнение махового движения лопастей в общем случае движения вертолёта

1.5.Моделирование отрыва в зоне обратного обтекания

2. Алгоритмическая реализация метода расчёта

2.1.Описание алгоритма и программы расчёта 2.2.Исследование параллельного алгоритма расчёта

3. Обоснование достоверности метода расчёта аэродинамических характеристик винта

3.1.Выбор параметров математической модели. Методические исследования

3.2.Исследование особенностей расчёта индуктивных скосов в теории несущей поверхности

З.З.Численные исследования аэродинамических нагрузок на элементах лопастей при больших углах скольжения

3.4.Сравнение расчётных и экспериментальных характеристик профилей в зависимости от чисел Рейнольдса, Маха и Струхаля

3.5.Сопоставление результатов расчёта характеристик винта с экспериментальными данными

4. Исследование аэродинамических характеристик винта на больших скоростях полёта

4.1 .Влияние пространственности обтекания лопастей на аэродинамические характеристики несущего винта

4.2.Влияние отрыва в зоне обратного обтекания на аэродинамические характеристики несущего винта

4.3.Исследование махового движения лопастей

5. Аэродинамические характеристики винта при маневре вертолёта

Выводы

Состояние и направления исследований по аэродинамике несущих винтов

Современной тенденцией развития авиации является повышение скоростных и маневренных характеристик вертолётов, что отражается в содержании работ ведущих конструкторских бюро и научно-исследовательских институтов. Планы ОАО «КАМОВ» по созданию перспективной вертолётной техники включают широкий круг научно-исследовательских и экспериментальных работ в области аэродинамики.

Основу их составляют работы по развитию и совершенствованию методов численного моделирования. Среди этих методов ключевое место занимает задача расчёта аэродинамических характеристик несущего винта, т.к. он является элементом, в значительной степени определяющим лётно-технические и маневренные характеристики вертолёта.

Исторически для расчёта аэродинамических характеристик винта сформировалось две группы теорий. В первой, называемой классической, распределение индуктивных скоростей по диску задаётся заранее независимо от действующих на элементы лопасти сил, а её среднее значение может быть определено по теореме о количестве движения. К этой группе относится теория Глауэрта-Локка и последующее её развитие. Во второй индуктивные скорости у каждого элемента лопастей являются функциями сил, действующих на всех лопастях, являющихся в свою очередь функцией этих индуктивных скоростей. Для их определения разработаны вихревые модели, которые с той или иной степенью точности позволяют моделировать течение в области винта.

Определение скоростей, индуцированных вихревой структурой несущего винта, является одним из ключевых в аэродинамическом расчёте вертолёта. Эти скорости оказывают существенное влияние на аэродинамические характеристики всех элементов вертолёта, в том числе и винта. С другой стороны, физические явления в следе за винтом, такие как формирование вихрей в вязкой сжимаемой жидкости, диффузия вихрей, их взаимодействие между собой и с границами раздела сред (поверхностями лопастей, землёй), сложны для моделирования. Это явилось причиной создания в различной степени упрощённых моделей, принимающих в рассмотрение лишь часть физических явлений в возмущённом потоке. Область применения этих моделей ограничена пределами применимости гипотез, лежащих в их основе.

В импульсной теории индуктивные скорости находятся в результате применения общих теорем механики к потоку, обтекающему несущий винт. Эта теория развивалась Б.Н. Юрьевым и Г.Х. Сабининым и существует в интегральной и дифференциальной формулировке.

При приближённых расчётах для вычисления сил и мощности используются формулы теории идеального несущего винта с поправками для реальной среды [34].

В дифференциальной формулировке, теоремы механики применяются к кольцевым элементам потока, а для определения сил и мощности используется теория элемента лопасти [24, 21]. Такой подход позволяет рассчитать неравномерность поля индуктивных скоростей на осевых режимах работы винта. В применении к соосным винтам эта теория была развита Э. А. Петросяном [57].

Импульсная теория используется для предварительной оценки интегральных характеристик винта и получила распространение за счёт своей наглядности и простоты.

Для расчёта распределённых и интегральных аэродинамических характеристик несущих винтов в настоящее время широко используются линейные вихревые теории.

В вихревой теории несущий винт заменяется системой из присоединённых и свободных вихрей. Эта система может быть представлена различным образом. Если каждая лопасть винта рассматривается отдельно от остальных и характеризуется своей индивидуальной вихревой системой, то такая теория называется лопастной. Если же винт заменить' активным диском, что соответствует переходу к винту с бесконечным числом лопастей, то соответствующая теория называется дисковой [2].

В линейных теориях задача о деформации системы свободных вихрей не решается или решается в упрощённом виде. Предполагается, что свободные вихри движутся вместе с невозмущённым потоком или же учитывается главная часть деформаций (квазилинейные теории). В любом случае, форма следа за винтом постулируется.

На осевых режимах используется разработанная Н. Е. Жуковским схема вихревого цилиндра [12], развитая для самолётного винта в работах В. П. Ветчинкина [7], Н. Н. Поляхова, Г. И. Кузьмина и для несущего винта в работах J1. С. Вильдгрубе, В. И. Шайдакова, Е. С. Вождаева, Э. Д. Сафронова, В. А. Аникина, В. Н. Квокова, и других авторов. Для режимов косого обтекания Г. И. Майкапаром было дано обобщение теории Н. Е. Жуковского в виде схемы скошенного вихревого цилиндра [51], получившей развитие в работах А. М. Лепилкина [52], Ван Ши-Цуня [35], Е.С. Вождаева [38], и других авторов. Для решения практических задач расчета характеристик винта в горизонтальном полёте большой вклад внесла теория на базе схемы плоской вихревой пелены, разработанная Л. С. Вильдгрубе [8]. В этом же направлении работали А. И. Слуцкий, А. П. Проскуряков, П. В. Занозин, И. О. Мельц и другие исследователи.

Вихревая структура может быть заменена эквивалентной системой диполей, как это сделано в работах В. Э. Баскина [2], В. И. Шайдакова [60]. Особенностью перечисленных моделей явилась возможность эффективного вычисления индуктивных скоростей в плоскости диска через типовые интегралы или специальные функции.

Лопастные вихревые теории получили развитие в работах Г. И. Майкапара, А. М. Лепилкина, В. Э. Баскина, Е. С. Вождаева, М. Н. Тищенко. Лопасть рассматривается как несущая линия. Для расчёта сил и моментов на лопастях используется гипотеза плоских сечений, нормальных к оси лопасти: силы, действующие на элемент несущей поверхности в трёхмерном потоке, равны соответственно силам, действующим на тот же элемент в плоскопараллельном потоке при соответствующих скоростях обтекания и углах атаки. Для определения сил, действующих на профиль в плоскопараллельном потоке, традиционно используются результаты продувок в аэродинамических трубах.

Гипотеза плоских сечений не вполне обоснована, если обтекание лопастей существенно отличается от плоскопараллельного. В этом случае при определении аэродинамических нагрузок оправданным является применение теорий, в которых лопасть рассматривается как тонкая несущая поверхность, что позволяет рассчитать несущие свойства лопастей. Решение задачи расчёта сил сопротивления лопасти и крутящего момента винта в таком подходе содержит определённые трудности.

В последние годы благодаря бурному развитию вычислительной техники появилась возможность применения нелинейных вихревых теорий для решения практических задач, в том числе моделирования аэродинамики несущего винта при боевом маневрировании вертолёта.

С. М. Белоцерковским, В. А. Васиным, Б. Е. Локтевым [32] была разработана нелинейная нестационарная теория винта на основе нелинейной теории крыла при его нестационарном обтекании.

Задачи моделирования вертолётных винтов рассматриваются в предположении, что среда является идеальной и несжимаемой. Лопасти винтов рассматриваются как тонкие несущие поверхности произвольной формы и заменяются системами дискретных вихрей. Форма вихревого следа не постулируется, а выстраивается в процессе решения задачи. Благодаря этому удаётся моделировать сложное взаимодействие винтов между собой, с твёрдыми и жидкими границами и т.д. [4].

Эта теория развивается коллективом учёных школы С.М. Белоцерковского и используется для исследования сложных нестационарных явлений, таких как работа винта на срывных режимах, вблизи экранирующей поверхности, аэроакустика. Следует отметить работы М.И. Ништа, Б.С. Крицкого, Ю.П. Онушкина, О.В. Герасимова и других учёных ВВИА им. Н.Е. Жуковского по развитию теории [4, 39, 50, 58], а также работы Ф.Н. Павлиди по моделированию в рамках этого подхода характеристик несущего винта с шарнирным креплением лопастей [55].

Важной практической задачей является моделирование аэродинамических характеристик комбинаций несущих винтов. В решении этой задачи вихревая теория является наиболее эффективным инструментом. На базе схемы плоской вихревой пелены J1. С. Вильдгрубе получил формулы для расчёта индуктивной скорости от винта в произвольной точке пространства и всех компонент сил и моментов двухвинтовых несущих схем [2].

В более поздних исследованиях по теории соосной комбинации винтов получила примененение схема скошенного вихревого цилиндра. Так, В. А. Аникиным была решена задача расчёта индуктивной скорости в произвольной точке пространства для пространственной вихревой структуры и на её основе разработана дисковая вихревая теория соосных винтов в косом потоке, предназначенная для практических задач аэродинамического расчёта вертолёта [25, 26].

Лопастные вихревые теории также нашли применение при расчёте соосного несущего винта. В линейной постановке такая теория была разработана В. С. Вождаевым [36]. Подобный подход получил основное применение в тех задачах, где наибольший интерес представляют распределённые и переменные по времени характеристики. Б. Н. Бурцев использует такую модель для расчёта аэроупругих характеристик винта [63].

Нелинейная нестационарная теория несущего винта на базе тонкой несущей поверхности была применена к решению задач комбинации винтов Б. Е. Локтевым, В. А. Симоненко [49, 58].

В последнее время получили развитие методы расчёта характеристик несущего винта с помощью численного решения системы уравнений Навье-Стокса. Точность таких расчетных методов в определении аэродинамических сил и моментов значительно возросла в течение последних лет как за счет уточнения математических моделей, так и за счет усовершенствования прикладных пакетов для построения расчетных сеток. Однако в применении к задачам моделирования обтекания винта вертолёта существует ряд специфических трудностей [65, 68]. По этой причине остаётся целесообразным использование вихревых теорий при моделировании вихревого следа за винтом и его влияния на элементы вертолёта.

Аэродинамические характеристики винта существенным образом определяются кинематикой и динамикой лопастей. В классическом подходе учитывается влияние на аэродинамические характеристики винта первой гармоники угла взмаха лопасти, полученной в результате решения уравнения махового движения [15]. M.JI. Миль обобщил эту теорию на случай установившегося криволинейного движения вертолёта [14].

Позднее в работах И.Ф. Желонкина [44], В.А. Леонтьева [48] дано обобщение теории на случай неустановившегося пространственного движения вертолёта с упругими лопастями и различными типами их крепления к втулке.

На основе разработанных теорий созданы методы расчёта аэродинамических характеристик несущих винтов, которые широко используются для отработки перспективных аэродинамических компоновок лопастей [41, 42], моделирования динамики движения вертолёта [16, 48], исследования вопросов безопасности полёта [9].

Тенденции развития современного вертолётостроения связаны с повышением эффективности применения вертолётов, улучшением их характеристик. Одним из актуальных направлений является повышение характеристик скорости и маневренности вертолётов. Опытно-конструкторские работы в этом направлении сопровождаются расчётными и экспериментальными исследованиями аэродинамики несущего винта на больших скоростях полёта и при больших перегрузках.

Винт скоростного маневренного вертолёта работает в широком диапазоне скоростей и перегрузок, в том числе на предельных режимах. Поэтому многие явления и проблемы, носящие для других вертолётов второстепенный характер, в нашем случае становятся определяющими. Перечислим основные.

Пространственность обтекания. С ростом скорости полета возрастают радиальные течения вдоль лопасти и необходим учет пространственности обтекания. На рис. В.1 представлены поля скоростей у лопастей несущих винтов на двух режимах полета. На левом рисунке показано течение, возникающее у винта, соответствующее режимам крейсерского полета современного вертолёта. Из его анализа видно, что скольжение потока не велико и вполне обеспечивает применение традиционных гипотез. С увеличением скорости полета пространственность обтекания возрастет, наиболее сильно - в зоне vj/ = 0 180° (рис. В. 16). Применение гипотезы нормальных плоских сечений не вполне оправдано, необходимы уточнения.

Рис. B.la. Рис. В.16.

Зона «обратного» обтекания. Аналогичная мотивация необходимости учета особенностей течения в зоне обратного обтекания лопастей. Если до V ~ 0,4 зона обратного обтекания не вносит заметного вклада в расчет сил и моментов, то с увеличением скорости более полное моделирование аэродинамики лопасти в зоне обратного обтекания становится необходимым.

Индуктивные взаимодействия. Важной особенностью аэродинамики винта на больших скоростях является взаимодействие вихрей с лопастью. С ростом скорости, особенно для перспективных винтов, возрастает разреженность и неравномерность вихревой структуры, она быстро сносится по потоку, а пересечение лопасти с мощными вихрями {рис. В.2) вызывает всплеск нагрузки.

Более сложные взаимодействия наблюдаются у лопастей нижнего винта соосного вертолета с вихревой пеленой, сошедшей с лопастей верхнего винта. Учитывая, что пелена может подходить к лопасти под различными углами, необходима более полная модель их взаимодействия, учитывающая их нестационарный характер.

Отрыв потока с лопастей. Постоянный рост маневренных характеристик вертолетов обеспечивается в первую очередь возможностью винта создавать перегрузку до величин 3-ь3,5, а в перспективе и более. Эти режимы характерны большими зонами отрывного течения на лопастях винта. Природа отрывного обтекания существенно нестационарная, области отрывного обтекания постоянно изменяются. Необходимо подчеркнуть, что «отрывные» явления проявляются преимущественно в зоне отступающей лопасти (шарнирный винт) на конце и в зоне обратного обтекания (отрыв с острой задней кромки), там, где размерные нагрузки не велики. Однако вихревая пелена, сошедшая с лопастей в этой зоне, приводит к перераспределению углов атаки в других зонах и изменению аэродинамических характеристик лопастей и всего винта. 4

Рис. В.2.

Целью настоящей работы является создание математической модели и метода расчёта аэродинамических характеристик несущих винтов, учитывающих перечисленные особенности работы винтов при больших скоростях полёта и перегрузках, и исследование влияния этих особенностей на аэродинамические характеристики винтов скоростных и маневренных вертолётов.

Практическая значимость. Работа выполнена в соответствии с планами перспективных работ фирмы «КАМОВ» по созданию методов аэродинамического расчёта скоростных и маневренных вертолётов, а разработанная математическая модель используется при проведении прикладных расчётов в отделении аэродинамики фирмы.

Используемые на сегодняшний день в практике методы моделирования не в полной мере ориентированы на расчёт аэродинамических характеристик винта на режимах больших скоростей и перегрузок, что может привести к заметным ошибкам. Это делает актуальной задачу разработки математической модели, учитывающей перечисленные выше факторы.

Научная новизна заключается в следующем: разработан и реализован в виде пакета программ метод расчёта всех компонент аэродинамических сил и моментов несущих винтов вертолётов в общем случае движения, в котором дополнительно учитываются следующие факторы:

- пространственное обтекание лопастей;

- влияние вихревой структуры в зоне обратного обтекания лопасти на аэродинамические характеристики несущего винта;

- нестационарность распределённых и интегральных аэродинамических характеристик винта.

Достоверность предлагаемой методики подтверждается удовлетворительным совпадением результатов расчёта, полученных на её основе, с результатами расчётов других авторов, а также с экспериментальными исследованиями аэродинамических характеристик винтов и крыльев.

В диссертационной работе впервые получены следующие результаты.

- На базе нелинейной нестационарной вихревой теории разработан новый метод расчёта аэродинамических характеристик несущих винтов в общем случае пространственного движения вертолёта;

- Для моделирования пространственного обтекания лопасти обосновывается использование гипотезы «косых» сечений и теории несущей поверхности. С их использованием разработан метод расчёта аэродинамических характеристик несущего винта через суммирование элементарных сил и моментов в косых сечениях.

- Проведён анализ различных методов определения углов индуктивного скоса, связывающих трёхмерное обтекание несущей поверхности с обтеканием профилей сечений лопасти. Расчёты аэродинамических характеристик крыльев показали, что рассмотренные методы приводят к близким результатам, и с увеличением удлинения различие уменьшается.

- Для расчёта аэродинамических характеристик произвольного профиля косого сечения на базе синтеза современных методов был создан пакет подпрограмм аэродинамики профиля, ориентированных на различные режимы его работы в зависимости от параметров обтекания: чисел М, Re и Sh. Выполненные численные исследования аэродинамических характеристик вертолётных профилей показали удовлетворительное соответствие результатов численного моделирования и экспериментов.

- Проведены сравнительные расчёты характеристик винта с использованием гипотезы «косых» сечений и гипотезы сечений, нормальных к передней кромке лопасти. Показано, что пространственность обтекания лопастей несущего винта при больших скоростях полёта оказывает существенное влияние на его аэродинамические характеристики.

- В рамках нелинейной нестационарной теории в вихревую модель винта вводится зона обратного обтекания, в которой моделируется либо отрывное, либо безотрывное обтекание сечений лопасти. Численными исследованиями показана необходимость учёта зоны обратного обтекания.

- Выполнены расчёты аэродинамических характеристик несущего винта вертолёта на режимах маневра с учётом нелинейности и нестационарности вихревого следа. Показано, что влияние этих факторов необходимо учитывать при расчёте аэродинамических характеристик винта.

- Сопоставление результатов расчёта аэродинамических характеристик крупномасштабной модели несущего винта с результатами испытаний в аэродинамической трубе показало их удовлетворительное согласование.

- Разработан алгоритм и программа расчёта аэродинамических характеристик несущих винтов, позволяющие выполнять расчёт как на однопроцессорных ЭВМ, так и параллельно на сети ЭВМ. Алгоритм распараллеливания обладает высокой эффективностью, что позволяет в несколько раз сократить время, затрачиваемое на решение задач.

Диссертация состоит из пяти глав и выводов по работе.

В первой главе изложен метод расчёта аэродинамических характеристик винта, учитывающий пространственность и нестационарность обтекания, особенности работы лопастей в зоне обратного обтекания. Описан метод расчёта махового движения лопастей шарнирного винта.

Во второй главе изложен алгоритм выполнения расчёта по разработанному методу. Приведены результаты исследования по распараллеливанию алгоритма.

В третьей главе производится обоснование достоверности разработанного метода расчёта аэродинамических характеристик винта, излагаются результаты исследований по методике расчёта. Приводится сопоставление результатов расчёта характеристик винта с экспериментальными данными.

В четвёртой главе приведены результаты исследования аэродинамических характеристик винтов на больших скоростях полёта с учётом рассмотренных особенностей их работы на этих режимах.

В пятой главе рассматриваются аэродинамические характеристики винта при маневре вертолёта.

По теме диссертации опубликовано 6 печатных работ [27, 54, 61, 82, 83, 84] и 5 научно-технических отчётов [71, 72, 74, 75, 76].

Основные результаты докладывались:

- на международном авиационно-космическом научно-гуманитарном семинаре им. С.М. Белоцерковского (апрель 2003);

- на VI форуме Российского вертолётного общества (февраль 2004);

- на конференции «Авиация и космонавтика - 2004» (ноябрь 2004).

На защиту выносятся:

выводы

1. На базе нелинейной нестационарной вихревой теории разработан метод расчёта аэродинамических характеристик несущих винтов в общем случае пространственного движения вертолёта;

2. Для моделирования пространственного обтекания лопасти обосновывается применение гипотезы «косых» сечений и теории несущей поверхности. С их использованием разработан метод расчёта аэродинамических характеристик несущего винта через суммирование элементарных сил и моментов в косых сечениях.

3. Проведён анализ различных методов определения углов индуктивного скоса, связывающих трёхмерное обтекание несущей поверхности с обтеканием профилей сечений лопасти. Расчёты аэродинамических характеристик крыльев показали, что рассмотренные методы приводят к близким результатам, и с увеличением удлинения различие уменьшается.

4. Для расчёта аэродинамических характеристик произвольного профиля косого сечения на базе синтеза современных методов был создан пакет подпрограмм расчёта аэродинамических характеристик профиля, ориентированных на различные режимы его работы в зависимости от параметров обтекания: чисел М, Re и Sh. Выполненные численные исследования аэродинамических характеристик вертолётных профилей показали удовлетворительное соответствие результатов численного моделирования и экспериментов в широком диапазоне параметров М, Re, Sh.

5. Проведены сравнительные расчёты характеристик винта с использованием гипотезы «косых» сечений и гипотезы сечений, нормальных к передней кромке лопасти. Показано, что пространственность обтекания лопастей несущего винта при больших скоростях полёта оказывает существенное влияние на его аэродинамические характеристики. Различие в крутящем моменте, рассчитанном по описанным моделям, увеличивается с ростом скорости с 2% при V = 0,4 до 9% при V =0,7.

6. В рамках нелинейной нестационарной теории в вихревую модель винта вводится зона обратного обтекания, в которой моделируется либо отрывное, либо безотрывное обтекание сечений лопасти. Численными исследованиями показана необходимость учёта зоны обратного обтекания и моделирования отрыва в этой зоне при относительных скоростях движения винта больше 0,4. Влияние отрыва в зоне обратного обтекания винта на его аэродинамические характеристики возрастает с увеличением скорости полёта.

7. Представленные материалы по маховому движению лопастей несущего винта на предельных углах атаки и больших скоростях полёта подтверждают возможность исследования махового движения лопастей несущего винта с использованием созданной математической модели.

8. Выполнены расчёты аэродинамических характеристик несущего винта вертолёта на режимах маневра с учётом нелинейности и нестационарности вихревого следа. Показано, что влияние этих факторов необходимо учитывать при расчёте аэродинамических характеристик винта.

9. Сопоставление результатов расчёта аэродинамических характеристик крупномасштабной модели несущего винта с результатами испытаний в аэродинамической трубе показало их удовлетворительное согласование.

10. Разработан алгоритм и программа расчёта аэродинамических характеристик несущих винтов, позволяющие выполнять расчёт как на однопроцессорных ЭВМ, так и параллельно на сети ЭВМ. Алгоритм распараллеливания обладает высокой эффективностью, что позволяет в несколько раз сократить время, затрачиваемое на решение задач.

105

1. Акимов А.Н., Берестов J1.M, Михеев Р.А. Лётные испытания вертолётов.-М.: Машиностроение, 1980.

2. Баскин В.Э., Вождаев Е.С., Вильдгрубе Л.С., Майкопар Г.И. Теория несущего винта.- М.: Машиностроение, 1973.

3. Белоцерковский С.М., Котовский В.Н., Ништ М.И., Федоров P.M. Математическое моделирование отрывного обтекания тел.- М.: Наука, 1988.

4. Белоцерковский С.М., Локтев Б.Е., Ништ М.И. Исследование на ЭВМ аэродинамических и аэроупругих характеристик винтов вертолётов.- М.: Машиностроение, 1992.

5. Белоцерковский С.М., Ништ М.И. Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью.- М.: Наука, 1978.

6. Брамвелл А.Р.С. Динамика вертолётов.- М.: Машиностроение, 1982.

7. Ветчинкин В.П., Поляхов Н.Н. Теория и расчет воздушного гребного винта.- М.: Оборонгиз, 1940.

8. Вильдгрубе Л.С. Вертолёты. Расчёт интегральных аэродинамических характеристик и лётно-технических данных.- М.: Машиностроение, 1977.

9. Володко A.M. Безопасность полётов вертолётов.- М.: Транспорт, 1981.

10. Глауэрт Г. Основы теории крыльев и винта.- М.: ГНТИ, 1931

11. Джонсон У. «Теория вертолёта».- М.: Мир, 1983.

12. Жуковский Н.Е. Вихревая теория гребного винта. Собрание соч., том 4.- М.: Гостехиздат, 1949.

13. Мартынов А.К. Экспериментальные исследования по аэродинамике вертолёта.- М.: Машиностроение, 1980.

14. Миль М.Л., Некрасов А.В., Браверман А.С., Гродко Л.Н., Лейканд М.А. Вертолеты, т.1, т.2, М.: Машиностроение, 1966-1967.15