Исследование влияния несущего винта на крыло вертолета

2007

НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность

№ 111

УДК 553.65.11.32:681.3:629.7.015

ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ НЕСУЩЕГО ВИНТА НА КРЫЛО ВЕРТОЛЕТА

В. А. ДЖАКСБАЕВ, А. А. НОВИКОВ Статья представлена доктором технических наук, профессором Барзиловичем Е.Ю.

Представлены результаты исследования влияния несущего винта на крыло вертолета с помощью метода дискретных вихрей.

Как известно, крыло на вертолете служит главным образом для разгрузки несущего винта (НВ) на больших скоростях полета. Аэродинамические силы и моменты вертолета в целом создаются всеми частями вертолета, но не являются простой суммой сил или моментов изолированных частей вертолета, так как имеет место интерференция - взаимное влияние частей вертолета друг на друга. Влияние струи от НВ на крыло может быть значительным, приводящим к изменению аэродинамической силы не только по величине, но и по знаку. Кроме того, из-за существенно нестационарного поля скоростей в струе от винта нагрузки на крыле также нестационарные. Представляет интерес исследование влияния НВ на крыло вертолета с целью оценки нестационарного аэродинамического нагружения крыла в струе от НВ.

Задача по определению нестационарных аэродинамических характеристик несущего винта в нелинейной постановке основана на теории несущего винта, изложенной в [2], а моделирование комбинации несущий винт - несущая поверхность проведено в соответствии с [3].

Рассматриваются прямые задачи аэродинамики, в которых форма несущих поверхностей задана в виде функций координат и времени или определяется из решения задачи движения лопастей под действием заданных или найденных сил. Кинематические параметры движения также считаются известными.

При решении используется граничное условие непротекания поверхности крыла, требующее обращения в нуль нормальных составляющих относительных скоростей среды в точках поверхности. Начальные условия задаются. На вихревой пелене, образующейся за крылом, выполняется условие о непрерывности давления, в соответствии с которым вихревая пелена движется вместе со средой. Это позволяет определить пространственную форму вихревой пелены. На бесконечном удалении от крыла и следа возмущения, вызванные ими, затухают. В рассматриваемой задаче необходимо дополнительное условие для определения циркуляций в сечениях несущей поверхности. Таковым обычно является гипотеза Чаплыгина-Жуковского о конечности скоростей на острых задних или боковых кромках крыла, что эквивалентно требованию об обращении в нуль интенсивности присоединенного вихревого слоя на нем. При решении задач используется также условие о постоянстве циркуляции по замкнутому контуру, проведенному через одни и те же частицы в любом из сечений поверхности. Как известно, оно является следствием общих уравнений гидродинамики.

Поставленные задачи численно реализуются на ПЭВМ методом дискретных вихрей. Вихревые слои, которыми моделируется крыло вертолета, а также следы в расчетных схемах заменяются вихревыми рамками. Граничные условия в каждый расчетный момент времени выполняются в конечном числе контрольных точек. В результате краевая задача сводится к решению системы линейных алгебраических уравнений, из которых находятся неизвестные циркуляции присоединенных и свободных вихрей.

Каждая из лопастей и крыло заменяется бесконечно тонкой базовой поверхностью, форма в плане которой совпадает с формой в плане несущей поверхности (рис. 1). Базовая поверхность представляется в виде набора четырехугольных площадок, в общем случае трапециевидных. Каждая из площадок заменяется вихревой рамкой (рис. 2).

В процессе решения задачи определяются циркуляции суммарных вихрей на крыле и выстраиваются вихревые следы. Аэродинамические нагрузки на крыле рассчитываются с помощью интеграла Коши-Лагранжа.

В рамках данной работы рассмотрен трехлопастной НВ со следующими геометрическими параметрами: радиус винта Я = 8,65 м, хорда лопасти Ьл = 0,46 м, радиус втулки Гщ. = 0,62 м.

Рис. 1. Бесконечно тонкие базовые по- „ „ „

Рис. 2. Вихревая система лопастей и крыла

верхности

Геометрические параметры крыла вертолета Ми-24 с подфюзеляжной частью: корневая хорда Ь0 = 1,36 м, концевая хорда Ьк = 0,79 м, размах крыла 1кр = 6,6 м, угол установки крыла фкр = 19°, угол обратной У-образности у кр = 12°, угол поперечной стреловидности по передней кромке % = 9°.

При решении задачи используются безразмерные величины и параметры. Все линейные размеры относятся к радиусу НВ Я, линейные скорости - к окружной скорости концевых сечений лопастей юНЯ. За характерную площадь принята площадь, ометаемая НВ Бом.

Вихревая система крыла строится для каждого конкретного режима обтекания. В данном случае рассматривается плавное безотрывное обтекание крыла. Базовая поверхность, заменяющая лопасть, разбивается на 20 ячеек: 2 по хорде лопасти, 10 по размаху. Крыло заменяется базовой поверхностью, которая моделировалась в свою очередь 50 вихревыми рамками. При этом рассматривался отрыв потока с боковых и задней кромок.

Для проверки достоверности результатов моделирования подобных сложных взаимодействий используется сравнение с результатами, полученными другими авторами и широко апробированными на практике.

Для изолированного крыла сравнение проводилось с известным решением, представленным в [1]. Моделировалось нестационарное безотрывное обтекание прямоугольного крыла (1 = 1, %0 = 0, ^ = 1). Сопоставление проводилось по конфигурации вихревой структуры, моделирующей след за крылом и по значениям коэффициента нормальной силы крыла су в зависимости от безразмерного времени т. Решение, полученное с помощью модели для изолированного крыла, полностью согласуется с результатами, изложенными в [1].

Влияние НВ на крыло вертолета проявляется как за счет изменения средних местных углов атаки крыла, так и за счет неравномерности потока в струе от НВ, обусловленной циклическим прохождением лопастей над крылом. На рис. 3 представлена форма вихревой пелены изолированного крыла после 0,5 секунды "полета" со скоростью Уп = 50 м/с под углом атаки 5°.

Рис. 3. Форма вихревой пелены изолированного крыла

Рис. 4 иллюстрирует форму вихревой пелены крыла после 0,5 секунды "полета", работающего совместно с НВ на той же скорости Уп = 50 м/с. Угол атаки крыла составлял 5°, угол атаки НВ —3°. Циклическое изменение возмущенной скорости в следе за НВ приводит к циклической деформации вихревой пелены за крылом.

Рис. 4. Форма вихревой пелены крыла в струе от НВ

На рис. 5 представлено изменение коэффициента нормальной силы крыла по времени полета с учетом влияния НВ и без его учета. Угол атаки вертолета 5°, угол атаки НВ-------4°, ско-

рость "полета" 72 м/с.

Колебательный характер изменения коэффициента нормальной силы крыла по времени объясняется неравномерностью поля скоростей в окрестности несущего винта и соответственно крыла. Частота колебаний нормальной силы крыла кратна произведению частоты вращения винта на количество лопастей. с учетом и без учета струи от НВ

Су

0,004

0,003

0,002

Чаял/ WWW WWW WWW WWW WV

с НВ изолированное

0 0,5 1 1,5 2 2,5 t,CeK

Рис. 5. Изменение коэффициента нормальной силы крыла

ЛИТЕРАТУРА

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

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

3. Крицкий Б. С. Математическое моделирование несущих систем преобразуемых летательных аппаратов // Труды 1го ежегодного форума и Юрьевских чтений 20 - 21 сентября 1994. - М.: РосВО, 1994.

RESEARCH OF MUTUAL INFLUENCE HELICOPTER CARRYING SCREW AND WING OF THE HELICOPTER

Djaksbaev V. A., Novikov A.A.

Results of research of influence of carrying screw on wing of the helicopter are submitted by the help of a method of discrete vortices.

Сведения об авторах

Джаксбаев Вячеслав Абдулаевич, 1978 г.р., окончил Сызранский ВАИ (2001), адъюнкт ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, автор 2 научных работ, область научных интересов - численные методы и их алгоритмическая реализация, прикладная аэрогидродинамика, аэродинамика вертолетов.

Новиков Алексей Алексеевич, 1972 г.р., окончил Сызранское ВВАУЛ (1994) и ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского (1998), генеральный директор МОАКФ, автор 5 научных работ, область научных интересов -аэродинамика вертолетов, авиационная безопасность в чрезвычайных ситуациях.