Содержание к диссертации
Введение
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 ІАУравнение 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
3.3. 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
Литература
- Моделирование обтекания винта в общем случае движения. Разрешающая система уравнений
- Расчёт сил и моментов на винте ІАУравнение махового движения лопастей в общем случае движения вертолёта
- Численные исследования аэродинамических нагрузок на элементах лопастей при больших углах скольжения
- Влияние пространственности обтекания лопастей на аэродинамические характеристики несущего винта
Введение к работе
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 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.
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, пространственностыи н&^щтар5шйМ оотекания лопастей, и
1 HJH*
4 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 вертолёта 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. СМ. 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.
Моделирование обтекания винта в общем случае движения. Разрешающая система уравнений
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]. М.Л. 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 юродинамических компоновок лопастей [41, 42], моделирования динамики движения вертолёта [16, 48], исследования вопросов безопасности полёта [9].
Тенденции развития современного вертолёте строения 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 пространственное обтекания. На рис. В Л 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. она «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-ьЗ,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. Целью настоящей работы является создание математической модели и
Расчёт сил и моментов на винте ІАУравнение махового движения лопастей в общем случае движения вертолёта
В работе [27] приведено обоснование гипотезы «косых» сечений и расчётом подтверждена достоверность метода в случае, когда крыло имеет нулевую крутку. С помощью панельного метода был проведён расчёт обтекания стреловидного крыла конечного удлинения Х=5, без сужения, х=45. Далее от всех продольных вихрей проводился расчёт индуктивных скосов по линии 3/4 хорд. В соответствии с гипотезой «косых» сечений, полученное распределение местных углов атаки сечений с учётом индуктивных скосов от продольных вихрей использовалось для расчёта характеристик сечений бесконечного скользящего крыла (профиля). Характеристики профилей рассчитывались по программе решения системы уравнений Эйлера в двухмерном случае.
Полученное распределение коэффициента нормальной силы и продольного момента сечений крыла по длине крыла z в сравнении с характеристиками, рассчитанными для трёхмерного крыла путём решения уравнений Эйлера сеточным методом, показано на рис. 3.24. Отмечается хорошее согласование результатов.
Как правило, лопасти несущего винта имеют ненулевую крутку. В этом случае, как было показано в разделе 1.3.2, профили «косых» сечений существенно отличаются от профилей нормальных сечений, и следует ожидать соответствующего различия в результатах расчёта сил и моментов. Поэтому были выполнены методические исследования для закрученного скользящего крыла.
На графиках показано изменение коэффициента нормальной силы по размаху крыла z при угле скольжения х=0 (рис. 3.25) и %=45 (рис. 3.27). Крыло имеет удлинение Х=20 и суммарную крутку Лф =10. Закон изменения угла крутки - линейный. Угол атаки крыла а=5.
Хорошее совпадение результатов при нулевом угле скольжения подтверждает достоверность методики и программы расчёта. Различие в сечениях вблизи 2=1 может быть вызвано недостаточно подробной вихревой моделью в концевых сечениях (использовалось равномерное разбиение по размаху). На рис. 3.26 показан контур «косого» сечения, соответствующий углу скольжения х=45, в сравнении с контуром нормального к передней кромке сечения (профиль NACA0009). Наличие крутки приводит к заметному отличию контура профиля косого сечения от контура профиля нормального сечения, образующего крыло: задняя кромка «опускается», что эквивалентно увеличению угла атаки. По этой причине подъёмная сила крыла, рассчитанная с использованием гипотезы «косых» сечений, оказывается выше, чем в расчёте с использованием традиционной гипотезы нормальных плоских сечений. Из рис. 3.27 видно, что коэффициенты распределённой нормальной силы и момента, рассчитанные согласно методу «косых» сечений, лучше согласуются с результатом решения трёхмерных уравнений Эйлера. В случае ненулевого угла скольжения заметно существенное уточнение метода расчёта характеристик крыла благодаря гипотезе «косых» сечений: коэффициент нормальной силы, рассчитанный согласно этой методике, практически совпадает с результатом решения трёхмерных уравнений Эйлера. Результаты, полученные с использованием гипотезы нормальных плоских сечений, заметно отличаются. Сравнение расчётных и экспериментальных характеристик профилей в зависимости от чисел Реинольдса» Маха и Струхаля Для обоснования используемых методов расчёта аэродинамических характеристик профилей было выполнено сопоставление результатов расчёта по соответствующим программам с экспериментальными данными. На рис. 3.28 - 3.30 приведены результаты расчёта аэродинамических характеристик профиля NACA 0009 по программе расчёта дозвукового обтекания профиля Xfoil [66]. Расчёт выполнялся при числе Маха набегающего потока М=0 и числах Реинольдса Re=3 106 и 6-Ю6. Для сравнения приведены экспериментальные характеристики профиля, полученные на тех же режимах в аэродинамической трубе NACA [78]. На линейном участке расчётная зависимость суа(а) совпадает с экспериментальной. Влияние числа Реинольдса на характеристики срыва расчётным методом моделируется, но значения срывного угла атаки и максимального коэффициента подъёмной силы завышены по сравнению с экспериментальными. Расчётные значения коэффициента сопротивления профиля удовлетворительно согласуются с экспериментальными. Необходимо отметить, что точность определения коэффициента силы сопротивления в эксперименте не вполне удовлетворительная - для симметричного профиля NACA 0009 была получена несимметричная зависимость сха(а).
Численные исследования аэродинамических нагрузок на элементах лопастей при больших углах скольжения
На рис, 5.6 показано распределение коэффициента нормальной силы по длине лопасти на различных азимутах для винта в прямолинейном и криволинейном движении. Наибольшие различия наблюдаются на азимутах лопасти \у=0 и \j/=180\
Моделирование шарнирного винта выполнялось на режиме V=81 км/ч, хв=0, (ог=1.1рад/с при том же угле общего шага рош=10.293\ что и у жёсткого винта. Вихревая структура винта показана на рис. 5.7, зависимости коэффициентов силы тяги и крутящего момента винта от угла азимута - на рис. 5.8 и 5.9.
Обращает на себя внимание усиление нестационарного характера аэродинамических характеристик шарнирного винта (рис. 5.9) по сравнению с жёстким (рис. 5.5). Объяснение этого эффекта связано с завалом конуса лопастей шарнирного винта назад и попаданием лопастей в зону сгущения вихрей за винтом и их интенсивным взаимодействием. Отсюда следует вывод о необходимости более точного построения вихревой структуры винта при маневрировании вертолёта.
Представленные результаты иллюстрируют возможности разработанного метода для расчёта аэродинамических характеристик несущего винта вертолёта на режимах маневра с учётом нелинейности и нестационарности вихревого следа. 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. 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.
Влияние пространственности обтекания лопастей на аэродинамические характеристики несущего винта
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 аЕ=-20", -5 и 10.
На относительной скорости V =0.3 зона обратного обтекания мала, и на интегральные характеристики винта заметного влияния не оказывает. На рис. 4.5 -4.8 показано распределение по длине лопасти на азимутах i/=0, 90, 180" и 270 погонной относительной нормальной силы погонная нормальная к хорде сила в сечении на относительном радиусе г, со - угловая скорость вращения винта, R - радиус винта, Ь - хорда лопасти. Результаты расчётов по безотрывной и отрывной моделям близки, в зоне обратного обтекания нормальная сила отрицательна и по абсолютной величине несколько больше, чем в расчётах по моделям, не учитывающим зону обратного обтекания. На относительной скорости V =0.7 зона обратного обтекания велика, образующиеся в ней вихри оказывают сильное влияние на характеристики лопастей. На угле атаки ав=-20" это влияние показано на рис. 4.6. Учёт зоны обратного обтекания здесь приводит к большей отрицательной тяге комлевых сечений на азимутах вблизи \/=270. Для отрывной модели она меньше, чем для безотрывной, что вообще характерно для отрывного обтекания,
Необходимо также отметить существенное влияние комлевой пелены. Учёт комлевой пелены приводит на азимутах \j/=180\..270 к более гладкому распределению нагрузки в комлевых сечениях лопасти (рис. 4.6-4.8).
С увеличением угла атаки влияние зоны обратного обтекания на аэродинамические характеристики лопасти уменьшается, это видно из распределения нормальной силы по длине лопасти на угле атаки ав=10 на азимутах \j/=0 и у=270\ показанного на рис. 4.8.
Развитие во времени вихревой пелены в зоне обратного обтекания показано на рис. 4.9 (отрывная модель, V =0.7, ав=10). На этом режиме комлевые сечения лопасти входят в зону обратного обтекания уже на азимуте у=210. На азимутах \/=210"...270 отрыв развивается до относительного радиуса 7 = 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.
В зависимости от угла атаки вихревые пелены проходят над или под лопастью. На некоторых режимах вихревая структура движется непосредственно вдоль лопасти и, в зависимости от модели, отдельные её участки могут пересекать лопасть. Это вызывает осцилляцию аэродинамических характеристик лопасти на азимутах \[/=270...0. В качестве иллюстрации на рис. 4.10 показана вихревая структура винта (безотрывная модель зоны обратного обтекания) на режиме V =0.7, а3=10 при виде сверху и виде спереди. Вихри, сошедшие в зоне обратного обтекания, на участке 7 =0.2... 0.7 пересекают лопасть.
Отметим, что в расчётах не была включена процедура регуляризации взаимодействия свободных вихрей с лопастью. Такая процедура уменьшила бы осцилляцию нагрузок. Однако создание обоснованной схемы регуляризации взаимодействия дискретных вихревых пелен с лопастью является сложной задачей, на настоящий момент окончательно не решённой. Из представленных результатов видно, что отрыв в зоне обратного обтекания оказывает на больших скоростях существенное влияние на аэродинамические характеристики винта. Особенно важно моделировать отрыв в зоне обратного обтекания в задачах, связанных с определением распределённых аэродинамических нагрузок на лопастях.
