Аэродинамический расчет вертолета
Бесплатный доступ
Целью аэродинамического расчета вертолета является определение летных свойств по его конструктивным параметрам, исследование вопросов его балансировки. Существует несколько способов проведения аэродинамического расчета вертолета: расчет продувочных поляр винта; теория, рассматривающая маховые движения лопастей, метод тяг и метод мощностей. В данной статье рассмотрен метод тяг и метод мощностей, которые были предложены Н.Е. Жуковским. Он является самым часто применяемым и удобным для аэродинамического расчета.
Аэродинамика, сопротивление, характеристики, вертолет
Короткий адрес: https://sciup.org/140287033
IDR: 140287033 | УДК: 629.735.45
Aerodynamic calculation of helicopter
Anatation: The purpose of the aerodynamic calculation of a helicopter is to determine flight properties by its design parameters, to study the issues of its balancing. There are several ways to perform aerodynamic calculation of a helicopter: calculation of propeller flushing polar; theory considering the swing movements of the blades, the traction method and the power method. This article discusses the traction method and the power method, which were proposed by N.E. Zhukovsky. This method is the most frequently used and convenient method of aerodynamic calculation.
Текст научной статьи Аэродинамический расчет вертолета
Фюзеляж является сложным телом, создающее аэродинамическое сопротивление в полете. Целью расчета аэродинамического сопротивления вертолета является составление сводки лобовых сопротивлений и расчет площади эквивалентной плоской пластинки, имеющей такое же, как у вертолета, аэродинамическое сопротивление при обтекании перпендикулярным к ней потоком воздуха (таблица 1) [2].
Таблица 1 – Сводка лобовых сопротивлений вертолета.
|
Наименование элементов вертолета |
Нахождение расчетной площади |
Расчетная площадь элементов S , ,m2 |
Коэффициент аэродинамического сопротивления cx i |
Произведение площади на коэффициент SiS cxi , м 2 |
|
Фюзеляж |
Площадь фюзеляжа |
16 |
0,035 |
0,16 |
|
Капоты редуктора |
Площадь поперечного сечения капота |
0,33 |
0,2 |
0,06 |
|
Капоты двигателя |
0,8 |
0,095 |
0,2 |
|
|
Несущий винт с втулкой |
Площадь ометаемая винтом |
133,43 |
0,002 |
0,262 |
|
Рулевой винт с втулкой |
11,93 |
0,003 |
0,013 |
|
|
Полозковое шасси |
Площадь шасси |
0,042 |
0,2 |
0,008 |
|
Хвостовое оперение |
Площадь оперения |
1,68 |
0,011 |
0,017 |
|
Площадь эквивалентной пластинки |
0,43 |
|||
|
^ э = Z c xi S t , м2 |
Далее строим твердотельную ЗД-модель вертолета и продуваем его в аэродинамической трубе для получение аэродинамических характеристик.
С учетом всех габаритных размеров чертежа нашего вертолета создадим ЗД-модель в программе Siemens NX (рисунок 1).
Рисунок 1 - ЗД-модель вертолета
Создаем проект аэродинамического расчета в ПК ANSYS . Общий вид окна ANSYS Workbench готового проекта представлен на рисунке 2.
Рисунок 2 – Общий вид окна ANSYS Workbench
Далее создаем общую газовую оболочку в виде квадрата с вырезанным в нем вертолетом и строим сетку.
Рисунок 3 – Сетка на общей газовой модели
Экспортируем данную модель в модуль CFX ПК ANSYS и вводим входные данные. В домен общей газовой оболочки мы добавляем входные параметры boundary , а именно вход газового потока со скоростью 216
км/ч, выход газового потока 200 км/ч на передней и задней стенке нашего куба. Всем остальным стенкам присваиваем значение opening.
После создания всех входных параметров и связей окно раздела Setup будет выглядеть следующим образом. Результат на рисунке 4.
Рисунок 4 – Окно раздела Setup модуля CFX
Закрываем данное окно и запускаем раздел Solution двойным нажатием клавиши. В появившемся окне нажимаем Start . Перед нами появятся графики Imbalance, Momentum and Mass , которые представлены на рисунке 5 и 6.
Рисунок 5 – График Momentum and Mass
Рисунок 6 – График Imbalance
После завершения всех итераций переходим в раздел Result и создаем с помощью кнопки Streamline визуальное отображение распределения температуры и давления по нашему вертолету.
Рисунок 7– Распределение давления по поверхности вертолета
Рисунок 8 – Распределение температуры по поверхности вертолета
В раздел « Expressions » вводим выражения для вычисления Cn и CR :
ForceY
= Sq
CR =
ForceX
Sq
Далее изменяя угол атаки α перезапускаем расчёт. Результаты аэродинамических характеристик фюзеляжа вертолета приведены в таблице 2.
Таблица 2 – Аэродинамические характеристики фюзеляжа.
|
Угол атаки α, град |
Коэффициент нормальной силы с n |
Коэффициент продольной силы C R |
Коэффициент подъёмной силы C y |
Коэффициент силы лобового сопротивления C x |
|
45 |
0,198 |
0,537 |
0,553 |
-0,141 |
|
30 |
0,143 |
0,55 |
0,587 |
-0,096 |
|
20 |
0,122 |
0,557 |
0,581 |
-0,021 |
|
10 |
0,096 |
0,514 |
0,513 |
-0,0004 |
|
5 |
0,064 |
0,510 |
0,501 |
-0,014 |
|
0 |
-0,046 |
0,362 |
0,467 |
-0,029 |
|
-5 |
-0,084 |
0,292 |
0,307 |
-0,254 |
|
-10 |
-0,265 |
0,273 |
0,381 |
-0,553 |
|
-20 |
-0,395 |
0,231 |
0,386 |
-0,344 |
|
-30 |
-0,466 |
1,436 |
2,442 |
0,541 |
|
-45 |
-0,952 |
1,28 |
2,356 |
0,769 |
Строим график зависимости аэродинамических коэффициентов от угла атаки.
График 1 - Зависимость аэродинамических коэффициентов от угла атаки
Заключение. В данной статье выполнен аэродинамический расчет вертолета. Составлена сводка лобовых сопротивлений и произведен расчет площади эквивалентной плоской пластинки, имеющей такое же, как у вертолета, аэродинамическое сопротивление. Так же были получены аэродинамические характеристики фюзеляжа вертолета и представлена визуальная картинка продувки в аэродинамической трубе на основе которой получены данные о распределении температуры и давления по конструкции вертолета.
Список литературы Аэродинамический расчет вертолета
- Проскурин В.Д. Расчет параметров вертолета на этапе предварительного проектирования. Оренбург, 2014. - 147 с.
- Шайдаков В. И. Аэродинамический расчет вертолета. М.: МАИ, 1988.
- Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов [Текст]: пер. с англ. / Э. Торенбик. - М.: Машиностроение, 1983. - 648 с.
- Юрьев, Б. Н. Аэродинамический расчет вертолетов: учеб. для вузов / Б. Н. Юрьев. - М.: Гос. изд-во оборон. пром., 1956. - 560 с.
