CC BY
54УДК 629.735.45
Зарипов Р. Р. студент 4 курса
факультет авиационных двигателей, энергетики и транспорта ФГБОУ ВО «Уфимский государственный авиационный
технический университет» (УГАТУ)
Россия, г. Уфа АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ВЕРТОЛЕТА
Аннотация: 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.
Ключевые слова: аэродинамика, сопротивление, характеристики, вертолет.
Zaripov R.R. student
4 course, Faculty of aviation engines, energy and transport "Ufa State Aviation Technical University" (USATU)
Russia, Ufa
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.
Keywords: aerodynamics, drag, characteristics, helicopter.
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 ShM2 Коэффициент аэродинамического сопротивления cxi Произведение площади на коэффициент Si/ CriV
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 5э = lcxiSi, м2 0,43
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.
# л -
Рисунок 2 - Общий вид окна ANSYS Workbench
Далее создаем общую газовую оболочку в виде квадрата с вырезанным в нем вертолетом и строим сетку.
1\ , Л Ыай
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.
л t ЛШ
Рисунок 7- Распределение давления по поверхности вертолета
Л С Л V
Рисунок 8 - Распределение температуры по поверхности вертолета В раздел «Expressions» вводим выражения для вычисления Cn и CR:
ForceY ForceX
C„ = C D =
n Sq R Sq
Далее изменяя угол атаки а перезапускаем расчёт. Результаты аэродинамических характеристик фюзеляжа вертолета приведены в таблице 2.
Таблица 2 - Аэродинамические характеристики фюзеляжа.
Угол Коэффициент Коэффициент Коэффициент Коэффициент силы
атаки нормальной силы продольной силы подъемной силы лобового
а, град Cn CR Cy сопротивления
Cx
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.
Использованные источники:
1. Проскурин В.Д. Расчет параметров вертолета на этапе предварительного проектирования. Оренбург, 2014. - 147 с.
2. Шайдаков В. И. Аэродинамический расчет вертолета. М.: МАИ, 1988.
3. Торенбик Э. Проектирование дозвуковых самолетов [Текст] : пер. с англ. /
3. Торенбик. - М. : Машиностроение, 1983. - 648 с.
4. Юрьев, Б. Н. Аэродинамический расчет вертолетов: учеб. для вузов / Б. Н. Юрьев. - М. : Гос. изд-во оборон. пром., 1956. - 560 с.
