CC BY
60
УДК 629.735.45.015
ИДЕНТИФИКАЦИЯ ХАРАКТЕРИСТИК СЕЧЕНИЙ ХВОСТОВОЙ БАЛКИ ВЕРТОЛЕТА С АЭРОДИНАМИЧЕСКИМ ГРЕБНЕМ НА ВИНТОВОМ СТЕНДЕ ОАО "МВЗ им. М.Л. МИЛЯ" И ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ ВЕТРА
НА ЕГО ЭФФЕКТИВНОСТЬ
В.А. ИВЧИН
По заказу редакционной коллегии
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
По результатам экспериментальных исследований, проведенных на ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля", был разработан метод идентификации характеристик профиля балки с гребнем на основе решения системы интегральных уравнений. Проведены расчетные исследования по оценке влияния ветра на характеристики хвостовой балки, в том числе и с аэродинамическим гребнем.
Ключевые слова: идентификация характеристик, хвостовая балка, вертолет, экспериментальные исследования.
Введение
Методика проведения эксперимента по определению сил и моментов на хвостовой балке с аэродинамическим гребнем на винтовом стенде построена таким образом, что параметры обтекания балки, а следовательно, и силы, возникающие на ней, существенно отличаются от натурных условий обтекания. Например, модель хвостовой балки вертолета Ми-8 при проведении эксперимента на аэродинамическом стенде отличается от натурного соотношением координаты хвостовой балки и радиуса несущего винта (НВ). Из рис. 1 видно, что модельная балка имеет другие пропорции и несколько другое расположение относительно плоскости винта.
Это вызвано рядом причин, связанных со стремлением получить обтекание хвостовой балки, подобным по числам Яе, имеющимся на натурном вертолете. Характеристики потока также будут отличаться, поскольку различное заполнение винтов и отличие в крутке лопастей будет вызывать разное распределение индуктивных скоростей вдоль балки. Использование рулевого винта на экспериментальном стенде определялось максимально располагаемой мощностью двигателя стенда, а выбор угла установки лопастей также определялся желанием получить как можно более высокие числа Яе на хвостовой балке. В результате идентификации можно получить аэродинамические характеристики, подобные характеристикам профилей, в зависимости от угла атаки (по отношению к набегающему потоку от винта, обдувающего балку) и числа Яе. Полученные таким образом характеристики балки могут быть использованы в расчетах аэродинамики и динамики вертолета для определения эффекта применения аэродинамического гребня и при исследованиях влияния ветра на путевую устойчивость и управляемость вертолета с такой хвостовой балкой.
Соотношение геометрии натурной хвостовой балки Ми-8 и ее модели, для экспериментальных иследований
0.1 т-:-:-:-:-:-:-:-:-:-:-:-
-0.6 J—1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-1-
0.0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1.0 1.1 1.2 1.3
Относительная координата по горизонтали (Х/Рнв)
Рис. 1
Основные положения расчетного метода
Экспериментальные исследования хвостовой балки с аэродинамическим гребнем проводились при разных углах ориентации гребня по отношению к плоскости вращения винта в диапазоне углов 0° 360°. По результатам экспериментов на винтовом стенде были получены вертикальная Ру и боковая Р2 силы на хвостовой балке, измеренные в координатах, связанных с валом винта, создающим поток воздуха. Идентификацию характеристик сечений лопастей будем проводить в соответствие со следующими предположениями:
1) аэродинамические характеристики сечений хвостовой балки будем получать в осях, связанных со скоростью набегающего потока (в поточных осях);
2) закрутка потока незначительно влияет на угол атаки хвостовой балки;
3) боковая и вертикальная силы на хвостовой балке определяются согласно гипотезе плоских сечений по соответствующим аэродинамическим коэффициентам
1к 1 1к 1
Р2 = |с21 рУ2ёБ; Ру = |Су2рУ2ёБ; (1)
4) силы на хвостовой балке будем определять из выражений для боковой силы
(2)
'к 1 1 'к 1 'к
Pz = J cz 2 pV2dS = cz - p J V2dS = cz - p0 A J [V10Ki(l)Kh Б_нв ]2h(l)dl l 2 2 l 2 l
1 \ Vio __ ...... 1 - Л
Cz- P o A/^vf WRKi(l)Kh Б-НВ ]2h(l)dl = Cz- p o(wR}2Vio2 J [Ki(l)Kh Б-НВ ]2h(l)dl
аналогично для вертикальной силы, а их коэффициенты - формулами
P, Py
cz =-z-2, cy =-y-2 . (3)
const(wR) const(wR)
Величину константы const будем определять по формуле
1 _ 'к
const = - PoVio2 J [Ki(l)Kh Б-нв ]2h(l)dl, (4)
2 l
н
где ро - плотность воздуха в стандартных условиях на уровне моря; Vio - средняя относительная индуктивная скорость в плоскости винта, определяемая по результатам замера тяги винта в экспериментальных испытаниях; Ki(l) - распределение индуктивной скорости винта по длине балки, определяемое по расчетным и экспериментальным данным; Kh Б-НВ - коэффициент, учитывающий увеличение индуктивной скорости потока в зависимости от расстояния оси балки от плоскости винта; h(l) - высота балки, определяющая текущую расчетную боковую площадь элемента хвостовой балки; Ьн, Ьк - начало и конец расчетных сечений хвостовой балки;
5) определение средней индуктивной скорости Vio от винта на заданном режиме работы выполняется в соответствии с импульсной теорией по формуле Глауэрта в зависимости от тяги винта и его геометрических параметров;
6) изменение коэффициента Ki(l) по размаху хвостовой балки определяется из экспериментальных исследований, проведенных на винтовом стенде МВЗ.
Основные экспериментальные данные по силам на хвостовой балке
На начальном этапе эксперименты были проведены для модели хвостовой балки вертолета Ми-8 в исходном варианте и для хвостовой балки с аэродинамическим гребнем. Хвостовая балка вертолета Ми-8 представляет собой практически цилиндрическую балку с небольшой конус-
ностью. Установка балки на винтовом стенде на четырех-компонентных весах представлена на рис. 2.
Испытания проводились при постоянных углах установки лопастей винта 15° и 18°. Для изменения скорости потока от винта рассматривались режимы с разной частотой вращения, которой в экспериментах соответствовали числа М окружной скорости лопастей 0,5; 0,6 и 0,7. Полученные в экспериментах характеристики представлены на рис. 3, 4.
На рис. 3 показаны графики для модели хвостовой балки без аэродинамического гребня. Вертикальная сила (действующая вниз по направлению потока воздуха от винта) обозначена Ру, а боковая сила (действующая перпендикулярно оси вала винта и создаваемому им потоку воздуха) обозначена Р2. Поскольку балка без аэродинамического гребня, то возникающие на ней силы практически не зависят от угла установки балки.
Рис. 3
На рис. 4 представлены аналогичные графики для модели хвостовой балки Ми-8 с аэродинамическим гребнем.
Зависимость силы Рт от /г л а установки балки
Мах -«-0.5 0.6
17/
т-ш
Л*1рЙ ^
: ■
0 180 270
Угол установки балки от вертикали, градусы
Зависимость силы Ру от угла установки балки
- " • . - /7 \ »
\ ^
ННй / ч ]
ж • ч Мах -«-0.5 0.6 "4^0.7
О 180 270
Угол установки балки от вертикали, градусы
Рис. 4
Испытания на винтовом аэродинамическом стенде проводились при трех значениях чисел М для концевого участка лопастей (по окружной скорости), поэтому размерные величины сил являются разными вследствие различия окружной скорости концов лопастей при одном и том же угле установки. Таким образом, в качестве исходных данных для идентификации аэродинамических характеристик хвостовой балки с гребнем мы будем иметь набор значений вертикальной и боковой сил на балке при различных углах установки лопастей в связанной с винтом системе координат.
Экспериментальное определение распределения индуктивных скоростей рулевого винта на аэродинамическом стенде
Для обеспечения правильности перехода к безразмерным аэродинамическим коэффициентам необходимо знать коэффициент распределения индуктивной скорости по диску винта. На аэродинамическом стенде МВЗ был проведен эксперимент, в котором под винтом при разных
0 5 *Ф- № эксперим № манглер
а.
-0.5
-1.5
0.2 0.4 0.6 0.8 1.2 1.4 1.6
Рис. 5
коэффициентах тяги были измерены индуктивные скорости потока, отбрасываемого винтом на различных расстояниях от плоскости вращения винта. Результаты измерений были преобразованы и представлены на рис. 5 в виде коэффициента К; распределения индуктивной скорости в зависимости от радиуса лопасти и усреднены по числу М.
На рис. 5 для сравнения приведена кривая распределения индуктивных скоростей, полученная расчетом по дисковой теории НВ Манглера и Сквайра. Видно, что теоретические расчеты хорошо согласуются с экспериментальными данными для незакрученного рулевого винта. Это сравнение приведено в связи с тем, что аэродинамические расчеты НВ на МВЗ им. М.Л. Миля проводятся с применением данной теории. Полученное экспериментальное распределение индуктивных скоростей было заложено в программу идентификации характеристик сечений хвостовой балки.
Учет сужения струи воздуха от винта и ускорения потока в зависимости от расстояния до плоскости вращения винта
Из теории и экспериментальных исследований НВ известно, что по мере удаления от плоскости вращения винта индуцируемая им скорость потока увеличивается, а диаметр сечения струи уменьшается. Обычно расчет индуктивных скоростей только в плоскости вращения винта, а хвостовая балка, обтекание которой требуется определить, находится ниже плоскости вращения, поэтому требуется разработать алгоритм определения скорости набегающего потока в расчетных сечениях балки.
Для определения параметров потока воздуха от винта в сечениях хвостовой балки воспользуемся эмпирическими формулами, полученными Лендгрибом для режима висения по результатам экспериментальных исследований. Принимаем, что формулы Лендгриба для траектории концевого вихря соответствуют границе струи от винта и будем их использовать для определения индуктивных скоростей у хвостовой балки. Будем также считать, что расстояние от плоскости НВ до оси хвостовой балки является расстоянием, на котором определяются скорости потока от винта, обтекающие балку.
Формулы Лендгриба дают выражения для осевой координаты вихревого следа:
у/Янв = Цуw для 0 < 2ркл,
у/Янв = (у/ЯНВ) ^ = 2р/кл + к2(^ - 2ркл) ^ ^ 2ркл,
где - азимутальный угол следа по отношению к лопасти; к1 = -0,25(1+0,001Афг); к2 = -(1+0,01Афг ^О; для радиальной координаты вихревого следа: г/ЯНВ = 0,78 + 0,22е, где 1 = 0,145+27а.
Изменение скорости потока струи от винта по мере удаления от плоскости его вращения принимается в соответствии с законом Бернулли, полагая, что радиус струи непосредственно связан со скоростью потока
КИЫ-УБ(у/Я НВ ) = ср
V, (У/Я НВ)
1
Чр (°) (г/Я НВ )
Приведенная формула определяет в методике приведения среднюю индуктивную скорость в плоскости хвостовой балки. При этом принимаем допущение, что при расположении балки достаточно близко к плоскости винта распределение индуктивных скоростей вдоль длины бал-
2
ки определяется во всех сечениях по безразмерному коэффициенту Ki(l), определенному выше по экспериментальным данным.
Методика идентификации характеристик сечений хвостовой балки
Суммарные силы и моменты на хвостовой балке определяются системой интегральных уравнений, в которой неизвестные функции сх(аДе) и Cz(a,Re) являются подынтегральной частью. Применяя к сечениям хвостовой балке такой же подход, как и к профилям, и используя расчетную схему обтекания сечения хвостовой балки, показанную на рис. 6, можно записать систему уравнений следующим образом
1 2
dPz = (Cz cos a + cxsin a)—pV dS,
1 2
dPx = (Cz sin a-Cx cos a) — pV2dS.
Учитывая, что ео8(а) = Уу/У; 8т(а) = Уу/У, можно записать
ар2 = (е2У2 + ехУу)У 2Р^, аРх = (е2У и система интегральных уравнений примет вид
Рис. 6
z У
CxVz)V -pdS,
1 к 1 к
Pz = — pJ(CzVz + CxVy)VdS, Px = -pJ(CzVy -CxVz)VdS.
2 L 2 L
(5)
Решение такой системы уравнений достаточно сложно, поэтому на первом этапе применим упрощенный итерационный численный метод. Для этого заменим интегралы суммами и примем допущение о том, что аэродинамические коэффициенты сечений хвостовой балки мало зависят от чисел Яе, поскольку поток от винта сильно турбулизирован. Если рассматривать изменение коэффициента сопротивления сечений модели балки в соответствии с экспериментальными продувками цилиндра в аэродинамической трубе, то можно получить зависимости, представленные ниже. На рис. 7 показана зависимость числа Яе сечений по длине модели хвостовой балки, испытанной на аэродинамическом стенде при числе М концов лопастей М = 0,6. Для этих чисел Яе определены коэффициенты вредного сопротивления по экспериментальным данным из [1], которые также представлены на рис. 7. Средний по балке коэффициент сопротивления составляет сх = 0,492.
Рис. 7
Если совместить два графика (рис. 7) и нанести полученные результаты на экспериментальные характеристики цилиндра из работы [1], то получим график, представленный на рис. 8.
Рис. 8
Определение коэффициента сопротивления цилиндрического сечения для числа Re по А. Мартынову [1] приводит к результатам, представленным на рис. 8. Из графика видно, что коэффициент сопротивления сечений модели хвостовой балки меняется в диапазоне сх = 1,2 ■ 0,3 по результатам продувки цилиндра. Распределение коэффициента сопротивления по длине хвостовой балки показывает, что для идеального цилиндра в первом приближении можно принять величину коэффициента сопротивления постоянной.
Решение интегрального уравнения аэродинамических коэффициентов сечений хвостовой балки
Выполнив преобразования и учитывая принятые допущения, получим интегральные уравнения в виде сумм соответствующих элементарных сил в сечениях лопасти
in K (1)
Pz =1 RHbZ(czl + 0,1271 • (Re, • 10-6 -2,0))-^dSi,
2 1=1 ri
1 n K (1)
Px = 2Р<>rHbZ(Cxi + 0,1271 • (Rei •10-6 -2,0))-KdS,
2 i=1 ri
Организовав итерационный процесс для решения системы интегральных уравнений, получим зависимость коэффициентов сх и сх от угла атаки. По результатам расчетов были получены аэродинамические характеристики сечения хвостовых балок вертолетов Ми-8 и Ми-28 как с гребнем, так и без гребня.
Первоначально были получены характеристики хвостовых балок без гребня, поскольку отличие в геометрии сечений даст возможность получить дополнительную информацию о качестве работы алгоритма. На рис. 9 представлена геометрия сечений обеих рассматриваемых балок, выполненная в одинаковом масштабе, а на рис. 10 - результаты идентификации характеристик хвостовых балок без аэродинамического гребня для вертолетов Ми-8 и Ми-28.
Из рис. 10 видно, что результаты идентификации для модели хвостовой балки вертолета Ми-8, теоретически осесимметричной, дают некоторый разброс в характеристиках. Это связано с неточностью
Сечение ХБ Ми-28 Сечение ХБ Ми-8
Рис. 9
изготовления модели балки, выполненной по технологии изготовления макетов. Поэтому для круговых поляр были приняты осредненные характеристики су и с2 в соответствии с экспериментальными данными продувки цилиндра. Так как хвостовая балка вертолета Ми-28 является несимметричной вследствие установки на ней большой антенны, то характеристики сечения также имеют несимметричный характер.
Рис. 10
На рис. 11 показаны сравнительные графики расчетных сил на модели балки Ми-28 без гребня. Можно сделать вывод, что результаты расчетов хорошо сходятся с экспериментальными данными. В то же время следует отметить, что расчеты на основе характеристик цилиндрического сечения из [1] дают значительное отличие от эксперимента.
Рис. 11
Расчетные исследования влияния ветра на эффективность применения аэродинамического гребня
Одним из основных вопросов при использовании аэродинамического гребня на хвостовых балках вертолета является влияние ветра на характеристики хвостовой балки. Для оценки влияния ветра была разработана методика и программа расчета, основанная на гипотезе плоских сечений с использованием аэродинамических характеристик балок, полученных в результате идентификации. Результаты расчетов обдувки хвостовой балки Ми-8 потоком от винта с боковым ветром представлены на рис. 12. Графики представлены для двух вариантов установки аэродинамического гребня на хвостовых балках и балки без гребня.
Из графиков видно, что по сравнению с исходной балкой гребень уменьшает нагрузку на рулевом винте на 4 5 % при отсутствии ветра. Установка гребня под углом 110° для балки вертолета Ми-8 вызывает увеличение потерь тяги винта на обдувку на 1,2 %.
20 15 10
I °
-5 -10 -15
Рис. 12
Выводы
1. Разработана методика идентификации характеристик хвостовой балки с аэродинамическим гребнем и без него по результатам испытаний на винтовом стенде ОАО "МВЗ им. М.Л. Миля" моделей хвостовых балок вертолетов Ми-8 и Ми-28.
2. Разработана методика инженерных расчетов аэродинамических сил и моментов на хвостовой балке вертолета на всех режимах полета.
ЛИТЕРАТУРА
1. Мартынов А.К. Прикладная аэродинамика. - М.: Машиностроение, 1972.
IDENTIFICATION THE CHARACTERISTICS THE HELICOPTER TAIL BEAM WITH AN AERODYNAMIC STRAKE AT THE EQUIPMENT OF JSK "MIL MOSCOW HELICOPTER PLANT" AND ESTIMATION A WIND INFLUENCE ON HIS EFFICIENCY
Ivchin V.A.
In paper the method of identification the characteristics the helicopter tail beam with an aerodynamic strake at the equipment of JSK "MIL MOSCOW HELICOPTER PLANT" is presented. Also the estimation of aerodynamic strake efficiency is submitted at the wind influence.
Key words: identification the characteristics, tail beam, helicopter, experimental investigations.
Сведения об авторе
Ивчин Валерий Андреевич, 1951 г.р., окончил МАИ (1974), кандидат технических наук, начальник отдела аэродинамики и динамики вертолета ОАО "МВЗ им М.Л. Миля", докторант МГТУ ГА, автор более 50 научных работ, область научных интересов — аэродинамика, динамика вертолета, математическое моделирование вертолета на пилотажных стендах, экспериментальные исследования аэродинамики винтов вертолета.
