CC BY
144
2010
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 151
УДК 629.735.45.015
ПРИМЕНЕНИЕ МЕТОДОВ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНОЙ АЭРОДИНАМИКИ (СГБ) ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ ВЛИЯНИЯ ОТКЛОНЕНИЙ ПЛАСТИНЫ-ТРИММЕРА И ХВОСТОВОЙ ЧАСТИ ПРОФИЛЯ ЛОПАСТИ НЕСУЩЕГО ВИНТА НА ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
В.А. ИВЧИН, В.Г. СУДАКОВ Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
Одной из важнейших характеристик профилей несущего винта вертолета является его продольный момент, изменение которого в переменном поле скоростей и углов атаки сечения лопасти в значительной степени определяет нагрузки в системе управления вертолетом. Незначительные изменения его геометрических параметров, например, в процессе изготовления лопастей существенно влияют на аэродинамические характеристики несущего винта вертолета. В данной работе на основе методов вычислительной аэродинамики (СГБ) проводится исследование по определению аэродинамических эффектов от изменения геометрии профиля на его продольный момент и аэродинамические характеристики.
Ключевые слова: методы вычислительной аэродинамики (СГБ), аэродинамические характеристики, несущий винт, вертолет, профиль лопасти.
Введение
Одно из направлений создания профилей с высоким аэродинамическим качеством связано с использованием суперкритических профилей, которые обеспечивают большую подъемную силу. Однако такие профили имеют значительную величину отрицательного продольного момента, приводящего к росту шарнирного момента лопасти и, следовательно, к общему росту нагрузок в системе управления несущим винтом вертолета.
Для компенсации увеличения продольного момента на суперкритических профилях стала применяться хвостовая пластина, которая является продолжением хорды профиля. Величина и угол отклонения пластины оказывают существенное влияние на аэродинамические характеристики профиля, особенно на его продольный момент. Примером такого подхода может служить набор профилей для лопастей несущего и рулевого винтов вертолета Ми-28, который был разработан ЦАГИ, в частности, профили СБ и КС.
В процессе проектирования и испытаний профилей в аэродинамической трубе Т-106 ЦАГИ были выбраны предварительные параметры хвостовой пластины, которые и были реализованы на прототипе лопастей несущего винта. В процессе экспериментальных испытаний нового несущего винта на натурном вертолетном стенде ОАО "Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля" были получены весьма высокие нагрузки в системе управления несущим винтом. Это потребовало корректировки как угла отклонения, так и ширины пластины.
В работе [1] были предложены эмпирические зависимости для определения параметров пластин профилей с целью получения необходимого уровня шарнирных моментов лопасти. Эти зависимости позволили также производить оценку влияния параметров пластины на аэродинамическое качество лопастей винтов вертолета.
Появление современных расчетных методов на основе решения осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье-Стокса позволило провести более точные исследования аэродинамических характеристик профилей с хвостовой пластиной.
Конструктивно лопасти несущего винта состоят из двух основных частей: лонжерона в носовой части лопасти и приклеенных к нему хвостовых отсеков. Для лопастей вертолета Ми-28 передняя часть имеет ширину 230 мм, хвостовая часть - 350 мм и пластина-триммер шириной 40 мм.
Г еометрия профилей
В работе исследуется влияние отклонения пластины-триммера на аэродинамические характеристики профилей КС. Схема расположения и геометрические параметры пластины показаны
нарис. 1.
Проведены исследования аэродинамических характеристик реальных профилей с учетом технологических погрешностей, возникающих в производстве. Для профиля КС был исследован вариант без пластины, а также следующие варианты углов отклонения пластины вверх от хорды профиля §г = 0; 4,5°; 8°. Г еометрия этих профилей представлена на рис. 2 для Рис ! всех рассмотренных расчетных вариантов.
Рис. 2
Рис. 3
Рис. 4 Рис. 5
Затем было исследовано влияние отклонения хвостовой части профиля на различные углы вверх. Хвостовая часть отклонялась на углы 5х = 0°, 2°, 3°, 5° относительно верхней точки профиля в сечении х = 230 мм. Геометрия профиля с углами отклонения хвостовой части показана на рис. 3. Здесь первый случай 6х = 0° совпадает со вторым случаем на рис. 2.
Аналогичные расчеты были проведены для профиля СБ. На рис. 4 представлен профиль СБ со следующими вариантами: без пластины, с расположением пластины под углами отклонения 5т = 0°, 6°, 8°. Геометрия профилей с отклоненными хвостовыми частями на 5х = 0°, 2°, 3°, 5° представлена на рис. 5.
Расчетная сетка
Для данной конфигурации была создана многоблочная структурированная расчетная сетка. Применение многоблочной сетки определяется необходимостью создания более мелких ячеек в местах, где течение является определяющим на все результаты расчетов. Поэтому каждый блок расчетной сетки имеет собственное структурирование с соответствующей густотой сетки и ее размерами.
Слева, вверху на рис. 6 показана блочная схема, которая состоит из 10 блоков, а справа -показана полная схема сетки во всей расчетной области. Сетка состоит из 65 тыс. ячеек. Внизу рис. 6 представлена сетка, сформированная около расчетного профиля. Вдоль поверхности профиля расположено 340 ячеек расчетной сетки.
Рис. 6
Формулировка проблемы
Уравнения Рейнольдса для сжимаемой жидкости с однопараметрической моделью турбулентности Спаларта-Аллмараса решались численно. Использовался консервативный метод конечного объема. Векторы потоков находились с помощью противопотоковой схемы расщепления Роу [2]. Для дискретизации по пространству использовался алгоритм МиЗСЬ вместе с ТУЭ схемой третьего порядка аппроксимации [3]. Эйлеровская неявная дискретизация по времени объединена с ньютоновской линеаризацией потоков, чтобы получить линеаризованную систему [4]. Полученная система алгебраических уравнений решалась с помощью точечной схемы Г аусса-Зейделя. В стационарной задаче решение по времени продолжалось до достижения стационарного решения. Исследовалось три режима обтекания:
- число Маха М = 0,3, число Рейнольдса Яе = 4,3* 106;
- число Маха М = 0,6, число Рейнольдса Яе = 8,7* 106;
- число Маха М = 0,8, число Рейнольдса Яе = 11,6* 106.
Для всех случаев отношение коэффициента турбулентной вязкости к коэффициенту ламинарной вязкости равно mt/m = 10- Поверхность модели считалась адиабатической. На внешней границе расчетной области ставились неотражающие граничные условия совместно с растяжением ячеек расчетной сетки по направлению к этой границе. Кроме того, внешняя граница была отодвинута от профиля на 50 хорд. Положение ламинарно-турбулентного перехода не фиксировалось. Аэродинамические характеристики отнесены к хорде профиля с пластиной (620 мм) и приведены в скоростной системе координат. Коэффициент момента тангажа вычислялся относительно носика профиля. Угол атаки отсчитывался от геометрической хорды первоначального профиля.
Сравнение с экспериментальными данными
Для тестирования расчетной модели было проведено сравнение с экспериментальными данными, полученными в аэродинамической трубе Т-106М ЦАГИ. В эксперименте было исследовано прямоугольное крыло с заданным профилем, на котором была установлена хвостовая пластина-триммер шириной 6 % от хорды и под углом 4,5°к хорде профиля. На реальной лопасти несущего винта вертолета ширина пластины составляла 6,9 % от хорды профиля. Следует отметить, что на моделях крыла в трубе и на реальных лопастях, для которых выполнялись расчеты, числа Рейнольдса отличались. В связи с этими не было получено точного совпадения расчетных и экспериментальных данных, однако качественное поведение кривых хорошо совпало.
На рис. 7 для примера представлены аэродинамические характеристики CL(a), CL(CD) и CL(mz) для случая M = 0,8. Здесь CL коэффициент подъемной силы, CD коэффициент сопротивления, mz коэффициент момента тангажа и а угол атаки.
0.25 Cxi 0.3
Рис. 7
0.05
0.1
015
0.2
-0 4
-03
-02
-01
01
Tlza 02
Влияние отклонения пластины-триммера
Ниже представлены результаты расчетов, выполненных для отогнутой на различные углы пластины. Аэродинамические характеристики Сь(а), Сь(СЭ) и Сь(ш2) для профиля КС, полученные в условиях М = 0,3; М = 0,6 и М = 0,8, показаны на рис. 8 - 10, соответственно, а коэффициент момента тангажа при нулевой подъемной силе шг0 — на рис. 11.
Коэффициент подъемной силы Сь уменьшается при одинаковом угле атаки с увеличением угла отклонения пластины-триммера. Зависимость Сь(а) имеет другой наклон в случае отсутствия пластины. Для случая М = 0,3 максимальный коэффициент подъемной силы СЬшах достигается при угле атаки а = 14°, а для случая М = 0,6 при угле атаки а = 7°. Для числа Маха М = 0,8 поведение кривой Сь(а) изменяется на монотонное с двумя участками различного наклона.
Поляра с увеличением угла отклонения ухудшается. Величина коэффициента ш2о0 отрицательна для случая без пластины и для случая с нулевым отклонением §т = 0°, шг0 положителен для случаев 8т = 4,5° и 8°. Зависимости Сь(а), Сь(СЭ) и Сь(ш2) для профиля СБ вычислены для углов отклонения 8т = 0°, 6° и 8°. Результаты аналогичны случаю профиля КС и не показаны здесь. Коэффициент шг0 показан на рис. 12. Значения шг0 отрицательны для случая без пластины и §т = 0°, шг0 положителен для случаев §т = 6° и 8° и уменьшается с увеличением числа Маха.
Рис. 10
Рис. 11 Рис. 12
Влияние отклонения хвостовой части профиля
Ниже представлены результаты расчетов для профиля КС с отклоненной на различные углы вверх хвостовой частью. Аэродинамические коэффициенты Сь = Г (а), Сь = Г (Со) и Сь = Дш2) для КС профиля показаны для случаев М = 0,3, М = 0,6 и М = 0,8 на рис. 13 - 15. Коэффициент продольного момента шг0 представлен на рис. 16. Для сравнения показаны результаты с отклоненной на 8т = 8° пластиной-триммером.
0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 Св 0.3
0 0.05 0.1 0.15 0.2 0.25 Сха 0.3
Рис. 13
Рис. 14
Коэффициент подъемной силы Сь уменьшается по мере увеличения угла отклонения хвостовой части (при одинаковых углах атаки). Поляра профиля ухудшается с увеличением угла отклонения 8х. Значения коэффициента продольного момента шг0 положительны для случаев отклонения хвостовой части 8х = 2°, 3°, 5°.
-0.5 -0.4 -0.3 -0.2 -0.1 0 0.1 0.2 0.3 -0.5 -0.4 -0.3 -0.2 -0.1 0 0.1 0.2 т7з 0.3
-0.5 -0.4 -0.3 -0.2 -0.1 0 0.1 0.2 ть 0.3
Рис. 15
Отклонение хвостовой части на 8х = 5° дает меньший момент, чем отклонение пластины на 8 = 8°. Зависимости Сь(а), Сь(Со) и Сь(ш2) для СБ профиля вычислены при 8х = 0°, 2°, 3°, 5°. Результаты расчетов профиля СБ аналогичны случаю профиля КС и не приводятся здесь. Значения коэффициента продольного момента шг0 для профиля СБ представлены на рис. 17. Значения шг0 отрицательны для случаев 8х =0°, 2°, 3° и около нуля для случая 8х = 5°.
0.06
ти0
0.05
0.04
0.03
0.02 '
0.01 ,
0 1
-0.01 <
-0.02
-0.03
-0.04
-0.05
0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 м 0.8
Рис. 16
0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 м 0.8
Рис. 17
Выводы
Разработана методика оценки влияния технологических погрешностей при изготовлении лопастей несущего винта на аэродинамические характеристики профилей ее сечений путем решения уравнений Навье-Стокса на основе методов вычислительной аэродинамики (СББ)
Проведены исследования по определению аэродинамических эффектов от изменения геометрии хвостовой пластины-триммера и отклонения хвостовой части профиля на его продольный момент и аэродинамические характеристики.
Проведеные исследования показали, что у обоих профилей КС и СБ величины CL и CTmax уменьшаются по мере увеличения угла отклонения пластины-триммера, а поляра профилей ухудшается с увеличением углов отклонения 8 или 8х. Значения mz0 положительны для случаев отклонения хвостовой части 8х = 2°, 3° и 5°.
ЛИТЕРАТУРА
1. Ивчин В. А. Учет влияния закрылка на аэродинамические характеристики профилей // Труды МВЗ. 1984. № 12.
2. Roe P.L. Characteristic based schemes for the Euler equations. Annual Review of Fluid Mechanics. Vol. 18. 1986. PP. 337 - 365,
3. Weiss J.M., Maruszewski J.P., Smith W.A. Implicit Solution of the Navier-Stokes Equations on Unstructured Meshes. AIAA Paper. No 97-2103.
4. Weiss J.M., Maruszewski J.P., Smith W.A. Implicit Solution of the Navier-Stokes Equations on Unstructured Meshes. AIAA Paper No 97-2103.
CFD INVESTIGATION OF DEFLECTION EFFECT OF TRIM TAB AND TAIL OF A ROTOR BLADE PROFILE ON AERODYNAMIC CHARACTERISTICS
Ivchin V.A., Soudakov V.G.
There are presented results illustrate the influence of the deflection angle of the trim tab and the rotor blade tail piece on the pitching moment and aerodynamic characteristics of the profiles. It is shown that the trim tab deflection influence is more effective for pitching moment control
Сведения об авторах
Ивчин Валерий Андреевич, 1951 г.р., окончил МАИ (1974), кандидат технических наук, начальник отдела аэродинамики и динамики вертолета ОАО "Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля", автор 40 научных работ, область научных интересов - аэродинамика, динамика вертолета, математическое моделирование вертолета на пилотажных стендах, экспериментальные исследования аэродинамики винтов вертолета.
Судаков Виталий Георгиевич, 1975 г.р., окончил МФТИ (2000), кандидат физико-математических наук, инженер 1 кат. отдела аэродинамики и динамики вертолета ОАО "Московский вертолетный завод им М.Л. Миля", автор более 20 научных работ, область научных интересов - внешняя аэродинамика, численные методы решения уравнения Новье-Стокса.
