Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта

Март 11, 2021

Главная
Разное
Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта

Содержание

2. Содержание Анализ литературы; Рассмотрение основных положений теории несущего винта вертолёта; Расчёт внешнего обтекания вертолёта на режиме
3. Построение модели Рисунок 1 – Сборка с винтом Рисунок 2 – Готовая модель 3/41 Д.Г. Ковытин
4. Построение сетки для взлёта Сначала настраивается базовая сетка, затем, на основе базовой строится итоговая сетка Итоговая
5. Построение сетки для посадки Финальная сетка для посадки насчитывает примерно 3000000 ячеек Рисунок 5 – Базовая
6. Математическая модель и настройка решателя Flow simulation моделирует движение потока, на основе решения осреднённых по Рейнольдсу
7. Диссипативная функция Уравнение состояния Тензор вязких напряжений Вязкость 7/41 Д.Г. Ковытин 2018
8. В SolidWorks используется модель турбулентности k-e standart. Благодаря быстрой сходимости и относительно низким требованиям к объему
9. Осреднение по Рейнольдсу и Фавру Метод осреднения по Рейнольдсу заключается в замене случайных значений параметра на
10. Осреднённые уравнения Применив осреднения по Рейнольдсу и по Фавру получим: 10/41 Д.Г. Ковытин 2018
11. Гипотеза Буссинеска: Осреднённые уравнения, с учётом этой гипотезы: 11/41 Д.Г. Ковытин 2018
12. В данной модели решается 2 дополнительных уравнения для транспорта кинетической энергии турбулентности (k) и транспорта диссипации
13. Исходные данные Нормальная взлётная масса: 1 361 [кг]; Угол установки лопастей: 11 [град] при взлёте, 9,7
14. Результаты расчёта Рисунок 8 – Поле давления на лопастях при взлёте Рисунок 9 – Поле давления
15. Рисунок 8 – Поле давления на фюзеляже при взлёте Рисунок 9 – Поле давления на фюзеляже
16. Рисунок 10 – Поле давления в сечении при снижении Рисунок 9 – Поле давления в сечении
17. Рисунок 11 – Поле давления на взлётной площадке 17/41 Д.Г. Ковытин 2018 Результаты расчёта
18. Рисунок 12 – Поле плотности в сечении при взлёте Рисунок 13 – Поле плотности в сечении
19. Рисунок 14 – Траектории потока при взлёте Рисунок 15 – Движение частиц в потоке при взлёте
20. Рисунок 16 – Траектории потока при снижении Рисунок 17 – Обтекание фюзеляжа при снижении 20/41 Д.Г.
21. Рисунок 18 – Линии тока вблизи лопасти при взлёте Рисунок 19 – Линии тока вблизи лопасти
22. Рисунок 18 – Линии тока вблизи фюзеляжа и хвостовой балки Рисунок 18 – Распределение числа Маха
23. Влияние стреловидной законцовки на обтекание несущего винта На современном этапе развития вертолетостроения возможные предельные значения реализации
24. Способы борьбы с критическими явлениями использование специальных профилей с большим значением критического числа Маха (Мкр ≥
25. Виды законцовок Рисунки 21,22- Виды законцовок 25/41 Д.Г. Ковытин 2018
26. Способы борьбы с критическими явлениями 26/41 Д.Г. Ковытин 2018
27. Способы борьбы с критическими явлениями У современных вертолетов окружная скорость конца лопасти достигает величины wR =220…230
28. Принятые допущения Лопасть является абсолютно жесткой на изгиб и кручение ; Не учтена нестационарность обтекания сечений
29. Постановка задачи 29/41 Д.Г. Ковытин 2018
30. Постановка задачи Расчёты аэродинамических характеристик профиля и моделей крыльев выполнялись Ю.М. Игнаткиным, С.Г. Константиновым на суперкомпьютере
31. Расчётная сетка Рисунок 21- Расчётная область Рисунок 22- Сетка вблизи лопасти 31/41 Д.Г. Ковытин 2018
32. Сравнение моделей Рисунок 23- Зависимость Cx от α Рисунок 24- Зависимость Cy от α 32/41 Д.Г.
33. Результаты расчёта для α=3.5 Рисунок 25- Поле скоростей Рисунок 26- Эпюра давления 33/41 Д.Г. Ковытин 2018
34. Результаты расчёта для α=7 Рисунок 27- Поле скоростей Рисунок 28- Эпюра давления 34/41 Д.Г. Ковытин 2018
35. Использованные законцовки 35/41 Д.Г. Ковытин 2018
36. Результаты расчёта Рисунок 32- Зависимость Сy от α 36/41 Д.Г. Ковытин 2018
37. Результаты расчёта Рисунок 33- Зависимость Сx от Су 37/41 Д.Г. Ковытин 2018
38. Результаты расчёта Рисунок 34- Зависимость Сх от числа Маха 38/41 Д.Г. Ковытин 2018
39. Результаты расчёта Рисунок 35- Линии тока из расчёта Рисунок 36- Линии тока из эксперимента 39/41 Д.Г.
40. Выводы Построена 3-D модель гражданского вертолёта Hughes 500E и выполнен расчёт обтекания фюзеляжа и несущего винта
42. Скачать презентацию

Слайд 2

Содержание

Анализ литературы;
Рассмотрение основных положений теории несущего винта вертолёта;
Расчёт внешнего обтекания вертолёта

на режиме взлёта и посадки (снижения).
Рассмотрение проблемы обтекания заокнцовок лопастей;
Постановка задачи.

2/41

Д.Г. Ковытин
2018

Содержание Анализ литературы; Рассмотрение основных положений теории несущего винта вертолёта;

Слайд 3

Построение модели

Рисунок 1 – Сборка с винтом

Рисунок 2 – Готовая модель

3/41

Д.Г.

Ковытин
2018

Построение модели Рисунок 1 – Сборка с винтом Рисунок 2

Слайд 4

Построение сетки для взлёта

Сначала настраивается базовая сетка, затем, на основе базовой

строится итоговая сетка
Итоговая сетка для взлёта насчитывает 2205313 ячеек.

Рисунок 3 – Базовая сетка

Рисунок 4 – Итоговая сетка

4/41

Д.Г. Ковытин
2018

Построение сетки для взлёта Сначала настраивается базовая сетка, затем, на

Слайд 5

Построение сетки для посадки

Финальная сетка для посадки насчитывает примерно 3000000 ячеек

Рисунок

5 – Базовая сетка

Рисунок 6 – Итоговая сетка

5/41

Д.Г. Ковытин
2018

Построение сетки для посадки Финальная сетка для посадки насчитывает примерно

Слайд 6

Математическая модель и настройка решателя

Flow simulation моделирует движение потока,

на основе решения осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье−Стокса. Жидкость принята несжимаемой.
Исходные уравнения Навье−Стокса:

6/41

Д.Г. Ковытин
2018

Математическая модель и настройка решателя Flow simulation моделирует движение потока,

Слайд 7

Диссипативная функция

Уравнение состояния

Тензор вязких напряжений

Вязкость

7/41

Д.Г. Ковытин
2018

Слайд 8

В SolidWorks используется модель турбулентности k-e standart. Благодаря быстрой сходимости и

относительно низким требованиям к объему памяти k-ε модель очень популярна при решении задач.

Внутренняя энергия

Плотность теплового потока

8/41

Д.Г. Ковытин
2018

,где

В SolidWorks используется модель турбулентности k-e standart. Благодаря быстрой сходимости

Слайд 9

Осреднение по Рейнольдсу и Фавру

Метод осреднения по Рейнольдсу заключается в замене

случайных значений параметра на сумму средних и пульсационных значении этого же параметра.

9/41

Для сжимаемых течений часто используют осреднение по Фавру:

Д.Г. Ковытин
2018

Осреднение по Рейнольдсу и Фавру Метод осреднения по Рейнольдсу заключается

Слайд 10

Осреднённые уравнения

Применив осреднения по Рейнольдсу и по Фавру получим:

10/41

Д.Г. Ковытин
2018

Слайд 11

Гипотеза Буссинеска:

Осреднённые уравнения, с учётом этой гипотезы:

11/41

Д.Г. Ковытин
2018

Слайд 12

В данной модели решается 2 дополнительных уравнения для транспорта кинетической энергии

турбулентности (k) и транспорта диссипации турбулентности (ε).

12/41

Д.Г. Ковытин
2018

В данной модели решается 2 дополнительных уравнения для транспорта кинетической

Слайд 13

Исходные данные

Нормальная взлётная масса: 1 361 [кг];
Угол установки лопастей: 11 [град] при

взлёте, 9,7 [град] при спуске ;
Скорость подъёма(спуска): 6 [м/с], 4 [м/с] (начальное условие)
Подключено условие на стенке;
Задана область вращения;
Скорость вращения винта: 220 [об/мин] на подъёме, 200 [об/мин] при спуске;
Профиль лопасти: NACA 0015 (рисунок 7).

Рисунок 7

13/41

Д.Г. Ковытин
2018

Исходные данные Нормальная взлётная масса: 1 361 [кг]; Угол установки

Слайд 14

Результаты расчёта

Рисунок 8 – Поле давления
на лопастях при взлёте

Рисунок 9

– Поле давления на
лопастях при снижении

14/41

Д.Г. Ковытин
2018

Результаты расчёта Рисунок 8 – Поле давления на лопастях при

Слайд 15

Рисунок 8 – Поле давления
на фюзеляже при взлёте

Рисунок 9 –

Поле давления
на фюзеляже при снижении

15/41

Д.Г. Ковытин
2018

Результаты расчёта

Рисунок 8 – Поле давления на фюзеляже при взлёте Рисунок

Слайд 16

Рисунок 10 – Поле давления
в сечении при снижении

Рисунок 9 –

Поле давления
в сечении при взлёте

16/41

Д.Г. Ковытин
2018

Результаты расчёта

Рисунок 10 – Поле давления в сечении при снижении Рисунок

Слайд 17

Рисунок 11 – Поле давления на взлётной площадке

17/41

Д.Г. Ковытин
2018

Результаты расчёта

Слайд 18

Рисунок 12 – Поле плотности
в сечении при взлёте

Рисунок 13 – Поле

плотности
в сечении при снижении

18/41

Д.Г. Ковытин
2018

Результаты расчёта

Рисунок 12 – Поле плотности в сечении при взлёте Рисунок

Слайд 19

Рисунок 14 – Траектории потока при взлёте

Рисунок 15 – Движение частиц

в потоке при взлёте

19/41

Д.Г. Ковытин
2018

Результаты расчёта

Рисунок 14 – Траектории потока при взлёте Рисунок 15 –

Слайд 20

Рисунок 16 – Траектории потока при снижении

Рисунок 17 – Обтекание фюзеляжа

при снижении

20/41

Д.Г. Ковытин
2018

Результаты расчёта

Рисунок 16 – Траектории потока при снижении Рисунок 17 –

Слайд 21

Рисунок 18 – Линии тока вблизи лопасти при взлёте

Рисунок 19 –

Линии тока вблизи лопасти при снижении

21/41

Д.Г. Ковытин
2018

Результаты расчёта

Рисунок 18 – Линии тока вблизи лопасти при взлёте Рисунок

Слайд 22

Рисунок 18 – Линии тока вблизи фюзеляжа и хвостовой балки

Рисунок 18

– Распределение числа Маха по лопастям

22/41

Д.Г. Ковытин
2018

Результаты расчёта

Рисунок 18 – Линии тока вблизи фюзеляжа и хвостовой балки

Слайд 23

Влияние стреловидной законцовки на обтекание несущего винта

На современном этапе развития вертолетостроения

возможные предельные значения реализации максимальных скоростей полета и маневренных характеристик вертолета определяются двумя критическими явлениями, возникающими на лопастях несущего винта (волновой кризис и обратное обтекание)

Рисунок 20- Картина обтекания

23/41

Д.Г. Ковытин
2018

Влияние стреловидной законцовки на обтекание несущего винта На современном этапе

Слайд 24

Способы борьбы с критическими явлениями

использование специальных профилей с большим значением критического

числа Маха (Мкр ≥ 0.95) и благоприятным изменением моментных характеристик профиля на трансзвуковых скоростях;
применение различных видов аэродинамических профилей переменной относительной толщины по длине лопасти (профилировка лопасти);
установка специальных законцовок лопастей НВ, позволяющих уменьшить величину Мкр наступающей лопасти, улучшить влияние концевого вихря лопасти на аэродинамические характеристики несущего винта.

24/41

Д.Г. Ковытин
2018

Способы борьбы с критическими явлениями использование специальных профилей с большим

Слайд 25

Виды законцовок

Рисунки 21,22- Виды законцовок

25/41

Д.Г. Ковытин
2018

Слайд 26

Способы борьбы с критическими явлениями

26/41

Д.Г. Ковытин
2018

Слайд 27

Способы борьбы с критическими явлениями

У современных вертолетов окружная скорость конца лопасти

достигает величины wR =220…230 м/с, что соответствует числам М наступающей лопасти при максимальных скоростях полета M =1.05…0.95.
При проектировании современного скоростного вертолета необходимо обеспечить компромиссное решение при выборе частоты вращения винта: с одной стороны – уменьшение числа М конца наступающей лопасти позволяет ослабить проявление эффектов сжимаемости воздуха; с другой стороны – увеличение окружной скорости конца лопасти приводит к уменьшению зоны срыва и обратного обтекания на диске несущего винта.

27/41

Д.Г. Ковытин
2018

Способы борьбы с критическими явлениями У современных вертолетов окружная скорость

Слайд 28

Принятые допущения

Лопасть является абсолютно жесткой на изгиб и кручение ;
Не учтена

нестационарность обтекания сечений лопасти, т. е. использована гипотеза стационарности при определении аэродинамических характеристик профилей;
Аэродинамические характеристики профилей сечений лопасти не зависят от угла скольжения потока вдоль лопасти и влияния центробежных сил на пограничный слой;
Не учтена жесткость проводки управления.

28/41

Д.Г. Ковытин
2018

Принятые допущения Лопасть является абсолютно жесткой на изгиб и кручение

Слайд 29

Постановка задачи

29/41

Д.Г. Ковытин
2018

Слайд 30

Постановка задачи

Расчёты аэродинамических характеристик профиля и моделей крыльев выполнялись Ю.М. Игнаткиным,

С.Г. Константиновым на суперкомпьютере МАИ ( Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск № 57 ) в CFD пакете ANSYS FLUENT , в котором для описания движения вязкого турбулентного потока сжимаемого газа используются осредненные по Рейнольдсу уравнения Навье-Стокса .
Для подтверждения достоверности полученных результатов расчётов они сравнивались с результатами экспериментов, полученных в дозвуковой аэродинамической трубе НК МАИ и в сверхзвуковой - Т-2 МАИ

30/41

Д.Г. Ковытин
2018

Постановка задачи Расчёты аэродинамических характеристик профиля и моделей крыльев выполнялись

Слайд 31

Расчётная сетка

Рисунок 21- Расчётная область

Рисунок 22- Сетка вблизи лопасти

31/41

Д.Г. Ковытин
2018

Слайд 32

Сравнение моделей

Рисунок 23- Зависимость Cx от α

Рисунок 24- Зависимость Cy от

32/41

Д.Г. Ковытин
2018

Сравнение моделей Рисунок 23- Зависимость Cx от α Рисунок 24-

Слайд 33

Результаты расчёта для α=3.5

Рисунок 25- Поле скоростей

Рисунок 26- Эпюра давления

33/41

Д.Г.

Ковытин
2018

Слайд 34

Результаты расчёта для α=7

Рисунок 27- Поле скоростей

Рисунок 28- Эпюра давления

34/41

Д.Г.

Ковытин
2018

Слайд 35

Использованные законцовки

35/41

Д.Г. Ковытин
2018

Слайд 36

Результаты расчёта

Рисунок 32- Зависимость Сy от α

36/41

Д.Г. Ковытин
2018

Слайд 37

Результаты расчёта

Рисунок 33- Зависимость Сx от Су

37/41

Д.Г. Ковытин
2018

Слайд 38

Результаты расчёта

Рисунок 34- Зависимость Сх от числа Маха

38/41

Д.Г. Ковытин
2018

Слайд 39

Результаты расчёта

Рисунок 35- Линии тока из расчёта

Рисунок 36- Линии тока из

эксперимента

39/41

Д.Г. Ковытин
2018

Результаты расчёта Рисунок 35- Линии тока из расчёта Рисунок 36-

Слайд 40

Выводы

Построена 3-D модель гражданского вертолёта Hughes 500E и выполнен расчёт обтекания

фюзеляжа и несущего винта вблизи поверхности на режимах взлета и посадки;
Обтекание несущего винта моделировалось на основе упрощенной теории несущего винта; обтекание фюзеляжа моделировалось численно на основе уравнений Рейнольдса с k−ε моделью турбулентности в пакете SolidWorks 16.0;
Получены и проанализированы картины обтекания вертолёта и поля газодинамических параметров в потоке, на фюзеляже и лопастях винта;
Проанализированы результаты расчёта МАИ для выбранных форм законцовок.

Д.Г. Ковытин
2018

40/41

Выводы Построена 3-D модель гражданского вертолёта Hughes 500E и выполнен

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта

Содержание

Похожие презентации