Презентация Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта онлайн

Содержание слайда:

Содержание слайда: 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.

Содержание слайда: Построение модели

Содержание слайда: Построение сетки для взлёта Сначала настраивается базовая сетка, затем, на основе базовой строится итоговая сетка Итоговая сетка для взлёта насчитывает 2205313 ячеек.

Содержание слайда: Построение сетки для посадки Финальная сетка для посадки насчитывает примерно 3000000 ячеек

Содержание слайда: 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:

Содержание слайда:

Содержание слайда: 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. 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.

Содержание слайда: Осреднение по Рейнольдсу и Фавру Метод осреднения по Рейнольдсу заключается в замене случайных значений параметра на сумму средних и пульсационных значении этого же параметра.

Содержание слайда: Осреднённые уравнения Применив осреднения по Рейнольдсу и по Фавру получим:

Содержание слайда: Гипотеза Буссинеска: Гипотеза Буссинеска:

Содержание слайда: В данной модели решается 2 дополнительных уравнения для транспорта кинетической энергии турбулентности (k) и транспорта диссипации турбулентности (ε). В данной модели решается 2 дополнительных уравнения для транспорта кинетической энергии турбулентности (k) и транспорта диссипации турбулентности (ε).

Содержание слайда: 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).

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: 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)

Содержание слайда: 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.

Содержание слайда: Виды законцовок

Содержание слайда: Способы борьбы с критическими явлениями Рациональным способом уменьшения зоны обратного обтекания на диске НВ является увеличение окружной скорости конца лопасти (частоты вращения винта), так как диаметр зоны обратного обтекания определяется известным выражением:

Содержание слайда: 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.

Содержание слайда: 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.

Содержание слайда: Постановка задачи Сравнительное тестирование моделей турбулентности: Spalart-Allmaras , k-ω SST и k-ԑ Realizable проводилось на основе расчёта аэродинамических характеристик профиля NACA 230-12 для углов атаки: = -2, 1, 3.5, 7, 9 и числа Re = 5.1x (М= 0.6). Число Re рассчитывалось для характерного линейного размера – хорды профиля b = 0.36м. Модель турбулентности, которая показала наиболее близкие результаты к эксперименту , использовалась для расчёта аэродинамических характеристик моделей крыльев, имитирующих геометрию концевых частей лопасти вертолёта.

Содержание слайда: 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

Содержание слайда: Расчётная сетка

Содержание слайда: Сравнение моделей

Содержание слайда: Результаты расчёта для α=3.5

Содержание слайда: Результаты расчёта для α=7

Содержание слайда: Использованные законцовки

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: Результаты расчёта

Содержание слайда: 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.

Содержание слайда: Спасибо за внимание Спасибо за внимание