Сравнительное исследование потребной мощности соосного и одиночного эквивалентного винтов на режимах висения и горизонтального полета

Введение

Известно, что соосный несущий винт (НВ), состоящий из верхнего (ВВ) и нижнего (ВН) винтов, вращающихся в разные стороны и имеющих конструктивный разнос плоскостей вращения порядка h ≈ 0,2R, обладает преимуществами в аэродинамических характеристиках по сравнению с одиночными НВ. Прежде всего это относится к режимам висения, где соосный НВ имеет более высокий по сравнению с одиночными винтами относительный КПД η₀ [1]. То есть при одинаковой силе тяги T соосные НВ требуют меньшую потребную на вращение лопастей мощность N_п. С учетом отсутствия затрат мощности на привод рулевого устройства это приводит к увеличенным скороподъемности и статическому потолку у вертолетов соосной схемы. На режимах горизонтального полета (ГП) преимущество соосной схемы во многом нивелируется значительным аэродинамическим сопротивлением колонки автомата перекоса соосного НВ.

Соосные НВ на сегодня являются основой вертолетов классической соосной схемы марки «Ка». Исследованиям вопросов аэродинамики соосных НВ посвящен ряд отечественных работ [2–5]. Кроме того, соосный НВ в силу своих уникальных возможностей лег в основу несущей системы перспективных скоростных ВКЛА схемы ABC (advanced blade concept), впервые предложенных фирмой Sikorsky [6][7]. В настоящее время наиболее широко в мире ведутся исследования аэродинамики соосных НВ, имеющих жесткое крепление лопастей по схеме ABC [8–16]. Вместе с тем исследуются и вопросы, связанные с применением соосных НВ в качестве несущих систем различных малоразмерных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки, в том числе многовинтовых [17–20].

Таким образом, несмотря на сравнительно малую нишу, занимаемую соосными машинами в общемировом парке вертолетов, в последние годы интерес к вопросам, связанным с аэродинамикой соосных НВ, только усиливается.

При оценке особенностей аэродинамических характеристик соосных НВ их часто сравнивают с эквивалентными одиночными НВ того же радиуса, имеющими двойные число лопастей k_Л и коэффициент заполнения σ. Модель эквивалентного НВ также широко используется в задачах, связанных с расчетом летно-технических характеристик и динамики вертолета, когда требуется быстрый приближенный расчет аэродинамических характеристик винта. При этом обычно применяются методы аэродинамического расчета винта, базирующиеся на импульсной или дисковой вихревой теориях [21][22]. Для учета эффектов соосного НВ используют специальные дополнительные поправочные коэффициенты индукции, которые вводятся в индуктивную составляющую мощности НВ N_i, вычисляемую отдельно от профильной мощности N_p [22]. Предлагаемые в литературе зависимости таких коэффициентов получены на базе приближенных моделей, не учитывающих в полной мере все особенности аэродинамики соосных НВ [21]. Исследование отличий между аэродинамическими характеристиками соосных и эквивалентных НВ на различных режимах работы требует проведения масштабных и затратных экспериментов либо применения высокоуровневого численного моделирования.

С развитием вычислительной техники в последние годы на практике реализованы современные численные методы, способные решать задачи расчета аэродинамических характеристик винта с учетом особенностей формирования нелинейного вихревого следа за лопастями и аэродинамической интерференции, что позволяет учесть эффекты соосного НВ. Наряду с подходами вычислительной аэрогидродинамики CFD (computational fluid dynamics) на базе методов контрольных объемов (МКО) [8][9][11][13][15] необходимо отметить современные нелинейные вихревые модели, имеющие значительно меньшую ресурсоемкость при достаточном уровне точности [5][10][12][14][16].

Представленная работа посвящена численному моделированию аэродинамических характеристик винта и сравнительному анализу мощности N_п, потребной на вращение его лопастей. Рассмотрены соосный НВ вертолета Ка-226 [3][4] и эквивалентный ему одиночный НВ. Проанализированы режимы висения и горизонтального полета в широком диапазоне скоростей, соответствующих эксплуатационному диапазону скоростей полета классического вертолета соосной схемы. Моделирование аэродинамических характеристик НВ реализовано в изолированной постановке без учета интерференции с планером вертолета. При этом расчеты аэродинамических характеристик винтов в горизонтальном полете выполнены с учетом аэродинамических нагрузок, возникающих на планере вертолета.

Методология

В качестве инструмента исследования в работе использована нелинейная вихревая модель винта, разработанная на кафедре проектирования вертолетов Московского авиационного института. Основные положения нелинейной вихревой модели подробно изложены в работе [23].

Нелинейная вихревая модель ранее была использована для исследования аэродинамических характеристик соосного НВ вертолета Ка-226 на режимах висения и горизонтального полета. Работы [24][25] содержат результаты исследований на режимах висения и на отдельных режимах горизонтального полета на базе нелинейной вихревой модели и с применением высокоуровневого МКО на основе подхода URANS (Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes), а также их сопоставление с имеющимися экспериментальными данными.

На рис. 1 представлены расчетные поляры c_T = f(m_К) для соосного НВ вертолета Ка-226 на висении, полученные в работе [24], а также экспериментальные данные из работы [3]. Наблюдается удовлетворительное совпадение результатов расчетов между собой и с данными эксперимента.

На рис. 2 приведены расчетные зависимости коэффициента крутящего момента (мощности) соосного НВ m_К (суммарный и отдельно для ВВ и ВН) по скорости горизонтального полета m_К = f(V), полученные в работе [25]. Видно, что для рассмотренных скоростей V = 30, 40, 50 и 60 м/с коэффициенты m_К, полученные двумя различными методами численного моделирования, совпадают удовлетворительно.

Таким образом, представленные на рис. 1 и 2 данные, а также другие результаты, полученные в работах [24][25], подтверждают достаточно высокую точность нелинейной вихревой модели при расчете интегральных аэродинамических характеристик винта, близкую к высокоуровневому методу МКО URANS, и служат ее валидации.

Расчетная модель соосного НВ вертолета Ка-226 на базе нелинейной вихревой модели в представленном исследовании была аналогична модели, использованной в работах [24][25].

Основные параметры соосного НВ и эквивалентного ему одиночного НВ, использованные в работе, приведены в табл. 1.

Графические схемы рассмотренных винтов представлены на рис. 3.

Моделирование аэродинамических характеристик рассмотренных НВ выполнялось для высоты Н = 0 на режиме висения (V = 0) и на режимах горизонтального полета со скоростями V = 10, 20, 30, 40, 50 и 60 м/с (μ ≈ 0,05…0,3). Использованные в расчетах параметры работы винтов соответствовали полету вертолета с взлетным весом G_взл = 3 600 кгс (рис. 4). Для режима висения V = 0 в тяге НВ дополнительно учитывались потери на обдувку фюзеляжа, равные 3 %, а для V = 10 м/c равные 1,5 %. Кроме того, параметры работы НВ и законы управления подбирались с учетом компенсации аэродинамических нагрузок X_αф и Y_αф (в скоростной системе координат), возникающих на планере вертолета в полете, с ростом скорости V и с изменением угла атаки фюзеляжа α_ф. Продольный угол заклинения вала НВ был принят равным α_з = 6°. Аэродинамические силы X_αф и Y_αф определялись на основе зависимостей с_xф = f(α_ф) и с_yф = f(α_ф), полученных для планера вертолета Ка-226 в работе [26] на основе метода CFD c валидацией на базе эксперимента.

На рис. 5 приведены использованная в расчетах зависимость углов атаки НВ α_н = f(V) и соответствующие зависимости X_αф = f(V) и G_взл + Y_αф = f(V), преодолеваемые в полете аэродинамической силой НВ. Видно, что значения G_взл + Y_αф сначала падают при уменьшении потерь на обдувку, а затем возрастают с увеличением скорости полета из-за роста отрицательной подъемной силы Y_αф на планере вертолета (рис. 5).

Эквивалентный одиночный НВ не имеет массивной колонки автомата перекоса, как у соосного НВ. Величина сопротивления планера одновинтового вертолета аналогичного взлетного веса обычно существенно меньше, чем у соосного.

В представленной работе с целью обеспечения возможности сравнительного анализа аэродинамических характеристик оба винта моделировались в одинаковых условиях, поэтому для эквивалентного НВ использовались аналогичные соосному НВ зависимости α_н = f(V), а также взлетный вес вертолета, характеристики планера, и потери на его обдувку (рис. 5).

Также важно отметить, что в расчетах для соосного НВ обеспечивалась балансировка винтов по величине крутящего момента M_Квв = M_Квн.

Результаты расчетов и обсуждение

Рассмотрим результаты расчетной визуализации форм нелинейного вихревого следа за лопастями соосного НВ и эквивалентного ему одиночного НВ.

На рис. 6 представлены картины визуализации форм вихревого следа на режиме висения (V = 0) и на режиме горизонтального полета (V = 30 м/c). При визуализации форм вихревого следа отображались только вихри, сходящие с концов лопастей, которые обычно визуализируются в экспериментах при помощи дымовой визуализации. Такой подход позволяет достаточно четко отразить общую структуру вихревого следа за винтом, не загромождая ее полной расчетной сеткой вихревого следа. Видны характерные особенности нелинейной структуры вихревого следа на режиме висения, заключающиеся в поджатии вихревого следа за НВ, а на режимах горизонтального полета в сворачивании вихревого следа по краям диска НВ в структуры вторичных вихревых жгутов. Воспроизведение этих и других особенностей, наблюдаемых в экспериментах и в летных испытаниях [1–2], необходимо для учета эффектов аэродинамической интерференции винтов и отдельных их лопастей между собой и, соответственно, для исследования отличий в аэродинамических характеристиках между рассматриваемыми винтами.

Обратимся к результатам расчета интегральных аэродинамических характеристик НВ.

На рис. 7 представлены зависимости силы тяги T для соосного (суммарная тяга ВВ и ВН) и для эквивалентного НВ по скорости полета V. Видно, что зависимости тяги Т = f(V), полученные в расчетах для обоих винтов, совпадают. Таким образом, с учетом принятых допущений можно сравнивать зависимости потребной мощности N_п = f(V) соосного и эквивалентного винтов между собой.

При анализе тяги, создаваемой соосным НВ, целесообразно сравнить отдельно зависимости тяги верхнего и нижнего винтов с учетом равенства их крутящих моментов (M_Квв = M_Квн). Соотношение между тягами ВВ и ВН по скорости полета, выраженное в процентах, представлено на рис. 8. Известной особенностью аэродинамики классических соосных НВ на режимах висения является разность в тягах ВВ и ВН, составляющая порядка 20 % в пользу ВВ (с учетом равенства их крутящих моментов) [1]. Это обусловлено работой ВН в вихревом следе ВВ, то есть аэродинамической интерференцией винтов.

Из рис. 8 следует, что с ростом скорости полета разница между тягами ВВ и ВН плавно уменьшается, а при V = 50…60 м/с и выше эта разница практически полностью исчезает. На больших скоростях полета тяги ВВ и ВН равны между собой, что фактически свидетельствует об отсутствии аэродинамической интерференции между винтами на скоростях полета свыше V = 50 м/с.

Исходя из результатов, приведенных выше, оба рассмотренных винта на одинаковых режимах полета обеспечивают одинаковую потребную тягу T, компенсирующую вес аппарата и аэродинамические нагрузки, возникающие на его планере.

Рассмотрим зависимости мощности N_п, потребной на вращение лопастей соосного и эквивалентного НВ на различных режимах полета, представленные на рис. 9 и 10.

На рис. 9 приведены зависимости потребной мощности N_п = f(V) для рассмотренных винтов. Видно, что кривая для соосного НВ N_псо = f(V) располагается на ряде режимов полета несколько ниже, чем кривая для эквивалентного винта N_пэкв = f(V). То есть соосный НВ имеет меньшую потребную на вращение лопастей мощность при идентичных условиях. С ростом скорости полета эта разница уменьшается.

В приближенных инженерных методах расчета летно-технических характеристик вертолета мощности N_i и N_p обычно считаются отдельно [24–25]. При этом эффект соосного НВ учитывается в индуктивной мощности N_i, а профильная мощность N_p на вращение лопастей соосного и эквивалентного ему одиночного НВ считается одинаковой. Приняв это допущение и учитывая, что величина мощности, затрачиваемой на преодоление аэродинамических нагрузок, возникающих на планере, в расчетах для обоих винтов также будет одинаковой, можно считать, что разница между кривыми N_п = f(V) для соосного и эквивалентного НВ относится к индуктивной составляющей мощности N_i.

В наиболее современных методах расчета аэродинамических характеристик винтов, таких как нелинейные лопастные вихревые модели и МКО, потребную мощность на вращение НВ на составляющие N_i и N_p не разделяют. Однако приведенные выше данные можно использовать для оценки разницы между индуктивной мощностью соосного и эквивалентного НВ, то есть для определения необходимой поправки для приближенных моделей.

На рис. 10 представлена зависимость N_псо / N_пэкв = f(V). Видно, что на режиме висения мощность у соосного НВ на 6 % ниже, чем у эквивалентного одиночного. Далее эта разница несколько увеличивается, достигая 8 % в пользу соосного НВ при V = 20 м/с. Затем преимущество соосного НВ в потребной мощности плавно снижается и практически полностью исчезает при V > 50 м/с. Это свидетельствует о том, что положительный эффект соосного НВ на больших скоростях горизонтального полета отсутствует и аэродинамические характеристики соосного НВ (при прочих равных) в этом плане не отличаются от эквивалентного. Тот же вывод был сделан выше по диаграмме Т_вв / Т_вн = f(V) на рис. 8. Таким образом, можно заключить, что на скоростях полета V > 60 м/с какая-либо поправка, учитывающая особенности винта соосной схемы, при использовании вместо него модели одиночного эквивалентного НВ, не требуется.

Заключение

Выполнено численное моделирование аэродинамических характеристик соосного и эквивалентного ему одиночного НВ на режимах висения и горизонтального полета в широком диапазоне скоростей полета вертолета (набегающего на винт потока).

Рассчитаны формы нелинейного вихревого следа, а также зависимости тяги и потребной на вращение лопастей винтов мощности.

В результате сравнительного анализа аэродинамических характеристик винтов получены новые данные, касающиеся их отличительных особенностей и эффективности работы винтов на рассматриваемых режимах.

Установлено, что потребная мощность на вращение лопастей соосного НВ на висении на 6 % меньше, чем у эквивалентного НВ, при равных значениях силы тяги.

Показано, что с ростом скорости ГП выигрыш в потребной мощности соосного НВ сначала возрастает до 8 % (при V = 20 м/c), а затем плавно снижается до 6,5 % при V = 30 м/c, до 5 % при V = 40 м/c и 2,2 % при V = 50 м/c. На скоростях полета выше V > 60 м/c разницы в потребной на вращение лопастей мощности между соосным и эквивалентным НВ практически не наблюдается.

Полученные результаты дополняют имеющиеся данные по аэродинамике соосного и эквивалентного НВ и могут использоваться для уточнения поправок при определении аэродинамических характеристик соосного НВ с использованием модели эквивалентного НВ на базе приближенных методов расчета.