Степень аэродинамического совершенства планера вертолета в значительной степени влияет на его летно-технические характеристики. Поэтому выбор оптимальной компоновки планера с учетом интерференции между его отдельными элементами, а также несущим винтом (НВ) является важной и актуальной задачей.

Решение подобных задач требует проведения сложных и дорогостоящих экспериментальных исследований, особенно при необходимости моделирования аэродинамических характеристик планера в присутствии НВ. В этой связи интерес представляет возможность численного моделирования аэродинамических характеристик изолированного планера вертолета, а также планера вертолета с учетом индуктивного воздействия НВ. Потенциально такой подход способен существенно дополнить результаты экспериментальных исследований и снизить затраты на их проведение. Текущий уровень развития суперкомпьютерных технологий и методов математического моделирования привели к возможности практической реализации подобных задач. В результате в последние два десятилетия был опубликован ряд исследовательских работ, посвященных изучению аэродинамических характеристик фюзеляжей вертолетов, в том числе с учетом несущего и рулевого винтов, на базе различных методов численного моделирования.

Так, в работе Renaud et al. [1] используются три различных CFD-пакета: OVERFLOW 2.0, elsA и FUN3D. Во всех трех случаях применяется распространенный подход RANS (Reynolds-averaged Navier-Stokes equations). Рассматриваются аэродинамические характеристики фюзеляжа вертолета Dauphin в изолированной постановке, а также с учетом влияния НВ (модель активного диска). В исследовании Steijl & Barakos [2] на базе оригинального CFD-пакета HMB (Helicopter Multi-Block) решается специализированная тестовая задача ROBIN (Rotor Body Interaction) от NASA (фюзеляж с несущим винтом) и задача в рамках проекта GOAHEAD (Generation of Advanced Helicopter Experimental Aerodynamic Database for CFD code validation). Smith et al. [3] для решения тестовой задачи ROBIN использовался оригинальный подход на базе метода VTM (Vorticity Transport Method). В работе Lee et al. [4] на базе предлагаемого авторами CFD-решателя вместе с задачей ROBIN рассмотрена полная конфигурация вертолета UH-60, включая несущий и рулевой винты. Quon et al. [5] для исследования взаимодействия фюзеляжа и винта использованы CFD-пакет FUN3D (подход URANS) и CFD‑пакет CHARM (вихревой метод). В статье Schäferlein & Keßler [6] на базе CFD‑пакета FLOWer (подход URANS) моделировался вертолет EC-135 (фюзеляж с несущим винтом). Работа сфокусирована на исследовании влияния обтекателя втулки НВ на аэродинамику вертолета. В исследовании Tan & Wang [7] для решения тестовых задач для комбинации фюзеляжа и винта используется оригинальный вихревой метод. В статье Nicolosi et al. [8] на основе CFD-пакета Star‑CCM+ (подхода URANS) исследованы аэродинамические характеристики изолированного фюзеляжа. Acikgoz & Aslan [9] для исследования интерференции фюзеляжа и несущего винта использован CFD-пакет FLUENT, также с использованием подхода URANS. В статье Dawei et al. [10] интерференция винта и фюзеляжа вертолета исследована на базе оригинальной нестационарной панельной/вихревой модели. В работе Passe et al. [11] выполнены CFD/CSD (computational structural dynamics) исследования для вертолета – демонстратора технологии ABC (Advanced Blade Concept) Sikorsky X-2 (фюзеляж + соосный НВ). Использованы CSD‑пакет PRASADUM и CFD-пакет CREATE-AV, включающий в себя CFD-пакет OVERFLOW (URANS-подход). Batrakov et al. [12] исследовано влияние несущего винта на хвостовую балку вертолета на базе CFD-пакета HMB (Helicopter Multi-Block) с использованием подхода URANS. Работа Xu et al. (2017) [13] применяет оригинальный CFD-пакет для моделирования тестовой задачи интерференции винта и фюзеляжа от GIT (Georgia Institute of Technology). В статье Aiman et al. [14] для моделирования аэродинамики изолированного фюзеляжа используются два CFD-пакета: PUMA и FLUENT. Lorber et al. [15] в своей статье также используют два различных CFD‑пакета с подходом URANS: STAR‑CCM+ и CREATETM-AV. Моделируется аэродинамика комбинации фюзеляжа и винта и их взаимодействие с хвостовым оперением. В исследовании Kim et al. [16] на базе CFD-подхода рассмотрена задача аэроакустики для комбинации соосного НВ и фюзеляжа. Одна из новейших работ в интересующей нас области – статья Zhu et al. [17] рассматривает интерференцию корпуса и винтов беспилотного квадрокоптера. Другая (Wang et al. [18]) посвящена исследованию интерференции между несущим и рулевым винтами вертолета одновинтовой схемы (с учетом фюзеляжа). Обе указанные работы также используют подход URANS.

Таким образом, можно отметить, что современные CFD-методы численного моделирования находят в настоящий момент широкое применение для решения различных задач, связанных с аэродинамикой фюзеляжа и винтов вертолета. При этом наибольшее распространение при решении таких задач в настоящее время получил подход URANS, сочетающий относительно умеренные требования к вычислительным ресурсам, широкие возможности для анализа, и достаточную точность получаемых результатов.

В представленной статье на базе CFD-пакета Ansys Fluent и подхода URANS решается две задачи. Первая – исследование аэродинамических характеристик изолированного планера вертолета Ка-226 (в различных конфигурациях) в широком диапазоне углов атаки. Вторая – моделирование аэродинамики комбинации планера и соосного НВ на режиме горизонтального полета.

Таким образом, можно отметить, что современные CFD-методы численного моделирования находят в настоящий момент широкое применение для решения различных задач, связанных с аэродинамикой фюзеляжа и винтов вертолета. При этом наибольшее распространение при решении таких задач в настоящее время получил подход URANS, сочетающий относительно умеренные требования к вычислительным ресурсам, широкие возможности для анализа, и достаточную точность получаемых результатов.

В представленной статье на базе CFD-пакета Ansys Fluent и подхода URANS решается две задачи. Первая – исследование аэродинамических характеристик изолированного планера вертолета Ка-226 (в различных конфигурациях) в широком диапазоне углов атаки. Вторая – моделирование аэродинамики комбинации планера и соосного НВ на режиме горизонтального полета.

Расчет аэродинамических характеристик планера вертолета Ка-226 (рис. 1) [19][20] проводился при нулевом угле скольжения для углов атаки αф от −16 до +16° с интервалом Δαф = 4° для двух чисел Рейнольдса. Число Рейнольдса Re = 7,2 ∙ 10⁶ соответствует условиям эксперимента, проведенного для модели планера в аэродинамической трубе и описанного в работе Аникина и соавт. [19]. Число Рейнольдса Re = 1,7 ∙ 10⁷ натурное и соответствует режиму горизонтального полета вертолета со скоростью V = 30 м/с.

Для расчетов создавалась гибридная расчетная сетка, состоящая из расчетных зон, объединенных оверсетным интерфейсом, содержащая порядка 45 млн ячеек (рис. 2). Расчетная область имела цилиндрическую форму.

Границы расчетной области располагались на расстоянии 15Lф (здесь Lф – длина фюзеляжа) сбоку и спереди от планера вертолета, за исключением выходной границы, которая была удалена на 25Lф. Расчетная сетка у поверхности планера и его элементов строилась таким образом, чтобы первый узел сетки находился в области вязкого профиля скорости Y+ ≤ 1 (рис. 3). Предварительные исследования сеточной сходимости показали достаточность качества расчетной сетки и сеточного разрешения для решения поставленной задачи.

Численное моделирование проводилось в нестационарной постановке: с учетом изменения параметров потока во времени. В расчетах применялся метод конечных объемов на основе подхода URANS (Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Strokes Equations) с моделью турбулентности k-ω SST. Параметры начальной турбулентности выбирались исходя из условий средней интенсивности развитого турбулентного потока. Значение относительной турбулентной вязкости принималось равным 5. Значение турбулентной интенсивности принималось равным 1 %.

Расчет аэродинамических характеристик планера с учетом воздействия индуктивного потока от несущего винта вертолета Ка-226 проводился для скорости горизонтального полета вертолета V = 30 м/с (Re = 1,7 ∙ 10⁷) и угла тангажа αф = 1,3°, несущий винт имел следующие параметры: радиус винта R = 6,62 м; заполнение винта σ = 0,075; окружная скорость вращения винтов ωR = 198,3 м/с; крутка лопасти ΔφΣ = −8,35°; хорда лопасти b = 0,26 м; количество лопастей kЛ = 2 × 3.

Для расчетов использовалась описанная выше базовая расчетная сетка, разработанная для расчета планера вертолета. К этой сетке были добавлены расчетные зоны лопастей несущего винта и горизонтальных шарниров. Сетки были объединены при помощи оверсетного интерфейса (рис. 4, 5). Итоговая расчетная сетка содержала порядка 58 млн ячеек и строилась у поверхности лопастей таким образом, чтобы первый узел сетки находился в области вязкого профиля скорости Y+ ≤ 1. Предварительные исследования сеточной сходимости показали достаточность качества расчетной сетки и сеточного разрешения для решения поставленной задачи.

Численное моделирование проводилось в той же постановке и с теми же условиями и свойствами окружающей среды, что и для расчетов планера вертолета.

Принятые в расчетах углы конуса верхнего и нижнего винтов с учетом балансировки вертолета на режиме полета со скоростью V = 30 м/c определялись заранее с помощью нелинейной вихревой модели, разработанной в МАИ. Указанная вихревая модель описана в работе [21], где она была применена для расчета аэродинамических характеристик изолированного соосного НВ вертолета Ка‑226 [21]. Верхний и нижний винты были сбалансированы по величине крутящего момента. Лопасти винтов моделировались абсолютно жесткими на изгиб и кручение.

На рис. 6 представлены графики изменения коэффициентов подъемной силы cyф, силы сопротивления cxф и продольного момента mzф в зависимости от угла атаки αф и числа Re для различных изолированного фюзеляжа (рис. 6, а) и полного планера (рис. 6, б) вертолета. Сопоставление результатов расчетов и экспериментальных данных [19] показывает их удовлетворительное согласование. Анализ результатов расчетов планера вертолета, имеющего стойки шасси и колонку НВ в сравнении с изолированным планером вертолета, показал влияние местного числа Re на аэродинамические характеристики элементов планера вертолета. Данный эффект важно учитывать при проведении экспериментальных исследований. Также на приведенных графиках видно, что планер вертолета обладает отрицательной подъемной силой в условиях обтекания, соответствующего режиму горизонтального полета вертолета. Таким образом, для компенсации отрицательной подъемной силы в полете требуется дополнительная мощность.

На рис. 7 представлены графики изменения коэффициентов подъемной силы cyф, силы сопротивления cxф и продольного момента mzф в зависимости от угла атаки αф для различных конфигураций планера. Отдельно приведены данные для 4 конфигураций: изолированный фюзеляж, фюзеляж + оперение, фюзеляж + оперение + колонка автомата перекоса (АП), фюзеляж + оперение + колонка АП + шасси. Данные графики позволяют оценить вклад различных элементов планера в получаемые полные аэродинамические характеристики.

Важным достоинством современных методов численного моделирования является возможность определять не только суммарные, но и распределенные аэродинамические характеристики, например распределение давления по поверхности, а также позволяет выявить зоны неблагоприятного обтекания и срыва потока.

На рис. 8 представлено распределение коэффициента давления cp по поверхности изолированного планера вертолета и визуализация его обтекания. Видно, что обтекание планера сопровождается образованием двух ярко выраженных вихревых жгутов, попадающих в область расположения хвостового оперения, которые оказывают существенное индуктивное воздействие на стабилизатор и вертикальное оперение. Поэтому на этапе разработки компоновки вертолета хвостовое оперение необходимо располагать с учетом характера обтекания планера вертолета. Для улучшения аэродинамических характеристик планера в данном случае можно рассмотреть различные формы задней части фюзеляжа вертолета.

На рис. 9 показано поле суммарной скорости V и завихренности ω в продольном сечении расчетной области изолированного фюзеляжа вертолета, а на рис. 10 – полного планера с оперением, шасси и колонкой НВ. Приведенные результаты дают качественное представление об обтекании планера вертолета. Видно, что хвостовое оперение находится в возмущенном потоке, образуемом вследствие обтекания колонки НВ и задней части фюзеляжа вертолета (рис. 10). Также видны области полного торможения потока и области, соответствующие срыву потока, приводящие к росту общего сопротивления планера вертолета (рис. 9, 10).

Ниже приведены результаты расчетов комбинации НВ и планера вертолета на режиме горизонтального полета со скоростью V = 30 м/c.

На рис. 11 представлено поле суммарной скорости V и завихренности ω в продольном сечении расчетной области. На рисунках хорошо видны области завихренности, соответствующие расположению концевых и комлевых вихревых жгутов, которые на удалении от винта вследствие диффузии размываются, образуя непрерывную область завихренности.

На рис. 12 показаны картины обтекания планера вертолета и комбинации планера вертолета и НВ в продольном сечении расчетной области. Видно, что картина обтекания хвостового оперения, находящегося в индуктивном потоке несущего винта, существенно отличается от картины обтекания планера, не имеющего несущего винта.

Из рис. 12 следует, что влияние НВ отражается на аэродинамических характеристиках планера. Так, влияние НВ незначительно уменьшает сопротивление планера и увеличивает отрицательную подъемную силу на фюзеляже.

На рис. 13 показана структура вихревого следа вертолета при помощи изоповерхностей (для ω = 25 с⁻¹). Представленные картины демонстрируют известные особенности формирования структуры вихревого следа НВ на режимах горизонтального полета [22]. Четко видны структуры правого и левого вторичных вихревых жгутов, образующихся за несущим винтом. Также на рис. 13 хорошо видны области взаимодействия лопастей с концевыми и комлевыми вихрями.

На рис. 14 приведены эпюры вертикальной составляющей индуктивной скорости от вихревого следа НВ, построенные вдоль линий, лежащих в плоскости вращения нижнего винта на расстоянии X/R = −0,5; −1,0 и −1,5. Здесь наблюдается картина, характерная для НВ на режиме горизонтального полета. Между правым и левым вихревыми жгутами (см. рис. 13) наблюдается нисходящий поток, направленный вниз и оказывающий влияние на оперение вертолета. По краям справа и слева поток направлен вверх.

На рис. 15 представлены зависимости коэффициентов тяги сТ (рис. 15, а) и крутящего момента mК (рис. 15, б) НВ, построенные для одного оборота винта. Приведены коэффициенты для нижнего и верхнего винтов по отдельности, а также их суммарные значения. Видно, что тяга и крутящий момент соосного НВ пульсирует по времени вследствие аэродинамической интерференции верхнего и нижнего винтов, что отмечается в ряде работ [21][23][24]. Из рис. 15, б также видно, что крутящий момент нижнего и верхнего винтов в представленном расчете сбалансирован, как было отмечено выше.

Выполнено численное моделирование аэродинамических характеристик изолированного планера вертолета Ка-226 для различных конфигураций в диапазоне углов атаки −16...+16° и комбинации планера и соосного НВ вертолета Ка-226 на режиме горизонтального полета со скоростью 30 м/c.

Использован метод URANS на базе пакета Ansys FLUENT с моделью турбулентности k‑ω SST на базе пакета Ansys Fluent. Разработанная расчетная блочная неструктурированная оверсетная сетка содержала от 30 млн до 46 млн ячеек и обеспечила высокое качество полученных результатов.

Сравнение результатов расчетов аэродинамических характеристик планера с экспериментальными данными показало хорошее качественное и количественное совпадение, что подтверждает достоверность и достаточную точность применяемого расчетного метода.

В результате численного моделирования обнаружено влияние местного числа Рейнольдса на аэродинамические характеристики таких элементов планера вертолета, как стойки шасси и колонка несущего винта, что важно учитывать при подготовке и проведении экспериментальных исследований. Показано, что на режиме горизонтального полета за фюзеляжем формируются мощные вихревые жгуты, оказывающие влияние на хвостовую часть вертолета, что требует учета при выборе параметров оперения. Также установлено, что планер вертолета обладает отрицательной подъемной силой на режимах горизонтального полета, что требует дополнительных затрат мощности. Одним из путей преодоления этого эффекта может быть оптимизация формы задней части фюзеляжа.

Для комбинации планера и соосного НВ вертолета Ка-226 проведен демонстрационный расчет режима горизонтального полета с учетом балансировки. Рассчитаны и проанализированы картины обтекания и аэродинамические характеристики. Получены основные особенности, связанные с работой НВ на режиме горизонтального полета, такие как формирование структур вторичных вихревых жгутов и пульсации коэффициентов тяги и крутящего момента винта вследствие интерференции между верхним и нижним винтами. Установлено, что влияние НВ на планер на рассмотренном режиме приводит к незначительному снижению сопротивления планера и росту отрицательной подъемной силы планера.

Представленные в работе результаты могут внести существенный вклад в опыт применения методов численного моделирования в решение задачи расчета аэродинамических характеристик полной модели планера и НВ вертолета соосной схемы.