close

Вход

Забыли?

вход по аккаунту

?

Моделирование индуктивного потока несущего винта вертолета..pdf

код для вставкиСкачать
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА
серия Аэромеханика и прочность
2010
№ 151
УДК 629.735.015
МОДЕЛИРОВАНИЕ ИНДУКТИВНОГО ПОТОКА
НЕСУЩЕГО ВИНТА ВЕРТОЛЕТА
С.А. ПАРШЕНЦЕВ
Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
В статье приводится расчетно-экспериментальная методика определения потока от несущего винта вертолета
при распределении им жидких и твердых частиц (элементов, контейнеров) формы шара малого диаметра с технического устройства, размещенного на внешней подвеске. Предлагаемый подход ориентирован на решение задач,
требующих совместного моделирования нестационарных аэродинамических процессов и динамики упругой системы.
Ключевые слова: вертолет, внешняя подвеска, поток от несущего винта, распыление частиц, моделирование.
Эффективность применения вертолетов для ликвидации аварийных разливов нефти сегодня
не вызывает сомнения. Основными источниками разливов нефти являются грузовые операции
на нефтяных терминалах, аварии танкеров, перевозящих нефть и нефтепродукты, незаконные
эксплуатационные сбросы с судов нефтесодержащих отходов, аварии на буровых платформах и
магистральных трубопроводах. Современные требования, предъявляемые к рациональной системе транспортировки и добычи нефти как на суше, так и в прибрежно-морской зоне, предполагают внедрение системы экологической безопасности, поскольку проблемы, связанные с поступлением нефти в природную среду, являются не только социально-экономическими, но и политическими [1]. Очевидно, что в случаях, связанных с удаленностью или труднодоступностью
мест аварий, значительными их масштабами, повышенной опасностью и угрозой населенным
пунктам, курортной зоне, жизненно важным объектам и т.п., наиболее эффективно может применяться вертолетная техника. В этом случае используется преимущество вертолета в мобильности, маневренности, скорости и, как следствие, в оперативности выполнения первоочередных
задач по локализации чрезвычайной ситуации (ЧС).
В настоящее время созданы достаточно эффективные специальные технические средства
(ТС), например, вертолетные опрыскиватели (ВОП-3), размещаемые на внешней подвеске (ВП)
вертолетов Ми-8МТВ и Ка-32, и предназначенные для нанесения на загрязненные нефтепродуктами участки земной (водной) поверхности жидкостей-диспергентов и биопрепаратов. Как
показали летные испытания [3], применение ВОП-3 для внесения диспергентов типа ОМ-6, Корексит-9527 и биопрепаратов Дестройл, Девоуройл и Унирем повысило производительность
данного вида работ в 2 – 3 раза по отношению к аналогичной аппаратуре вертолетов Ми-2 и
Ка-26 и сократило время ликвидации последствий ЧС.
Мягкий сферический контейнер ВОП-3, предназначенный для размещения и транспортирования диспергентов, состоит из силовой каркасированной внешней оболочки, из капроновой
ткани и герметизирующей внутренней оболочки из прорезиненной ткани. К верхним концам
строп радиального каркаса присоединены 12 строп боковой стропной системы, верхние концы
которых сведены в строповочные узлы для соединения с нижним концом троса системы ВП
вертолета. Верх контейнера ВОП-3 закрыт крышкой из прорезиненной ткани, препятствующей
выдуву диспергентов (рабочей жидкости) в полете. В комплект ТС входит 144 распылителя типа РЩ 110-12. Основные характеристики устройства приведены в работах [3, 9].
Очевидно, что распределение частиц на земной (водной) поверхности зависит не только от
скорости и турбулентности атмосферного воздуха, конструкции форсунок или выходного от-
Моделирование индуктивного потока несущего винта вертолета
45
верстия емкости ТС, но и от скорости индуктивного потока несущего винта (НВ) и колебаний
ТС на ВП вертолета-носителя.
Наиболее сложная проблема при этом – получить поле скоростей от НВ.
Традиционно используемые методики расчета потока от НВ [3, 4] позволяют определять
среднюю скорость в зависимости от радиуса и расстояния от диска НВ. Однако рассеивание
частиц, дисперсность капель определяются не средними, а мгновенными скоростями в зоне ВП.
Также от этих скоростей зависит и максимальная нагрузка на ВП. Таким образом, существует
проблема получения нестационарного поля скоростей под НВ, соответствующего экспериментальным данным.
Для решения этой задачи предлагается расчетно-экспериментальня методика, основанная на
использовании экспериментальных данных об индуктивном потоке НВ на различных режимах
полета [2] и известных зависимостях вертикальной скорости от радиуса под плоскостью НВ.
Здесь будем пользоваться теми же обозначениями и основными допущениями, что и в [10, 11].
Так как речь идет всего о нескольких типах вертолетов, то этот подход позволяет снизить
требования к системным ресурсам используемых ЭВМ и существенно сократить время расчетов, он относительно недорог и максимально учитывает форму вертолета и положение лопастей
его НВ.
Представив нижние плоскости лопастей как источники воздушных струй, а верхние – как
стоки (чтобы компенсировать прирост массы воздуха), можно подобрать распределение скорости по радиусу лопасти так, чтобы итоговая струя от НВ совпадала с наблюдаемой экспериментально при соответствующей скорости горизонтального потока (ГП).
Далее, используя нестационарное поле скорости как краевое условие, необходимо рассчитать поля скоростей вокруг вертолета и ТС на ВП. Размеры расчетной области определяются
диаметром НВ и длиной троса ВП (в идеале возмущения от вертолета не должны менять параметры на границах расчетной области). Так как максимальная скорость воздуха, соответствующая числу Маха большему 0,5, достигается в зоне, непосредственно окружающей НВ и значительно меньшей, чем остальная расчетная область, то расчет поля скоростей вокруг вертолета и
ТС на ВП можно решать в рамках нестационарной модели несжимаемой жидкости.
Эта задача решалась с использованием прикладных программных пакетов FlowVision (ППП
FV) [12]. Система уравнений включает трехмерные уравнения Навье-Стокса для несжимаемого
потока и стандартную k-ε модель турбулентности [8]. Для численного решения применялся метод потоков, при котором расчетная область разбивается на ячейки, для каждой ячейки определяются потоки массы, импульса, энергии через границы за малый промежуток времени. Зная
эти потоки, можно определить параметры течения (скорость W, температуру T, давление P,
турбулентную энергию k, скорость диссипации турбулентной энергии ε) в расчетной ячейке в
новый момент времени.
Уравнения Навье-Стокса сохранения импульса для газа:
d[∫(ρg·Wg·dv)v]/dt = –∫(Pg·n·ds)S – ∫(ρg·(Wg·n)·Wg·ds)S + ∫((µ+µt)·Pn·ds)S + ∫(ρg·g·dv)v,
(1)
здесь Pn – вектор со следующими компонентами:
Pnx = nx·2(dWgx/dx) + ny·(dWgx/dy – dWgy/dx) + nz·(dWgx/dz – dWgz/dx);
Pny = nx·(dWgx/dy – dWgy/dx) + ny·2(dWgy/dy) + nz·(dWgy/dz – dWgz/dy);
Pnz = nx·(dWgx/dz – dWgz/dx) + ny·(dWgy/dz – dWgz/dy) + nz·2(dWgz/dz).
Уравнение сохранения массы:
∫(ρg·(Wg·n)ds)S = 0.
(2)
Уравнение сохранения энергии газа:
d∫(ρg·hg·dv)v/∂t = –∫(ρg·(Wg·n)·hg·ds)S + ∫([λ/Cp+µt/Prt]·((grad hg)·n)·ds)S + Σ{∫(Qpi·dv)v}i=1,…,N,
где hg = Cp·T – энтальпия газа, Σ{…}i=1,…,N – означает суммирование по всем каплям в рассматриваемом элементе объема, p – индекс параметров частиц, Qpi – тепловой поток между газом и
каплей, который определяется так [5]:
46
С. А. Паршенцев
Qpi = 6·(Tg – Tpi)·Nui·λg/(ρp·Dpi2),
(3)
здесь λg – коэффициент теплопроводности газа (вт/(м·К) ), Nu – число Нуссельта, характеризующее режим теплообмена [6]:
Nu = 2 + 0.459·Repi0.55·Pr0.33,
(4)
где Repi = ρg·Dpi·|Wg – Wpi|/µg – относительное число Рейнольдса для капель, Pr = Cpgas·µg/λg –
число Прандтля.
Также в работе принято, что температура капель меняется по закону:
d[Cpart·Tpi]/dt = Qpi , i = 1,…,N.
(5)
Уравнения стандартной k-ε модели турбулентности газа имеет следующий вид:
d∫(ρg·k·dv)v/∂t = –∫(ρg·(Wg·n)·k·ds)S + ∫([µg+µt/σk]·((gradk)·n)·ds)S – ∫((ε-εini)·dv)v +
+ ∫([(µg+µt)·Σ{(dWgi/dxj)·(dWgi/dxj + dWgj/dxi)}i,j=X,Y,Z]dv)v ,
(6)
d∫(ρg·ε·dv)v/∂t = –∫(ρg·(Wg·n)·ε·ds)S + ∫([µg+µt/σε]·((gradε)·n)·ds)S – ∫(C2·(ε-εini)·(ε/k)dv)v +
+ ∫([C1·(ε/k)·(µg+µt)·Σ{(dWgi/dxj)·(dWgi/dxj + dWgj/dxi)}i,j=X,Y,Z]dv)v.
(7)
Значения параметров модели турбулентности: σk = 1, σε = 1, C1 = 1,44, C2 = 1,92.
Турбулентная вязкость выражается следующим образом:
µt = Сµ·ρg·k2/ε.
(8)
Воздух полагаем идеальным газом с уравнением состояния:
Pg = ρg·Rg·Tg ,
(9)
2
2
где Rg = 287,254 м /(с ·К).
Для замыкания системы необходимы условия на границах. В качестве граничных условий,
использовавшихся в большинстве случаев, были выбраны известный равномерный поток, набегающий на летательный аппарат (ЛА), известное атмосферное давление с боков и сзади ЛА, абсолютное "прилипание" воздуха к земной поверхности, движущейся относительно ЛА со скоростью полета.
Расчеты были выполнены для вертолета Ка-32 с ВОП-3 (масса 3 тонны, расстояние от фюзеляжа до верхней кромки емкости 13 м) на ВП (рис. 1 – 5). Предполагалось, что наличие груза
на ВП не влияет на поле скорости от НВ.
Рис. 1. Скорость полета 138 км/ч (результаты эксперимента [2]),
угол наклона плоскости НВ к скорости полета (– 4о),
точками показаны положения концевых вихрей в плоскости симметрии ЛА
Из сравнения положения тестовых частиц (они визуализируют концевые вихри, полученные расчетным путем) на рис. 2 или зоны максимального модуля скорости на виде сбоку
(рис. 4) с экспериментально полученными в работе [9] положениями концевых вихрей (рис. 1,
3, 5г) ясно, что выбранное в расчетах распределение скорости по радиусу НВ (рис. 2г) дает
струю, соответствующую экспериментальной.
Разброс расчетных точек относительно экспериментальных границ струи объясняется тем,
что было проведено осреднение экспериментальных данных, а расчетные результаты даны в
виде "мгновенных снимков". Также на рисунках видны все тестовые частицы, а не только те,
что лежат в плоскости симметрии ЛА. Распределение модуля скорости (показано на рисунках
цветной заливкой) и вертикальной скорости (графики на видах сбоку) в струе НВ в плоскости
симметрии ЛА соответствует физической картине [7] течения в таких потоках. Отметим, что
для всех рассмотренных вариантов скорости полета (138 км/ч, 50,6 км/ч, 5 км/ч) используется
47
Моделирование индуктивного потока несущего винта вертолета
одно и то же распределение скорости по радиусу НВ (рис. 2г), то есть это распределение можно
успешно использовать для всего диапазона эксплуатационных скоростей ГП вертолета Ка-32 с
ВОП-3, размещенным на его ВП. Расчеты показали хорошее совпадение (ошибка менее 10 %) с
экспериментальными данными по средним и максимальным скоростям под нижним НВ. Полученные рисунки позволяют наглядно представить поток в зоне ВП. Косвенно расчеты подтверждаются результатами наблюдения за следом от струи НВ на земной (водной) поверхности при
полете Ка-32 на малой высоте (рис. 6).
а
б
V (м/с)
50
40
30
20
10
0
0
2
4
6
в
8 R (м)
г
Рис. 2. Полет вертолета Ка-32 с ВОП-3 массой 3000 кг на ВП со скоростью 138 км/ч:
2а, 2б, 2в – "мгновенный снимок" в трех проекциях: точки – тестовые частицы диаметром 1 мкм
и плотностью 50 кг/м3, выпущенные из торцов лопастей для визуализации концевого вихря;
стрелки показывают только направление скорости в связанной с вертолетом системе координат;
2г – зависимость скорости газа, вытекающего вертикально вниз из нижней плоскости лопасти
НВ, от расстояния до оси НВ
Рис. 3. Скорость полета 50,6 км/ч (результаты эксперимента [2]),
угол наклона плоскости винта к скорости полета (– 0,5°),
точками показаны положения концевых вихрей в плоскости симметрии ЛА
48
С. А. Паршенцев
а
б
Рис. 4. Полет вертолета Ка-32 с ВОП-3 массой 3000 кг на ВП со скоростью 50,6 км/ч
("мгновенный снимок", вид сбоку):
а – стрелками показано поле скоростей в продольной плоскости симметрии,
красный график – вертикальные скорости под винтами на азимуте 180о,
синий график – вертикальные скорости под винтами на азимуте 0о;
б – заливкой показано поле модуля скорости (красный цвет соответствует 60 м/с, синий 0 м/с)
а
б
в
г
Рис. 5. Полет вертолета Ка-32 с ВОП-3 массой 3000 кг на ВП со скоростью 5 км/ч:
а – ("мгновенный снимок"), заливкой показано поле модуля скорости (красный цвет соответствует 60 м/с, синий 0 м/с); точки – тестовые частицы диаметром 1 мкм и плотностью 50 кг/м3,
выпущенные из торцов лопастей для визуализации концевого вихря;
б – заливкой показано поле вектора скорости в поперечной плоскости,
проходящей через ось ротора; в - вид сверху на тестовые частицы;
г – эксперимент [2], угол наклона плоскости НВ к скорости полета 0°,
точками показаны положения концевых вихрей в плоскости симметрии ЛА
49
Моделирование индуктивного потока несущего винта вертолета
а
б
Рис. 6. а – траектории тестовых частиц (точки и линии) для визуализации вихревого потока
воздуха у ВОП-3 на Ка-32 при скорости полета 50 км/ч ("мгновенный снимок"); стрелками изображено поле вектора скорости в плоскости симметрии; б – поле вектора скорости в плоскости,
параллельной земле на высоте 1 м при скорости полета 50 км/ч ("мгновенный снимок")
ЛИТЕРАТУРА
1. Аварии и катастрофы. Предупреждение и ликвидация последствий. Кн. 1 / под ред. К.Е.Кочеткова,
А.В. Забегаева. – М.: Издательство АСВ, 1995.
2. Акимов А.И. и др. Летные исследования и анализ вихревой структуры винтов соосного вертолета // Труды
I форума Российского вертолетного общества. – М.: МАИ, 1994.
3. Акт по результатам предварительных и приемочных летных испытаний на вертолете Ми-8МТВ опытного
образца подвесного опрыскивателя ВОП-3, предназначенного для нанесения на поверхности, загрязненные нефтепродуктами, диспергентов и биопрепаратов / О.В. Худоленко, С.А.Агров, Илькун В.В. и др. – Краснодар, 2000.
4. Джонсон У. Теория вертолета: В 2-х книгах / пер. с англ. – М.: Мир, 1983.
5. Кутателадзе С.С. Основы теории теплообмена. – М.: Атомиздат, 1979.
6. Марков М.Н., Мерсон Я.И., Шамилев М.Р. Исследование поля теплового излучения стратосферы и тропосферы в ИК области спектра с геофизических аэростатов // Космические исследования. 1963. - Т. 1. - № 2.
7. Миль М.Л. и др. Вертолеты. Расчет и проектирование. Т.1. Аэродинамика. – М.: Машиностроение, 1966.
8. Модель турбулентного течения жидкости FlowVision. http://www.flowvision.ru/index.php?id=41.
9. Паршенцев С.А. Моделирование процесса распределения абсорбирующих элементов с устройства ВОП-3 на
внешней подвеске вертолета // Фундаментальные проблемы системной безопасности: Сб. статей / Вычислительный центр
им. А.А. Дородницына РАН. – М.: Вузовская книга, 2008.
10. Паршенцев С.А., Борисов И.В., Ципенко А.В. Применение прикладного пакета Flow Vision для моделирования распыления жидкости из контейнера на внешней подвеске вертолета // Материалы XX школы-семинара "Аэродинамика летательных аппаратов". – М.: ЦАГИ, 2009.
11. Паршенцев С.А., Ципенко А.В. Моделирование разброса крупных гранул с летательного аппарата // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность. 2007. - № 111.
12. Система моделирования движения жидкости и газа FlowVision. http://www.tesis.com.ru/software/flowvision/.
MODELING OF MAIN ROTOR INDUCTIVE FLOW AND VELOCITY FIELD AROUND
HELICOPTER WITH CARGO ON EXTERNAL SLING
Parshentsev S.A.
The article describes the approach to experiment-calculated methods of determination of the flow from helicopter
main rotor at distribution of sphere-shaped liquid and solid parts (elements, containers) of small diameter from the technical
device, mounted on the external sling. The proposed approach is directed to solve the tasks requiring joint modeling of
time-dependent aerodynamic processes and dynamics of elastic system.
Сведения об авторе
Паршенцев Сергей Алексеевич, 1957 г.р., окончил РКИИ ГА (1980), кандидат технических наук,
старший бортинженер-испытатель ОАО НПК "ПАНХ", автор 50 научных работ, область научных интересов – летная эксплуатация воздушных судов.
Документ
Категория
Без категории
Просмотров
4
Размер файла
494 Кб
Теги
несущего, моделирование, pdf, вертолет, винт, индуктивном, поток
1/--страниц
Пожаловаться на содержимое документа