Забыли данные входа?   Регистрация  

ИССЛЕДОВАНИЯ ОБТЕКАНИЯ ШЕСТИЛОПАСТНОГО ВОЗДУШНОГО ВИНТА НА БАЗЕ ЧИСЛЕННЫХ РЕШЕНИЙ УРАВНЕНИЙ НАВЬЕ-СТОКСА

Автор: Евгений Александрович Пигусов

Соавторы: А.В. Бельчихина, Е.А. Пигусов, С.А. Кузин

Организация: Центральный аэрогидродинамический институт имени Н.Е. Жуковского

ИССЛЕДОВАНИЯ ОБТЕКАНИЯ ШЕСТИЛОПАСТНОГО ВОЗДУШНОГО ВИНТА НА БАЗЕ ЧИСЛЕННЫХ РЕШЕНИЙ УРАВНЕНИЙ НАВЬЕ-СТОКСА

Исследование интерференции работающего воздушного винта и планера самолета, несмотря на долгую историю эксплуатации винтовых самолетов различных классов не теряет свою актуальность [1]. На современном этапе исследований большое внимание уделяется применению численных методов в процессе аэродинамического проектирования винтовых самолетов и воздушных винтов, но в тоже время для подтверждения достоверности проводимых расчетов требуется проведение процедуры валидации с использованием экспериментальных данных.

В данной работе представлены результаты сравнения расчетных и экспериментальных результатов исследования изолированного шестилопастного воздушного винта (ВВ). Расчётные исследования обтекания изолированного ВВ, экспериментальные исследования которого проводились в большой дозвуковой аэродинамической трубе, выполнены с использованием программы на базе численных решений уравнений Навье-Стокса в квазистационарной постановке. Расчетные исследования характеристик винта проведены с использованием двух расчетных областей, при этом область с ВВ вращается с постоянной угловой скоростью внутри стационарной области [2, 3]. ВВ выполнен в масштабе 1:4.5 от натурных размеров. ВВ установлен на обтекаемой мотогондоле и его основание скрыто за коком. Изолированный шестилопастной ВВ исследован при фиксированном нулевом угле атаки и изменении скорости набегающего потока в диапазоне V = 10÷80 м/с. Также были фиксированными число оборотов винта n =5400 об/мин и угол установки лопасти φ =+30º.

Представлено сравнение следующих расчётных характеристик изолированного ВВ с результатами эксперимента: коэффициент полезного действия η; коэффициент тяги α; коэффициент мощности β. Показано, что результаты расчёта хорошо согласуются с экспериментальными данными (рис. 1). При изменении скорости набегающего потока в диапазоне V = 18÷80 м/с, погрешность расчета не превышает 2%. На малых скоростях потока по всем характеристикам наблюдаются наилучшие совпадения. Однако при увеличении относительной поступи винта λ возникают некоторые расхождения с экспериментом для коэффициентов тяги α и мощности β.

1.Chernousov V.I., Krutov A.A., Pigusov E.A. Features of flow around transport aircraft model with running propellers by modelled engine failure in wind tunnel // Journal of Physics: Conference Series. Сер. "International Conference PhysicA.SPb/2021" 2021. С. 012206. DOI: 10.1088/1742-6596/2103/1/012206

2. Виноградов О.Н., Корнушенко А.В., Павленко О.В., Петров А.В., Пигусов Е.А., Чинь Т.Н. Особенности интерференции воздушного винта и крыла сверхбольшого удлинения в неоднородном потоке // Вестник Московского авиационного института. 2021. Т. 28. № 2. С. 7-19.

3. Кажан А.В., Кажан В.Г., Кузин С.А. Численные исследования особенностей обтекания воздушного винта и его интерференция с крылом // Материалы XXXI Научно-технической конференции по аэродинамике. 2020. С. 115-116