Визначено основні конструктивні та експлуатаційні фактори, що впливають на зближення лопатей гелікоптерів співвісної схеми. Подано розрахункові за зближенням режими. Встановлено необхідність проведення експерименту щодо розрахунку зближення лопатей на основі математичної моделі махового руху лопаті.

Проведено параметричне дослідження впливу геометрії профілю на аеродинамічні характеристики ротора несучого гвинта автожира. За допомогою регресійного аналізу одержано новий профіль, який суттєво покращив аеродинамічні характеристики несучого гвинта автожира.

Проведено критичний аналіз теорій несучого гвинта вертольота та висунуто вимоги до методу визначення аеропружних характеристик несучих поверхонь. Зроблено висновок про необхідність сумісного розв'язання задач визначення характеристик коливань лопатей, аеродинамічного навантаження, індуктивних швидкостей несучих поверхонь і просторового вихрового поля навколо вертольота.

Рассмотрены подходы к определению коэффициента индуктивных потерь несущего винта при его работе на месте. Предложено определять индуктивные потери с помощью моделирования обтекания несущего винта с использованием положений вихревой лопастной теории и теории элемента лопасти.

Удосконалено числовий метод визначення аеродинамічних характеристик несучого гвинта (НГ), побудований на базі нелінійної нестаціонарної вихрової лопатевої теорії. Розроблено модель локального за часом і простором зриву з передньої крайки окремих перерізів лопатей. Одержано можливість урахування нелінійних за кутом атаки та числом Маха аеродинамічних характеристик профілів лопаті. Розроблено універсальну концепцію побудови геометрії, кінематики та динаміки несучих поверхонь у математичній моделі НГ з шарнірним кріпленням лопатей, що дозволяє розширити межі проведення параметричних досліджень. Вивчено поведінку несучих гвинтів серійних вертольотів на критичних режимах їх обтікання, одержано якісну картину явищ, кількісні сумарні та розподілені аеродинамічні характеристики.

Розроблено метод розрахунку та одержано закономірності зміни аеродинамічних характеристик літаків з гвинтовими рушіями. Удосконалено метод дискретних вихорів з замкненою вихровою рамкою як дискретною особливістю та панельний метод Моріно. Досліджено вплив струменів від гвинтових рушіїв на розподілені та сумарні аеродинамічні характеристики крила, а також дію на моментні характеристики літака зміни режиму роботи гвинтових рушіїв і відхилення механізації крила. Запропонований метод розрахунку рекомендовано використовувати у більш широкій області відхилень механізації крила та взаємного розташування крила й оперіння. Результати наукового дослідження впроваджено у Державному Авіаційному Науково-випробувальному Центрі (ДАНВЦ) та учбовий процес Харківського університету Повітряних Сил.

Запропоновано підходи щодо визначення раціональних параметрів торсіона осьового шарніра втулки несучого гвинта вертольота з урахуванням як явних обмежень на ці параметри, так і обмежень у вигляді функціональних залежностей. Наведено результати параметричних досліджень з використанням комплексного методу М. Бокса.

Представлены результаты исследования напряженного состояния вала несущего винта вертолета Ка-32. Проведено сравнение методов фотоупругости и МКЭ в исследовании напряженного состояния концентраторов напряжений трубчатых валов. Показана возможность использования современных численных методов для оптимизации формы концентраторов напряжений в высоконагруженных валах несущих винтов. Полученные результаты и зависимости коэффициентов концентрации напряжений от геометрии неоднородных участков можно использовать для увеличения ресурса и повышения надежности главных редукторов вертолетов.

Індекс рубрикатора НБУВ: О553.21-042

Рубрики:

Несучі гвинти (ротори) вертольотів

Шифр НБУВ: Ж16492 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Індекс рубрикатора НБУВ: О553.21-042-01

Рубрики:

Несучі гвинти (ротори) вертольотів

Шифр НБУВ: Ж16492 Пошук видання у каталогах НБУВ 

Решена задача о генерации BVI-шума двухлопастным винтом ротора вертолета. Математическая модель состоит из 2-х частей - аэродинамической (с применением системы уравнений Эйлера) и акустической, описываемой замкнутой системой уравнений аэроакустики. Задача решена с использованием численно-аналитического подхода. Изучено взаимное влияние шума наступающей и отступающей лопастей. При определенном сочетании расчетных параметров обнаружена трансформация энергии продольных волновых фронтов в поперечные. Шум наступающей лопасти - плавный и имеет значительно более высокий уровень. Шум отступающей лопасти наиболее изменчив при варьировании углов атаки и постановки лопасти к потоку, что указывает на его вихревую природу характер. В то же время, у наступающей лопасти доминирует шум вращения. Изменения угла атаки, угла постановки лопасти к потоку и числа Маха количественно влияют на общую картину генерации шума.

Розглянуто задачу генерації шуму взаємодії вихорів Тейлора і лопаті ротора гелікоптера (BVI-шум) у разі косого обдування її потоком. Мета роботи - розв'язання даної задачі за допомогою нової моделі виділення звуку із неоднорідної нестаціонарної стисливої течії. Під час розв'язання задачу було розділено на 2 частини: аеродинамічну та акустичну. Ближнє і дальнє звукові поля обраховано на підставі числового розв'язання систем диференційних рівнянь. Проведено порівняльний аналіз розрахункових даних.

Разработан метод расчета аэродинамических характеристик роторного винта, основанный на комбинации метода дискретных вихрей с методом плоских сечений. С помощью итерационной процедуры, использующей простейшую вихревую схему, определяется местный угол атаки сечения лопасти. Далее по известным аэродинамическим характеристикам профиля вычисляются элементарные силы, действующие в сечении лопасти. Процесс итерации повторяется до сходимости по невязке, определяемой разницей между циркуляциями скорости в каждом сечении. Приведены результаты расчетов поляры четырехлопастного роторного винта на режиме висения.

Рассмотрена количественная оценка эффективности роторных винтов. Представлено дальнейшее развитие метода расчета аэродинамических характеристик роторного винта для учета концевых потерь и индуктивного сопротивления. Приведены результаты исследований влияния геометрических параметров роторного винта на его экономическую эффективность. Предложен способ улучшения экономической эффективности летательного аппарата с роторным винтом в диапазоне малых и средних скоростей поступательного полета с помощью установки концевых аэродинамических поверхностей на лопастях.

Приведены результаты проектировочного расчета винтокольцевого движителя для беспилотного летательного аппарата с тягой до 300 кг. Полученны геометрические характеристики лопасти винтокольцевого движителя, ее профилировка и крутка, геометрические характеристики кольцевого канала. С помощью метода конечных объемов определены тяговые характеристики движителя и поля распределения давлений/скоростей на двух основных режимах полета: при работе на земле на месте и в горизонтальном полете со скоростью до 50 м/с. Приведен анализ результатов и выводы, реккомендации к дальнейшему совершенствованию винтокольцевого движителя.

Увагу приділено дослідженню та кількісної оцінці спотворень сигналу, які виникають в каналі радіозв'язку з гелікоптером. Розроблено теоретико-методологічни основи кількісної оцінки впливу обертань несучого гвинта гелікоптера на якість каналу передачі даних з борту та на борт гелікоптера. Запропоновано математичну модель пульсацій ефективної висоти антени, які обумовлюють відповідні пульсації діаграми спрямованості штирової антени, яка встановлена на провідному корпусі гелікоптера. На основі запропонованої моделі досліджено вплив обертань несучого гвинта гелікоптера на спектральні й енергетичні показники радіосигналів різних класів. Зазначено, що характерною ознакою спотворення сигналів є збагачення їх спектрів продуктами небажаної амплітудної модуляції на частоті, яка визначається швидкістю обертань валу несучого гвинта та кількістю його лопотів. Наслідком цього ефекту є послаблення середньої потужності сигналу на виході антени та зменшення відношення сигнал/завада. Обгрунтовано графоаналітичний метод кількісної оцінки впливу відносних пульсацій діаграми спрямованості антени на імовірність виникнення бітової помилки в канаті передачі даних. Це дозволило оцінити максимально допустимий рівень пульсацій діаграми спрямованості слабоспрямованої антени.