Динамический срыв на винтах вертолета

Динамический срыв является одним из опасных явлений на винтах вертолета , которое может вызвать возникновение больших крутильных воздушных нагрузок и вибраций на лопастях винта. ^{[1] [2]} В отличие от самолетов с фиксированным крылом , у которых срыв происходит при относительно низкой скорости полета, динамический срыв на винте вертолета возникает на высоких скоростях полета или/и во время маневров с высокими коэффициентами нагрузки вертолетов , когда угол атаки (AOA) элементов лопасти интенсивно изменяется из-за зависящих от времени взмахов лопасти, циклического шага и потока следа. Например, во время полета вперед со скоростью, близкой к V _NE , скорость, никогда не превышает , наступающие и отступающие лопасти почти достигают своих пределов работы, в то время как потоки все еще прикреплены к поверхностям лопасти. То есть, наступающие лопатки работают при высоких числах Маха , поэтому необходимы низкие значения AOA, но может произойти отрыв потока, вызванный ударной волной, в то время как отступающая лопатка работает при гораздо более низких числах Маха, но высокие значения AoA приводят к срыву потока (см. также сжимаемость наступающей лопатки и срыв отступающей лопатки ).

Эффект динамического сваливания ограничивает летно-технические характеристики вертолета несколькими способами, такими как:

• Максимальная скорость поступательного полета и тяга;
• Высокие нагрузки на конструкцию лопасти, которые могут привести к чрезмерной вибрации и повреждению конструкции лопасти;
• Нагрузки системы управления, маневренность и управляемость;
• Динамические характеристики вертолета.

Визуализация считается наглядным методом для лучшего понимания аэродинамического принципа динамического срыва потока на роторе вертолета, и исследование обычно начинается с анализа неустановившегося движения на двумерном аэродинамическом профиле (см. Теория элемента лопасти ).

Эксперименты в аэродинамической трубе показали, что поведение профиля при неустановившемся движении существенно отличается от поведения при квазиустановившемся движении. Вероятность отрыва потока на верхней поверхности профиля меньше при большем значении AoA, чем у последнего, что может в определенной степени увеличить максимальный коэффициент подъемной силы. Было выявлено три основных нестационарных явления, способствующих задержке начала отрыва потока при неустановившемся состоянии: ^[3]

• В условиях, когда угол атаки увеличивается со временем, неустойчивость потока, возникающая из-за циркуляции, которая сбрасывается в след на задней кромке аэродинамического профиля, приводит к уменьшению подъемной силы и неблагоприятным градиентам давления по сравнению со стационарным случаем при том же угле атаки;
• В силу кинематического эффекта вызванного изгиба положительная скорость тангажа дополнительно уменьшает давление на передней кромке и градиенты давления для заданного значения подъемной силы; ^{[4] [5] [6]}
• В ответ на внешние градиенты давления существуют также дополнительные нестационарные эффекты, которые происходят внутри пограничного слоя , включая существование реверсов потока при отсутствии какого-либо значительного отрыва потока . ^[7]

Процесс разработки динамического срыва потока на 2D профиле можно обобщить в несколько этапов: ^{[8] [9]}

• Этап 1: угол атаки превышает статический угол сваливания, но отрыв потока задерживается из-за уменьшения неблагоприятных градиентов давления, создаваемых кинематикой скорости тангажа.
• Стадия 2: отрыв потока и образование вихревого возмущения отбрасывается от области передней кромки аэродинамического профиля. Этот вихрь, называемый вихрем передней кромки ( LEV ) или динамическим вихрем срыва ( DSV ), обеспечивает дополнительную подъемную силу для аэродинамического профиля, пока он остается над верхней поверхностью, а также заметное увеличение момента тангажа носом вниз (момент разрыва, момент срыва) при движении вниз по хорде.
• Стадия 3: резкое снижение коэффициента подъемной силы (падение подъемной силы, срыв подъемной силы) происходит при входе DSV в спутную струю.

• Стадия 4: наблюдается полный отрыв потока на верхней поверхности аэродинамического профиля, сопровождающийся пиковым моментом тангажа.
• Этап 5: полное повторное присоединение потока достигается по мере того, как AoA постепенно уменьшается до тех пор, пока он не станет значительно меньше статического угла сваливания. ^[10] Причинами отставания являются, во-первых, реорганизация потока из полностью отделенного в повторное присоединение, а во-вторых, обратный кинематический эффект «индуцированного изгиба» на градиент давления передней кромки из-за отрицательной скорости тангажа. ^[3]

Хотя нестационарный механизм идеализированных 2D-экспериментов уже был всесторонне изучен, динамический срыв на роторе демонстрирует сильные трехмерные различия характера. Согласно хорошо собранным данным в полете Боусмана ^[11], местоположение генерации DSV «плотно сгруппировано», где характерны промахи подъемной силы и большие моменты тангажа носа вниз, и их можно разделить на три группы.

• Незначительный отрыв потока;
• Низкие отклонения воздушных нагрузок и малый гистерезис ;
• Тот же порядок толщины вязкой зоны, что и толщина профиля;
• Чувствительность к геометрии аэродинамического профиля, уменьшенной частоте и числу Маха.

• Доминирование явления вихреобразования;
• Большие отклонения воздушных нагрузок и большой гистерезис;
• Расширение вязкой зоны до порядка хорды профиля;
• Меньшая чувствительность к геометрии аэродинамического профиля, уменьшенная частота и число Маха;
• Быстрые превышения воздушных нагрузок после сваливания.

Увеличение среднего значения угла атаки приводит к более выраженному разделению потока, более высоким превышениям подъемной силы и момента тангажа, а также большему гистерезису воздушных нагрузок, что в конечном итоге может привести к глубокому динамическому срыву. ^[12]

Амплитуда колебаний также является важным параметром для поведения срыва крыла. При большем угле колебаний, как правило, происходит глубокий динамический срыв. ^[8]

Более высокое значение пониженной частоты предполагает задержку начала разделения потока при более высоком AoA, а также снижение выбросов воздушных нагрузок и гистерезиса обеспечивается из-за увеличения кинематического эффекта развала. Но когда пониженная частота довольно низкая, т. е . явление срыва вихрей маловероятно, как и глубокий динамический срыв. ^[8]${\displaystyle к}$${\displaystyle к<0,05}$

Влияние геометрии аэродинамического профиля на динамический срыв довольно сложное. Как показано на рисунке, для изогнутого аэродинамического профиля срыв подъемной силы задерживается, а максимальный момент тангажа носа вниз значительно уменьшается. С другой стороны, начало срыва более резкое для аэродинамического профиля с острой передней кромкой. ^[8] Более подробная информация доступна здесь. ^[13]

Угол стреловидности потока к элементу лопасти для вертолета в прямом полете может быть значительным. Он определяется как радиальная составляющая скорости относительно передней кромки лопасти:

${\displaystyle \Lambda =\arctan {\frac {U_{R}}{U_{T}}}=\arctan {\frac {\mu \cos {\psi }}{r+\sin {\psi }}} }$

На основании экспериментальных данных, угол стреловидности в 30° способен отсрочить начало сваливания до более высокого угла атаки благодаря конвекции вихря передней кромки с меньшей скоростью и уменьшить изменяющуюся скорость подъемной силы, момент тангажа и масштаб петель гистерезиса. ^[14]

Как следует из рисунка, влияние чисел Рейнольдса, по-видимому, незначительно, при низком значении приведенной частоты k=0,004, перерегулирование минимально, а большая часть петли гистерезиса объясняется задержкой повторного присоединения, а не вихреобразованием. ^[8]

Лорбер и др. ^[15] обнаружили, что на самом дальнем участке крыла наличие концевого вихря придает как устойчивым, так и неустойчивым петлям гистерезиса подъемной силы и момента тангажа более нелинейное квазиустойчивое поведение из-за элемента устойчивой подъемной силы, вызванной вихрем, в то время как для остальных участков крыла, где колебания ниже срыва потока, нет особой разницы с двумерными случаями.

Во время прямого полета элемент лопасти ротора будет сталкиваться с изменяющейся во времени скоростью падающей волны, что приведет к дополнительным неустойчивым аэродинамическим характеристикам. Несколько особенностей были обнаружены в ходе экспериментов, ^{[16] [17] [18]} например, в зависимости от фазировки изменений скорости относительно AoA, начало сброса LEV и хордовая конвекция LEV, по-видимому, различаются. ^[18] Однако необходимы дополнительные работы для лучшего понимания этой проблемы с использованием математических моделей.

В основном существуют два типа математических моделей для прогнозирования поведения динамического срыва: полуэмпирические модели и метод вычислительной гидродинамики . Что касается последнего метода, из-за сложного поля потока во время процесса динамического срыва принимаются полные уравнения Навье-Стокса и надлежащие модели, и в литературе представлены некоторые многообещающие результаты. ^{[19] [20] [21]} Однако для точного использования этого метода следует тщательно выбирать надлежащие модели турбулентности и модели перехода. Кроме того, этот метод также иногда слишком затратен в вычислительном отношении для исследовательских целей, а также для предварительного проектирования ротора вертолета. С другой стороны, на сегодняшний день некоторые полуэмпирические модели показали свою способность обеспечивать адекватную точность, которая содержит наборы линейных и нелинейных уравнений, основанные на классической теории нестационарного тонкого аэродинамического профиля и параметризованные эмпирическими коэффициентами. Поэтому для корректировки эмпирических коэффициентов требуется большое количество экспериментальных результатов, и можно предвидеть, что эти модели не могут быть в целом адаптированы к широкому диапазону условий, таких как различные профили крыла, числа Маха и т. д.

Здесь представлены два типичных полуэмпирических метода, дающих представление о моделировании динамического срыва.

Первоначально модель была разработана Гроссом и Харрисом ^[22] и Гормонтом ^[23] , основная идея заключается в следующем:

Предполагается, что начало динамического срыва происходит в момент времени ,${\displaystyle \альфа _{DS}=\альфа _{SS}+\Дельта \альфа _{D}}$

где - критический угол атаки динамического сваливания, - угол атаки статического сваливания и определяется по формуле${\displaystyle \альфа _{DS}}$${\displaystyle \alpha _{SS}}$${\displaystyle \Delta \alpha _{D}}$

${\displaystyle \Delta \alpha _{D}=\gamma {\sqrt {{\dot {\alpha }}c/V_{\infty }}}}$,

где - производная по времени от AoA, - хорда лопасти, - скорость набегающего потока. Функция эмпирическая, зависит от геометрии и числа Маха и различна для подъемной силы и момента тангажа.${\displaystyle {\dot {\alpha }}}$${\displaystyle c}$${\displaystyle V_{\infty }}$${\displaystyle \gamma }$

Коэффициенты воздушных нагрузок строятся на основе статических данных с использованием эквивалентного угла атаки, полученного из теории Теодорсена при соответствующей пониженной частоте воздействия и опорного угла следующим образом:${\displaystyle \alpha _{eq}}$${\displaystyle \alpha _{r}=\alpha \pm \gamma {\sqrt {{\dot {\alpha }}c/V_{\infty }}}}$

${\displaystyle C_{L}={\frac {\alpha _{eq}}{\alpha _{r}}}C_{L}(\alpha _{r})}$, , , где — центральная точка вращения.${\displaystyle C_{D}=C_{D}(\alpha _{r})}$${\displaystyle C_{M}=(0.25-x_{CP})C_{L}(\alpha _{r})}$${\displaystyle x_{CP}}$

Комплексный анализ ротора вертолета с использованием этой модели представлен в ссылке. ^[23]

Первоначально модель была разработана Беддоузом ^[24] и Лейшманом и Беддоузом ^[25] и усовершенствована Лейшманом ^{[26] и Тайлером и Лейшманом [27]} .

Модель состоит из трех отдельных подсистем для описания физики динамического срыва: ^[3]

• Присоединенная модель потока для нестационарных (линейных) воздушных нагрузок (с учетом эффектов сжимаемости) с использованием сжимаемых индикативных функций отклика;
• Модель отрывного течения для нелинейных воздушных нагрузок (теория Кирхгофа-Гельмгольца);
• Динамическая модель сваливания для воздушных нагрузок, вызванных вихрями на передней кромке.

Одним из существенных преимуществ модели является то, что она использует относительно небольшое количество эмпирических коэффициентов, причем все, кроме четырех при каждом числе Маха, выводятся из статических данных о профиле крыла. ^[3]

• вертолет
• Винтокрыл
• Ротор вертолета
• Срыв (гидродинамика)
• отступающий лезвие затор
• Сниженная частота
• Коэффициент подъемной силы
• Угол атаки