Публикации автора

Представлены результаты исследования аэродинамических характеристик двухрядного рулевого винта (ДРВ) и соосного рулевого винта (СРВ), концепция которых базируется на оригинальной схеме рулевых винтов экспериментального вертолета ЦАГИ-1ЭА (1930 г). ДРВ/СРВ представляют собой пару отдельных двухлопастных модулей с совмещенными горизонтальными шарнирами, которые в отличие от обычных рулевых винтов устанавливают на одной оси с разных сторон (справа и слева) концевой балки вертолета. Проведено сравнение ДРВ/СРВ с существующим перспективным Х-образным рулевым винтом вертолетов семейства Ми-8/17, базирующееся на его геометрии. Разнос плоскостей вращения пар лопастей ДРВ/СРВ составляет 0,83RРВ. Рассмотрены два варианта направления вращения пар лопастей: в одном направлении (ДРВ) и в противоположных направлениях (СРВ). Для винтов в изолированной постановке без влияния киля и несущего винта рассчитаны режимы висения, при которых значительный разнос плоскостей вращения лопастей винтов позволяет максимально реализовать положительный аэродинамический эффект, свойственный классическим соосным несущим винтам вертолетов марки“Ка“. Исследование выполнено на основе нелинейной вихревой модели винта. Построены и проанализированы формы вихревого следа, картины обтекания винта, зависимости распределенных и суммарных аэродинамических характеристик. На режимах висения исследованные винты демонстрируют по сравнению с Х-образным рулевым винтом значительный прирост относительного КПД, составляющий до +10 % для ДРВ и до +11,3 % для СРВ. ДРВ и СРВ рассмотренных типов можно использовать на одновинтовых вертолетах для повышения запасов путевого управления, снижения затрат мощности и повышения безопасности полета.

   Режимы «вихревого кольца» наблюдаются при обтекании винта с положительными углами атаки. Для несущего винта эти условия реализуются при крутом снижении вертолета с малыми скоростями. Режимы «вихревого кольца» винта сопровождаются рядом характерных явлений, связанных с поведением его аэродинамических характеристик, в том числе явлений негативного характера. К последним относятся прежде всего снижение тяги винта, рост потребной мощности, пульсации тяги и крутящего момента, неустановившееся маховое движение лопастей и др. С точки зрения пилотирования вертолета они выражаются в резкой потере высоты, росте расходов управления, высоком уровне вибраций, «размытии» конуса вращения лопастей, ухудшении управляемости. Все это определяет актуальность исследований данных режимов и важность практической реализации задачи определения их границ. В последнее время в связи с бурным развитием вычислительной техники и совершенствованием расчетных моделей появляется возможность выполнять численные исследования аэродинамических характеристик винтов на режимах «вихревого кольца». В работе представлены результаты исследований аэродинамических характеристик соосного несущего винта вертолета Ка-226Т на режимах крутого снижения в области режимов «вихревого кольца». Рассмотрены углы атаки винта αВ = 90…30° и диапазон скоростей вертикального снижения Vу = 0…26 м/с. Использована оригинальная нелинейная лопастная вихревая модель винта, разработанная в Московском авиационном институте (МАИ). Рассчитаны суммарные и распределенные аэродинамические характеристики винта. Проанализированы формы вихревого следа и картины обтекания винта. Построены границы режимов «вихревого кольца» в скоростных координатах «Vx − Vy» по различным критериям, отражающим известные особенности данных режимов. Полученные результаты существенно дополняют имеющийся опыт экспериментальных и численных исследований в данной области.