Специалистами АО «ЦИФРА» проведено исследование параметров потока, формируемого при вертикальном взлёте вертолёта с вертолётной площадки, расположенной на крыше здания, а также осуществлена оценка ветровой нагрузки на твёрдые поверхности вблизи области взлёта.

Вертолёт – уникальное транспортное средство. Одно из основных преимуществ вертолёта перед самолётом – это возможность осуществления вертикального взлёта и посадки, а также зависание в воздухе, что позволяет использовать вертолёты в труднодоступных местах (например, горах) или проводить взлёт/посадку с крыши здания. Это преимущество определяет широкую область применения вертолётов: от гражданских перевозок до спасательных операций.

Разработка геометрической модели

В качестве объекта исследования выбран пассажирский транспортный вертолёт H155, применяемый в гражданской авиации (рисунок 1). Диаметр лопастей несущего винта составляет 12,6 м, длина фюзеляжа – 12,71 м, полная масса – 4950 кг.

Рисунок 1 – Вертолёт H155

Упрощённая геометрическая модель вертолёта, а также геометрия вертолётной площадки и крыши здания представлены на рисунке 2.

Рисунок 2 – Геометрическая модель вертолёта, вертолётной площадки и крыши здания

На рисунке 3 приведены габаритные размеры проточной области, а также указаны расположение и нумерация вспомогательных сечений, которые используются в дальнейшем при демонстрации расчётных результатов: горизонтальное поперечное сечение 1 пересекает лопасти несущего винта; вертикальное сечение 2 совпадает с плоскостью симметрии фюзеляжа вертолёта, вертикальное сечение 3 – поперечное сечение фюзеляжа.

Рисунок 3 – Размеры проточной области, расположение и нумерация вспомогательных сечений

Определение необходимого для взлёта угла атаки лопастей несущего винта

Для осуществления взлёта вертолёта лопасти несущего винта должны создавать подъёмную силу, превосходящую вес вертолёта. При равенстве подъёмной силы, создаваемой несущим винтом, и весом вертолёта, он находится в режиме зависания. В ходе выполнения дополнительных расчётов несущего винта (без учёта фюзеляжа) подобран угол атаки его лопастей, необходимый для создания подъёмной силы, обеспечивающей взлёт вертолёта.

При выполнении этих расчётов рассматривались следующие углы атаки лопастей: 5°, 10°, 12° (рисунок 4). Скорость вращения винта во всех расчётах принималась равной 350 об/мин.

Рисунок 4 – Расположение лопастей несущего винта под различными углами атаки: а – угол атаки 5°, б – угол атаки 10°, в – угол атаки 12°

Полученный график изменения значения подъёмной силы () в зависимости от угла атаки лопастей () несущего винта приведён на рисунке 5. Согласно данному графику, при угле атаки больше 11° достигается значение подъёмной силы, достаточное для осуществления взлёта вертолёта. В качестве расчётного значения угла атаки лопастей несущего винта при проведении моделирования аэродинамики вертолёта на режиме взлёта выбран угол 12°.

Рисунок 5 – График изменения подъёмной силы в зависимости от угла атаки лопастей несущего винта

Построение сеточной модели

Построение сеточной модели в данной задаче предполагает разделение разработанной геометрической модели проточной области на два вычислительных объёма – неподвижный и подвижный (вращающийся). К неподвижному объёму относится проточная область, включающая в себя фюзеляж вертолёта, вертолётную площадку, крышу здания и участок здания под крышей, к подвижному – проточная область с несущим винтом вертолёта. Для каждого из вычислительных объёмов разработаны отдельные сеточные модели. Итоговая расчётная сетка состоит из 2,2 млн элементов, представленных в виде многогранников произвольной формы. Фрагменты итоговой расчётной сетки приведены на рисунке 6.

Рисунок 6 – Фрагменты итоговой расчётной сетки

Настройка численной модели

Расчёт выполняется в нестационарной постановке. Вращение подвижного расчётного объёма осуществляется путём активации модели mesh motion в терминологии Ansys Fluent [1]. На смежных границах вычислительных объёмов (подвижного и неподвижного) задаётся граничное условие (ГУ) interface. Скорость вращения несущего винта составляет в расчёте 350 об/мин, направление вращения – по часовой стрелке относительно вертикальной оси  глобальной системы координат.

В ходе моделирования процесс перемещения вертолёта по вертикали не учитывается (вертолёт зафиксирован в воздушном пространстве на высоте 0,5 м над вертолётной площадкой). Расчёт осуществляется в течение 1,5 с физического времени: к этому моменту исследуемые аэродинамические характеристики выходят на расчётный режим (наблюдается колебание их мгновенных значений относительно некоторых средних их значений). Ниже на рисунках 8 – 11 приведены соответствующие осреднённые по времени поля течения.

На всех внешних границах неподвижного расчётного объёма задаётся ГУ давления, равного атмосферному (101325 Па) – pressure-outlet в терминологии Ansys Fluent.

Результаты моделирования

На анимации 1 представлено изменение расчётного поля скорости в сечении 1 в процессе вращения несущего винта.

Анимация 1 – Изменение расчётного поля скорости в сечении 1 в процессе вращения несущего винта

Распределение скорости на поверхностях корпуса вертолёта и несущего винта приведено на рисунке 7. Можно отметить, что максимальное значение модуля скорости достигается на концах лопастей несущего винта и составляет около 230 м/с.

Рисунок 7 – Распределение скорости на поверхностях корпуса вертолёта и несущего винта

Осреднённое поле скорости в сечениях 2, 3 приведено на рисунках 8, 9.

Рисунок 8 – Осреднённое поле скорости в сечении 2
(шкала скорости ограничена для наглядности максимальным значением, равным 35 м/с)

Рисунок 9 – Осреднённое поле скорости в сечении 3 
(шкала скорости ограничена для наглядности максимальным значением, равным 35 м/с)

На рисунке 10 приведена пространственная визуализация воздушных потоков вблизи поверхности взлёта путём отображения в проточных областях линий тока, окрашенных по модулю скорости.

Рисунок 10 – Линии тока, окрашенные по модулю скорости вблизи поверхности взлёта
(шкала скорости ограничена для наглядности максимальным значением, равным 35 м/с)

Осреднённое поле статического давления на вертолётной площадке и смежных с ней поверхностях представлено на рисунке 11. Основная часть ветровой нагрузки приходится на верхнюю поверхность вертолётной площадки, с которой непосредственно осуществляется взлёт.

Рисунок 11 – Осреднённое поле статического давления на вертолётной площадке и смежных с ней поверхностях

На рисунке 11 наблюдается неравномерное распределение давления на поверхности вертолётной площадки, что обусловлено как несимметричностью фюзеляжа вертолёта, так и положением вертикальной оси вращения несущего винта (ось винта располагается ближе к головной части фюзеляжа, чем к хвостовой, а также несколько смещена влево относительно центра самой вертолётной площадки).

На анимации 2 приведено изменение распределения статического давления на поверхности вертолётной площадки и смежных с ней поверхностях в ходе расчётного процесса.

Анимация 2 – Изменение расчётного поля статического давления на поверхности вертолётной площадки и смежной с ней поверхностях в процессе вращения несущего винта 

Для проведения количественной оценки ветровой нагрузки на поверхности вертолётной площадки построены вспомогательные изолинии. Расположение и нумерация изолиний представлены на рисунке 12.

Рисунок 12 – Расположение и нумерация вспомогательных изолиний

На рисунке 13 приведён график изменения осреднённого по расчётному времени статического давления по координате Z глобальной системы координат для каждой изолинии. Полученный график также показывает неравномерность распределения давления на поверхности вертолётной площадки.

Рисунок 13 – График изменения осреднённого статического давления вдоль вспомогательных изолиний

Заключение

По итогам проведения моделирования аэродинамики вертолёта на режиме взлёта определено распределение давления на вертолётной площадке и смежных с ней поверхностях, а также получена визуализация воздушных потоков вблизи области взлёта вертолёта.

Подобное исследование позволяет оценить ветровую нагрузку на объекты, находящиеся вблизи области взлёта (вертолётная площадка, прилегающие здания, ограждения и пр.) ещё на стадии проектирования и выявить области конструкции, не отвечающие требованиям безопасности [2, 3]. В частности, подобные расчёты могут иметь важное значение с точки зрения определения давления на элементы облицовочного покрытия вертолётной площадки, которая, как показывают расчёты, наиболее всего подвержена ветровому воздействию в процессе взлёта.

Список использованных источников

1. Ansys Fluent, Release 2022 R2, Help System, Fluent help, user manual, 11.5 Using sliding meshes, ANSYS, Inc.
2. СП 267.1325800.2016 "Здания и комплексы высотные. Правила проектирования".
3. СП 121.13330.2019 "СНиП 32-03-96 Аэродромы".