Сумісна схема розрахунку аеродинамічних характеристик гелікоптера з одним несучим гвинтом

Abstract

Для гелікоптера взаємодія із середовищем відіграє більш істотну роль, ніж для літака, тому що при взаємодії змінюється геометрія гелікоптера (зміна більшою мірою пов'язана зі становищем лопатей щодо втулки несучого гвинта). У свою чергу рух лопатей викликає зміну сил, що діють на лопаті. Аеродинамічні сили, які діють шарнірну лопату, стають залежними як від руху гелікоптера, а й від руху лопаті щодо втулки. Аеродинамічні характеристики несучого гвинта, отже, і гелікоптера загалом мають значну залежність від становища органів управління. Це свідчить, що визначення аеродинамічних характеристик гелікоптера без урахування відхилень важелів управління дає наближені значення. Ця обставина суттєво ускладнює процес визначення аеродинамічних характеристик гелікоптера. Виконано аналіз публікацій області динаміки руху несучого гвинта та динаміка польоту гелікоптера. Розглядаються теоретичні та прикладні питання розрахунку аеродинамічних характеристик несучого гвинта гелікоптера та гелікоптера в цілому. Викладено існуючі методи розрахунку гвинта у різних умовах руху. Надано можливість спільного вирішення завдань аеродинаміки несучого гвинта і динаміки польоту одно гвинтового гелікоптера на режимах польоту, що встановилися, за умови балансування. У кінцевому результаті такий підхід до вирішення дозволить більш точно прогнозувати льотні характеристики гелікоптера, визначати навантаження на елементи конструкції гвинта, що носить, рульового гвинта, стабілізатора і спільну дію даних навантажень на фюзеляж гелікоптера. Проведено аналіз можливих теорій визначення аеродинамічних характеристик несучого та кермового гвинта. Запропоновано методологію вирішення завдань балансування гелікоптера при мінімізації витрат часу та комп'ютерних ресурсів.

For a helicopter, interaction with the environment plays a more significant role than for an airplane, because during interaction the geometry of the helicopter changes (the change is largely related to the position of the blades relative to the main rotor hub). In turn, the movement of the blades causes a change in the forces acting on the blades. The aerodynamic forces acting on the articulated blade become dependent not only on the movement of the helicopter, but also on the movement of the blade relative to the hub. The aerodynamic characteristics of the main rotor, and therefore the helicopter in general, have a significant dependence on the position of the controls. This indicates that the determination of the aerodynamic characteristics of the helicopter without taking into account the deviations of the control levers gives approximate values. This circumstance significantly complicates the process of determining the aerodynamic characteristics of a helicopter. An analysis of publications in the field of rotor motion dynamics and helicopter flight dynamics is performed. Theoretical and applied issues of calculating the aerodynamic characteristics of a helicopter rotor and a helicopter as a whole are considered. Existing methods of calculating the rotor in various motion conditions are presented. The possibility of jointly solving the problems of rotor aerodynamics and single-rotor helicopter flight dynamics at established flight modes, subject to balancing, is provided. In the end, such an approach to the solution will allow for a more accurate prediction of the helicopter flight characteristics, determining the loads on the structural elements of the rotor, tail rotor, stabilizer, and the joint action of these loads on the helicopter fuselage. An analysis of possible theories of determining the aerodynamic characteristics of the rotor and tail rotor is performed. A methodology for solving helicopter balancing problems while minimizing time and computer resources is proposed.