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.

Проведено расчетное исследование аэродинамических характеристик воздушного винта АВ-140. Приведено сравнение расчетных данных с экспериментальными результатами и показано их удовлетворительное согласование на некоторых режимах работы.

Наведено результати фізичного моделювання обтікання арочного крила з повітряним гвинтом в аеродинамічній трубі. На підставі результатів такого моделювання, проведеного з візуалізацією течії на поверхні арочного крила, підтверджено безвідривний характер обтікання комбінації "арочне крило - повітряний гвинт" до великих кутів атаки, що дозволило здійснити параметричні дослідження, з використанням методів обчислювальної аерогідродинаміки, які базуються на використанні моделі ідеальної рідини, а саме: методу дискретних вихорів, (ефективного для моделювання обтікання тонких несучих поверхонь з фіксованими лініями сходу вихрової пелени), панельного методу Моріно - для моделювання обтікання тілесних компоновок, у їх апробованих алгоритмічних реалізаціях методики розрахунку. Наведено результати параметричних досліджень стосовно оцінки впливу місця розташування повітряного гвинта в каналі арочного крила на аеродинамічні характеристики такого роду комбінації та з'ясовано наявність досить складної аеродинамічної інтерференції гвинта та несучої поверхні літального апарата. За цього одержано аеродинамічні якості комбінації та тягових характеристик даного гвинта, які мають чіткі екстремуми, наявність яких повинна враховуватися під час проектування літаків з арочним крилом.

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.

Розглянуто особливості аеродинаміки та динаміки польоту вертольота. Висвітлено проблеми розрахунку характеристик руху вертольота за різних режимів польоту, а також характеристик балансування, стійкості та керованості вертольота. Наведено інформацію про умови статичної стійкості вертольота за кутом атаки, елементи маневрів вертольота у вертикальній площині, основні принципи розрахунку дальності та тривалості польоту.

Рассмотрены особенности аэродинамики и динамики полета вертолета. Освещены проблемы расчета характеристик движения вертолета при разных режимах полета, а также характеристик балансировки, устойчивости и управляемости вертолета. Дана информация об условиях статической устойчивости вертолета по углу атаки, элементах маневров вертолета в вертикальной плоскости, основных принципах расчета дальности и продолжительности полета.

Проведено аналіз аеродинамічних особливостей роботи несучого гвинта вертольота під час польоту на висотах, наближених до максимальної практичної стелі. Показано, що під час польоту вертольота на висотах, наближених до висоти максимальної практичної стелі, для забезпечення ефективної роботи несучого гвинта та збереження швидкості набору висоти необхідно зменшувати загальний крок несучого гвинта.

Представлена аэродинамическая компоновка воздушного винта с арочно-кольцевым крылом, предназначенная для самолетов, длительно использующих малые скорости полета. Разработан комплексный полуэмпирический метод определения аэродинамических характеристик сложных пространственных компоновок, что обусловлено трудностями проведения весового эксперимента с воздушными винтами в аэродинамической трубе. Получены зависимости коэффициента аэродинамической подъемной силы арочно-кольцевого крыла от коэффициента нагрузки на ометаемую поверхность воздушного винта.

Разработан четырехлопастный винтовой движитель для проектируемого самолета вертикального взлета и посадки, показано преимущество спроектированного винтового движителя над винтокольцевым движителем по скорости полета, обобщены результаты предварительного проектирования.

Вивчено характеристики звуку (шуму обертання) лопаті ротора гелікоптера у разі обтікання її дозвуковим потоком. Для цього проаналізовано існуючі теоретичні моделі шуму обертання гелікоптера, встановлено їхні відмінності, межі застосування. Як розрахункову вибрано модель, що базується на теорії розповсюдження малих збурень від тонкого крила. З її допомогою розв'язано задачу генерації звуку лопаттю гвинта гелікоптера. Вивчено рівень шуму, що генерується для різних товщин лопаті гвинта. Зокрема, встановлено, що форма звукової хвилі залежить як від швидкості зустрічного потоку, так і від товщини поперечного перерізу лопаті. Аналіз одержаних розрахункових даних, їх відповідність результатам експерименту свідчать про те, що використана модель досить точно (в межах зроблених припущень) описує шум обертання лопаті ротора.

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.

Предложена усовершенствованная методика оптимизации геометрической крутки лопасти рулевого винта с целью уменьшения потребной мощности на его привод на режиме висения.

Індекс рубрикатора НБУВ: О553.21-042

Рубрики:

Несучі гвинти (ротори) вертольотів

Шифр НБУВ: Ж16492 Пошук видання у каталогах НБУВ 

На основі числового метода, який поєднує підходи вихрової лопатевої теорії та теорії елемента лопаті проведено розрахункове дослідження впливу бічного вітру на коефіцієнти тяги та крутильного моменту рульових гвинтів різних форм для транспортного вертольота. Виявлено особливості та встановлено закономірності поведінки аеродинамічних характеристик рульових гвинтів різних форм залежно від впливу вітру різного напрямку та швидкості на режимі висіння вертольоту.

На базі числового методу, який поєднує підходи вихрової лопатевої теорії та теорії елемента лопаті, проведено числове моделювання роботи рульових гвинтів різних форм для транспортного вертольота. Виявлено особливості та встановлено закономірності поведінки аеродинамічних характеристик рульових гвинтів різних форм за звичайних умов роботи та умов впливу вітру різного напрямку та швидкості на режимі висіння вертольоту. Встановлено, що за швидкості вітру 10 м/с, за значенням якої накладається обмеження на режим висіння транспортного вертольота, альтернативний рульовий гвинт типу "ножиці", на відміну від трилопатевого рульового гвинта, не втрачає своєї аеродинамічної ефективності.

Рассмотрены недостатки современной теории воздушно-реактивных двигателей, связанные с ошибочной теоремой о подъемной силе продуваемого профиля, выведенной профессором Н. Е. Жуковским в 1912 г. в его статье "Вихревая теория гребного винта".