Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта - презентация, доклад, проект скачать

Нажмите для полного просмотра!

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №1

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №2

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №3

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №4

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №5

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №6

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №7

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №8

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №9

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №10

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №11

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №12

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №13

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №14

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №15

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №16

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №17

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №18

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №19

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №20

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №21

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №22

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №23

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №24

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №25

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №26

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №27

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №28

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №29

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №30

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №31

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №32

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №33

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №34

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №35

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №36

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №37

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №38

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №39

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №40

Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта, слайд №41

Содержание ▲

Вы можете ознакомиться и скачать презентацию на тему Моделирование течения при взлёте и посадке вертолёта. Доклад-сообщение содержит 41 слайдов. Презентации для любого класса можно скачать бесплатно. Если материал и наш сайт презентаций Mypresentation Вам понравились – поделитесь им с друзьями с помощью социальных кнопок и добавьте в закладки в своем браузере.

Слайды и текст этой презентации

Слайд 1

Описание слайда:

Слайд 2

Описание слайда:

Содержание Анализ литературы; Рассмотрение основных положений теории несущего винта вертолёта; Расчёт внешнего обтекания вертолёта на режиме взлёта и посадки (снижения). Рассмотрение проблемы обтекания заокнцовок лопастей; Постановка задачи.

Слайд 3

Описание слайда:

Построение модели

Слайд 4

Описание слайда:

Построение сетки для взлёта Сначала настраивается базовая сетка, затем, на основе базовой строится итоговая сетка Итоговая сетка для взлёта насчитывает 2205313 ячеек.

Слайд 5

Описание слайда:

Построение сетки для посадки Финальная сетка для посадки насчитывает примерно 3000000 ячеек

Слайд 6

Описание слайда:

Математическая модель и настройка решателя Flow simulation моделирует движение потока, на основе решения осреднённых по Рейнольдсу уравнений Навье−Стокса. Жидкость принята несжимаемой. Исходные уравнения Навье−Стокса:

Слайд 7

Описание слайда:

Слайд 8

Описание слайда:

В SolidWorks используется модель турбулентности k-e standart. Благодаря быстрой сходимости и относительно низким требованиям к объему памяти k-ε модель очень популярна при решении задач. В SolidWorks используется модель турбулентности k-e standart. Благодаря быстрой сходимости и относительно низким требованиям к объему памяти k-ε модель очень популярна при решении задач.

Слайд 9

Описание слайда:

Осреднение по Рейнольдсу и Фавру Метод осреднения по Рейнольдсу заключается в замене случайных значений параметра на сумму средних и пульсационных значении этого же параметра.

Слайд 10

Описание слайда:

Осреднённые уравнения Применив осреднения по Рейнольдсу и по Фавру получим:

Слайд 11

Описание слайда:

Гипотеза Буссинеска: Гипотеза Буссинеска:

Слайд 12

Описание слайда:

В данной модели решается 2 дополнительных уравнения для транспорта кинетической энергии турбулентности (k) и транспорта диссипации турбулентности (ε). В данной модели решается 2 дополнительных уравнения для транспорта кинетической энергии турбулентности (k) и транспорта диссипации турбулентности (ε).

Слайд 13

Описание слайда:

Исходные данные Нормальная взлётная масса: 1 361 [кг]; Угол установки лопастей: 11 [град] при взлёте, 9,7 [град] при спуске ; Скорость подъёма(спуска): 6 [м/с], 4 [м/с] (начальное условие) Подключено условие на стенке; Задана область вращения; Скорость вращения винта: 220 [об/мин] на подъёме, 200 [об/мин] при спуске; Профиль лопасти: NACA 0015 (рисунок 7).

Слайд 14

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 15

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 16

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 17

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 18

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 19

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 20

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 21

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 22

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 23

Описание слайда:

Влияние стреловидной законцовки на обтекание несущего винта На современном этапе развития вертолетостроения возможные предельные значения реализации максимальных скоростей полета и маневренных характеристик вертолета определяются двумя критическими явлениями, возникающими на лопастях несущего винта (волновой кризис и обратное обтекание)

Слайд 24

Описание слайда:

Способы борьбы с критическими явлениями использование специальных профилей с большим значением критического числа Маха (Мкр ≥ 0.95) и благоприятным изменением моментных характеристик профиля на трансзвуковых скоростях; применение различных видов аэродинамических профилей переменной относительной толщины по длине лопасти (профилировка лопасти); установка специальных законцовок лопастей НВ, позволяющих уменьшить величину Мкр наступающей лопасти, улучшить влияние концевого вихря лопасти на аэродинамические характеристики несущего винта.

Слайд 25

Описание слайда:

Виды законцовок

Слайд 26

Описание слайда:

Способы борьбы с критическими явлениями Рациональным способом уменьшения зоны обратного обтекания на диске НВ является увеличение окружной скорости конца лопасти (частоты вращения винта), так как диаметр зоны обратного обтекания определяется известным выражением:

Слайд 27

Описание слайда:

Способы борьбы с критическими явлениями У современных вертолетов окружная скорость конца лопасти достигает величины wR =220…230 м/с, что соответствует числам М наступающей лопасти при максимальных скоростях полета M =1.05…0.95. При проектировании современного скоростного вертолета необходимо обеспечить компромиссное решение при выборе частоты вращения винта: с одной стороны – уменьшение числа М конца наступающей лопасти позволяет ослабить проявление эффектов сжимаемости воздуха; с другой стороны – увеличение окружной скорости конца лопасти приводит к уменьшению зоны срыва и обратного обтекания на диске несущего винта.

Слайд 28

Описание слайда:

Принятые допущения Лопасть является абсолютно жесткой на изгиб и кручение ; Не учтена нестационарность обтекания сечений лопасти, т. е. использована гипотеза стационарности при определении аэродинамических характеристик профилей; Аэродинамические характеристики профилей сечений лопасти не зависят от угла скольжения потока вдоль лопасти и влияния центробежных сил на пограничный слой; Не учтена жесткость проводки управления.

Слайд 29

Описание слайда:

Постановка задачи Сравнительное тестирование моделей турбулентности: Spalart-Allmaras , k-ω SST и k-ԑ Realizable проводилось на основе расчёта аэродинамических характеристик профиля NACA 230-12 для углов атаки: = -2, 1, 3.5, 7, 9 и числа Re = 5.1x (М= 0.6). Число Re рассчитывалось для характерного линейного размера – хорды профиля b = 0.36м. Модель турбулентности, которая показала наиболее близкие результаты к эксперименту , использовалась для расчёта аэродинамических характеристик моделей крыльев, имитирующих геометрию концевых частей лопасти вертолёта.

Слайд 30

Описание слайда:

Постановка задачи Расчёты аэродинамических характеристик профиля и моделей крыльев выполнялись Ю.М. Игнаткиным, С.Г. Константиновым на суперкомпьютере МАИ ( Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск № 57 ) в CFD пакете ANSYS FLUENT , в котором для описания движения вязкого турбулентного потока сжимаемого газа используются осредненные по Рейнольдсу уравнения Навье-Стокса . Для подтверждения достоверности полученных результатов расчётов они сравнивались с результатами экспериментов, полученных в дозвуковой аэродинамической трубе НК МАИ и в сверхзвуковой - Т-2 МАИ

Слайд 31

Описание слайда:

Расчётная сетка

Слайд 32

Описание слайда:

Сравнение моделей

Слайд 33

Описание слайда:

Результаты расчёта для α=3.5

Слайд 34

Описание слайда:

Результаты расчёта для α=7

Слайд 35

Описание слайда:

Использованные законцовки

Слайд 36

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 37

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 38

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 39

Описание слайда:

Результаты расчёта

Слайд 40

Описание слайда:

Выводы Построена 3-D модель гражданского вертолёта Hughes 500E и выполнен расчёт обтекания фюзеляжа и несущего винта вблизи поверхности на режимах взлета и посадки; Обтекание несущего винта моделировалось на основе упрощенной теории несущего винта; обтекание фюзеляжа моделировалось численно на основе уравнений Рейнольдса с k−ε моделью турбулентности в пакете SolidWorks 16.0; Получены и проанализированы картины обтекания вертолёта и поля газодинамических параметров в потоке, на фюзеляже и лопастях винта; Проанализированы результаты расчёта МАИ для выбранных форм законцовок.