شناسایی اثر گردابه های تشکیل‌شده اطراف تیغه ایزوله بالگرد بر روی واماندگی دینامیکی

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 دانشکده مهندسی‌هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران

2 دانشکده مهندسی‌هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران

چکیده

در این‌تحقیق، واماندگی دینامیکی مقاطع نزدیک به نوک تیغه روتور در حداکثر سرعت پروازی بالگرد با نسبت پیشروی 0.35 همراه با تغییرات نوسان پیچشی توسط شبیه‌سازی دینامیک سیالات محاسباتی مورد مطالعه قرار گرفته است. به منظور شبیه‌سازی میدان جریان، معادلات ناپایای متوسط‌گیری‌شده ناویر استوکس با استفاده از روش گسسته‌سازی حجم محدود حل شده است. شبکه مورد استفاده از نوع ترکیبی بوده و از مدل برای مدل‌سازی جریان مغشوش بهره گرفته شده است. جهت اعتبارسنجی شبیه‌سازی عددی از نتایج تست‌ پروازی بالگرد AH1-G استفاده شده که دارای تطابق مناسبی می‌باشد. نتایج نشان‌دهنده این موضوع است که موج ضربه‌ای عامل واماندگی دینامیکی در ناحیه پیش‌رونده تیغه روتور بوده و اثرات موج ضربه‌ای بر روی ضرایب برآ در نواحی نزدیک‌تر به نوک تیغه به دلیل اثرات نفوذ گردابه نوک تضعیف شده و تغییرات ضریب برآ نسبت به نواحی داخلی تیغه کمتر و یکنواخت‌تر گردیده به‌گونه‌ای که نسبت تغییرات ضریب برآ نسبت به بیشینه این ضریب در نواحی نزدیک‌تر به نوک تیغه 10/2 درصد کاهش یافته است. از طرفی نتایج این پژوهش نشان داد که بر خلاف انتظار، با وجود شکل‌گیری گسترده گردابه‌ لبه حمله در قسمت داخلی‌تر تیغه در بیشتر ناحیه پس‌رونده، وجود جریان شعاعی به واسطه چرخش تیغه روتور عامل تضعیف گردابه لبه حمله و محدود شدن واماندگی دینامیکی در این ناحیه شده است.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Characterization of the effect of helicopter isolated blade vortex on dynamic stall

نویسندگان [English]

  • Farid Hosseinzadeh Esfahani 1
  • Seyed Mohammad Hossein Karimian 1
  • Hamid Parhizkar 2
1 Department of Aerospace Engineering, Amirkabir University of Technology, Tehran, Iran
2 Department of Aerospace Engineering, Malek Ashtar University of Technology, Tehran, Iran
چکیده [English]

In this research, the dynamic stall of sections near the rotor blade tip at a maximum cruise speed of the helicopter with an advanced ratio of 0.35 and cyclic pitching motion, has been studied by using CFD simulation. the URANS equations are solved using the finite volume discretization method. Also, the mesh used is of the hybrid type and the k-ω SST model is used to model the turbulent flow. numerical simulation validation is performed using the results of AH1-G helicopter flight tests, which indicates the effectiveness of results. The results indicate that the shock wave causes dynamic stall in the region of the advancing side and The effects of shock wave on the lift coefficients in the areas closer to the blade tip are weakened due to tip vortex penetration and the changes in the lift coefficients are less and more uniform than the inner areas of the blade. the ratio of lift coefficient changes to the maximum of this coefficient in the areas closer to the blade tip is reduced by 10.2%. the results of this study show that despite the formation of the LEV in the innermost areas of the blade severe dynamic stall does not occur in the retreating side, which is caused by the presence of radial flow due to the rotation of the rotor blade, which weakens the LEV.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Dynamic Stall
  • Unsteady separation
  • Helicopter Aerodynamics
  • Leading edge vortex
  • Trailing edge vortex