شناسايي اثر گردابه‌هاي تشكيل‌شده اطراف تيغه ايزوله بالگرد بر روي واماندگي ديناميكي

Characterization of the Effect of Helicopter Isolated Blade Vortex on Dynamic Stall

در اين‌تحقيق، واماندگي ديناميكي مقاطع نزديك به نوك تيغه روتور در حداكثر سرعت پروازي بالگرد با نسبت پيشروي 0/35 همراه با تغييرات نوسان پيچشي توسط شبيه‌سازي ديناميك سيالات محاسباتي مورد مطالعه قرار گرفته است. به منظور شبيه‌سازي ميدان جريان، معادلات ناپاياي متوسط‌گيري‌شده ناوير استوكس با استفاده از روش گسسته‌سازي حجم محدود حل شده است. شبكه مورد استفاده از نوع تركيبي بوده و از مدلK-ω SST براي مدل‌سازي جريان مغشوش بهره گرفته شده است. جهت اعتبارسنجي شبيه‌سازي عددي از نتايج تست‌ پروازي بالگرد AH1-G استفاده شده كه داراي تطابق مناسبي مي‌باشد. نتايج نشان‌دهنده اين موضوع است كه موج ضربه‌اي عامل واماندگي ديناميكي در ناحيه پيش‌رونده تيغه روتور بوده و اثرات موج ضربه‌اي بر روي ضرايب برآ در نواحي نزديك‌تر به نوك تيغه به دليل اثرات نفوذ گردابه نوك تضعيف شده و تغييرات ضريب برآ نسبت به نواحي داخلي تيغه كمتر و يكنواخت‌تر گرديده به‌گونه‌اي كه نسبت تغييرات ضريب برآ نسبت به بيشينه اين ضريب در نواحي نزديك‌تر به نوك تيغه 2 /10درصد كاهش يافته است. از طرفي نتايج اين پژوهش نشان داد كه بر خلاف انتظار، با وجود شكل‌گيري گسترده گردابه‌ لبه حمله در قسمت داخلي‌تر تيغه در بيشتر ناحيه پس‌رونده، وجود جريان شعاعي به واسطه چرخش تيغه روتور عامل تضعيف گردابه لبه حمله و محدود شدن واماندگي ديناميكي در اين ناحيه شده است.

In this research, dynamic stall at 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 using computational fluid dynamics simulation. Unsteady Reynolds-averaged Navier–Stokes equations are solved using model on a domain discretized into a hybrid mesh using finite volume discretization method. Numerical simulation is validated using experimental results of AH1-G helicopter flight tests. Comparison of results indicates that present numerical results match with experimental data well. Dynamic stall occurs as a result of a shock wave in the advancing side which affects the lift coefficient. Interestingly, the effect of the shock wave on the lift coefficient in the regions closer to the blade tip is weakened due to the tip vortex penetration. As a result, few changes are seen in the lift coefficient in these regions in comparison to those of the inner regions of the blade. In addition, the maximum value of lift coefficient in the section closer to the blade tip reduces by 10.2% in comparison to that of the most inner section. Results show that despite the formation of the leading-edge vortex, especially in the inner most sections of the blade, severe dynamic stall does not occur in the retreating side. In fact, this is due to the weakening of the leading edge vortex by the effect of the radial flow.