مطالعه عددی اثر ضریب پیشروی بر روی دینامیک استال پره روتور بالگرد در پرواز رو به‌جلو

در این تحقیق با استفاده از شبیه‌سازی عددی به بررسی پدیده دینامیک استال پره بالگرد با زاویه پیچ متغیر در دو ضریب پیشروی3 .0 = μ و μ =0.35 پرداخته شده است. به منظور شبیه‌سازی میدان جریان تراکم پذیر سه‌بعدی، معادلات 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 توربولانسی بهره گرفته شده است. جهت اعتبارسنجی شبیه‌سازی انجام شده، از نتایج تست پروازی بالگرد ah1-g استفاده شده که نتایج این مقایسه نشان‌دهنده دقت مناسب شبیه‌سازی در این تحقیق می‌باشد. نتایج این تحقیق نشان می‌دهد که بر خلاف انتظار، در ناحیه پس‌رونده روتور شدت و تعداد استال‌های ایجاد شده در مقطع مورد مطالعه (r/r=0.778) در ضریب پیشروی 3 .0 بیشتر از شدت و تعداد استال‌ها در ضریب پیشروی 35 .0 می‌باشد. در ناحیه پیش‌رونده روتور، استال ایجاد شده در ضریب پیشروی 35 .0 شدید تر بوده به طوری که ضریب گشتاور پیچشی در ناحیه پس از استال 89% کمتر (منفی‌تر) از مقدار آن در ضریب پیشروی 3 .0 می‌باشد. آشکارسازی الگوی جریان نشان می‌دهد که توسعه دینامیک استال در هر دو ضریب پیشروی با جدایش جریان از نزدیکی لبه فرار شروع و سپس به بالادست گسترش یافته و همزمان به دلیل وجود جریان شعاعی به سمت نوک پره خم شده است.

numerical study of advance ratio effect on dynamic stall of the helicopter rotor blade in forward flight

in this study, numerical simulations are used to investigate the dynamic stall phenomenon at two advance ratios, μ = 0.3 and μ = 0.35, on a single blade with cyclic pitching motion. to simulate the three-dimensional compressible flow field, the unsteady reynolds-averaged navier-stokes (urans) equations are solved using the finite volume discretization method. a hybrid mesh is employed, and turbulence is modeled using the k-ω sst model. to validate and verify the numerical method, flight test data from the ah-1g helicopter was used. the comparison results confirm the accuracy and reliability of the numerical approach applied in this study. the findings of this study indicate that contrary to expectations, the intensity and number of stalls on the retreating side of the rotor at the studied radial section (r/r = 0.778) are greater at µ = 0.3 compared to µ= 0.35. on the advancing side, the stall is more severe at µ = 0.35, with the post-stall pitching moment coefficient differing by 89%, resulting in a significant increase in negative aerodynamic damping at this ratio. an analysis of the flow pattern reveals that the dynamic stall development at both advance ratios begins with flow separation near the trailing edge, which then propagates upstream while simultaneously bend to outboard region due to radial flow.