تصحيح مدل واماندگي ديناميكي بوئينگ ورتل با درنظر گرفتن آثار ناپاياي جريان

Modification of Boeing-Vertol Dynamic Stall Model Considering flow Unstesdy Effects

در ميان مدل هاي نيمه تجربي موجود، مدل بوئينگ- ورتل از تعداد پارامتر وابسته به آزمايش هاي تجربي كمتري استفاده مي كند. اين مدل برخلاف روابط ساده و عملكرد مناسب، ضرايب آيروديناميكي برآ و گشتاور پيچشي مقطع را در برخي از زواياي حمله با دقت لازم پيش بيني نمي كند. اين در حالي است كه مشابه با اكثر مدل هاي نميه تجربي، آثار ناپاياي ناشي از دنباله هاي جريان در پشت مقطع را نيز در نظر نمي گيرد. به منظور افزايش دقت ضرايب آيروديناميكي مدل، هدف اصلي مقاله حاضر تصحيح و توسعه مدل بوئينگ- ورتل با درنظرگرفتن آثار ناپاياي دنباله هاي جريان است. در همين راستا با استفاده از تئوري آيروديناميك ناپايا براساس تابع وگنر، آثار ناپاياي مذكور به وسيله معرفي يك زاويه حمله موثر جديد شامل درجات آزادي خمش و پيچش مقطع به همراه مشتقاتشان در نظر گرفته مي شوند. سپس به كمك زاويه حمله موثر معرفي شده و همچنين آثار جرم ظاهري جريان ضريب براي مدل اصلاح مي شود. در ادامه با انجام بررسي هاي لازم، ضريب گشتاور پيچشي جديد و متفاوتي براي مدل بوئينگ- ورتل پيشنهاد و جايگزين مي شود. در نهايت صحت ضرايب آيروديناميكي معرفي شده در مقايسه با نتايج آزمايش هاي تجربي موجود، تاييد و مدل پيشنهادي اعتبارسنجي مي شود و تفاوت هاي مدل پيشنهادي در مقايسه با مدل اصلي بوئينگ ورتل نمايش داده مي شود. نتايج به دست آمده حاكي از اصلاح ضريب نيروي برآ در ناحيه خطي منحني برآ، بهبود مقدار ضريب بيشينه برآ و زاويه حمله متناظر آن و ارتقا ضريب گشتاور در مدل بوئينگ- ورتل است. در اين مقاله همچنين اثر تغييرات فركانس كاهش يافته روي زاويه حمله موثر به صورت پارامتري بررسي و مشاهده مي شود با افزايش فركانس كاهش يافته تا مقدار0/36، آثار ناپاياي دنباله هاي جريان روي مقدار زاويه حمله موثر مقطع به بيشترين مقدار خود مي رسند. همچنين ملاحظه مي شود تغيير موقعيت محورپيچ مقطع در فركانس هاي كاهش يافته بزرگ تر از 0/1، مشخصات زاويه حمله موثر ناشي از آثار ناپاياي دنباله هاي جريان را تغيير خواهد داد.

Among semi-empirical dynamic stall models, the boeing-vertol model uses relatively few dependent parameters determined from experimental data. Despite its simple formulation and appropriate performance, the model does not precisely predict aerodynamic lift and moment coefficients in some geometric angles of attack. Moreover, unsteady effects of flow sequences in downstream of the cross section have not been included in the model similar to most of the dynamic stall models. In order to increasing the precision of the aerodynamic coefficients, modification and development of the boeing-vertol model is the main goal of this research witj considering the unsteady wake effects of flow sequences. Hence, unsteady aerodynamic theory based on Wagner function was used to consider the unsteady wake effects and to introduce an effective angle of attack including airfoil degrees of freedom and their derivatives for both bending and pitching oscillations. The aerodynamic lift coefficient of the Boeing-Vertol model was improved by using the introduced effective angle of attack and flow apparent mass effects. Also, a new pitching moment coefficient is introduced and is replaced in the model. The introduced aerodynamic coefficients are validated and verified by experimental data and also compared with the original model. The obtained results represnt the correction of the lift coefficient in linear region of the static lift curve, improvement of maximum lift coefficient, corresponding angle of attack and improvement of moment coefficient in boeing-vertol model. Also, the results show that the proposed formulation enhances the boeing vertol model to predict moment coefficient in dynamic condition. In addition, a parametric study is conducted to investigate the effects of reduced frequency on effective angle of attack and it is shown that while reduced frequency increases to 0.36, unsteady wake effects on effective angle of attack of an airfoil reach to its maximum value. Moreover, for reduced frequencies upper than 0.1, pitch axis location changes the characteristics of the effective angle of attack of the airfoil caused by unsteady effects of flow sequences.