شبيه‌سازي عددي جريان حول بدنه‌ي بالگرد روبين با مدل‌سازي روتور

Simulation of Flow Field around a Generic Helicopter Fuselage by Modeling the Rotor

در اين پژوهش، جريان سه بعدي حول بدنه‌ي بالگرد در حضور روتور در حالت پايا شبيه سازي شده است. روتور توسط مدل ديسك محرك با يك شبكه‌ي حلقوي مدل‌سازي مي‌گردد و با جملات چشمه به معادلات مومنتم افزوده مي‌شود. اين مدل‌سازي روتور، سرعت محاسبات عددي را به‌نحو چشمگيري افزايش مي‌دهد. جريان حول اين بالگرد، در شش وضعيت مختلف از نسبت پيش‌روش و ضريب تراست روتور شبيه سازي شده است. دقت نتايج حاصل از توزيع‌هاي يكنواخت، خطي و تيوري المان پره بر جملات چشمه‌ي مومنتم بررسي شده است و با انتخاب توزيع توسط تيوري المان پره به‌همراه تصحيحاتي بر زواياي گام روتور، ضرايب فشار بر روي بدنه‌ي بالگرد، تغييرات نيروي تراست و قدرت آن به‌نحو قابل قبولي با نتايج تجربي منطبق شده است. براي ضريب تراست اسمي 06/0 روش‌هاي مختلف بارگذاري روتور براي نسبت پيش‌روش 05/0 و 23/0 با نتايج تجربي مقايسه شده است. در نسبت پيش‌روش 23/0 براي نتايج سطح بالايي بالگرد تفاوت چنداني ميان روش‌هاي به‌كار گرفته‌شده ملاحظه نمي شود. در نسبت پيش‌روش 05/0 براي سمتي كه تيغه ها به بالگرد نزديك مي شوند (سمت استاربورد)، وضعيت نتايج روش‌هاي همراه با اصلاح، به‌تر از روش المان پره است. حضور پايه تاثير بسزايي در نتايج مربوط به نسبت پيش‌روش 23/0 داشته است و موجب كاهش فشار در قسمت‌هاي عمده اي از دم بالگرد شده است.

In this research, the steady-state flow filed around a 3D body and rotor configuration of the ROBIN helicopter is simulated. The rotor is modeled by an actuator disk. For this purpose, an annular computational domain replaces the rotor and some modeled source terms are added to the momentum equations. This modeling of rotor considerably speed up computational time. The flow field over this helicopter fuselage is simulated for six cases of different advance ratios and thrust coefficients. The accuracy of using uniform, linear and BET distributions for the rotor in the source term is investigated. With the BET and some corrections to pitch angles, pressure coefficients and variation of thrust and power of rotor are predicted in agreement with experimental data. For the nominal thrust coefficient of 0.06, different loading methods on rotor using experimental results are compared for two advance ratio of 0.05 and 0.23. In the advance ratio of 0.23 for the upper surface of helicopter, no considerable difference among the different employed methods is observed. However, for the advance ratio of 0.05 and for the side that helicopter blades get closer to the body (Starboard side), the results with the modified methods are better than BET method. The presence of strut in the computational domain has important effects in high speeds and causes reduction of pressure coefficients over body especially in downstream of the strut.