شبیه‌سازی عددی جریان غیرلزج حول روتور بالگرد در پرواز ایستایی با استفاده از روش بالادست در شبکه‌ی بی‌سازمان

نوع مقاله: مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف

2 دانشکده مهندسی هوافضا - دانشگاه صنعتی شریف

چکیده

در این تحقیق، شبیه‌سازی عددی جریان غیرلزج و تراکم‌پذیر حول روتور در پرواز ایستایی توسط روش بالادست «رو» و با استفاده از شبکه‌ی بی‌سازمان انجام شده است. برای افزایش دقت گسسته‌سازی مکانی، از تخمین شار روی وجوه به‌روش «ماسکل» استفاده شده است. الگوریتم حل به روش انتگرال‌گیری زمانی صریح صورت گرفته و برای افزایش نرخ همگرایی جواب‌ها، از روش هموارسازی ضمنی مانده‌ها استفاده شده است. به‌منظور اطمینان از دقت و صحت الگوریتم حل و ارزیابی نتایج، شبیه‌سازی عددی میدان جریان حول روتور در پرواز ایستایی در اعداد ماخ نوک تیغه برابر با ۰٫۴۴ و ۰٫۸۷۷ و در زاویه‌ی گام تیغه‌ی ۸ درجه انجام شده و نتایج حاضر برای مشخصات آیرودینامیکی، شامل توزیع فشار در مقاطع مختلف تیغه‌های روتور، با نتایج تجربی و عددی معتبر مقایسه شده و مورد ارزیابی قرار گرفته است. همچنین، تأثیر افزایش دقت گسسته‌سازی مکانی حل عددی در شبیه‌سازی عددی جریان حول روتور و در نتیجه، تأثیر آن روی مشخصات آیرودینامیکی روتور بررسی شده است.

کلیدواژه‌ها


عنوان مقاله [English]

NUMERICAL SIMULATION OF INVISCID FLOW AROUND HOVERING HELICOPTER ROTO UNSING UPWIND SCHEME ON UNSTRUCTURED MESHES

نویسندگان [English]

  • K. Hejranfar 1
  • S. M. Mohanunadi 2
1 Dept. of Aerospace Engineering Sharif University of Technology
2 Dept. of Aerospace Engineering Sharif University of Technology
چکیده [English]

This paper presents an upwind solution of compress­ ble inviscid fl.owfield around a helicopter rotor in hover, using Roe's scheme on unstruct ured tetrahe­ dral meshes. Higher order differences are computed using a high-order :Yionotone upstream Centered Conservat ion Law (MUSCL) method . The numer­ ical algorithm utilizes an explicit time integration scheme and the solution is accelerated by apply­ ing the implicit residual smoothing at every stage of time integrat ion. To demonstrate the solution aceuracy, the numerical simulations of the fl.owfield around an isolated helicopter rotor , in hover, for two operating conditions of subsonic and transonic tip vfach numbers of 0.44 and 0.877, with a blade pitch angle of 8 deg, are performed . The present results for aerodynamic characteristies, including the pres­ sure distributions at different sections of the blade, are compared with numerical and experimental re­ sults. The effec.ts of the spatial solution accuracy of the numerical method on the fl.owfield character­ istics and aerodynamic results of the rotor are also studied.

کلیدواژه‌ها [English]

  • -