중첩격자를 이용한 제자리비행 및 전진비행 헬리콥터 로터 주위 유동장 수치 해석 Navier-Stokes Analysis of Helicopter Rotor Aerodynamics in Hover and Forward Flight Using Overlapped Grid원문보기
전진 비행하는 헬리콥터 로터 주위의 유동장을 수치적으로 고찰해 보기 위해 삼차원 비정상 압축성 Navier-Stokes 코드와 중첩격자를 이용하여 전산유체해석을 수행하였다. 전진 비행하는 로터 주위의 유동장 해석에 앞서 해석 코드의 수치적 특성을 살펴보기 위해, 제자리 비행하는 로터 주위 유동장 해석을 수행하였다. 격자 구성을 위해 복잡한 형상에 대해 격자구성을 쉽게 하고, 물체 간에 상대운동이 있을 경우 격자구성의 유용성을 향상시킬 수 있는 Chimera 중첩격자 기법을 사용하였다. 제자리 비행 로터 계산을 위해 코드 검증 문제로 많이 사용되는 Caradonna and Tung의 실험과 동일한 조건으로 계산을 수행하였다. 제자리 비행 로터 주위 유동장 해석을 위해 크기가 다른 배경후류 격자에 대해서 계산을 수행 후, 적합한 배경후류 격자를 선정하였으며, 그 격자계를 이용하여 블레이드 끝단 ...
전진 비행하는 헬리콥터 로터 주위의 유동장을 수치적으로 고찰해 보기 위해 삼차원 비정상 압축성 Navier-Stokes 코드와 중첩격자를 이용하여 전산유체해석을 수행하였다. 전진 비행하는 로터 주위의 유동장 해석에 앞서 해석 코드의 수치적 특성을 살펴보기 위해, 제자리 비행하는 로터 주위 유동장 해석을 수행하였다. 격자 구성을 위해 복잡한 형상에 대해 격자구성을 쉽게 하고, 물체 간에 상대운동이 있을 경우 격자구성의 유용성을 향상시킬 수 있는 Chimera 중첩격자 기법을 사용하였다. 제자리 비행 로터 계산을 위해 코드 검증 문제로 많이 사용되는 Caradonna and Tung의 실험과 동일한 조건으로 계산을 수행하였다. 제자리 비행 로터 주위 유동장 해석을 위해 크기가 다른 배경후류 격자에 대해서 계산을 수행 후, 적합한 배경후류 격자를 선정하였으며, 그 격자계를 이용하여 블레이드 끝단 마하수가 아음속 및 천음속인 경우에 대하여 배경후류격자 간격, 공간정확도, 난류 모델에 따른 헬리콥터 성능 데이터(CT, CQ, FM), 표면 압력분포, 와류 중심궤도(vortex center trajectory), 와류 강도(vortex strength)등을 비교하였다. 배경 후류 격자의 크기가 조밀 할수록 추력계수가 증가하는 경향을 보였으며, 더 강한 와류 강도를 나타내었다. 공간 정확도 및 난류 모델에 따라서는 헬리콥터 성능 데이터, 표면 압력 분포, 와류 중심궤도에 차이가 작았다. 하지만 고차의 공간 정확도를 사용하였을 경우에 와류 강도가 더 강하게 포착되었다. 전진 비행하는 로터 주위의 유동장 해석을 위해 전진 비행하는 로터 블레이드 해석 검증에 많이 사용되는 Caradonna and Tung의 전진 비행 모델 로터 및 AH-1G 로터에 대해서 계산을 수행하였다. Caradonna and Tung의 전진 비행 모델 로터에 대한 계산의 경우 표면 압력 분포가 실험 결과와 잘 일치 하였다. 로터의 전진 면에서 강한 충격파가 발생하였고 충격파의 형성 위치가 Navier-Stokes 계산과 Euler 계산에 따라 약간의 차이를 보였다. AH-1G 계산의 경우 표면 압력 분포 및 단면 추력계수 분포가 실험값과 잘 일치하는 경향을 보였다. Navier-Stokes 계산 결과가 Euler 계산 결과에 비하여 단면 추력 계수 분포가 실험에 더 근접함을 보였다. Oscillatory 피칭모멘트의 경우 전체적인 경향이 Navier-Stokes 계산 결과가 Euler 계산 결과에 비하여 실험값과 유사하였다. 본 연구를 통하여 제자리 비행 및 전진 비행하는 헬리콥터 로터 주위 유동장 해석을 수행하고, 해석 코드의 수치적 특성을 공간정확도, 난류 모델에 대하여 살펴보았다.
전진 비행하는 헬리콥터 로터 주위의 유동장을 수치적으로 고찰해 보기 위해 삼차원 비정상 압축성 Navier-Stokes 코드와 중첩격자를 이용하여 전산유체해석을 수행하였다. 전진 비행하는 로터 주위의 유동장 해석에 앞서 해석 코드의 수치적 특성을 살펴보기 위해, 제자리 비행하는 로터 주위 유동장 해석을 수행하였다. 격자 구성을 위해 복잡한 형상에 대해 격자구성을 쉽게 하고, 물체 간에 상대운동이 있을 경우 격자구성의 유용성을 향상시킬 수 있는 Chimera 중첩격자 기법을 사용하였다. 제자리 비행 로터 계산을 위해 코드 검증 문제로 많이 사용되는 Caradonna and Tung의 실험과 동일한 조건으로 계산을 수행하였다. 제자리 비행 로터 주위 유동장 해석을 위해 크기가 다른 배경후류 격자에 대해서 계산을 수행 후, 적합한 배경후류 격자를 선정하였으며, 그 격자계를 이용하여 블레이드 끝단 마하수가 아음속 및 천음속인 경우에 대하여 배경후류격자 간격, 공간정확도, 난류 모델에 따른 헬리콥터 성능 데이터(CT, CQ, FM), 표면 압력분포, 와류 중심궤도(vortex center trajectory), 와류 강도(vortex strength)등을 비교하였다. 배경 후류 격자의 크기가 조밀 할수록 추력계수가 증가하는 경향을 보였으며, 더 강한 와류 강도를 나타내었다. 공간 정확도 및 난류 모델에 따라서는 헬리콥터 성능 데이터, 표면 압력 분포, 와류 중심궤도에 차이가 작았다. 하지만 고차의 공간 정확도를 사용하였을 경우에 와류 강도가 더 강하게 포착되었다. 전진 비행하는 로터 주위의 유동장 해석을 위해 전진 비행하는 로터 블레이드 해석 검증에 많이 사용되는 Caradonna and Tung의 전진 비행 모델 로터 및 AH-1G 로터에 대해서 계산을 수행하였다. Caradonna and Tung의 전진 비행 모델 로터에 대한 계산의 경우 표면 압력 분포가 실험 결과와 잘 일치 하였다. 로터의 전진 면에서 강한 충격파가 발생하였고 충격파의 형성 위치가 Navier-Stokes 계산과 Euler 계산에 따라 약간의 차이를 보였다. AH-1G 계산의 경우 표면 압력 분포 및 단면 추력계수 분포가 실험값과 잘 일치하는 경향을 보였다. Navier-Stokes 계산 결과가 Euler 계산 결과에 비하여 단면 추력 계수 분포가 실험에 더 근접함을 보였다. Oscillatory 피칭모멘트의 경우 전체적인 경향이 Navier-Stokes 계산 결과가 Euler 계산 결과에 비하여 실험값과 유사하였다. 본 연구를 통하여 제자리 비행 및 전진 비행하는 헬리콥터 로터 주위 유동장 해석을 수행하고, 해석 코드의 수치적 특성을 공간정확도, 난류 모델에 대하여 살펴보았다.
Computations were performed for simulations of rotors in forward flight with a 3D unsteady compressible Navier-Stokes solver using overlapped grid. Before forward flight simulations, computations were performed for the hovering rotor to verify the helicopter rotor blade analysis code. To generate gr...
Computations were performed for simulations of rotors in forward flight with a 3D unsteady compressible Navier-Stokes solver using overlapped grid. Before forward flight simulations, computations were performed for the hovering rotor to verify the helicopter rotor blade analysis code. To generate grids, Chimera overlapped grid method is used. Subgrids can be arranged independently because it is possible to overlap subgrids. Overlapped grid method makes the generation of mesh easy and increases the availability of grid generation when there is relative motion between bodies. Simulations of rotors in hover were performed for Caradonna and Tung experiment's model rotor which is widely used to verify rotorcraft CFD code. The flow solver is verified by a parametric study with the grid spacing of wake grid, spatial accuracy and turbulence model. Computational results are compared with the experimental data of Caradonna et al. for both blade loading and the tip vortex behavior. Numerical results show good agreements with experiments for the distribution of surface pressure and tip vortex behavior. Pressure distributions over the blade have marginal differences for different numerical methods, whereas large discrepancies are seen in the prediction of the wake behavior. Navier-Stokes and Euler equations are used to compute flow field around rotor in forward flight. Computations are performed for the forward flight case(Caradonna and Tung) and AH-1G rotor. For forward flight case(Caradonna and Tung) strong shockwave occurs at advancing side and differences of shock position are seen between Navier-Stokes and Euler simulation. For simulation of AH-1G rotor computed pressure and sectional thrust distributions are in good agreement with the experimental data. Navier-Stokes simulation shows better results than Euler simulation for sectional thrust distributions and Oscillatory pitching moment. Through this study, the effects of the grid spacing of wake grid, spatial accuracy and turbulence model in the simulations of flow field around helicopter rotor blades are investigated.
Computations were performed for simulations of rotors in forward flight with a 3D unsteady compressible Navier-Stokes solver using overlapped grid. Before forward flight simulations, computations were performed for the hovering rotor to verify the helicopter rotor blade analysis code. To generate grids, Chimera overlapped grid method is used. Subgrids can be arranged independently because it is possible to overlap subgrids. Overlapped grid method makes the generation of mesh easy and increases the availability of grid generation when there is relative motion between bodies. Simulations of rotors in hover were performed for Caradonna and Tung experiment's model rotor which is widely used to verify rotorcraft CFD code. The flow solver is verified by a parametric study with the grid spacing of wake grid, spatial accuracy and turbulence model. Computational results are compared with the experimental data of Caradonna et al. for both blade loading and the tip vortex behavior. Numerical results show good agreements with experiments for the distribution of surface pressure and tip vortex behavior. Pressure distributions over the blade have marginal differences for different numerical methods, whereas large discrepancies are seen in the prediction of the wake behavior. Navier-Stokes and Euler equations are used to compute flow field around rotor in forward flight. Computations are performed for the forward flight case(Caradonna and Tung) and AH-1G rotor. For forward flight case(Caradonna and Tung) strong shockwave occurs at advancing side and differences of shock position are seen between Navier-Stokes and Euler simulation. For simulation of AH-1G rotor computed pressure and sectional thrust distributions are in good agreement with the experimental data. Navier-Stokes simulation shows better results than Euler simulation for sectional thrust distributions and Oscillatory pitching moment. Through this study, the effects of the grid spacing of wake grid, spatial accuracy and turbulence model in the simulations of flow field around helicopter rotor blades are investigated.
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