مهندسی مکانیک مدرس

مهندسی مکانیک مدرس

تصحیح مدل واماندگی دینامیکی بوئینگ ورتل با درنظر گرفتن آثار ناپایای جریان

نوع مقاله : پژوهشی اصیل

نویسندگان
1 گروه مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران
2 گروه مهندسی هوافضا، دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایران
چکیده
در میان مدل‌های نیمه‌تجربی موجود، مدل بوئینگ- ورتل از تعداد پارامتر وابسته به آزمایش‌های تجربی کمتری استفاده می‌کند. این مدل برخلاف روابط ساده و عملکرد مناسب، ضرایب آیرودینامیکی برآ و گشتاور پیچشی مقطع را در برخی از زوایای حمله با دقت لازم پیش‌بینی نمی‌کند. این در حالی است که مشابه با اکثر مدل‌های نمیه‌تجربی، آثار ناپایای ناشی از دنباله‌های‌جریان در پشت مقطع را نیز در نظر نمی‌گیرد. به‌منظور افزایش دقت ضرایب آیرودینامیکی مدل، هدف اصلی مقاله حاضر تصحیح و توسعه مدل بوئینگ- ورتل با درنظرگرفتن آثار ناپایای دنباله‌های‌جریان است. در همین راستا با استفاده از تئوری آیرودینامیک ناپایا براساس تابع وگنر، آثار ناپایای مذکور به‌وسیله معرفی یک زاویه حمله مؤثر جدید شامل درجات آزادی خمش و پیچش مقطع به‌همراه مشتقاتشان در نظر گرفته می‌شوند. سپس به کمک زاویه حمله مؤثر معرفی‌شده و همچنین آثار جرم ظاهری جریان ضریب برای مدل اصلاح می‌شود. در ادامه با انجام بررسی‌های لازم، ضریب گشتاور پیچشی جدید و متفاوتی برای مدل بوئینگ- ورتل پیشنهاد و جایگزین می‌شود. در نهایت صحت ضرایب آیرودینامیکی معرفی شده در مقایسه با نتایج آزمایش‌های تجربی موجود، تایید و مدل پیشنهادی اعتبارسنجی می‌شود و تفاوت‌های مدل پیشنهادی در مقایسه با مدل اصلی بوئینگ‌ورتل نمایش داده می‌شود. نتایج به‌دست‌آمده حاکی‌از اصلاح ضریب نیروی برآ در ناحیه خطی منحنی برآ، بهبود مقدار ضریب بیشینه برآ و زاویه‌حمله متناظر آن و ارتقا ضریب گشتاور در مدل بوئینگ- ورتل است. در این مقاله همچنین اثر تغییرات فرکانس کاهش‌یافته روی زاویه حمله مؤثر به‌صورت پارامتری بررسی و مشاهده می‌شود با افزایش فرکانس‌کاهش‌یافته تا مقدار۰/۳۶، آثار ناپایای دنباله‌های‌جریان روی مقدار زاویه حمله مؤثر مقطع به بیشترین مقدار خود می‌رسند. همچنین ملاحظه می‌شود تغییر موقعیت محورپیچ مقطع در فرکانس‌های کاهش‌یافته بزرگ‌تر از ۰/۱، مشخصات زاویه حمله مؤثر ناشی از آثار ناپایای دنباله‌های‌جریان را تغییر خواهد داد.
کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله English

Development of Boeing-Vertol Dynamic Stall Model Considering Unsteady Flow Effects

نویسندگان English

M.H. Sadr 1
D. Badiei 1
Sh. Shams 2
1 Aerospace Engineering Department, Amirkabir University of Technology, Tehran, Iran
2 Aerospace Engineering Department, New Sciences & Technologies Faculty, University of Tehran, Tehran, Iran
چکیده English

In precision of the aerodynamic coefficients, modification and development of the Boeing-Vertol model are the main goal of the presented paper in which unsteady wake effects are considered. Hence, this paper uses based on Wagner function to consider the unsteady wake effects and to introduce an effective angle of airfoil degrees of freedom and their derivatives for both bending and pitching oscillations. The aerodynamic lift coefficient of the Boeing- model is 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 represent correction of the lift coefficient of the Boeing Vertol model in of the static lift curve and improvement of maximum lift coefficient and of . 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.

کلیدواژه‌ها English

Aerodynamic
Dynamic stall
Boeing-Vertol
Wake Effects
Leishman JG, Beddoes TS. A semi-empirical model for dynamic stall. Journal of the American Helicopter Society. 1989;34(3):3-17. [Link] [DOI:10.4050/JAHS.34.3]
Larsen JW, Nielsen SRK, Krenk S. Dynamic stall model for wind turbine airfoils. Journal of Fluids and Structures. 2007;23(7):959-982. [Link] [DOI:10.1016/j.jfluidstructs.2007.02.005]
Mulleners K, Raffel M. Dynamic stall development. Experiments in Fluids. 2013;54:1469. [Link] [DOI:10.1007/s00348-013-1469-7]
Choudhry A, Leknys R, Arjomandi M, Kelso R. An insight into the dynamic stall lift characteristics. Experimental Thermal and Fluid Science. 2014;58:188-208. [Link] [DOI:10.1016/j.expthermflusci.2014.07.006]
Leishman JG, Beddoes TS, Westland Helicopter Ltd. A generalized model for airfoil unsteady aerodynamic behaviour and dynamic stall using the indicial method. Proceedings of the 42nd Annual Forum of the American Helicopter Society, Washington DC, June 1986. Fairfax VA: The Vertical Flight Society; 1986. [Link]
Oye S. Dynamic stall simulated as time lag of separation [Internet]. Lyngby: University of Denmark; 1991 [Unknown cited]. Available from: Not Found [Link]
Hansen MH, Gaunaa M, Aagaard Madsen H. A Beddoes-Leishman type dynamic stall model in state-space and indicial formulations [Internet]. Forskningscenter Risoe: DTU Orbit; 2004 [Unknown cited]. Available from: http://bit.ly/2x0sVel [Link]
Wang Q, Zhao Q. Modification of Leishman-Beddoes model incorporating with a new trailing-edge vortex model. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers Part G Journal of Aerospace Engineering. 2015;229(9):1606-1615. [Link] [DOI:10.1177/0954410014556113]
Tran CT, Petot D. Semi-empirical model for dynamic stall of airfoils in view of the application to the calculation of responses of the helicopter blade in forward flight. Sixth European Rotorcraft and Powered Lift Aircraft Forum, September 16-19, 1980, Bristol, England. Vertica. Bristol: University of Bristol; 1980. [Link]
Petot D. Differential equation modeling of dynamic stall. La Recherche Aerospatiale. 1989;5:59-72. [Link]
Tarzanin FJ. Prediction of control loads due to blade stall. Journal of the American Helicopter Society. 1972;17(2):33-46. [Link] [DOI:10.4050/JAHS.17.33]
Gross DW, Harris FD. Prediction of inflight stalled airloads from oscillating airfoil data. Proceedings of the 25th Annual National Forum of the American Helicopter Society, May 1969. Fairfax VA: The Vertical Flight Society; 1969. [Link]
Gormont RE. A mathematical model of unsteady aerodynamics and radial flow for application to helicopter rotors. Philadelphia: U.S., Army Air Mobility R&D Laboratory, Vertol Division, (Report on Boieng-Vertol ContracU02-71-C00045) May, 1973. [Link]
Strickland JH, Webster BT, Nguyen T. A vortex model of the darrieus turbine: An analytical and experimental study. Journal of Fluids Engineering. 1979;101(4):500-505. [Link] [DOI:10.1115/1.3449018]
Paraschivoiu I. Wind turbine design: With emphasis on darrieus concept. Montreal: Presses International Polytechnique; 2002. [Link]
Rasekh S, Hosseinidoust M, Karimian Aliabadi S. Accuracy of dynamic stall response for wind turbine airfoils based on semi-empirical and numerical methods. Journal of Applied Fluid Mechanics. 2018;11(5):1287-1296. [Link] [DOI:10.29252/jafm.11.05.28668]
Rasekh S, Karimian Aliabadi S, Hosseinidoust M. Comparison of dynamic stall models using numerical and semi-empirical approaches for a wind-turbine airfoil. Modares Mechanical Engineering. 2018;18(3):282-290. [Persian] [Link]
Hibbs BD. HAWT performance with dynamic stall [Internet]. Golden CO: Solar Energy Research Institute; 1986 [Unknown cited]. Available from: https://www.nrel.gov/docs/legosti/old/2732.pdf [Link] [DOI:10.2172/5509059]
Anderson JD Jr. Fundamentals of aerodynamics. 5th Edition. New York: McGraw-Hill Education; 2010. [Link]
Gordon Leishman J. Principles of helicopter aerodynamics. Cambridge UK: Cambridge University Press; 2000. [Link]
Jones RT. The unsteady lift of a wing of finite aspect ratio [Internet]. Langley Field VA: NACA; 1940 [Unknown cited]. Available from: https://ntrs.nasa.gov/search.jsp?R=19930091758 [Link]
Sadr MH, Badiei D, Shams SH. Modification of boeing-vertol nonlinear aerodynamic model in dynamic stall simulation. Proceedings of The 14th International Conference of Iranian Aerospace Society, Tehran, of March 3-5, 2015. [Persian] [Link]
Liiva J, Davenport F, Gray L, Walton I. Two-dimensional tests of airfoils oscillating near stall [Internet]. USAAVLABS; 1968 [Unknown cited]. Available from: Not Found [Link]
Gupta S, Gordon Leishman J. Dynamic stall modeling of the S809 aerofoil and comparison with experiments. Wind Energy. 2006;9(6):521-547. [Link] [DOI:10.1002/we.200]