این سایت در حال حاضر پشتیبانی نمی شود و امکان دارد داده های نشریات بروز نباشند
مهندسی مکانیک امیرکبیر، جلد ۵۴، شماره ۱، صفحات ۷۵-۱۰۰
عنوان فارسی شناسایی اثر گردابه‌های تشکیل‌شده اطراف تیغه ایزوله بالگرد بر روی واماندگی دینامیکی
چکیده فارسی مقاله در این‌تحقیق، واماندگی دینامیکی مقاطع نزدیک به نوک تیغه روتور در حداکثر سرعت پروازی بالگرد با نسبت پیشروی 0/35 همراه با تغییرات نوسان پیچشی توسط شبیه‌سازی دینامیک سیالات محاسباتی مورد مطالعه قرار گرفته است. به منظور شبیه‌سازی میدان جریان، معادلات ناپایای متوسط‌‎گیری‌شده ناویر استوکس با استفاده از روش گسسته‌سازی حجم محدود حل شده است. شبکه مورد استفاده از نوع ترکیبی بوده و از مدلK-ω SST برای مدل‌سازی جریان مغشوش بهره گرفته شده است. جهت اعتبارسنجی شبیه‌سازی عددی از نتایج تست‌ پروازی بالگرد AH1-G استفاده شده که دارای تطابق مناسبی می‌باشد. نتایج نشان‌دهنده این موضوع است که موج ضربه‌ای عامل واماندگی دینامیکی در ناحیه پیش‌رونده تیغه روتور بوده و اثرات موج ضربه‌ای بر روی ضرایب برآ در نواحی نزدیک‌تر به نوک تیغه به دلیل اثرات نفوذ گردابه نوک تضعیف شده و تغییرات ضریب برآ نسبت به نواحی داخلی تیغه کمتر و یکنواخت‌تر گردیده به‌گونه‌ای که نسبت تغییرات ضریب برآ نسبت به بیشینه این ضریب در نواحی نزدیک‌تر به نوک تیغه 2 /10درصد کاهش یافته است. از طرفی نتایج این پژوهش نشان داد که بر خلاف انتظار، با وجود شکل‌گیری گسترده گردابه‌ لبه حمله در قسمت داخلی‌تر تیغه در بیشتر ناحیه پس‌رونده، وجود جریان شعاعی به واسطه چرخش تیغه روتور عامل تضعیف گردابه لبه حمله و محدود شدن واماندگی دینامیکی در این ناحیه شده است.
کلیدواژه‌های فارسی مقاله واماندگی دینامیکی، جدایش ناپایا، آیرودینامیک بالگرد، گردابه لبه‌حمله، گردابه لبه‌فرار،
عنوان انگلیسی Characterization of the Effect of Helicopter Isolated Blade Vortex on Dynamic Stall
چکیده انگلیسی مقاله In this research, dynamic stall at sections near the rotor blade tip at a maximum cruise speed of the helicopter with an advanced ratio of 0.35 and cyclic pitching motion, has been studied using computational fluid dynamics simulation. Unsteady Reynolds-averaged Navier–Stokes equations are solved using model on a domain discretized into a hybrid mesh using finite volume discretization method. Numerical simulation is validated using experimental results of AH1-G helicopter flight tests. Comparison of results indicates that present numerical results match with experimental data well. Dynamic stall occurs as a result of a shock wave in the advancing side which affects the lift coefficient. Interestingly, the effect of the shock wave on the lift coefficient in the regions closer to the blade tip is weakened due to the tip vortex penetration. As a result, few changes are seen in the lift coefficient in these regions in comparison to those of the inner regions of the blade. In addition, the maximum value of lift coefficient in the section closer to the blade tip reduces by 10.2% in comparison to that of the most inner section. Results show that despite the formation of the leading-edge vortex, especially in the inner most sections of the blade, severe dynamic stall does not occur in the retreating side. In fact, this is due to the weakening of the leading edge vortex by the effect of the radial flow.
کلیدواژه‌های انگلیسی مقاله واماندگی دینامیکی, جدایش ناپایا, آیرودینامیک بالگرد, گردابه لبه‌حمله, گردابه لبه‌فرار
نویسندگان مقاله فرید حسین زاده اصفهانی |
دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران

سید محمد حسین کریمیان |
دانشکده مهندسی‌هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران

حمید پرهیزکار |
دانشکده مهندسی‌هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران

نشانی اینترنتی https://mej.aut.ac.ir/article_4604_02e942ee6c6d02a3b62b4cfd37065938.pdf
فایل مقاله فایلی برای مقاله ذخیره نشده است
کد مقاله (doi)
زبان مقاله منتشر شده fa
موضوعات مقاله منتشر شده
نوع مقاله منتشر شده
برگشت به: صفحه اول پایگاه   |   نسخه مرتبط   |   نشریه مرتبط   |   فهرست نشریات