A three-dimensional viscous flow solver is developed for the prediction of aerodynamic performance of hovering helicopter rotor blades using an unstructured mesh methodology. The flow solver utilizes a cell-centered finite-volume scheme that is based on the Roe`s flux-difference splitting and an implicit Jacobi/Gauss-Seidel time integration. The effect of turbulence is estimated by the Spalart-Allmaras one-equation model coupled with a wall function boundary condition. A solution-adaptive mesh refinement technique is adopted to improve the resolution of flow features on the blade surface and to capture the tip vortex.
Calculations are performed for three operating conditions with varying tip Mach number and collective pitch setting. It is demonstrated that the trajectory of the tip vortex can be efficiently captured through a series of adaptive mesh refinement procedure starting from a very coarse initial grid. Good agreements are obtained between the numerical result and the experiment for both the blade loading and the tip vortex behavior. Comparisons of the inviscid and viscous results indicate that inclusion of viscosity significantly affects the surface pressures and the blade airloads for transonic tip Mach number cases accompanying strong shock-induced separations. The effect of viscosity is not as significant for the tip vortex trajectory. The process of tip vortex formation is qualitatively investigated around the blade tip showing a primary and secondary vortices merging into a single tip vortex coupled with the vortex sheet roll-up. It is demonstrated that the present unstructured mesh methodology is a strong alternative to the structured grid methods for the prediction of viscous flows around hovering helicopter rotors offering higher numerical efficiency.
3차원 비정렬 점성 유동해석 코드를 이용하여 정지비행 중의 헬리콥터 로터에 대한 공력 해석을 수행하였다. 유동코드는 셀의 중심에 기초한 유한체적법과 Roe의 flux-difference splitting을 이용하여 차분화 하였으며, 내재적인 Jacobi/Gauss-Seidel 반복계산법을 사용하여 시간적분을 수행하였다. 난류 모델은 Spalart-Allmaras 1-방정식을 사용하였으며, 벽함수 법칙을 적용하였다. 블레이드 주위의 유동 특성과 끝단 와류를 정확히 포착하기 위해서 적응격자 기법을 도입하였다. 계산 결과는 실험 데이터가 존재하는 로터 형상에 대해 공력 및 끝단 와류 거동과 비교하여 본 방법의 정당성을 검증하였다. 끝단와류에 대한 가정없이 초기 매우 성긴 격자로 부터 출발하여 몇단계의 격자 적응을 통하여 효율적으로 끝단와류를 포착할 수 있음을 보였다. 점성 효과는 강한 충격파에 의한 유동 박리를 동반하며 블레이드의 표면 압력 분포에 큰 영향을 주었으나 끝단 와류의 형상에는 큰 영향을 주지 않았다. 끝단 와류의 형성과정도 정성적으로 고찰하였다. 로터와 후류의 상호 작용이 전반적으로 로터 성능에 큰 영향을 미치게 되는 정지비행에 대해 본 기법이 매우 효율적임을 입증하였다.
