Aerodynamic simulations of helicopter in forward flight considering elastic effect is presented. For this purpose, the flow around helicopter was computed by a three-dimensional unsteady computational fluid dynamics method based on Euler equations and the elastic deflections of rotor blades was calculated by moderate deformation theory of Hodges.
To validate the flow solver, the rotor-fuselage interaction studies were demonstrated. To simulate the unsteady rotor wake effectively, the flow field was divided into a moving zone rotating with the blades and a stationary zone containing the fuselage. A sliding mesh algorithm was applied for the convection of flow variables across the cutting boundary between the two zones. Quasi-unsteady mesh adaptation was adopted to enhance the spatial accuracy of the solution. Mesh deformation due to blade motion in forward flight was handled by using the spring analogy and cell edge-collapsing. The flow solver was parallelized for the efficient calculation of complicated flows requiring a large number of cells. Comparisons between computations and experiments were made for flow around the Georgia Tech configuration and the ROBIN fuselage. It is shown that the present method is efficient and robust for the prediction of complicated unsteady rotor-fuselage interaction phenomena.
To compute the relative motion of complex geometry like helicopter more effectively, an unstructured overset mesh algorithm was also applied for the flow solver. Validations were made by comparing the predicted results with non-lifting case of Caradonna-Tung's measurements and AH-1G rotor. It is demonstrated that the present method is efficient and robust for the prediction of the flow fields involving multiple bodies in relative motion.
For tightly coupled CFD/CSD codes, a time-marching algorithm was applied for CSD code instead of finite element method in time domain. Especially Generailzed-$\alpha$ method was implemented for high-frequency numerical dissipation. Surface mesh movements were described by using cubic spline method through the finite element nodes in blades. Comparisons between two-dimensional aerodynamic model using blade element method and three-dimensional Euler CFD model were made for verification of elastic effect though changing of aerodynamic model, and HART Ⅱ baseline test experimental data were also compared. It is found that the present method is good for the more realistic simulation of helicopter rotor blades considering elastic effect in forward flight.
탄성 효과를 고려한 전진 비행하는 헬리콥터 공기 역학 모사를 수행하였다. 이를 위해, Euler 방정식을 기초로 3차원 비정상 전산 유체 역학 기법으로 헬리콥터 주위 유동장을 해석하고 Hodges의 적정 변형 이론으로 로터 블레이드의 탄성 변형을 계산하였다. 유동 해석 기법의 검증을 위해 로터-동체 상호작용 연구를 수행하였다. 비정상 로터 후류를 효과적으로 모사하기 위해, 유동장은 블레이드를 포함하여 움직이는 영역과 동체를 포함하고 고정된 영역으로 나누었고, 두 영역의 잘려진 경계면에서의 유동 변수값을 전달하기 위해서 슬라이딩 격자 알고리즘을 사용하였다. 해의 공간상 정확도를 향상시키기 위해 준-비정상 격자 적응 기법을 적용하였고, 전진 비행하는 블레이드 운동에 의한 격자 변형은 스프링 상사 기법을 사용하였다. 많은 셀이 필요한 복잡한 유동해석을 위해 유동 해석자는 효과적인 계산을 위해 병렬화가 되었다. 계산과 실험값의 비교를 위해 Georgia Tech 형상과 ROBIN 동체 주위의 유동 해석을 수행하였다. 그 결과로 본 연구의 방법이 복잡한 비정상 로터-동체 상호작용 현상을 예측하는 것에 효과적이고 강건함을 보였다. 헬리콥터와 같은 복잡한 형상의 상대 운동을 더욱 효과적으로 해석하기 위해, 비정렬 중첩 격자 알고리즘도 적용되었다. Caradonna-Tung의 무양력 측정값과 AH-1G 로터에 대해 검증하였고, 여러 물체가 상대 운동하는 유동장의 예측에 효과적이로 강건한 방법임을 보였다. 강하게 연계된 CFD/CSD 코드를 위해, CSD 코드에 시간 영역에서의 유한 요소법 대신 시간 전진 알고리즘이 적용되었다. 수치적인 높은 주파수 소산을 위해 Generailzed-$\alpha$방법을 사용하였다. 표면 격자 이동은 블레이드 위의 유한 요소 절점들을 이용하여 cubic spline 방법으로 묘사하였다. 공기력 모델의 변화에 의한 탄성 효과를 검증하기 위해, 블레이드 요소 방법을 이용한 2차원 공기력 모델과 3차원 Euler CFD 모델과의 비교를 수행하였고, HART II baseline 테스트 실험값과 비교하였다. 전진 비행하는 헬리콥터 로터 블레이드의 보다 실제적인 모사를 위해 본 연구의 방법이 좋음을 보였다.
