Viscous flow simulation of the HARTⅡ rotor blade was performed to investigate rotor wake and blade aerodynamic loading. A Reynolds-averaged Navier-Stokes(RANS) solver on unstructured hybrid overset meshes was used for this simulation. Sparart-Allmaras one-equation model was also used for turbulence modeling. The second-order accurate Euler backward differencing and the Gauss-Seidel method were adopted for implicit time integration. For the spatial discretization, a vertex-centered finite volume method was used in conjunction with the Roe's Flux-difference splitting. The descending forward flight condition of the HARTⅡ experiment yields fluctuations of the blade loading due to blade- vortex interaction (BVI). To predict BVI precisely, the trace of tip vortex in the three dimensional position and the time should be simulated accurately. Therefore, in CFD calculations, an enormous number of grid points are required to reduce inaccurate BVI prediction caused by numerical dissipations of the vorticity. In the present study, solution- adaptive mesh refinement techniques were used to capture the rotor wake effectively. An overset mesh technique was adopted to simulate rigid motions of the blade such as blade rotations in azimuthal direction and control pitch motions. Information about the blade motion including elastic deflection was obtained from the HARTⅡ experimental data. The mesh deformation due to blade deflection was taken care of by using a spring analogy and an algebraic method at every time step, which were applied to tetrahedral cells in the far-field region and to the prismatic cells inside the boundary layer, respectively. To investigate the effect of the blade deflection on the blade loading, calculations with isolated rotor were performed for two cases, with/without blade deflection. Calculations were also performed to investigate the effect of grid density and time step size on the blade loading and rotor wake. Additionally, a fuselage-blockage effect on the blade loading was investigated by adding a fuselage in the isolated rotor model. The computed results using the isolated rotor model and the rotor-fuselage model were compared with measured data for blade loading and rotor wake.
본 연구에서는 전산유체역학을 이용하여 HARTⅡ 로터 블레이드에 대한 공기역학적 해석을 수행하였으며, 헬리콥터 소음의 원인이 되는 BVI 현상 및 그에 따른 공력 특성을 관찰하였다. 전산유체역학과 전산구조역학의 연계에서 나타나는 불확실성에 대한 검토를 위해 실험에서 측정된 블레이드의 변형 데이터를 이용하여 블레이드의 운동을 모사하였으며, 그 결과 본 연구에서 사용된 유동 해석 프로그램의 타당성을 검증 할 수 있었다.
본 연구에서 사용된 유동 해석 프로그램은 hybrid unstructured mesh에 기반하였으며 지배방정식으로서 Reynolds-averaged Navier-Stokes(RANS) 방정식을, 난류 모델로서 Sparart-Allmaras의 1-방정식을 사용하였다. 수치적 방법으로는 시간 적분을 위해 Euler 후방 차분법을 이용하여 지배방정식을 차분화 한 뒤, Jacobi/Gauss-Seidel을 이용하여 내재적으로 처리하는 방법을 사용하였으며, 공간 차분을 위해 Roe의 FDS(flux difference splitting)방법을 사용한 격자점 중심(vertex-centered)의 유한 체적법(finite volume method)를 사용하였다. 난류 방정식은 유동 해석 프로그램의 가용성을 위해 유동 프로그램과 분리하여 계산되도록 하였다. 계산의 효율성을 위해 유동 해석 프로그램은 MPI library를 이용하여 병렬화되었으며, 계산 영역은 Metis library로 분할되었다. 블레이드의 회전, 플랩핑, 피칭 운동과 같은 블레이드의 강체 운동을 모사하기 위해 중첩 격자 기법을 이용하였으며, 블레이드의 탄성 변형을 모사하기 위해 요구되는 새로운 격자 시스템은 비점성 영역에서의 사면체 격자는 spring analogy, 점성영역에서의 프리즘 격자는 algebraic method를 사용하여 매 시간 간격 마다 재구성되었다. 이 방법은 격자 재생성 방법보다 계산 비용이 적게 드는 장점을 가지고 있어 비정렬 격자계에서는 매우 효율적인 방법으로 많이 사용되고 있다. BVI 현상을 정확하게 예측하기 위해 요구되는 많은 수의 격자는 유동해를 바탕으로 한 격자 적응 기법을 이용하여 격자를 효율적으로 분포시켰다.
본 연구에서 수행된 HARTⅡ 로터 블레이드에 대한 유동 해석 결과들은 몇가지 기준에 따라 다양하게 비교 분석되었다. 먼저 블레이드의 강체 운동과 탄성 변형 운동에 대한 결과들을 비교함으로써 블레이드의 탄성 변형이 공력에 어떠한 영향을 미치는가를 확인하였으며, 또한 격자 적응 매 단계의 결과들을 비교함으로써 격자 수와 격자 크기에 따른 와류의 수치적 소산 및 유동해의 특성을 확인하였다. 격자 크기가 작아짐에 따라 나타날 수 있는 시간 간격에 대한 해의 정확도 및 수렴성 역시 확인되었다. 마지막으로 단일 로터와 로터-동체 시스템의 결과를 비교함으로써 로터와 동체 상호작용으로 인하여 나타나는 공력 특성 및 로터 후류 구조의 변화가 논의되었다.
