Rotor wake has a huge impact on the steady/unsteady load of rotor blade and body. When a helicopter is flying close to the ground, its wake expands rapidly near the ground. This change in the wake geometry affects the velocity induced on the rotor plane, thrust, and power. A fuselage of helicopter is strongly affected by rotor and wake in hovering and low speed forward flight conditions. Unsteady loading is observed in fuselage surface caused by blade passing effect and periodical collision of wake. For this reason, it is important to describe rotor wake accurately for the simulation of rotor-body interactions, and it needs an efficient aerodynamic solver to simulate complex flow phenomena. Grid based CFD can simulate compressible and viscous flow, but it requires a long computational time to reduce numerical dissipation in grid contained vortical flow. Free-wake modeling is powerful tool to describe the wake structure clearly, whether coupled with boundary integral solver (e.g. vortex lattice method and panel method) or hybrid CFD. However, it is difficult to predict the surface pressure of the fuselage accurately when the wake from the main rotor interacts with the fuselage in the simulation of full configuration helicopter. Moreover, the problem becomes severe when the wake interacts with the tail rotor. The vortices reside in the flow field nearby the fuselage and the tail rotor, which implies that the surface pressure cannot be calculated using unsteady Bernoulli equation. Unsteady loadings on the fuselage and tail rotor are very critical factors in the dynamics during the maneuver flight as well as in the vibration of the helicopter. Therefore, accurate predic-tion of the body surface pressure in the vortical field is significant.
Rotor-ground and rotor-fuselage interaction problems were simulated to investigate the effect of rotor wake on the rotor and fuselage. Rotor models in ground effect were simulated by using the vortex lat-tice/vortex particle method and Navier-Stokes/free-wake coupled method. Aerodynamic characteristics of rotor and flow field were observed in the OGE (Out of Ground Effect) and IGE (In Ground Effect) conditions.
For simulation of the small-scale rotor, unsteady loading of the rotor was occurred due to partial ground ef-fect and steady loading of the rotor changed as heights of rotor from the ground. Transonic effect is im-portant in the full-scale rotor simulation. Rotor performance was calculated by Navier-Stokes/free-wake coupled method and it predicted accurately compared with experimental data. Transonic shock was found to occur on the tip region of the blade at high pitch angles. Because of the ground effect, the thrust and figure of merit increase, whereas the inflow velocity and strength of the tip vortex decrease relative to the OGE condi-tion.
Aerodynamics simulation of interaction between rotor and fuselage was conducted by using a po-tential panel method with wake modeling of vortex method. An integral solution of Poisson equation makes it possible to predict influence of wake vortex accurately if the vortex resides nearby a body, and was applied to the calculation of pressure at the surface of fuselage. The integral solution was modified for moving body. The Poisson integral solver was proved to be reliable by simulating the problems for vortex ring and rigid sphere. In simulation of interaction between a rigid sphere and vortex ring, more accurate pressure values were obtained by using the Poisson equation rather than by using Bernoulli equation. Averaged velocity in the fluid domain, and averaged and instantaneous pressures at the fuselage’s surface were calculated in the simulation of rotor-fuselage interaction for GIT model, and compared with experiment data. Also, variation of instantaneous pressure while tip vortex collides with the fuselage was examined. Unsteady pressures on the fuselage of ROBIN model at different positions were compared with experimental data and other numerical results.
로터 후류는 로터의 공력 및 주변 구조물에 발생하는 하중에 큰 영향을 미친다. 로터 아래에 지면이 있는 경우 지면에 의해 후류의 형상이 변하고 이 때문에 로터 회전면에서 유입속도가 변하여 공력 특성이 달라진다. 로터-동체 해석 시 로터 후류가 동체에 주기적으로 부딪치기 때문에 동체 표면에서 강한 비정상 공력이 발생한다. 이와 같이 로터와 지면/동체의 상호작용을 해석하기 위해서는 정확한 후류 모사가 필요하며, 복잡한 유동 해석을 위해 효율적인 공력 해석 기법이 필요하다.
본 연구에서는 로터와 지면의 상호작용과 로터와 동체의 상호작용에 대해 연구를 하였다. 로터와 지면의 상호작용 해석에서 지면에 의해 로터 공력성능의 변화를 관찰하였으며 표면압력, 하중 분포 및 유입속도를 익단 와류의 거동과 연관시켜 지면에 의해 변화를 관찰 하였다. 로터와 동체의 상호작용 해석은 기존의 패널 방법에서 압력 계산시 사용하는 비정상 베르누이 식의 한계를 파악하였으며, 로터 후류의 영향을 정확히 고려할 수 있는 포아송 식의 적분해를 도입하여 동체 압력을 해석하였다. 이를 통하여 주로터 후류가 동체와 부딪칠 때 발생하는 정상/비정상 압력 변화를 관찰하였다.
로터-지면 해석에서 축소 로터 모델의 경우 포텐셜 패널/와류격자법을 이용하여 공력 해석을 하였다. 와류법을 이용하여 후류를 모사할 때 지면 효과에 대한 모사는 Image method 또는 지면을 포텐셜 패널로 모사하여 후류의 거동을 계산한다. 포텐셜 패널/와류격자법을 이용하여 실제 크기의 로터를 해석하면 추력이 낮은 영역에서는 공력 해석이 정확하지만 추력이 높은 영역에서는 차이를 보였다. 이런 차이는 Navier-Stokes/자유후류 연계기법을 이용한 해석을 통해 원인을 찾을 수 있었으며, 추력이 높은 경우 두 방법에서 해석된 표면압력 비교를 통하여 블레이드 익단에서 충격파가 발생하는 것을 관찰하였다. 지면에 의한 하중 변화는 유입속도 변화로 인해 발생되며 유입속도는 로터 아래의 익단 와류의 영향을 받는다. 또한 익단 와류의 강도는 블레이드 하중 분포의 영향을 받기 때문에 해석 결과를 통하여 지면효과에 의해 로터 하중 및 익단 와류의 강도의 상호 연관성을 연구하였다.
로터-동체 해석에서는 포텐셜 패널/와류조각법을 이용하여 공력 해석을 하였다. 이때 유동은 비점성 해석이며 이로 인해 동체에서 발생하는 유동 박리 및 점성에 의한 저항 등은 해석하지 못한다. 유동 해석 기법으로 해석 후 동체 표면 압력은 비정상 베르누이 식과 포아송 식의 적분해를 이용하여 해석 하였다. 일반적으로 포텐셜 패널법에서 많이 쓰이는 비정상 베르누이 식은 로터 후류가 동체에 부딪치지 않는 영역에서는 압력 해석이 가능하지만 후류가 동체에 부딪치는 영역에서는 실험값과 차이가 발생하였다. 포아송 식의 적분해의 경우 공간상의 와류의 영향을 고려할 수 있다. 포아송 식의 적분해의 적용 가능성을 보기 위해 구와 고리와의 문제에 대해 검증하였다. 기존에 유도된 포아송 식의 적분해의 경우 정지한 물체에 대해서 적용이 가능하다. 본 연구에서 로터가 동체를 기준으로 회전 운동을 하기 때문에 움직이는 물체에 대해 적용 가능하도록 식을 유도하였으며, 이 식을 이용하여 움직이는 구의 공력 해석을 수행하고 검증하였다. 로터-동체 상호작용 해석은 실린더 형상의 동체를 가지는 GIT 모델과 실제 헬리콥터 동체 형상과 비슷한 ROBIN모델을 해석하고 동체 표면에 발생하는 정상 및 비정상 하중을 관찰하였다. 포아송 식을 이용한 압력 계산에서 로터의 영향을 고려하기 위해 움직이는 물체에 대한 포아송 식을 사용하기 위해서는 물체 표면의 속도 미분항의 값이 필요하며 본 패널 해석 방법에서는 정확하게 계산할 수 없다. 따라서 본 연구에서 회전하는 로터의 영향을 고려하기 위하여 로터를 와류패널로 간주하고 회전속도를 고려하여 부피 적분항에 적용하는 방법을 사용하였다. 본 방법을 이용하여 실제 헬리콥터 형상인 UH-60A 모델을 해석하였으며 로터 후류가 동체에 미치는 영향을 관찰하였다.
