Investigation of Compressible Dynamic Stall and Flow Manipulation Using Impulsive Jet

Abstract

회전익 비행체의 메인로터 블레이드는 고속 전진 비행 또는 빠른 기동에서 넓은 범위의 마하 수를 경험한다. 이때, 비행한계범위(flight envelope)의 경계에서 로터 블레이드의 공기 역학적 성능을 제한하는 동적 실속(dynamic stall)이 발생할 수 있다. 본 연구에서는 회전익기 유동조건 하의 VR-12 익형을 이용하여, 마하수 변화에 따른 압축성 효과(compressibility effect)가 동적 실속에 미치는 영향에 대하여 분석하고, 고속 임펄시브 제트 액츄에이션을 이용하여 익형 외부 유동을 제어하였다.

먼저, 마하수의 변화로 인한 압축성 효과가 동적 실속에 미치는 영향에 대한 연구가 진행되었다. 회전익기 관련 마하수 범위인 Mach=0.2-0.4를 이용하여, 고정(static) 및 피칭(pitching)하는 VR-12 익형 주변의 유동에 대한 분석을 진행하였다. 작은 마하수 Mach=0.2에서의 실속 현상의 경우, 작은 압축성 효과에 의하여 역압력 구배(adverse pressure gradient)가 유동 박리에 지배적이다. 가장 높은 마하수인 Mach=0.4의 경우, 익형의 선수부(leading edge) 주변에 초음속 영역이 생성되며, 충격파에 의한 유동 박리 현상을 만들어 내며 정적 및 동적 실속 현상에 큰 영향을 미친다. 중간 마하수인 Mach=0.3의 경우 역압력 구배와 선수부 주변 초음속 영역이 모두 실속에 영향을 미치는 것으로 나타났다.

임펄시브 제트 유동을 익형 주변 유동에 적용하였고, 액츄에이션을 통한 공력 성능 변화를 연구하였다. 풍동 실험에서 테스트 된 액츄에이션 주파수를 사용하였으며, 단일(single) 및 다중(multiple) 임펄시브 제트 유동이 정적 및 동적 실속 현상에 적용되었다. 반복적인 F+=0.4 임펄시브 제트 액츄에이션을 고정 받음각 익형에 적용한 경우, 제트 유동의 정적 실속 현상에 대한 제어 효과를 확인할 수 있었다. 이후, 제트 유동을 적용하지 않은 진동 익형 데이터를 기반으로 동적 실속 현상에 임펄시브 제트 유동을 적용하였다. 동적 실속 현상 도중 공력 성능에 결정적인 시점을 기준으로 단일 제트 유동을 적용하였으며, 액츄에이션의 유동 제어 성능이 모멘트(moment) 및 양력(lift) 실속 시점과 같은 세부적인 타이밍에 민감하다는 것을 확인하였다. 단일 제트 액츄에이션 결과를 기반으로, 모멘트와 양력 동시 제어를 위한 다중 제트 유동을 동적 실속에 적용하였다. 순간적으로 집중된 제트 유동을 통해 (본 연구의 경우 3개의 제트유동), 실험에서 사용한 약 20개의 액츄에이션과 비슷한 동적 실속 제어 효과를 확인하였다.|A rotorcraft main-rotor blade experiences a broad range of the Mach number in high-speed forward flights or rapid maneuvers. Near the boundary of the flight envelope, the rotor blade often encounters severe dynamic stall which limits the overall aerodynamic performance. In the current study, compressibility effect on dynamic stall is investigated numerically, and a high-speed impulsive jet is applied to control stall event. A rotor airfoil, VR-12, is computationally investigated under rotor-relevant flow conditions.

The effects of the flow compressibility on dynamic stall due to the variation of the freestream Mach number are studied. Both static and dynamic stall conditions is numerically investigated in the relevant Mach range of the retreating side, 0.2 to 0.4. For the small enough Mach number such as 0.2, both static and dynamic stalls are significantly influenced by flow separation due to adverse pressure gradient with little compressibility effect. For the highest Mach number 0.4, compressibility near the leading edge is no longer negligible, forming a local supersonic pocket there. The shock-induced separation occurs near the leading edge, which dominates both the static and dynamic stall at the high Mach number. At the intermediate Mach number 0.3, it is observed that both adverse pressure gradient and weak shock affect the stall.

Flow-control ability of impulsive jet actuation is numerically investigated for aeronautical stall event. Both single and multiple pulses are systematically investigated to control critical flow features in stall phenomenon. A pulsed jet is applied to the static airfoil using the actuation frequency tested in the experiment. It is observed that the repetitive F+=0.4 actuation is able to control the static stall phenomenon. For dynamic stall, actuation timings in the pitch period are judiciously chosen based on baseline data. A single-pulse actuation study indicates that the flow control performance is sensitive to detailed events in the dynamic stall, such as the moment and lift stalls. Based on the flow-control mechanism investigated with single-pulse actuation, multiple pulses are applied for additional control benefits. It is noteworthy that only a few pulses (here, 3 pulses in this study) concentrated around the moment and lift stalls in the airfoil pitch cycle can suppress the dynamic stall as effectively as about 20 pulses per the whole pitch period.