تحلیل عددی نیروهای آیرودینامیکی و تنشهای حاصل از این نیروها بر روی پرة روتور بالگرد
/مرتضی سعیدی
دانشگاه تبریز: دانشکده فنی، گروه مکانیک
چاپی
فاقد فایل pdf
کارشناسی ارشد
مهندسی مکانیک گرایش تبدیل انرژی
۱۳۸۱/۱۱/۲۵
دانشگاه تبریز: دانشکده فنی، گروه مکانیک
یکی از کارهایی که امروزه در صنایع هوایی انجام میگیرد، اضافه کردن تجهیزات مختلف نظامی یا غیر نظامی بر روی وسایل پرنده است .اولین قدم در این راه مطالعة نیروهای آیرودینامیکی و جریان اطراف وسیلة پرنده میباشد .با اطلاعات بدست آمده از این مطالعه تغییرات لازمه در شکل و سازة تجهیزات مورد نظر و حتی وسیلة پرنده انجام میشود .بالگرد یک نوع وسیلة پرنده است که در صنایع نظامی و غیر نظامی دارای کاربرد زیادی میباشد .مهمترین بخش هر بالگردی روتور اصلی آن است .چرا که نقش اصلی بالا بردن بالگرد را به عهده دارد .در این پایاننامه یک پرة روتور بالگرد با استفاده از روش عددی تحلیل گردیده است .این تحلیل شامل حل عددی جریان و تنش حاصل از نیروهای آیرودینامیکی روی پره میباشد .بررسی انجام شده در حالت پروازی ایستا است .در انتها نتایج حاصل از حل عددی با تجربی موجود مقایسه شدهاند .همچنین تأثیر لحاظ نمودن شفت نیز بررسی شده است.برای این کار، ابتدا مدل هندسی پره در نرمافزار Gambit ۱.۱ طراحی شده است .پره دارای مقطع NACA۰۰۱۲ بوده و نسبت طول به عرض آن ۶ است .روتور مورد نظر دارای دو پره از نوع فوق میباشد .محدودة محاسباتی با استفاده از شرط مرزی متناوب، نصف شده است)نیم استوانه .(برای شبکهبندی از شبکة بیسازمان چهار وجهی استفاده گردیده است .شرط مرزی نقاط دور دست، فشار ورودی است .مرزهای دوردست در جهت محوری و شعاعی در فاصلة ۷۵ برابر وتر پره قرار دارد .روی پره شرط مرزی عدم لغزش لحاظ شده است .پس از آن شبکهبندی به نرم افزار Fluent انتقال یافته و شرایط مرزی تنظیم شدهاند .برای تراکمپذیری جریان معادلة حالت گاز ایدهآل منظور شده و بنابراین معادلة انرژی نیز برای بدست آوردن توزیع دما حل شده است .از آنجا که جریان اطراف روتور در محدودة متلاطم قرار دارد، لذا مدلهای توربولانس نیاز میباشد .در این پایاننامه سه مدل توربولانس با یکدیگر مقایسه شدهاند .این مدلها عبارتند از مدل تک معادلهایAllmaras- Spalart، مدل دو معادلهای و مدل تنش رینولدز .RSM این مدلها بر اساس متوسط گیری جرمی) جریان تراکم پذیر (تنظیم شدهاند .برای گسسته سازی جملة جابجایی معادلههای حاکم، اسکیم مرتبة دوم بالادست به کار رفته است .روند حل معادلهها به صورت ضمنی و با استفاده از الگوریتم SIMPLE میباشد .در نزدیک دیواره از توابع استاندارد دیواره استفاده شده است.در انتها توزیع نیروهای آیرودینامیکی که شامل نیروهای فشاری و لزجی است، به صورت یک توزیع برداری روی گرههای شبکة پره بدست آمده و از Fluent به Patran انتقال یافته است .در نرمافزار Patran ریشة پره ثابت فرض شده و نیروی گریز از مرکز به آن اعمال گردیده است .توزیع نیروها روی پره نیز در نظر گرفته شده و سپس با استفاده از نرمافزار NASTRAN آنالیز استاتیک خطی انجام گرفته است.نتایج حاصل از حل عددی دارای تطابق بسیار خوبی با دادههای تجربی چه در حالت دو بعدی و چه در حالت سه بعدی میباشد .به علت عدم جدایش روی پره هر سه مدل توربولانس نتایج تقریبا یکسانی دادهاند .مدل نمودن شفت در توزیع فشار استاتیک روی پره تأثیر چندانی ندارد، ولی روی جریان اطراف آن مؤثر است.
.Something that nowadays achieves in aviation industries is adding military equipments on aircrafts. First step in this way is study in aerodynamic forces and fluid flow. The variation in the shape and structure of equipments and aircraft do with data that obtained from this study. In addition, the main rotor of helicopter is most important component, because it lifts the helicopter. A blade of rotor of a helicopter is analyzed in this Thesis with numerical method. This study includes hovering flight. Finally, data from numerical solution is compared with experimental data. In addition, effect of shaft modeling is studied. For this work, geometrical model of rotor blade is designed in GAMBIT ۱.۱ software. The rotor has two blades. Section of blade is NACA۰۰۱۲ and its aspect ratio is six. Domain is halved with periodic boundary condition. An unstructured tetrahedral grid is used for this model. The pressure inlet boundary condition is used for far field. Far field boundary is positioned in ۷۵ times blade chord from the blade in axial and radial direction. No slip condition is used for blade surface. Then grid is transmitted to FLUENT ۵.۲ software and boundary condition is adjusted. Ideal gas relation is used for compressible effect, and therefore energy equation should solved for determine temperature distribution. In this Thesis, three turbulence models are used. These models are Spalart-Allmaras one-equation model, two-equation model and RSM Reynolds-stress model. Standard wall function is used for near wall treatment. These models are adjusted with Faver averaging. The second order upwind is used for discretization. Equation is solved with SIMPLE implicit algorithm.Finally, distribution of aerodynamic forces is obtained in vector form and transmitted from FLUENT to PATRAN. The blade root is fixed and centrifuge forces are applied. Force distribution is also applied. Then linear statically analyze do with NASTRAN software.Numerical data are same with experimental data in three- and two-dimensional simulation. Three turbulence models determined same data, because separation does not occur. Static pressure distribution on blade surface do not affected to shaft modeling, but shaft modeling react on flow around the blade