Phenomenological study of dynamic stall on a helicopter rotor at forward flight
Étude phénoménologique du décrochage dynamique sur un rotor d'hélicoptère en vol d’avancement
Résumé
Dynamic stall occurs on helicopter rotors at high-thrust or high-speed forward flight. It induces large dynamic loads variations and vibrations, limiting the flight envelope. The objective of the present work is to use fluid/structure coupling computations to identify the mechanisms that trigger dynamic stall in rotor environment at high-thrust forward flight. First, experimental databases from ONERA have been evaluated to select test cases undergoing stall events at different flight conditions and with different blade geometries. The analysis of the selected test cases has been made using a coupling procedure between an aerodynamic solver and a comprehensive analysis code. Post-processing tools have been developed and massively used to identify and characterize the flow-separation areas on the rotor-disk and the possible triggers of these flow-separations. Several flow-separation regions have been identified on the rotor-disk in the selected test cases. A subsonic separated flow has been observed in the third quadrant, which is influenced by the blade-vortex interaction occuring in this area. Shock-wave induced separations influenced by the blade elastic response have been observed at the end of the fourth quadrant and beginning of the first one. An investigation of these different mechanisms of dynamic stall, notably the blade vortex interaction, has been led by isolating the mechanisms. Therefore, simplified simulations on a single non-rotating blade have been run with and without the blade-vortex interaction. These computations show that the blade-vortex interaction plays an important part in triggering dynamic stall in several forward flight conditions.
Le décrochage dynamique se produit sur les rotors d'hélicoptère fortement chargés ou à grande vitesse d'avancement. Il engendre des efforts dynamiques importants et d'intenses vibrations, limitant le domaine de vol des hélicoptères. L'objectif de ces travaux de thèse est de mettre à profit les outils de simulation aéroélastique afin d'identifier les mécanismes déclencheurs du décrochage dynamique en conditions réalistes d'un vol d'avancement à forte charge. Le dépouillement de bases de données d'essais rotor de l'ONERA a permis de sélectionner un ensemble de points d'essais pertinents et représentatifs du décrochage dynamique. L'analyse détaillée des configurations sélectionnées s'appuie sur des calculs de couplage faible entre un code fluide et un code structure. Des outils de post-traitement sont développés et utilisés pour localiser et caractériser les décollements de la couche limite, ainsi que pour en identifier l'origine. Différentes régions de décollement sont détectées sur le disque rotor. Nous observons notamment un décollement subsonique fortement influencé par une interaction pale-tourbillon dans le troisième quadrant. D'autre part, des décollements en pied de choc apparaissent sur la pale arrière et sur le premier quadrant pour lesquels la réponse en torsion est impliquée. Une étude est menée afin d'isoler ces mécanismes et plus particulièrement l'interaction pale-tourbillon. Nous avons réalisé des simulations simplifiées modélisant une pale isolée non-tournante soumise ou non à cette interaction. Les résultats semblent confirmer que l'interaction pale-tourbillon joue un rôle majeur dans le déclenchement du décrochage pour de nombreuses configurations traitées.
Origine : Version validée par le jury (STAR)