[논문 리뷰] Numerical Investigation of the Effect of Airfoil Thickness on Onset of Dynamic Stall

Anupam Sharma, Miguel R. Visbal|arXiv (Cornell University)|2017. 04. 29.

Fluid Dynamics and Turbulent Flows인용 수 4

한 줄 요약

이 연구는 Re = 200,000에서 벽에 해상도를 가진 대규모 난류 시뮬레이션(LES)을 사용하여 날개 두께가 동적 낙하 시작에 미치는 영향을 조사한다. 연구 결과, 얇은 날개에서는 난류 분리 버블(LSB) 붕괴가 주요 원인이 되지만, 두꺼운 날개에서는 난류 경계층 분리와 LSB 간의 상호작용으로 인해 전통적인 앞면 분리 또는 뒷면 분리 분류가 흐려지는 것으로 나타났다.

ABSTRACT

Effect of airfoil thickness on onset of dynamic stall is investigated using large eddy simulations at chord-based Reynolds number of 200,000. Four symmetric NACA airfoils of thickness-to-chord ratios of 9%, 12%, 15%, and 18% are studied. The 3-D Navier Stokes solver, FDL3DI is used with a sixth-order compact finite difference scheme for spatial discretization, second-order implicit time integration, and discriminating filters to remove unresolved wavenumbers. A constant-rate pitch-up maneuver is studied with the pitching axis located at the airfoil quarter chord point. Simulations are performed in two steps. In the first step, the airfoil is kept static at a prescribed angle of attack ($=4^\\circ$). In the second step, a ramp function is used to smoothly increase the pitch rate from zero to the selected value and then the pitch rate is held constant until the angle of attack goes past the lift stall point. Comparisons against XFOIL for the static simulations show good agreement in predicting the transition location. FDL3DI predicts two-stage transition for thin airfoils (9% and 12%), which is not observed in the XFOIL results. The dynamic simulations show that the onset of dynamic stall is marked by the bursting of the laminar separation bubble (LSB) in all cases. However, for the thickest airfoil tested, the reverse flow region spreads over most of the airfoil and reaches the LSB location immediately before the LSB bursts and dynamic stall begins, suggesting that stall could be triggered by the separated turbulent boundary layer. The results suggest that the boundary between different classifications of dynamic stall, particularly leading edge stall versus trailing edge stall are blurred. The dynamic stall onset mechanism changes gradually from one to the other with a gradual change in some parameters, in this case, airfoil thickness.

연구 동기 및 목표

• 중간 레이놀즈 수에서 날개 두께가 동적 낙하 시작 메커니즘에 미치는 영향을 조사하기 위해.
• 동적 낙하가 주로 난류 분리 버블(LSB) 붕괴에 의해 유도되는지, 아니면 난류 경계층 분리와의 상호작용에 의해 유도되는지 판단하기 위해.
• 전이, LSB 형성, DSV 생성 등의 비정상 흐름 사건의 순서가 날개 두께에 따라 어떻게 변화하는지 평가하기 위해.
• 전통적인 동적 낙하 분류(예: 앞면 분리 대비 뒷면 분리)가 두께 스펙트럼 전반에서 유효한지 평가하기 위해.

제안 방법

• 6차 고전적 유한차분 공간 이산화와 2차 시간 적분을 사용한 FDL3DI 솔버를 활용한 대규모 난류 시뮬레이션(LES).
• Re_c = 200,000에서 대칭 NACA 날개(9%, 12%, 15%, 18% 두께 대 스텝 길이) 4종에 대해 시뮬레이션 수행.
• 1/4 스텝 길이에 위치한 투과축을 중심으로 일정 속도로 기울어지는 운동을 시뮬레이션하였으며, 기울기 속도를 부드럽게 증가시키기 위해 램프 함수를 사용.
• 고차 저통과 필터를 통한 공간 필터링을 통해 미해결 파장수를 제거하여 미세 스케일 응력은 암시적으로 모델링.
• 전이 및 압력 계수(Cp) 예측에 대해 XFOIL과의 정적 시뮬레이션(α = 4°)을 검증.
• 스팬 방향 공명 분석을 통해 10% 스텝 길이의 스팸 길이가 낙하 시작을 효과적으로 캡처하기에 충분하며, 스팸 방향 비일관성이 유의미하지 않음을 확인.

실험 결과

연구 질문

• RQ1 날개 두께가 동적 낙하 시작 메커니즘에 미치는 영향은 무엇이며, 특히 난류 분리 버블(LSB) 붕괴와 난류 경계층 상호작용의 역할은 어떻게 다를까?
• RQ2 벽에 해상도를 가진 LES에서 전이 과정(특히 이단계 전이)이 날개 두께에 따라 어떻게 변화하는가?
• RQ3 동적 낙하 소용돌이(DSV) 형성과 이동 속도가 날개 두께에 따라 어떻게 달라지는가?
• RQ4 낙하 시작 이전 경계층 내 역류 범위가 날개 두께와 어떻게 관련이 있는가?
• RQ5 전통적인 동적 낙하 분류(예: 앞면 분리 대비 뒷면 분리)는 유지될 수 있는가, 아니면 두께 증가에 따라 흐려지는가?

주요 결과

• NACA-0009 및 NACA-0012에 대해 FDL3DI는 XFOIL이 포착하지 못한 이단계 전이를 예측하여, 얇은 날개의 전이 물리 현상에 대해 고해상도 시뮬레이션의 민감도를 시사한다.
• 모든 날개에서 동적 낙하 시작 이전에 난류 분리 버블(LSB) 붕괴가 즉시 발생함을 확인하여, LSB가 보편적인 예비 신호임을 입증한다.
• NACA-0018에 대해 난류 경계층 분리 영역이 흡입면의 약 50%를 차지하며, 낙하 직전에 LSB 위치에 도달함을 확인하여, 상호작용에 의해 유도되는 낙하 시작을 시사한다.
• 최대 흡입 압력 계수(Cp)는 날개 두께 증가에 따라 증가하며, 가장 두꺼운 날개(NACA-0018)에서 최대값을 기록한다.
• 동적 낙하 소용돌이(DSV)의 이동 속도는 가장 두꺼운 날개(NACA-0018)에서 가장 높으며, 이는 더 강한 비정상성 소용돌이 역학을 의미한다.
• 경계층 마찰 계수(Cf)는 낙하 이전에 급격히 상승하며, Cp_rms와의 공간 상관관계를 통해 Cp_rms가 전이 및 낙하 시작을 효과적으로 감지할 수 있음을 확인한다.