Experimental investigation of a dynamic stall on the oscillating NACA 0012 airfoil

The paper presents effects of experimental studies, lasting more than two years, on the phenomenon of a dynamic stall which appears on airfoils used in helicopters. Studies were carried out in the Aerodynamic Division of the Institute of Aviation and were financed, as part of a study project, by the Committee of Scientific Investigations KBN (Komitet Badań Naukowych). The phenomenon of a dynamic stall, i.e. the delay of separation of flow appearing on oscillating surfaces, is observed among others at the retreating blade of the helicopter lifting rotor and is associated with creation of vortex at the airfoil leading edge when the angle of attack of an airfoil becomes greater than its static critical angle; it's also associated with vortex displacement towards the trailing edge when the angle of attack becomes greater. The appearance of this vortex results not only in increase of lift at the rotor blades but also in visible increase of the lift derivative with respect to angle of attack. Later, in the course of vortex displacement, it causes the violate increase of the negative pitching moment. Effects of a dynamic stall mentioned above play a significant role in the course of designing blades for the helicopter main (lifting) rotor. The determination of dynamic aerodynamic characteristics is necessary in the course of designing the high-performance helicopter and to avoid unwanted phenomena accompanying a dynamic stall. In order to perform the wind tunnel tests of aerodynamic characteristics of airfoils under conditions of a dynamic stall it was necessary to design and construct in the N-3 wind tunnel of the Institute of Aviation a special system enabling to force (to create) the oscillating movements of an airfoil. It became also necessary to produce a special model of the NACA 0012 airfoil matched to this type of tests. For the purpose of measurements of pressure distribution on the airfoil three electronic pressure scanners have been purchased. In the course of tests they were located inside the tested model. Moreover, the existing measuring/recording system of the N-3 wind tunnel became modified and adopted to the needs of dynamic tests. After the introduction of the new measuring system and of the new software destined to collect measuring data, to register pressure distribution on an airfoil, to calculate interference corrections of the wind tunnel and aerodynamic coefficients, some static tests were carried out on the standard NACA 0012 airfoil and results of these tests were compared with results obtained in other foreign wind tunnels. High compatibility of results has confirmed the correctness of adopted technique of evaluation. Using the newly adopted measuring system for the purpose of dynamic tests a set of measurements of pressure distribution on the oscillating NACA 0012 airfoil has been performed to assess the influence of such variables as the Mach number, the mean model angle of attack, frequency of airfoil vibrations an amplitude of these vibrations. Obtained distributions of pressure on the airfoil surface enabled to calculate values of basic aerodynamic coefficients, i.e. the lift coefficient CL and the pitching moment coefficient Cm.

Niniejsza praca stanowi efekt ponad 2-letnich prac nad zagadnieniem dynamicznego prze ciągnięcia profili śmigłowcowych realizowanych w Zakładzie Aerodynamiki Instytutu Lotnictwa, wykonywanych w ramach projektu badawczego finansowanego przez KBN. Zjawisko dynamicznego przeciągnięcia, czyli opóźnienia oderwania przepływu na opływanych powierzchniach wykonujących ruchy oscylacyjne występuje m.in. na łopacie powracającej wirnika nośnego śmigłowca i jest związane z tworzeniem się wiru na krawędzi natarcia profilu przy kątach natarcia większych od statycznego kąta krytycznego oraz jego przemieszczaniem w kierunku krawędzi spływu wraz ze wzrostem kąta natarcia. Wystąpienie tego wiru powoduje nie tylko istotny wzrost siły nośnej na łopatach wirnika, lecz również wyraźny wzrost pochodnej siły nośnej względem kąta natarcia, a następnie w trakcie jego przemieszczania gwałtowny przyrost ujemnego momentu pochylającego. Wspomniane powyżej efekty dynamicznego przeciągnięcia mają istotne znaczenie przy projektowaniu łopat wirników śmigłowców. Określenie dynamicznych charakterystyk aerodynamicznych jest niezbędne przy projektowaniu śmigłowców o wysokich osiągach, a także dla uniknięcia niekorzystnych zjawisk towarzyszących dynamicznemu przeciągnięciu. Przeprowadzenie tunelowych badań charakterystyk aerodynamicznych profili w warunkach dynamicznego przeciągnięcia w Instytucie Lotnictwa, wymagało zaprojektowania i wykonania układu wymuszającego oscylacyjne ruchy profilu w tunelu aerodynamicznym N-3, a także wykonania specjalnie przystosowanego do tego typu badań modelu profilu NACA 0012. Do pomiaru rozkładu ciśnienia na profilu zakupiono trzy elektroniczne skanery ciśnienia, które w trakcie badań umieszczone były wewnątrz badanego modelu. Ponadto, zmodyfiko wa no istniejący system pomiarowo-rejestrujący tunelu N-3 przystosowując go do badań dynami cznych. Po wdrożeniu nowego układu pomiarowego oraz nowego oprogramowania służącego do: zbierania danych pomiarowych, obliczania rozkładów ciśnienia na profilu, obliczania poprawek interferencyjnych tunelu oraz współczynników aerodynamicznych, wykonano testowe badania statyczne profilu wzorcowego NACA 0012 i porównano wyniki tych badań z wynikami uzyskanymi w innych tunelach na świecie. Duża zgodność tych wyników potwierdziła prawidłowość stosowanej techniki badawczej. Wykorzystując nowo wdrożony układ pomiarowy do badań dynamicznych, przeprowadzono pomiary rozkładu ciśnienia na wykonującym ruchy oscylacyjne profilu NACA 0012 dla szeregu wybranych parametrów badań takich, jak: liczba Macha, średni kąt natarcia modelu, częstotliwość drgań profilu oraz amplituda tych drgań. Na podstawie uzyskanych rozkładów ciśnienia na profilu obliczono wartości podstawowych współczynników aerodynamicznych tj. współczynnika siły nośnej Cz oraz współczynnika momentu pochylającego Cmy.W pracy przedstawiono wyniki badań symulacyjnych dotyczących dynamiki śmigłowca, obciążeń wirnika nośnego, stanów lotu w przypadku awarii napędu oraz uszkodzeń łopat wirnika. Opracowano pakiet oprogramowania umo żliwiający analizę pracy odkształcalnych łopat wirnika uzupełniony dodatkowymi procedurami modelującymi turbulencję atmosfery, wpływ sprężystego podparcia wirnika oraz turbinowy zespół napędowy. Programy symulacyjne użyto do generacji danych, wykorzystanych następnie do treningu sieci neuronowych. Przedstawiono wyniki działania sieci neuronowych do następujących zadań: rozpoznawanie uszkodzeń łopat wirnika, wyznaczanie zapasu wysokości do manewru kontynuacji lotu przy częściowej awarii napędu oraz oszacowanie wielkości wybranych składowych obciążenia łopat wirnika.