Effetti dell'interazione vortice pala di tipo perpendicolare sullo stallo dinamico

The growing demand for faster and high performance helicopters has driven the research toward configurations that can push the blade stall aerodynamics to its limit. In fact, blade stall is responsible for important limitations on modern helicopter performance. Concurrently, an increasing effort has been put into the research of aerodynamic solutions capable of reducing aeroacoustic noise by means of mitigating the effects of blade-vortex interaction (BVI). However, those two aspects of rotor aerodynamics are not independent, instead they interact with each other. In such a context, the present work is devoted to the study of the effects of perpendicular blade-vortex interaction on the aerodynamics of oscillating wings and on blade stall. The experimental campaign has been carried out on an oscillating wing with NACA 23012 airfoil section, upstream of which, a half-wing with identical section has been installed. Through the half-wing, a tip vortex has been generated and directed against the oscillating wing with a direction perpendicular to its spanwise direction. Such a vortex has been characterized by means of a triple hot wire anemometer and the acquired velocity field has been reconstructed in order to remove the diffusive effects given by the so called vortex wandering. Then, particle image velocimetry has been used to qualify the velocity field around the oscillating wing in the presence of the perturbation induced by the vortex. Several wing pitching motions have been considered and they have shown that the effects of the vortex vary along the spanwise direction of the wing and, under certain circumstances, can lead to a complete separation of the local boundary layer. Such a boundary layer separation has appeared to be difficult to predict because the strong perturbations associated with the vortex are highly localized and the beneficial effects of blade stall are sufficient to ensure that the flow remains fully attached even in case of high angles of attack or strong three-dimensional effects.

La crescente richiesta di elicotteri sempre più veloci e performanti ha portato verso la ricerca di soluzioni aerodinamiche sempre più spinte nei confronti dello stallo dinamico. Tale fenomeno rappresenta infatti la limitazione principale delle prestazioni degli elicotteri moderni. Allo stesso tempo, un sempre maggior impegno viene speso nella ricerca di soluzioni in grado di ridurre l'impatto acustico degli elicotteri e cioè di mitigare gli effetti dell'interazione vortice-pala (BVI). Di fatto, però, questi due aspetti non sono due realtà separate ma interagiscono tra di loro. In questo contesto il presente lavoro ha avuto come principale obiettivo quello di studiare gli effetti dell'interazione vortice-pala di tipo perpendicolare sull'aerodinamica delle ali oscillanti e dello stallo dinamico. Lo studio sperimentale è stato condotto su di un'ala oscillante con profilo NACA 23012, a monte della quale è stata installata una semiala avente la medesima sezione. Mediante la semiala si è generato un vortice di estremità che viene fatto impattare contro l'ala oscillante, con direzione perpendicolare rispetto alla direzione dell'apertura alare. Tale vortice di estremità è stato caratterizzato mediante una sonda a filo caldo triplo e il campo di moto così acquisito è stato corretto dagli effettivi diffusivi introdotti dall'oscillazione casuale del vortice denominata vortex wandering. In seguito è stata utilizzata la velocimetria ad immagini di particelle per acquisire il campo di moto attorno all'ala oscillante in presenza delle perturbazioni introdotte dal vortice. Sono state adottate diverse leggi di moto di oscillazione dell'ala, che hanno mostrato come l'effetto del vortice sia differente a seconda della posizione in apertura che si considera e, in alcuni casi, può essere tale da provocare una totale separazione dello strato limite locale. Tale separazione non è risultata facile da prevedere poichè le forti perturbazioni dovute al vortice sono estremamente localizzate e gli effetti dello stallo dinamico sono tali da garantire condizioni di flusso localmente attaccato anche nel caso di angoli di incidenza locali estremamente elevati o di effetti tridimensionali particolarmente intensi.