Response calculation of rotor blade with finite difference method
Rotor pali cevabının belirgin sonlu farklar yöntemi ile hesaplanması
- Tez No: 75547
- Danışmanlar: YRD. DOÇ. DR. Y. KEMAL YILLIKÇI
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aircraft Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 1998
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Belirtilmemiş.
- Sayfa Sayısı: 116
Özet
ÖZET Helikopterlerde kaldırma kuvveti için gerekli hava akımı, rotor pallerinin, çeşitli açısal hızlarda döndürülmesi ile elde edilir. Bu durum, palin kökünden ucuna doğru artan bir hız profiline neden olur. Oysa ki, uçaklarda bu hız dağılımı, yaklaşık olarak sabittir. Saat yönünün tersine doğru dönen bir rotorda sağ kısım ilerleyen taraf, sol kısım ise gerileyen taraf olarak adlandırılır. Şekil 1 gerileyen taraf İlerleyen taraf Şekil 1 : Rotorun gerileyen ve ilerleyen tarafları Helikopter aerodinamiğini ve mekaniğini zorlaştıran bu önemli fark, ileri uçuşta oldukça probleme neden olur. İleri uçuştan kaynaklanan sabit hızdaki hava akımı, ilerleyen tarafdaki pallere gelen hızın artmasına, gerileyen tarafdaki pallere gelen hava hızının ise azalmasına sebeb olur. Bu asimetri hız dağılımı, taşımanın IVda asimetrik oluşmasına neden olur. Bu dengesiz taşıma dağılımını bertaraf etmek için, çeşitli yöntemler kullanılır. Bunlardan bir tanesi pallere mafsal ekleyip, asimetrik taşıma dağılımın neden olduğu momentin, rotora iletilmesini engellemektir. Yeni geliştirilen elatik paller ise esneme yapabildiği için mafsalsızdır. Diğer bir yöntem de, pallin her konumdaki taşıma katsayısını hız dağılımına ters orantılı olarak değiştirmektir. Bunun için de taşıma katsayısı, hatve açısının periyodik olarak her pal konum açısında değiştirilidir. Dekl.l Hatve açısının değişimini göstermektedir. B(\\f)=Q0 +0 ıs siny + 9 lc cosy Burada 9o kollektif hatve'dir. 0/c ve Oıs sayklik hatvedir. Formülden de görüleceği gibi periyodik olarak hatve açışım, sayklik hatveler değiştirmektedir. Bu hatve açılan swash-plate denilen bir mekanizma vasıtası ile değiştirilir. Periyodik olarak uygulanan bu değişimler pallerin üstünde değişken yüklere sebep olur, pallerde bu yükler altında yapısal özellikleri ve uçuş şartlarına bağlı olarak falp, lag ve burulma titreşimleri gösterirler. Bu tezin konusu ise, değişik uçuş şartlan için, pallerin cevaplarının belirgin sonlu farklar yönteminin kullanılarak elde edilmesidir. Bunun için, verilen uçuş şartlanna göre gerekli trim şartlarım hesaplayan, fortranda yazılmış bir trim programı ve değişik trim şartlan altında pal cevaplarım hesaplayan, fortranda yazılmış bir program, modifiye edilmiş, daha kullanıcıya yönelik hale getirilmiş ve birbirleri ile haberleşebilir hale getirilmiştir. Bu çalışma, pallerin cevabı, rotor pallerinin non-lineer kısmi diferansiyel denklemleri uzayda ve zamanda ekspilisit sonlu farklar yöntemi kullanılarak, nümerik olarak integre edilmesi ile elde edilmiştir. Rotora ait kısmi deferansiyel denklemler Bölüm 2.1'de verilmiştir. Belirgin sonlu farklar yöntemi ile hiperbolikkısmi diferansiyel denklemlerin nümerik integralinde, sonlu elemanlar yönteminde olduğu gibi büyük matrislerin oluşturulmasına gerek kalmamaktadır. Her bir düğüm noktasındaki cevap değerleri hesaplanırken, bir önceki düğüm noktalarındaki cevap değerlerinden sonlu farklarla yakşılır. Her bir değişkene ait anlık (At+t) ait değerler, o değişkenlerin t anındaki değerlerinden hesaplanır. Rotor pallerinin cevapı için ekspilisit sonlu farklar yaklaşımı, ve sınır şartlan Bölüm 2.1.1 'de gösterilmiştir. Helikopterin trim denklemleri ise Bölüm 2.2'de verilmiştir. Rotor pallerinin cevaplan elde edilirken şu kabuller ve basitleştirmeler yapılmıştır: - Öne uçuş şartlarında düzgün yayılı dik akım modeli kullanımıştır. - Taç ve uç kayıpları ihmal edilmiştir. - Theodorsen Taşıma Eksikliği fonksiyonunun sıfır alındığı İki boyutlu, pal elemanı tipi, sanki daime aerodinamik model. - Palin yapısal ve kütlesel özellikleri, pal boyunca üniform kabul edilmiştir. Elastik eksenden sapmalar ihmal edilmiştir. - Geri akım etkileri hesaba katılmamıştır. Bu çalışma sonunda şu sonuçlara vanlmıştır. Pal konum açısına bağlı zaman adımı Ay, şartlı kararlı belirgin sonlu farklar metodumuzdaki konum açısal ilerlemesinde anahtar değişken olduğu görülmüştür. VIHover konumunda öne uçuş moduna geçiş periodu, palin geçiş cevabında önemli etkisi vardır. Düzlem içi katılığın (A2), ve ilerleme oranının (u) pal' in geçiş cevabına üzerine önemli etkisi vardır. Konumsal ağ bölümü, A 3c, pal cevaplarında özellikle, burulma cevaplarında çok etkili olmaktadır. En önemlisi, gerçek zaman benzeşimi yapmak açısından belirgin sonlu farklar yaklaşımı, oldukça uygun bir yöntemdir. vıı
Özet (Çeviri)
SUMMARY In contrast to a fixed wing aircraft, both lift and thrust of a helicopter are obtained from its rotor system. A significant part of the control inputs is also applied through the rotor system. The stability analysis and response calculations of the rotor blades constitute a significant part of the dynamical and structural analysis of a complete helicopter. The analysis of the rotor blade system is inherently coupled with the unsteady aerodynamics of the translating, rotating, pitching and deflecting rotor blade. As result of continuing efforts to develop rotor configurations with better maintenance and performance characteristics, hingeless and bearingless rotor blades have been developed. With a hingeless blade, flap and lag hinges are eliminated. A bearingless rotor is a special case of the hingeless rotor where even the pitch bearing is eliminated. The bearingless configuration consists of a flexbeam with a wrap-around type of torque tube. The pitch control is applied through this torsionally stiff torque tube. The scope of this study is concerned with developing a computer program, which gives the blade responses of a hingeless rotor in a given flight conditions, by using explicit finite difference method. In this aspect, a existing fortran program, which calculates the responses of rotor according to given trim conditions, is modified and combined with an other fortran program, calculating trim outputs for different flight conditions. In this study an explicit finite difference procedure is used to numerically integrate the nonlinear partial differential equations of motion in space and time, in order to obtain the aeroelastic response of the rotor blade. Unlike finite element methods, large inversion of matrices are not required when an explicit finite difference procedure is used to integrate hyperbolic partial differential vmequations. Simply, variables at a time (t + At) are calculated from their values at time t. By obtaining the responses of the rotor blade, certain simplifications and assumptions are made as follows:. A uniform inflow model is used for forward flight condition.. Hub and tip loses are not included.. A two dimensional, strip. type, quasisteady aerodynamic model is used where Theodorsen lift deficiency function C(k) is set equal to unity.. Structural and mass properties of the blade are assumed to be uniform along the blade. All offsets from the elastic axis are also neglected.. Reverse flow- effects are not intended. According the results in this study, the following conclusions can be drawn. Azimuthal time step A\\i, is found to be the key parameter in azimuthal marching calculations by the present conditionally, stable explicit scheme. Switching period from hover to forward flight conditions has an important effect on transient response of the blade. It is observed that the blade inplane stiffness, A2 and the advance ratio, m have a significant effect on the transient response of the rotor blade. DCSize of the spatial mesh discretization, Ax, has an important effect on the blade responses, especially on torsion. The explicit finite difference procedure does not require inversion of large matrices. Therefore it is a very feasible method for real-time simulation.
Benzer Tezler
- 3 boyutlu yapısal analizlerde minimum model büyüklüğünün belirlenmesi
Calculating minimum model size in 3-dimensional structural analysis
HAYRİ GÜLDAĞLI
Yüksek Lisans
Türkçe
2023
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. ATAKAN ALTINKAYNAK
- Elastik rotor-pala sistemlerinin titreşimleri
Vibrations of elastic rotor-blade systems
GÖKHAN BULUT
Doktora
Türkçe
2008
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ÖZGÜR TURHAN
- Multibody simulation of helicopter rotor with structural flexibility
Helikopter rotorunun yapisal esneklik dahil edilerek çok gövdeli simülasyonu
BALİ İHSAN ÖZTURAN
Yüksek Lisans
İngilizce
2019
Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ALTAN KAYRAN
- Gaz türbin kanatçıklarındaki kısmi düzensizliğin cevap yüzeyi yöntemiyle istatistiksel analizi
Statistical analysis of partial mistuning approach of gas turbine engine bladed disk by using response surface method
ABDUS SAMET KIZILASLAN
Yüksek Lisans
Türkçe
2019
Makine MühendisliğiYıldız Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. RAHMİ GÜÇLÜ
- Gaz türbini kanat ucu geometrisinin aerodinamik ve ısıl optimizasyonu
Aerothermal optimization of axial gas turbine blade tip geometry
HIDIR MARAL
Doktora
Türkçe
2018
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU