Geri Dön

Effect of elastic rotor modelling on helicopter rotor performance and control

Helikopter pallerinin elastik modellemesinin helikopter rotorunun performansına ve kontrolüne etkisi

PDF İndir

  1. Tez No: 783929
  2. Yazar: ERKAN ÜN
  3. Danışmanlar: PROF. DR. METİN ORHAN KAYA
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2023
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 97

Özet

Elastik rotor çözümünün askı uçuşu ve ileri uçuş koşullarında rotor performansına ve kontrollerine etkisini incelemek ve çözümün rijit rotor ile farklarını göstermek amacıyla bu çalışma yapılmıştır. Aynı uçuş koşulları altında rijit ve elastik rotor çözümlerinin karşılaştırılması ile elastik rotorun etkisinin incelenmesi hedeflenmiştir. Helikopterler, sabit kanatlı hava araçlarının aksine dikey kalkış, askı uçuşu, öne, yana hatta geriye uçuş yapabilirler. Bu özellikleri sayesinde helikopterler ulaşılması zor bölgelere yük nakliyesi, arama kurtarma faaliyetlerinde bulunma faaliyetlerini gerçekleştirebilirler. Ayrıca, dikey kalkış ve iniş özellikleri sayesinde uçaklara kıyasla çok daha küçük alanlara inip kalkabildikleri için hava taksisi olarak kullanımı da mümkündür. Helikopterin bu kabiliyetlerinin temel sebebi ana rotorudur. Helikopter ana rotoru, temelde ortak bir şaftın etrafında dönen döner kanatlardan oluşmuştur. Bu sayede, helikopterin hızından bağımsız olarak döner kanatların hızı olacağı için rotor döndüğü sürece her koşuda taşıma kuvveti üretilebilmektedir. Helikopter rotoru hem taşıma hem itki kuvvetlerinin üretilmesinde kullanılmaktadır. Helikopterlerin bunu yapabilmesine olanak tanıyan özelliği ise rotor pallerinin kök açılarını açısal konuma göre değiştirebilmesidir. Bu sayede, helikopterin pallerinin ürettiği taşıma kuvveti açısal konumuna göre değişebilir bu hareketten dolayı rotor palleri çırpma (flap) ekseninde hareket ederek rotorun ürettiği kuvvetin toplam vektörü şaft ekseninden farklı bir eksene kayabilir. Bu kuvvet ekseni değiştirebilme özelliği helikopterler ileri, sağa sola ve geriye uçabilme kabiliyetine sahip olurlar. Helikopter rotorunun analizi, birçok hareketli parça, rotor aerodinamik etkileşimleri ve kanat esnekliği nedeniyle karmaşık bir konudur. Rotor kanatları mil ekseninde döner ve kanatlar kanat menteşesinde döner ve ilerleme-gerileme(lead-lag) menteşelerinde ilerleme-gerileme hareketine sahiptir ve ayrıca uygulanan döngüsel kontrollerle rotor kanadı eğimi açısal konuma göre değişir. Tüm bu hareketler rotor kanadının taşıma kuvvetini değiştirdiğinden ve kanat çırpma hareketi kaldırmadan kaynaklandığından problem iki farklı parçaya ayrılamaz ve rotor kaldırma ve rotor dinamiğinin tamamının birlikte çözülmesi gerekir. Rotor aerodinamiği çözümü, özellikle rotor kanat uçlarının ses hızına yaklaşabildiği ve ilerleyen tarafta sıkıştırılabilirlikle ilgili problemler yaşadığı ve aynı kanadın geri çekilen tarafta periyodik olarak tek bir devirde kanat tutunma kaybı yaşayabildiği ileri uçuş için karmaşık bir konudur. Rotor kanadının elastik deformasyonu, yukarıda belirtilen tüm parametrelere bağlıdır ve hem rotor aerodinamiği hem de kanat hareketi üzerinde bir etkiye sahiptir. Her parametrenin birbirini etkilemesi yüzünden, oluşturulacak programın mimarisi problemi küçük zaman adımlarına bölmelidir ve her adımda aerodinamik, rotor dinamiği ve elastisite adımları fonksiyon mantığında kodlanarak birbirini etkileyen parametrelerin bu fonksiyonların girdileri ve çıktıları olması sağlanmalıdır. Ayrıca, rotor Inflow(iç akış) çözüm süreci de rotorun itkisine bağlı bir süreç olduğu için iteratif çözülmesi gereken bir süreçtir. Çözüm için bu çalışmada, her adımda rotorun belli bir tur sayısı kadar dönmesi beklenmiş, rotor pallerinin çırpma açılarının stabilize olması bekleniş, bu durumdaki son turun ortalama rotor itkisi alınmış ve rotor iç akış hızı güncellenmiştir ve yeniden itki hesaplanmıştır. Çözüm adımları iç akış hızındaki değişimin belli bir değerin altına indiği tur sayısına kadar devam ettirilmiştir. Bu çalışmada literatürde kabul görmüş ancak uygulanması diğer modellere göre daha kolay olduğu için lineer inflow modellemesine başvurulmuştur. Bu modelde, rotorun itkisine, hücum açısına ve uçuş hızına göre rotorun ortalama inflow hızı hesaplanır ve rotor üzerindeki dağılım için literatürde verilen denklemler kullanılır. Üstte de bahsedildiği üzere, rotorun itkisi ve açısı bir çok parametreye bağlı olduğu için inflow hesabı da bir fonksiyon olarak yazılmalıdır ve gerektiği an analiz döngüsünde çağırılmalıdır. Rotor pal dinamiği hesapları için ise serbest cisim diyagramı üzerinden rotor kuvvet ve momentlerinin formülleri yazılmıştır ve bu kuvvet ve momentlerin değişimine göre pallerin hareketini hesaplayan bir fonksiyon yazılıp programa eklenmiştir. Çalışmada modelleme kolaylığı sağlaması açısından ilerleme-gerileme(lead-lag) menteşesi modellenmmemiştir. Elastisite modellemesi için rotor pali içi boş alüminyum bir çubuk olarak varsayılmış, 4 adet parçaya bölünmüş ve bu kurulan sistem için katılık ve kütle matrisleri hazırlanmıştır. Kurulan lineer denklem sisteminin zamana göre çözümü ile rotorun elastik karakteristiği ve titreşimleri incelenmiştir. Kurulan Elastisite hesapları için de rotor aerodinamiği ve pal dinamiğinde kullanılan mantık kullanılmıştır, ancak elastisite çözümünde denklem takımının zamana göre sürekli çözümü yapıldığı için ve bu sistemin zaman adımınınım büyüklüğü ile ıraksayabilmesi yüzünden diğerlerinden çok daha küçük küçük bir zaman aralığı kullanılmıştır. Fonksiyon çıktısı olarak yeni pal geometrik özellikleri, özellikle burulma değişimi alınmış ve bu yeni burulma değişikliği her aerodinamik analiz adımına girdi olarak eklenmiştir. Yazılan kodun nasıl çalıştığını anlatan bir bölüm ve akış şeması ilgili bölümde verilmiştir. Karşılaştırma ve kod doğrulaması adımları için için literatürde tasarımına ait bilgi olan, HART-II adlı ölçekli bir rüzgar tüneli test modelinin parametrelerinden faydalanılmıştır. Aslen bu rotor Bo-105 helikopter rotorunun ölçeklendirilmiş izole rotor modelidir ve bu helikopterdeki gibi menteşesiz bir mimariye sahiptir. Menteşesiz rotorlarda çırpma(flap) ve ilerleme-gerileme(lead-lag) menteşeleri bulunmadığı için bu örnek modelde de bu menteşeler yoktur, bu hareketler rotor pallerinin elastisitesi sayesinde sağlanmaktadır. Ancak bu çalışmada artiküle (menteşeli) bir rotorun karşılaştırması yapıldığı için sadece rotorun kanat profili ve temel parametrik verileri kullanılmış, menteşelerin konumları için ise uygun noktalar seçilmiştir. Rotorun dönüş hız, burulma dağılımı, pal veteri gibi bilgiler bu modelden alınarak kullanılmıştır. Model doğrulaması için oluşturulan rijit rotor modeli FLIGHTLAB ortamında tekrar modellenmiştir. Kurulan modelin yazılan kod ile aynı seviyede olması açısından modeldeki ilerleme-gerileme menteşesi kaldırılmış ve inflow hesap yöntemi olarak uniform lineer inflow seçeneği seçilmiştir. Pal üzerindeki aerodinamik istasyon sayısı ve konumları da eşlenik hale getirilmiştir. Farklı itki seviyelerindeki askı uçuşu ve farklı ileri uçuş hızlarında model ve kod çalıştırılmış ve rotor güç ihtiyaçlarının aynı olduğu doğrulanmıştır. Yazılan kodun düzgün çalıştığı açıklana şekilde ispatladıktan sonra yazılan elastisite fonksiyonu da koda eklenmiş ve rijit rotor modelinde denenmiş olan aynı uçuş koşulları uçuş kontrol açıları ayarlanarak elastik rotor için de bulunmuştur. Elde edilen sonuçlarda rotor elastisitesinin güç değerlerinde kaydadeğer ölçüde bir farka sebep olmadığı, ancak aynı uçuş koşullarına erişebilmek için farklı kontroller gerektiği görülmüştür.

Özet (Çeviri)

Aim of this study is to investigate the effect on rotor blade elasticity on rotor performance and control angles at hover and forward flight conditions by comparing elsatic rotor solutions to rigid rotor solutions at same flight conditions. Helicopters are air vehicles that can fly at zero airspeed(hover), forward, sideward and even backwards, unlike fixed wing aircrafts which can only fly forward with a minimum flight speed that is defined as stall speed. Helicopters ability to fly like this comes from its main rotor, which is essentially consists of number of wings rotating along a shaft axis By this way, helicopter rotor blades can produce lift, regardless of helicopter flight speeds at any direction. Unlike a fixed wing aircraft, both lift, control and propulsion is happening at main rotor, whereas fixed wing aircrafts produce lift via their wings and produce thrust via their jet engines/propellers. Unique abilities of helicopter rotor come from its ability to control individual blade pitch through azimuth and flapping ability of rotor blades. However, availability of these functionalities requires many parts, which adds cost, design complexity and maintenance problems compared to fixed wing aircraft. Also, rotation of main rotor and complex aerodynamic interactions causes higher vibrations than fixed wing counterparts. Analysis of helicopter rotor is a complex topic due to many moving parts, rotor aerodynamic interactions and blade elasticity. Rotor blades rotate at shaft axis and flaps at flap hinge and has lead-lag motion at lead-lag hinges and also rotor blade pitch varies with azimuth with applied cyclic controls. Since all of this motions changes lift of rotor blade and flapping motion is caused by lift, problem cannot be separated into two different parts and all of rotor lift and rotor dynamics must be solved together. Rotor aerodynamic solution is a complex topic, especially in forward flight where rotor blade tips can approach speed of sound and experiences compressibility related problems at advancing side, and same blade can experience blade stall at retreating side, all in one revolution, periodically. Elastic deformation of rotor blade is dependent all of the mentioned parameters above, and has an effect on both rotor aerodynamics and blade motion. To solve these problems and compare rigid and elastic rotor blades, a blade element momentum theory code in MATLAB is developed and isolated rotor results is validated with FLIGHTLAB rotorcraft analysis tool at same fidelity and at same flight conditions. Then elasticity is implemented into written code and result of rigid and elastic rotor is compared for different forward flight conditions. In the end, results show that effect of elastic rotor is minimal on power requirement for same thrust, however, achieving same lift and propulsive forces requires different control inputs.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    798832

    Multibody simulation of coupled aerodynamics and structural model of a helicopter main rotor

    Bir helikopterin ana rotorunun aerodinamik ve yapısal etkiler dahil edilerek oluşturulmuş modelinin çok gövdeli simülasyonu

    GÜRKAN SERTSOY

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Havacılık MühendisliğiHacettepe Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. VOLKAN PARLAKTAŞ

    DOÇ. DR. BARIŞ SABUNCUOĞLU

  2. Tez No

    909015

    Vibration analysis of rotating beam structures made of functionally graded materials in a thermal environment by generalized differential quadrature method

    Fonksiyonel derecelendirilmiş dönen kiriş yapıların ısıl ortamda genelleştirilmiş diferansiyel kareleme yöntemi ile titreşim analizi

    MUSTAFA TOLGA YAVUZ

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Havacılık ve Uzay Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İBRAHİM ÖZKOL

  3. Tez No

    465417

    Towards to the direct numerical simulation of insect flight

    Böcek serbest uçuşunun doğrudan sayısal simülasyonuna doğru

    EZGİ DİLEK

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2017

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. MEHMET ŞAHİN

  4. Tez No

    489506

    The effect of blade torsional elasticity on helicopter flight dynamics

    Burulma yönünde elastik palin helikopter uçuş dinamiğine etkisi

    EZGİ AKEL

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2017

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. ALTAN KAYRAN

  5. Tez No

    200037

    Helikopter rotor kanadı titreşimlerinin aktif flaplarla azaltılması

    Helicopter rotor blade vibration reduction using active flaps

    UĞUR DALLI

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2007

    Havacılık MühendisliğiGazi Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. ŞEFAATDİN YÜKSEL

Geri Dön