Helikopter ana rotor uç geometrisinin aeroakustik açıdan optimizasyonu ve rotor hareketlerinin aeroakustik etkilerinin incelenmesi
Aeroacustical optimization of helicopter main rotor tip geometry and investigation of aeroacustic effects of rotor movements
- Tez No: 877851
- Danışmanlar: PROF. DR. ALİM RÜSTEM ASLAN
- Tez Türü: Doktora
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2024
- Dil: Türkçe
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 253
Özet
Helikopter hem mekanik hem de aerodinamik açıdan karmaşık bir uçan makinedir. İtki/taşıma üretiminin dönel doğası, helikopterleri daha yüksek güç ihtiyacıyla birlikte çok titreşimli ve gürültülü hale getirir. Bir helikopter tasarlanırken genel maliyetin yanı sıra güç talebi, titreşim ve gürültünün de en aza indirilmesi gerekir. Dolayısıyla bu dört parametre, helikopter tasarımının en temel Araştırma ve Geliştirme etkenleri olarak değerlendirilebilir. Helikopterlerin yük ve yolcu taşımacılığında sivil amaçlı kullanımı, gelişen sosyal ve ticari ihtiyaçlar çerçevesinde özellikle büyüyen metropol şehirlerde hızlı bir artış göstermiş, buna bağlı olarak çevre için önemsenebilir bir gürültü kaynağı olmaya başlamıştır. Helikopterlerin şehir kullanımındaki artışı , yönetmeliklerde tanımlanan kabul edilebilir gürültü seviyelerini sağlamasını gerektirmektedir . Ayrıca helikopterler, hareket kabiliyetleri dolayısı ile nokta hedefler için kritik öneme sahip olduklarından, askeri amaçlı kullanım için de vazgeçilmezdir. Askeri amaçlı kullanımda, gerek intikal gerek boşaltmada helikopterin genel gürültü seviyesinin gizlilik unsuru için bozucu bir etkiye sahip olduğu da temel bir gerçektir. Bu iki durumdan hareket ile helikopterin asıl gürültü kaynaklarından biri olan ana rotorun, gerek askı durumunda gerekse ileri uçuşta rotor uç geometrisinin gürültüye katkısının incelenmesi ve düşük gürültü yaratacak geometrinin tahmini, gürültü kirliliğini azaltma anlamında büyük önem taşımaktadır. Bu gerçeklik, ABD ve Avrupa Devletlerini yeni gürültü yönetmelikleri oluşturmaya, DNW (Alman Nederland Rüzgar Tüneli) ve Onera (Fransa) gibi Deneysel Araştırma Kurumlarına yeni araştırma projeleri için yatırımlar yapmaya teşvik etmiştir. Rotor tarafından üretilen gürültünün kaynakları; kalınlık gürültüsü, yükleme gürültüsü, yüksek hızda atım gürültüsü, kanat-girdap etkileşimi gürültüsü, geniş bant gürültüsü olmak üzere çeşitlilik arz eder. Bu sebeple helikopter tasarım çalışmalarında, rotor araç akış alanının ve buna bağlı gürültünün doğru sayısal analizi hala çok zorlu bir iştir. Aeroakustik tahminler, deneysel ölçümlerle eşleşen kabul edilebilir gürültü rakamlarına ulaşmak için on milyonlarca veya daha fazla sayıda akışkan ağ örgüsü ve yüksek kapasiteli bilgisayar altyapısı gerektirir ki bu durum tasarım çalışmalarının süresini uzatmakta ve sonuca ulaşmayı zorlaştırmaktadır. Yapılan bu çalışmalara ait detaylar 1.2. Literatür Araştırması bölümünde ayrıntılı olarak ele alınmıştır. Tez kapsamında, bir helikopterin ana rotor uç geometrisinin rotor kaynaklı gürültüye etkisinin incelenmesi ve rotor ucu şeklinin en az gürültüyü yaratacak biçimde optimize edilmesi ve rotor hareketlerinin yaratılan gürültüye etkisini tahmin etmek üzere matematik model ve sayısal çözümün oluşturulması hedeflenmiştir. Bu hedeflere ulaşabilmek için uygulanan metodolojiye ait detay bilgiler 4. Metodoloji bölümünde yer almakla birlikte kısaca, ileri uçuşta helikopter rotor gürültüsünün ekonomik ve doğru sayısal analizi yapılmıştır. Akış alanı, ticari olarak temin edilebilen CFD çözücü ANSYS FLUENT kullanılarak ileri uçuş koşullarında helikopter rotoru-gövde etkileşiminin zamana bağlı sıkıştırılabilir akış analizleri kullanılarak elde edilmiştir. Deforme olabilen pala hareketini modellemek için, hacimsel ağ deformasyonu ve önceden organize edilmiş blok ağ yapısı içinde hücre yeniden ağ oluşturma uygulayan Acıkgöz ve Aslan'a dayanan, katmansız bir dinamik ağ hareketi yöntemi zamana bağlı hareket ve defomasyon denklemeleri ile bir ileri aşamaya taşınmıştır. Hücre hacmine dayalı ağ yumuşatma, sınır tabakayı ağ oluşumundan etkilenmeden tutmak için yeniden ağ oluşturma ile birlikte kullanılır. Palaların flap ve hücum açısı hareketlerinin azimuta bağlı değişimleri, kullanıcı tanımlı (UDF) bir fonksiyon aracılığıyla yüksek dereceli polinom denklemleri olarak belirlenmiştir. Rotor tarafından üretilen gürültü, Ffowcs-Williams ve Hawkings denklemlerine dayanan ANSYS Fluent Acoustic modülü kullanılarak tahmin edilmiştir. Metodoloji HART-II rotor sistemi deneysel kurulumu ve verileri kullanılarak doğrulanmıştır. HART-II Pala Hareketi verileri, her Rotor Palası için bütünsel bir tanım sağlayan Çırpma (flap), Yükselme, İlerleme-Gecikme hareketi ve Elastik Burulma'yı içerir. Ancak HART-II verileri, deneyleri sırasında ortaya çıkan sorun nedeniyle tam bir ölçüm seti sağlamamaktadır. Bu eksik veriler, her bir pala hareketinin (önceki çalışmalardan temel farkı budur) ve deformasyonların tam tanımını elde etmek için uygun bir enterpolasyonla hesaplanmıştır. Bireysel pala hareketinin deneysel koşullarına benzer şekilde tanımlanması iyi bir akustik tahminin temeli olan doğru bir CFD hesaplaması için kritik öneme sahiptir. Daha önceki çalışmalarda ortalama pala çırpmaları veya uyarlanabilir olmayan pala çırpması tanımları dikkate alınıyordu. Pala sapmasını belirlemek için kullanılan denklemler, her bir terimin polinom katsayılarını azimut yönünde kendisine özgü olarak hesaplamaktadır. Yeni kullanılan uyarlanabilir denklemler, palaların daha gerçekçi hareket ve deformasyon tanımlarını sağlamıştır. Gürültü seviyeleri, Helikopter Rotor Palasının Uç Şeklinin genel Uzak Alan Gürültü Düzeyi üzerindeki etkisini tahmin etmek için öngörülen alıcı (mikrofon) konumlarında hesaplanmıştır. Mevcut tahminler, hem minimum gürültü durumu hem de HART-II verilerinin maksimum ses basınç düzeyindeki (SPL) temel durumu için çok iyi sonuç vermiştir. Ayrıca mevcut metodoloji, literatürdeki bir çok CFD analizlerinde ihtiyaç duyulan on milyonlarca gird noktası yerine 7-8 milyonluk çok kaba ağlarla bile verilerle uyum sağlayan sonuçlar üretmiştir. Ağ bağımsızlığı çok daha hassas ağlarla kontrol edilmiş ve sonuçlar 7-8 milyonluk daha kaba ağlar ile uyumlu bulunmuştur. Ayrıca bu çalışmada uyarlanmış bir genel gürültü basıncı seviyesi hesaplama denklemi düzenlenmiş ve kullanılmıştır. Bu denklem, kaba frekans çözünürlüğüne sahip sayısal çözümü 1 Hz çözünürlüğe tamamlar. Bu şekilde, Çizelge-6'da verilen klasik denklemle karşılaştırıldığında neredeyse %50 daha hızlı sonuç vermiştir. Güvenilir ve hızlı sonuç veren geliştirilmiş sayısal model farklı pala ucu şekillerinin genel gürültüdeki değişimlerini hesaplamak üzere Hart-II temel konfigürasyon verileri esas alınmıştır. Bu aşamada uygulanan geometri değişikliğinin taşıma kuvvetine asgari etkisi gözetilmiştir. Taşıma kuvvetinde anhedral açısı olmayan yeni uç şekilleri için temel duruma göre % 3 artış göstermiştir. 10 derece anhedral açılı Çıkıntılı pala uç şeklinde deney ile % 99,7 uyum görülmüştür. Artan anhedral açısının taşıma kuvvetinde %3 kadar azalmaya sebep olduğu görülmüştür. 10 derece anhedral açısı ilaveli geriye açılı ve çıkıntılı (%10c) pala ucu şekli gürültüde 2.23 dB(A) azalma sağlamıştır. Bu sonuç üzerindeki ana etkenleri; • Büyük pala ucu girdaplarının küçük iki girdaba bölünmesi • Girdap merkezlerinin pala ucuna doğru yer değiştirmesi • Pala uçlarında basınç azalması sonucu akışkana daha düşük enerji transferi sağlandığı şeklinde değerlendirilmiştir.
Özet (Çeviri)
A helicopter is a mechanically and aerodynamically complex flying machine. The rotational nature of thrust/lift generation makes helicopters very vibratory and noisy, with higher power requirements. When designing a helicopter, power demand, vibration and noise must be minimized, as well as overall cost. Therefore, these four parameters can be considered as the most fundamental Research and Development factors of helicopter design. The use of helicopters for civilian purposes in freight and passenger transportation has increased rapidly, especially in growing metropolitan cities, within the framework of developing social and commercial needs, and accordingly, they have begun to become a significant source of noise for the environment. The increase in urban use of helicopters requires that helicopters must provide acceptable noise levels defined in regulations . In addition, helicopters are indispensable for military use, as they are of critical importance for point targets due to their mobility. It is also a simple fact that in military use, the general noise level of the helicopter, both during deployment and unloading, has a detrimental effect on the stealth element. Based on these two situations, examining the contribution of the rotor tip geometry has a great importance in terms of reducing noise pollution. This reality has encouraged the US and European States to establish new noise regulations and invest in new research projects in Experimental Research Institutions such as DNW (German Nederland Wind Tunnel) and Onera (France). Sources of noise produced by the rotor are thickness noise, loading noise, high-speed impact noise, wing-vortex interaction noise, broadband noise. For this reason, accurate numerical analysis of the rotorcraft flow field and associated noise is still a very challenging task in helicopter design studies. Aeroacoustic predictions require tens of millions or more fluid meshes and high-capacity computer infrastructure to achieve acceptable noise figures that match experimental measurements, which prolongs the duration of design studies and makes it difficult to achieve results. Details of these studies are given in 1.2. It is discussed in detail in the Literature Research section. Within the scope of the thesis, examining the effect of the main rotor tip geometry of a helicopter on rotor-generated noise and to optimize the rotor tip shape to create the least noise and to create a mathematical model and numerical solution to predict the effect of rotor movements on the noise created,is aimed Detailed information about the methodology applied to achieve these goals is included in the Methodology section. In short, an economical and accurate numerical analysis of helicopter rotor noise in forward flight has been made. The flow field was obtained using time-dependent compressible flow analyzes of the helicopter rotor-fuselage interaction at forward flight conditions using the commercially available CFD solver FLUENT. To accommodate deformable blade motion, a non-overset dynamic mesh motion method based on Acıkgöz and Aslan, which applies volumetric mesh deformation and cell remeshing within a pre-organized block mesh structure, is advanced by utilizing time dependent motion –deformation equations. Cell volume-based mesh smoothing is used in conjunction with mesh regeneration to keep the boundary layer unaffected by mesh deformation. The azimuth-dependent changes of the flap and angle of attack movements of the blades were determined as high-order polynomial equations through a user-defined (UDF) function. The noise generated by the rotor was estimated using the Fluent Acoustic module based on the Ffowcs-Williams and Hawking equations. The methodology is validated using the HART-II experimental setup and data. HART-II Blade Motion data includes Flap, Pitch, Lead-Lag motion and Elastic Torsion, providing good definition for each Rotor Blade. However, HART-II data do not provide a complete set of measurements due to the problem that arose during their experiments. These missing data were calculated by careful interpolation to obtain the exact description of each blade movement (which is the main difference from previous studies) and deformations. Identifying individual blade motion similar to its experimental conditions is critical for an accurate CFD calculation, which is the basis for a good acoustic prediction. Previous studies considered average blade deflections or non-adaptive blade deflection definitions. The blade deflection polynomial equations calculate the coefficients of each term in the azimuth direction having the spanwise position as a second variant. Newly used adaptive equations provide more realistic descriptions of movement and deformation of the blades. Noise levels have been calculated at defined receiver (microphone) locations to estimate the effect of Helicopter Rotor Blade Tip Shape on the overall Far Field Noise Level. The current predictions match very well for both the minimum noise case and the base case at maximum SPL of the HART-II data. Moreover, the current methodology performs much better than other previous CFD analyzes that fit the data even with very coarse meshes of 7-8 million instead of the tens of millions needed. Mesh independence was checked with much finer networks, yielding estimates similar to those of coarser mesh density of 7-8 million. Additionally, an adapted general noise pressure level calculation equation was used in this study. This equation completes low frequency resolution of the numerical solution to 1 Hz resolution. Therefore, it gives almost 50% faster results compared to the classical equation given in Table 6. The developed numerical model, which provides reliable and fast results, used Hart-II Baseline case data to calculate the changes in overall noise of different blade tip shapes. At this stage, the minimum effect of the geometry change on the lift force is considered. The Lift force showed a 3% increase compared to the Baseline case for tip shapes having zero anhedral angle. As a result of adding a 10 degree anhedral angle to the blade tip shape, a 99,7% match for lift force was observed. Anhedralat blade tip provides 3 % decrease on lift force. The backswept and protruding (10c%) blade tip shape with the addition of 10 degrees of anhedral angle provided a 2.23 dB(A) reduction in noise. The main factors on this result are; • Division of large blade tip vortices into two smaller vortices • Displacement of vortex centers towards the blade tip • It has been evaluated that lower energy transfer to the fluid is achieved as a result of the pressure decrease at the blade tips.
Benzer Tezler
- Helikopter yer rezonansı kararsızlığının çözümü
The solution of helicopter ground resonance instability
OĞUZHAN KESER
Yüksek Lisans
Türkçe
2022
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. HALİT SÜLEYMAN TÜRKMEN
- Helikopter rotoru etrafında oluşan akışın gemi iz bölgeleriyle etkileşiminin hesaplamalı akışkanlar dinamiği ile analizi
Computational fluid dynamics analysis of interaction of flow around helicopter rotor with ship airwake
HÜSAMETTİN ALPEREN ALABAŞ
Yüksek Lisans
Türkçe
2019
Havacılık MühendisliğiMilli Savunma ÜniversitesiHavacılık Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ YAVUZ NACAKLI
- Aerodynamic and performance analysis of helicopter rotor blade morphing concepts in hover
Helikopter şekil değiştirme konseptlerinin askıda kalma uçusu sırasında aerodinamik ve performans açısından incelenmesi
HÜSEYİN URAL
Yüksek Lisans
İngilizce
2019
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ ÖZGE ÖZDEMİR
- Helikopter rotor pali dinamik yüklemesi altında yorulma çatlak analizi
Başlık çevirisi yok
TAMER İLHAN
- An automatic geometry and mesh generation tool for helicopter rotor aerodynamic design and analysis
Helikopter rotor tasarım ve analizi için otomatik bir geometri ve ağ oluşturma aracı
HALİT ELDEM UZUN
Yüksek Lisans
İngilizce
2021
Makine MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MEHMET HALUK AKSEL
DR. ÖĞR. ÜYESİ ÖZGÜR UGRAŞ BARAN