Comprehensive investigation of rotor stall onset for future helicopters
Rotor tutunma kaybı başlangıcının yeni nesil helikopterler için kapsamlı incelenmesi
- Tez No: 883462
- Danışmanlar: DOÇ. DR. ÖZGE ÖZDEMİR
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2024
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: 69
Özet
Helikopter ana rotoru askı uçuşu durumunda ve yüksek hızlı ileri uçuş durumlarında farklı aerodinamik ortamlarda çalışır. Askı uçuşu durumunda, hava akışının aşağı yönlü hareketi neredeyse tamamen zamanla değişmeyen bir form alır, sabitleşmiştir ve aerodinamik yüklerdeki varyasyon önemli ölçülerde olmaz. Bu durum rotorun dengeli ve öngörülebilir bir aerodinamik yükleme altında olduğunu gösterir. Yüksek hızlı ileri uçuş durumunda ise yerel Mach sayılarında, ki Mach sayısı hızın ses hızına oranı olarak tanımlanır, flaplama hareketinde, palin rotor düzleminde ileri – geri hareketinde ve yunuslama yönünde aerodinamik periyodik salınımlar olur. Bu salınımlar rotor dinamiklerinin ve yapısal bütünlüğün korunması için dikkatle yönetilmesi gereken bir faktördür. Yüksek hızlı ileri uçuş durumundaki bu karmaşık aerodinamik ortam rotor dinamiğine ve aeroelastisitesine oldukça bağlıdır. Aerodinamik yükler, yerel Mach sayısının değişimine, dairesel hatve ve flap etkilerine bağlı olduğundan, tutunma kaybı (stall) başlangıç sınırını tahmin etmek daha da zorlaşır. Rotorun aerodinamik performansı, bu parametrelerin hassas bir şekilde ölçülmesi ve kontrol edilmesiyle doğrudan ilişkilidir. İleri uçuş durumunda palin lokal bölümleri yunuslama yönündeki hareketlerinde salınım yaparlar ve bundan dolayı taşıma – itki kaybı görülebilir. Bir kanat profilinin tutunma kaybından farklı olarak, ki bir kanat profilinde tutunma kaybı gerçekleştiğinde taşımada ani ve ciddi bir azalma görülür, bir rotorun tutunma kaybına girmesi durumunda taşıma – itki artmaya devam edebilir ancak rotorun tork ihtiyacı artacağından harcanan güç artışı oldukça dramatik olur. Rotor göbeğinde ve yunuslama kontrol rodlarında salınımlı (artıp azalan) yükler görülür. Yüklerdeki bu salınım hava aracı gövdesinde istenmeyen titreşimler yaratır ve bu durum yalnızca pilotların ve yolcuların uçuş konforunu etkilemekle kalmaz, araç kontrol verimini düşürür, kritik parçaların yorulma ömrünü etkiler ve rotorun itki – taşıma kapasitesini limitler. Bu sınıra“Tutunma Kaybı Başlangıcı”denir. Bu eğrinin helikopterin ön tasarımı aşamasında belirlenmesi çok önemlidir çünkü bu eğri rotor performansını, rotor taşıma ve itki kapasitesini gösteren önemli, kritik bir göstergedir. Bu tez helikopter ana rotoru tutunma kaybı başlangıcı eğrisini elde etme konusunu incelemektedir ve gövde sürüklemesi, taşımaya yardımcı ek yüzeylerin varlığı/yokluğu gibi etkilerin bu eğri üzerindeki etkilerini incelemektedir. Rotor tutunma kaybı başlangıç eğrisinin elde edilmesi için kapsamlı matematiksel modelleme yöntemi kullanılmıştır. Kapsamlı analiz araçlarının kullanılması, rotor dinamiklerinin daha iyi anlaşılmasını ve helikopter tasarımının optimize edilmesini mümkün kılar. Bu çalışmada kapsamlı modelleme aracı olarak CAMRAD II (Rotorlu Araçların Aerodinamik ve Dinamik Kapsamlı Analitik Modeli) kullanılmış ve UH-60A Black Hawk helikopteri ana rotorunun yapısal ve aerodinamik modeli oluşturulmuştur. CAMRAD II, karmaşık aeromekanik hesaplamalar için güvenilir bir araç olarak kabul edilir ve rotor tasarımı süreçlerinde sıklıkla başvurulan bir tasarım / analiz aracıdır. Havacılık endüstrisinde iyi bilinen, kendini kanıtlamış bir araçtır. Lineer olmayan dinamik ve statik analizler gerçekleştirebilmek için çoklu-gövde dinamiğini, lineer olmayan sonlu elemanları, yapısal dinamiği ve aerodinamiği entegre eder. CAMRAD II modelleme ortamında oluşturulan UH-60A izole ana rotor modeli, her pal için olmak üzere, 21 aerodinamik panel, yapısal parametrelerin tanımlanabilmesi için 20 istasyon ve kütlesel parametrelerin tanımlanabilmesi için 40 istasyon içermektedir. Rotor yunuslama kontrol sistemi (yunuslama rodları), rotor kontrol sistemi ve lineer olmayan rotor düzleminde gecikme hareketi sönümleyicisi de rotor modelinde bulunmaktadır. Bu detaylı yapısal ve dinamik özellikler, modelin gerçeğe uygunluğunu ve hesaplama doğruluğunu arttırır. Bu model ile yapılan analiz sonuçları, UH-60A helikopteri için düzenlenen“Hava Yüklerinin Araştırılması Programı”sonuçları kapsamında literatürde paylaşılan rüzgâr tüneli test sonuçları ile kıyaslanarak model doğrulanmıştır. Taşıma – itki grafikleri ile birlikte güç – taşıma grafikleri çizdirilmiş, farklı kolektif hatvelerde, farklı şaft eğilme açılarında modelden elde edilen sonuçlar, rüzgâr tüneli test sonuçları ile karşılaştırılmıştır. Bu karşılaştırma 0.100 ve 0.175 ileri hız oranlarında yapılmışt ve bu iki hızda da modeli doğrulayan sonuçlar elde edildiği görülmüştür. Modelin doğrulanmasının ardından, farklı ileri hız durumları, farklı irtifa ve sıcaklıklar için rotor performansını gösteren haritalar çıkarılmıştır. Bu haritalar, rotor taşıması ve itkisi hakkında bilgiler vermektedir çünkü bu haritalarda her şaft eğilme açısı için kolektif hatve açısı taraması ve buna bağlı taşıma – itki değerleri gösterilmektedir. Farklı ileri hız, sıcaklık ve irtifa durumları için bu haritalar elde edildikten sonra, harita üzerinde helikopter ağırlığını, yani pal yüklemesi C_T/σ'yı ve helikopter sürüklemesini, yani C_X/σ'yı gösteren, sırasıyla x-eksenine ve y-eksenine paralel çizgiler çekilmiş, bu çizgilerin kesişim noktasından (denge noktasından), salınım yapan yunuslama rodu ortalama yükleri okunmuştur. Bu denge noktası, rotorun hem sürüklemeyi yenecek kadar ileri yönde itki oluşturduğu, hem de helikopter ağırlığını taşıyabilecek kadar yukarı yönde taşıma oluşturduğu denge noktasını ifade eder. Okunan bu yükler, analizi yapılan nokta irtifası, hava yoğunluğu, pal uç hızı ve rotor disk alanı gibi parametreler kullanılarak boyutsuz hale getirilmiştir. Böylece boyutsuz salınım yapan ortalama yük katsayısı, C_PP elde edilmiş olur. C_PP katsayısının, x-ekseninde ileri hız bulunacak şekilde grafiğe döküldüğünde, ileri hızın artışıyla birlikte ıraksadığı görülmüştür. Bu ıraksama rotorun aerodinamik sınırlarına yaklaşıldığı manasına gelmektedir. Düşük ileri hızlı analiz sonuçlarından elde edilen lineer yük artış davranışı kullanılarak (bu davranıştaki yüklerin 4 katı alınarak) tutunma kaybı başlangıç eğrisine ait noktalar elde edilmiştir. Başka bir yöntem de Lau tarafından önerilen ve Lynx helikopter performans testlerinden elde edilen yöntemdir. Bu çalışmada paylaşılan ve tutunma kaybı başlangıç noktasına işaret eden C_PP değeri, çalışılan probleme uyarlanmış ve tutunma kaybı başlangıcı bu şekilde elde edilmiştir. Bu yöntemle elde edilen sonuçlar da ilk yöntemle elde edilen sonuçlara benzerlik göstermektedir. Sonuç olarak, bu iki yöntemle elde edilen eğrilerle birlikte, literatürde bulunan McHugh (dikdörtgen kanat) tutunma kaybı çizgisi ve S70A ana rotor tutunma kaybı çizgisi, pal yüklemesi – ileri hız grafiğinde gösterilmiştir. Kapsamlı matematiksel modelleme ile elde edilen tutunma kaybı başlangıç eğrisi ile literatürden elde edilen eğrilerin benzerlik gösterdiği görülmüştür. Yeni nesil helikopterlere yönelik olarak, rotorlu hava araçları teknolojisi, gövde sürüklemesini azaltarak daha yüksek hızlara ulaşmayı ve taşımaya yardımcı kanatlar kullanarak pal yüklemesini azaltmayı hedeflemektedir. Ayrıca, yeni nesil tasarımlar (FLRAA programı, S97, Bell 360 Invictus, Gelişmiş Bileşik AH-64) düşük parazit sürüklemeli gövde tasarımlarına, ekstra itki kuvveti ve taşıma kuvveti üretebilmesi için sırasıyla kuyruk rotorunda bir pervane kullanımına ve gövdeye yerleştirilen kanatların kullanımına yönelmektedir. Bu yeni tasarım öğeleri, uçuş performansını maksimize etmeye yönelik değişikliklerdir. Gövdeye yerleştirilen ve taşımaya yardımcı bu kanat geometrileri ana rotor pal yüklemesini azaltır ve genel aerodinamik verimi iyileştirir. Düşük parazit sürüklemeli gövde tasarımı sayesinde de rotor tutunma kaybı başlangıç çizgisi dışarıya doğru genişletilir, tutunma kaybı olmayan bölge büyütülmüş olur. Yeni nesil helikopterlerdeki bu tasarım kararlarının tutunma kaybı başlangıç eğrisi üzerindeki etkileri incelenmiş, rotorlu hava araçlarının performansına yönelik potansiyel aerodinamik iyileştirmeler için değerlendirmeler yapılmıştır.
Özet (Çeviri)
Helicopter main rotor operates in different aerodynamic environment in hover and forward flight conditions. In hover, downwash is almost steady and there is not significant amount of variation in aerodynamic loads. In forward flight, periodic aerodynamic fluctuations occur in local Mach number (the ratio of section speed to the speed of sound), flapping, lagging and feathering dynamics. The complex aerodynamic environment of a rotor in high-speed flight is tightly coupled with the aeroelastic and rotor dynamics characteristics. Since the aerodynamic loads are affected by local Mach number changes, cyclic pitch and cyclic flapping effects, it becomes harder to predict the stall boundaries. As the local blade sections observe high pitch fluctuations during forward flight, separations and loss of lift may occur. Unlike airfoil stall, where thrust typically decreases, in rotor stall, thrust may continue to rise post-stall, but a substantial increase in power demand is seen. Oscillatory loads increase on the rotor hub and pitch links. These force oscillations create undesired vibrations on the airframe affecting the passenger and pilot comfort as well as control effectiveness, handling qualities, fatigue life of critical components, limiting the lift and propulsion capability of the rotor. This boundary is called“Stall Onset”. Determining this boundary at the preliminary design phase of a helicopter is crucial since it serves as a key indicator of rotor performance. This thesis investigates helicopter main rotor stall onset and the factors influencing the onset boundary such as fuselage parasite drag and lift. Comprehensive modeling is employed to accurately determine rotor stall onset. CAMRAD II (Comprehensive Analytical Model of Rotorcraft Aerodynamics and Dynamics) tool is utilized to structurally and aerodynamically model UH-60A Black Hawk main rotor. CAMRAD II, widely recognized in the aerospace industry, integrates multibody dynamics, nonlinear finite elements, structural dynamics and aerodynamics to perform nonlinear dynamic and static analyses. The UH-60A isolated main rotor model generated in CAMRAD II has 21 aerodynamic panels for each blade, 20 stations to define structural parameters and 40 stations to define blade mass properties. The geometry of rotor pitch control system (pitch links), rotor control system and non-linear lag damper are also integrated into the rotor model. The model is verified through comparisons with wind tunnel test results conducted within the scope of UH-60A Airloads Survey Program. The lift – propulsion plots along with the power – lift plots are compared with the wind tunnel test results for different shaft tilt angles and collective values. The comparison is made for 0.100 and 0.175 advance ratio values and both showed a satisfying correlation. Following the verification of the model, rotor maps are generated for different forward flight velocities, altitude and temperature values. The maps give information about the rotor lift and propulsion capacity since they include collective sweeps for different shaft tilt angles. Once the maps are generated for different advance ratios, oscillatory pitch link loads are probed from the maps, at the point where the helicopter weight (blade loading C_T/σ) and parasite drag (C_X/σ) intersects. The oscillatory loads at these intersection points are nondimensionalized with flight density, blade tip speed and rotor disk area to obtain C_PP. This nondimensional oscillatory load coefficient, C_PP is plotted against forward flight velocity and the divergence of the coefficient value as the forward speed increases, is observed. A linear trend for low speed is generated and the onset of stall is defined as four times of the linear trend. Another aspect to determine the onset boundary which is proposed by Lau for Lynx helicopter from its performance tests is utilized. Two methods to determine stall onset points show similar results. Finally, stall boundaries for the two methods are plotted on a blade loading (C_T/σ) vs advance ratio graph along with a comparison from literature data which includes McHugh rectangular blade stall and S70A main rotor stall. The boundary obtained with comprehensive modelling shows are good correlation with the data from literature. Looking forward, rotorcraft technology aims to achieve higher airspeeds by reducing drag and unloading the rotor by using lift-sharing wings on the rotorcrafts. Furthermore, future designs (FLRAA, S97, Bell 360 Invictus, Advanced AH-64 Compound) employ reduced drag fuselage designs together with propeller and wing to produce propulsive force and extra lift respectively. Lift-sharing wing geometries reduce the main rotor's load, C_T/σ, and improve overall aerodynamic efficiency. The fuselages with lower parasite drag shifts the rotor stall onset boundary outward. The effects of these design choices on the stall curve are thoroughly investigated, highlighting potential improvements in rotorcraft performance through aerodynamic refinements.
Benzer Tezler
- 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
- Metalik malzemelerin bilyalı dövme uygulaması sonrası tribolojik davranışının deneysel olarak incelenmesi
Experimental investigation of tribological behaviour of metallic materials after shot peening implementation
HARUN ARDA BALYALI
Yüksek Lisans
Türkçe
2015
Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiMakine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
YRD. DOÇ. DR. ZEYNEP PARLAR
YRD. DOÇ. DR. EGEMEN AVCU
- Advanced non-overlapping winding induction machines for electrical vehicle applications
Elektrikli taşıt uygulamaları için gelişmiş kesişmeyen sargı yapısına sahip asenkron motorlar
TAYFUN GÜNDOĞDU
Doktora
İngilizce
2018
Elektrik ve Elektronik MühendisliğiThe University of SheffieldElektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. Zİ-QİANG ZHU
- Kanat profili üzerinde oluşan buzun iki boyutta matematiksel modellenmesi ve sayısal çözümü
Two dimensional mathematical modelling and numerical solution of accumulated ice on wing profiles
RAMAZAN DÖKME
Yüksek Lisans
Türkçe
2019
Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik ÜniversitesiUçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. AHMET CİHAT BAYTAŞ
- Aerodynamic and aeroacoustic investigation of scissorstail rotor configuration for a utility-class helicopter
Genel maksat helikopteri için makas tipli kuyruk rotorunun aerodinamik ve aeroakustik incelemesi
MEHMET MELİH ATALAY
Yüksek Lisans
İngilizce
2021
Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik ÜniversitesiHavacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. YUSUF ÖZYÖRÜK