Geri Dön

Multi-objective aerodynamic shape optimization of helicopter nose

Helikopter burnunun çok hedefli aerodinamik şekil optimizasyonu

PDF İndir

  1. Tez No: 948910
  2. Yazar: YİĞİT CAN ÖZDEMİR
  3. Danışmanlar: DOÇ. DR. SERTAÇ ÇADIRCI
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2025
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Isı-Akışkan Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 105

Özet

Helikopter, dikey kalkış ve iniş, havada asılı kalma ve ileri, geri ve yanal hareketler dahil olmak üzere çok yönlü uçuş yapabilen bir rotorlu hava taşıtı türüdür. Performansa katkıda bulunan çeşitli faktörler olsa da helikopterlerin performans kriterleri ağırlıklı olarak havada asılı kalma ve ileri uçuş kabiliyetlerine dayanmaktadır. Sonuç olarak, helikopter gövde tasarımları bu iki farklı uçuş koşulunda verimli çalışmayı hesaba katarak yapılmalıdır. Bu çalışma, helikopterlerin aerodinamik performansını etkileyen iki aerodinamik olguyu inceler: havada asılı kalma sırasında oluşan aşağı yükleme sürüklemesi ve yüksek hızlı ileri uçuşta önemli hale gelen parazit sürüklemesi. Özellikle havada asılı kalma ve düşük hızlı ileri uçuş sırasında ana rotor ile gövde arasında belirgin bir aerodinamik etkileşim vardır. Helikopterin ana rotoru tarafından üretilen aşağı akım nedeniyle, aşağı yükleme sürüklemesi helikopterin gövdesine aşağı yönde kuvvet uygular. Bu sürükleme, rotor kaynaklı aşağı akımın hızına ve helikopterin gövde geometrisine bağlıdır. İndirme sürüklemesi, yük kapasitesi ve havada asılı kalma verimliliği dahil olmak üzere çeşitli performans ölçütlerini etkiler. İleri uçuş sırasında, bir helikopterin deneyimlediği toplam sürükleme, parazit sürüklemesi, indüklenen sürükleme ve profil sürüklemesini içerir. Parazit sürüklemesi, helikopterin dış yüzey bileşenlerinden kaynaklanır ve burun, gövde, rotor, iniş takımı, motor ve kuyruk takımı gibi elemanlar üzerinde etkili olan hem yüzey sürtünmesi sürüklemesini hem de basınç sürüklemesini içerir. Bu tür sürükleme, uçuş hızının karesiyle artar ve bu da onu yüksek hız koşullarında baskın sürükleme kaynağı haline getirir. Parazit sürüklemesi, maksimum ileri hız, menzil ve yakıt verimliliği gibi performans parametrelerini önemli ölçüde etkiler. Gövde bileşenleri arasında, helikopter burnu aerodinamik performansta kritik bir rol oynar. Tasarımı ise karmaşık geometrisi ve sınırlı tasarım alanı nedeniyle önemli bir zorluk teşkil eder. Helikopter bileşenlerinin aerodinamik tasarımı ve optimizasyonu, büyük ölçüde dahil olan çok sayıda tasarım değişkeni nedeniyle zorlu bir görevdir. Literatürde, adjoint optimizasyon yöntemleri, düşük ve yüksek doğruluk değerlendirmelerini birleştiren hibrit yaklaşımlar ve indirgenmiş boyut teknikleri dahil olmak üzere çeşitli stratejiler geliştirilmiştir. Bu çalışmada hem aşağı yükleme sürüklemesini hem de parazit sürüklemesini en aza indirmek için helikopter burnunun çok noktalı, çok hedefli aerodinamik şekil optimizasyonu gerçekleştirilerek genel performans iyileştirilmiştir. Optimizasyon, Siemens NX, STAR-CCM+ ve HEEDS'i entegre ederek, hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) tabanlı bir yaklaşım kullanılarak yürütülmüştür. Üç boyutlu tasarım alanında çeşitli kesit şekilleri oluşturmak için bir dizi parametre tanımlanmıştır. Bu parametreler hem aerodinamik olarak düzgün hem de üretilebilir çok çeşitli geometrilerin kapsanmasını sağlarken hesaplama maliyetini ve süresini en aza indirmek için seçilmiştir. Çalışma için basitleştirilmiş helikopter geometrisi oluşturulmuş ve parametrik modelleme gerçekleştirilmiştir. Burun geometrisi toplamda altı parametre tarafından kontrol edilmektedir. Sayısal çözüm ağı oluşturma ve HAD analizleri, ticari bir yazılım olan STAR-CCM+'da gerçekleştirilmiştir. Güvenilir sonuçlar sağlamak için yüksek kaliteli bir çözüm ağı esastır. Sınır tabakası bölgesi, duvar fonksiyonlarının uygulandığı prizma katmanları kullanılarak çözüm ağı oluşturulmuştur. Kuvvet ve moment katsayılarını doğru bir şekilde hesaplamak için yüzey ve hacim çözüm ağı boyutları değiştirilerek çözüm ağı bağımsızlığı çalışması yürütülmüş ve sonuçlar T625 helikopterine ait deneysel test verileri ile doğrulanmıştır. Simülasyonlar için yaklaşık 9,4 milyon elemandan oluşan yüksek yoğunluklu bir çokyüzlü ağ seçilmiştir. Güvenilir HAD simülasyonları için doğru türbülans modellemesi de aynı derecede kritiktir. SST k-ω, Realizable k-ε ve Spalart-Allmaras türbülans modelleri hem uçuş hem de rüzgar tüneli test verilerine göre değerlendirilmiştir. SST k-ω modeli daha iyi performansı nedeniyle seçilmiştir. Simülasyonlar kararlı (steady-state) akış varsayımıyla yapılmış olup, örtük (implicit), yoğunluk-temelli bağlı çözücü kullanılmıştır. Ana rotor akışını modellemek için Sanal Disk Modeli kullanılmıştır. Optimizasyon için HEEDS'te bulunan çok hedefli SHERPA (MO-SHERPA) algoritması uygulanmıştır. MO-SHERPA, çok hedefli Pareto ön keşfi için uyarlanmış SHERPA algoritmasının geliştirilmiş bir versiyonudur. Amaçlar, havada asılı kalma ve yüksek hızlı ileri uçuş olmak üzere farklı uçuş rejimlerine göre tanımlanır. Optimizasyon, gelişmiş havada asılı kalma performansı için aşağı yükleme sürtünmesini en aza indirmeyi, daha iyi ileri uçuş performansı için parazit sürüklemesini en aza indirmeyi ve burun hacminin minimum gereksinimi karşılamasını sağlamayı amaçlar. Ek olarak, farklı bir hücum açısıyla ileri bir uçuşu simüle ederek, iki ileri uçuş sonucundan eğim momenti değeri alınır ve eğim momentinin eğimi hesaplanır, böylece burun geometrisinin uzunlamasına kararlılık üzerindeki etkisi gözlemlenir. Çeşitli tasarım hedefleri analiz edilmiştir ve ortaya çıkan tasarım alternatifleri havada asılı kalma performansı, ileri uçuş performansı, burun hacmi, düzgünlük ve üretilebilirlik açısından değerlendirilmiştir. Her tasarım parametresinin hedefler üzerindeki etkisi ayrı ayrı incelenmiştir. Sonuçlar, burnun aşağı yükleme sürüklemesi üzerinde büyük bir etkiye sahip olduğunu, parazit sürüklemesinin ise burun geometrisinden önemli ölçüde etkilenmediğini göstermektedir. İndirme sürüklemesi değerleri 1600 N aralığında değişmektedir. Bu, maksimum noktanın aşağı yükleme sürüklemesinin minimum noktanın aşağı yükleme sürüklemesinden %50 daha fazla olduğu anlamına gelir. Diğer yandan, parazit sürüklemesinin önemli ölçüde etkilenmediği görülmektedir. Parazit sürüklemesi değerleri 60 N aralığında değişmektedir; bu, maksimum noktanın parazit sürüklemesinin minimum noktanın parazit sürüklemesinden %2 daha fazla olduğu anlamına gelir. En uygun tasarım noktasını belirlemek için, aşağı yükleme sürüklemesi ile parazit sürüklemesi ve aşağı yükleme sürüklemesi ile hacim tasarım alanlarında belirli bölgeler belirlenmiş; bu kısıtlanmış bölgeler içinde, yalnızca aerodinamik olarak verimli değil aynı zamanda estetik olarak da düzgün olan burun geometrilerini belirlemek için bir arama yürütülmüştür. 1,5 metreküp hacim gereksinimini karşılayan, kararlılık karakterinin bozulmadığı ve estetik olarak düzgün bir görünüme sahip olan, en düşük aşağı yükleme sürüklemesi ve parazit sürüklemesi olan yeni tasarım seçilmiştir. İndirme sürüklemesi 3773 N'den 3238 N'ye düşürülmüştür. Bu düşürmeyle aşağı yükleme sürüklemesinde %14'lük bir iyileştirme sağlanmıştır. Parazit sürüklemesinde çok büyük bir iyileştirme yoktur, ancak parazit sürüklemesi 2923 N'den 2902 N'ye düşürülmüştür, bu da yaklaşık %1'lik bir iyileştirme sağlandığı anlamına gelir. Yeni tasarım 1,5 metreküp hacim gereksinimini karşılayacak şekilde seçilmiştir ve hacim 1,8 metreküpten 1,61 metreküpe düşmüştür. Hem temel tasarım hem de yeni tasarım için, alternatifler etrafındaki akış alanları hız ve basınç gibi özellikler açısından incelenmiş ve farklılıklar değerlendirilmiştir. Helikopter gövdesinin ön kısmının üstünde ve altında yüksek basınç ve düşük basınç bölgelerinde önemli bir azalma olmuştur, bu da aşağı yükleme sürüklemesinin azalmasına neden olmuştur. Ayrıca, tasarımların kesitleri incelenerek geometrik farklılıklar değerlendirilmiştir. Ek olarak, aynı hacme sahip farklı tasarımlar seçilerek karşılaştırılmış ve değerlendirilmiştir.

Özet (Çeviri)

Helicopter is a type of rotorcraft capable of vertical take-off and landing, hovering, and multidirectional flight—including forward, backward, and lateral movements. Although several factors contribute to performance, the performance criteria for helicopters are predominantly based on hover and forward flight capabilities. Consequently, helicopter airframe designs must account for efficient operation under these two distinct flight conditions. This study investigates two aerodynamic phenomena that influence the aerodynamic performance of helicopters: download drag, which occurs during hovering, and parasite drag, which becomes significant at high-speed forward flight. Prominent aerodynamic interaction exists between the main rotor and the airframe, particularly during hover and low-speed forward flight. Due to the downwash generated by the helicopter's main rotor, download drag is exerted on the helicopter's body in the downward direction. This drag is dependent on the velocity of the rotor-induced downwash and the geometry of the helicopter's airframe. Download drag affects several performance metrics, including payload capacity and hover efficiency. During forward flight, the total drag experienced by a helicopter comprises parasite drag, induced drag, and profile drag. Parasite drag originates from the non-lifting components of the helicopter and includes both skin-friction drag and pressure drag acting on elements such as the nose, fuselage, rotor hubs, landing gear, engine cowlings, and empennage. This type of drag increases with the square of the flight speed, making it the dominant drag source at high-speed conditions. Parasite drag significantly impacts performance parameters such as maximum forward speed, range, and fuel efficiency. Among the components of the airframe, the helicopter nose plays a critical role in aerodynamic performance and its design presents a significant challenge due to its complex shape and constrained design space. The aerodynamic design and optimization of helicopter components is a challenging task, largely due to the high number of design variables involved. In the literature, several strategies have been developed, including adjoint optimization methods, surrogate modelling, hybrid approaches combining low- and high-fidelity evaluations, and dimensionality reduction techniques. In this study, multi-point, multi-objective aerodynamic shape optimization of the helicopter nose is performed to minimize both download and parasite drag, thereby improving overall performance. The optimization is conducted using a CFD-based approach that integrates Siemens NX, STAR-CCM+, and HEEDS. A set of parameters is defined to generate various cross-sectional shapes within a three-dimensional domain. These parameters are selected to minimize computational cost and time while ensuring coverage of a wide range of geometries that are both aerodynamically smooth and manufacturable. Simplified helicopter geometry is created for the study, and parametric modelling is carried out. The nose geometry is controlled by six parameters in total. Grid generation and CFD analyses are carried out in STAR-CCM+, a commercial CFD software. To ensure reliable outcomes, a high-quality mesh is essential. The boundary layer region is meshed using prism layers, where wall functions are applied. Mesh independence study is conducted by changing the surface and volume mesh dimensions to calculate the force and moment coefficients accurately, and the results are validated with experimental test data of T625 helicopter. A high-density polyhedral mesh comprising approximately 9.4 million elements is selected for the simulations. Accurate turbulence modelling is equally critical for reliable CFD simulations. The SST k-ω, Realizable k-ε, and Spalart-Allmaras turbulence models are evaluated against both flight and wind tunnel test data. The SST k-ω model is chosen for its better performance. The simulations assume steady-state flow, and an implicit, density-based coupled solver is employed. To simulate the main rotor flow, the Virtual Disk Model is utilized. For optimization, the Multi-Objective SHERPA (MO-SHERPA) algorithm available in HEEDS is applied. MO-SHERPA is an enhanced version of the SHERPA algorithm tailored for multi-objective Pareto front exploration. The objectives are defined based on different flight regimes which are hover and high-speed forward flight. The optimization seeks to minimize download drag for improved hover performance, minimize parasite drag for better forward flight performance, and ensure the nose volume meets the minimum requirement. In addition, by simulating a forward flight with a different angle of attack, the pitch moment value from the two forward flight results is taken and the slope of the pitch moment is calculated in order to observe that effect of the nose geometry on longitudinal stability. The trade-offs between various design objectives are analysed, and the resulting design alternatives are evaluated in terms of hover performance, forward flight performance, nose volume, smoothness, and manufacturability. The influence of each design parameter on the objectives is studied individually. Results indicate that the nose has a great influence on download drag while parasite drag is not significantly influenced by nose geometry. Download drag values vary in a range of 1600 N. It means that the maximum point's download drag is 50% higher than the minimum point's download drag. On the other side, it is observed that parasite drag is not affected remarkably. Parasite drag values vary in a range of 60 N which means that the maximum point's parasite drag is 2% higher than the minimum point's parasite drag. To identify the optimal design point, specific regions are determined on the download drag versus parasite drag and the download drag versus volume design spaces, within these constrained regions, a targeted search was conducted to identify nose geometries that are not only aerodynamically efficient but also aesthetically smooth. The new design with the lowest download drag and parasite drag is selected, considering that it meets the 1.5 cubic meter volume requirement, that its stability character is intact and that it has an aesthetically smooth appearance. The download drag is reduced from 3773 N to 3238 N. With this decrease, a 14% improvement is achieved for download drag. For parasite drag, there is no great improvement, but parasite drag is reduced from 2923 N to 2902 N which means nearly 1% improvement is achieved. The new design is selected to meet the 1.5 cubic meter volume requirement, and the volume is decreased from 1.8 cubic meter to 1.61 cubic meter. For both the baseline and the new design, the flow fields around the alternatives are examined in terms of properties such as velocity and pressure and the differences are evaluated. There is a remarkable decrease in high-pressure and low-pressure regions above and below the front of the airframe which causes download drag to reduce. Additionally, geometric differences between designs are evaluated by examining their cross-sections. Moreover, different designs with the same volume are selected, compared and evaluated.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    672842

    Adjoint based aerodynamic shape optimization of subsonic submerged intake

    Sesaltı gömülü hava alıkları için adjoint tabanlı aerodinamik şekil optimizasyonu

    ALI AHMED

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2021

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İSMAİL HAKKI TUNCER

  2. Tez No

    878389

    Adjoint based aerodynamic shape optimization of a missile engine inlet cover

    Adjoınt yöntemi ile füze hava alığı kapağının aerodinamik şekil optimizasyonu

    ARDA ÖZUZUN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İSMAİL HAKKI TUNCER

  3. Tez No

    596414

    Adjoint-based design optimization of a hypersonic inlet

    Adjoint tabanlı hipersonik hava alığı tasarım optimizasyonu

    MEHMET BAŞARAN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İSMAİL HAKKI TUNCER

  4. Tez No

    627613

    Aerodynamic shape optimization for missile

    Füze için aerodinamik şekil optimizasyonu

    AHMET ŞUMNU

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2020

    Makine MühendisliğiGaziantep Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İBRAHİM HALİL GÜZELBEY

  5. Tez No

    854834

    Adjoint based aerodynamic shape optimization of a close coupled wing tail configuration

    Yakın etkileşimli kanat kuyruk konfigurasyonunun adjoint tabanlı aerodinamik şekil eniyilemesi

    ATAKAN ÖNCÜL

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İSMAİL HAKKI TUNCER

Geri Dön