Blade optimization of unmanned helicopter for variable rotor speed

Değişken rotor hızı için insansız helikopterin pala optimizasyonu

PDF İndir

Tez No: 953188
Yazar: ONUR YASİN YÜCEER
Danışmanlar: PROF. DR. ZAHİT MECİTOĞLU
Tez Türü: Yüksek Lisans
Konular: Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering
Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
Yıl: 2022
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: 95

Özet

İnsansız hava araçları, uygulama alanları ve kabiliyetleri bakımında son yıllarda hızlı bir gelişim göstermektedir. Dikey iniş kalkış ve askıda kalabilme kabiliyetleri sebebiyle helikopter insansız hava aracı sistemleri pek çok alanda tercih edilmektedir. Ayrıca, mevcut helikopterler de insansız sistemlere dönüştürülüp, kargo ve gözetleme gibi faaliyetler için kullanılmaktadır. Helikopter rotor sistemleri, bir eksen etrafında dönen kanatlardan ve bu kanatların kontrol mekanizmalarından oluşmaktadır. Rotor sistemleri, sabit bir açısal hızda döner ve kanatların açılarını değiştirerek gerekli kuvvet ve momentleri oluşturur. Ancak, rotorun uçuş koşuluna göre ideal devirde çalışması, performans ve verimliliği artırmak için üzerinde çalışılan konseptlerdendir. Bu bağlamda, değişken rotor hızı konsepti ile rotor performansının geliştirilmesi amaçlanmaktadır. Rotorun devri azaldığında, rotor palaları üzerindeki dinamik basınçta azalmaktadır. Dinamik basıncın azalması ile profil sürükleme kuvvetleri ve kaldırma kuvveti de azalmaktadır. Bu durumda, gereken kaldırma kuvveti, rotor pala hücum açısı artırılarak sağlanabilir. Profil sürükleme kuvvetindeki azalıştan ötürü rotor profil güç gereksiniminde de azalış olmaktadır. Rotor güç gereksinimindeki azalış, yakıt tüketimini düşürmektedir. Yakıt tüketiminin düşürülmesi sonucunda, menzil ve havada kalış süresi gibi performans özellikleri artmaktadır. Öte yandan, rotor hızının değiştirilmesi, rezonans ve istenmeyen titreşimlere sebep olabileceği için mevcut rotor tasarımları oldukça kısıtlı bir devir aralığında çalışabilir. Bu tez çalışması, bir helikopter insansız hava aracı rotor sistemi için değişken rotor hızı ile performansının geliştirilmesini ve belirlenen rotor hızı aralığında rotor palasının titreşim bakımından en iyilenmesini amaçlamaktadır. Mevcut rotor sisteminin devrinin düşürülerek, güç gereksiniminin azaltılması hedeflenmiştir. Ayrıca bir optimizasyon döngüsü oluşturularak rotor devrinin değişmesi sonucu olacak titreşim sorunlarının önüne geçilmek istenmiştir. Tez kapsamında, öncelikle değişken rotor hızı ve rotor pala optimizasyonu hakkında literatür araştırması yapılmıştır. Literatürde yapılan çalışmalar ve kullanılan yöntemler incelenmiştir. Yapılan araştırmalar doğrultusunda, rotor palasının Ansys, Abaqus ve Nastran gibi ticari sonlu eleman analizi yazılımlarındaki üç boyutlu elemanlar kullanılarak modellenmesi yerine Varyasyonel Asimptotik Metot ile modellenmesine karar verilmiştir. Varyasyonel Asimptotik Metot, kanat, rotor palası ve rüzgar türbini gibi ince ve uzun yapıların analizi için kullanılan yöntemdir. Berdichevski tarafından geliştirilen bu metot, üç boyutlu bir problemi, iki boyutlu kesit analizi ve bir boyutlu doğrusal olmayan kiriş analizi problemine dönüştürmektedir. Bu modelleme yöntemi kullanılarak, hem model oluşturmak için harcanan çaba hem de gereken hesaplama maliyeti azaltılmaktadır. Rotor palası için kesit analizi gerçekleştirmek amacıyla pala kesitinin sonlu elemanlar modeli oluşturulmuştur. Pala kesitinin sonlu elemanlar modelini oluşturabilmek için kesit tasarım parametreleri kullanılarak, PreVABS girdi dosyaları oluşturulmuştur. Bu girdi dosyalarında, kesit profili, geometrik ölçüler, malzeme dağılımı ve malzeme özellikleri tanımlanmıştır. Böylelikle hazırlanan girdi dosyaları kullanılarak, kesit sonlu elemanlar modeli, PreVABS yazılımı ile parametrik olarak elde edilmiştir. PreVABS ile oluşturulan kesit modeli, VABS yazılımı ile çözdürülmüştür. VABS ile yapılan analiz sonucunda, kesit kütle ve direngenlik özellikleri hesaplanmıştır. Kesit analizinden sonra, hesaplanan kesit direngenlik ve kütle özellikleri kullanılarak, rotor palasının bir kiriş olarak modellenmesi gerekmektedir. Bu aşamada, sonlu elemanlar tabanlı çoklu cisim dinamik yazılımı olan Dymore ile rotor palası esnek bir kiriş olarak modellenmiştir. Bu çalışmada, oluşturulacak olan rotor modeli, bir optimizasyon döngüsüne dahil edileceği için basit bir model oluşturmaya gayret gösterilmiştir. Dymore ile sadece pala esnek olarak modellenmiş, rotorun diğer elemanları katı olarak kabul edilmiştir. Rotor palalarına etkiyen kuvvetlerden baskın olan, merkezkaç kuvvetidir. Ayrıca, rotor devrinin artması ile birlikte merkezkaç kuvveti de artarak, doğal frekansların değişmesine neden olmaktadır. Pala doğal frekans değerlerinin, rotor çalışma hızı aralığında hesaplanması gerekmektedir. Bu doğrultuda doğal frekansların, rotor hızına göre değişimi fan diyagramı oluşturularak incelenmelidir. Dymore ile oluşturulan pala esnek kiriş modeline, merkezkaç kuvveti\% 10 artışlarla uygulanarak, rotor devrine göre doğal frekanslar elde edilmiş ve fan diyagramı çizdirilmiştir. Bu çalışmada, hem aerodinamik kuvvetlerin etkisi, merkezkaç kuvvetine göre az olduğu için modele dahil edilmemiştir. Böylelikle rotor palası, kesit ve kiriş analizi ile iki aşamalı olarak çözülmüştür. Bu çalışmanın ana hedefi olan, rotor hızının değiştirilerek performansın artırılması amacına yönelik olarak, rotor güç gereksiniminin hesaplanması gerekmektedir. Bu kapsamda, rotor gücünü tahmin etmek amacıyla pala elemanı momentum teorisi ile türetilen rotor güç denklemleri kullanılmıştır. Bu denklemler kullanılarak, farklı yük ve ileri uçuş hızı koşullarında, rotor güç tahmini gerçekleştirilmiştir. Rotor devri azaltılarak, rotor profil sürükleme kuvveti de azaltılabilmektedir. Ancak rotor devrinin azalması ile birlikte kaldırma kuvveti de azalmaktadır. Gereken kaldırma kuvvetini sağlamak için palaların hücum açısı artırılabilir. Ancak hücum açısı artışı, pala üzerindeki hava ayrışması sebebiyle sınırlıdır. Bu sebeplerden ötürü rotor hızının düşürülmesi sınırlandırılmalı ve düşük rotor hızının uygulanabileceği uçuş koşulları belirlenmelidir. Bu çalışmada motorun tork ve güç eğrisi de dikkate alınarak, rotor devrinin en fazla \%20 düşürülmesi kararlaştırılmıştır. Bu çalışmada, rotor sistemi için asıl rotor devri ve \%20 azaltılmış rotor devri olmak üzere iki farklı rotor devrinde çalışacak kabulü yapılmıştır. Bu doğrultuda hem asıl rotor devri hem de \%20 düşürülmüş rotor devri için güç hesaplamaları yapılmıştır. Düşük rotor hızının, uygulanabilir olduğu uçuş koşullarını belirlemek için farklı yük ve ileri uçuş hızı koşullarında hesaplamalar gerçekleştirilmiştir. Yapılan güç tahmini sonuçları doğrultusunda, motorun üretebildiği güç değerleri de göz önünde bulundurularak, rotor devrinin \%20 düşürülebileceği uçuş koşulları belirlenmiştir. Bu bağlamda, rotor hızının düşürülmesinin, düşük ve yüksek ileri uçuş koşullarında, uygulanabilir olmadığı sonucuna varılmıştır. Ancak, seyir hızı koşulunda, rotor devrinin azaltılarak, güç gereksiniminin azaltılabileceği görülmüştür. Ayrıca, yük arttıkça düşük rotor devrinin daha kısıtlı bir uçuş hızı aralığında uygulanabileceği görülmüştür. Rotor devrinin azaltılması ile güç gereksiniminin oransal olarak düşürülmesi incelendiğinde, düşük yük ve seyir hızında en fazla olduğu gözlemlenmiştir. Sonuç olarak, bu uçuş koşulunda, rotor hızının \%20 düşürülmesi ile güç gereksinimi yaklaşık \%10 düşürmek mümkündür. Son aşamada, bir optimizasyon döngüsü oluşturularak titreşimlerin azaltılması amaçlanmıştır. Rotorlarda titreşim düşürmek için farklı yaklaşımlar bulunmaktadır. Rotor optimizasyon çalışmalarında, rotor başına gelen kuvvet ve momentleri düşürerek veya doğal frekansları düzenleyerek titreşimi düşürmek hedeflenmektedir. Bu tez çalışmasında da optimizasyon sürecinde doğal frekansların hesaplanması ve rotor uyarılarından ayrıştırılması amaçlanmıştır. Optimizasyon algoritması olarak gradyan tabanlı bir algoritma olan SQP tercih edilmiştir. Gradyan tabanlı bir algoritma tercih edilerek hızlı ve düşük hesaplama maliyetiyle sonuca ulaşmak amaçlanmıştır. SQP gradyan tabanlı algoritmalar içinde düşük fonksiyon hesaplama sayısı ile öne çıkmaktadır. Optimizasyon amacı, doğal frekanslar ile rotor çalışma frekansı katları(rotor harmonikleri) arasındaki farkın artırılması olarak belirlenmiştir. Bu amaca yönelik olarak, her doğal frekans ile en yakın rotor çalışma frekans katı arasındaki fark hesaplanmıştır. Bu farkların en küçük olanı, optimizasyon amaç fonksiyonu olarak tanımlanmıştır. Bu çalışmada, amaç fonksiyonu ve kısıtlamalar hem asıl rotor devri hem de \%20 düşürülmüş rotor devri için hesaplanmıştır. Böylelikle, rotor hızı düşürülerek performansı geliştirilmiş rotor için mevcut titreşim karakteristiği geliştirilmiştir. Optimizasyon tasarım değişkenleri olarak, pala yapısal olmayan kütlenin geometrik ve konum özellikleri kullanılmıştır. Bu kapsamda, yapısal olmayan kütlenin kesit ölçüleri, veter ve rotor yarıçapındaki konumu, tasarım değişkeni olarak tanımlanmıştır. Bu tasarım değişkenleri için geometrik sınırlar göz önünde bulundurularak sınırlar tanımlanmıştır. Ayrıca, optimizasyon için kısıtlamalar tanımlanmıştır. Optimizasyon sonucunda elde edilecek tasarımın, mevcut pala tasarımına göre daha kötü performans ve yapısal dayanıma sahip olmaması için merkezkaç kuvveti ve yapısal olmayan kütle sınırlandırılmıştır. Ayrıca, optimizasyon sonucu elde edilen pala tasarımında, doğal frekansların birbirleri arasındaki fark için kısıtlama tanımlanarak, doğal frekansların birbirleri ile etkileşiminden ötürü oluşabilecek istenmeyen titreşimleri önlemek amaçlanmıştır. Optimizasyon sonucunda, pala doğal frekansları ile rotor harmonikleri arasındaki fark yaklaşık \%48 artırılmıştır. Ayrıca yapısal olmayan kütle ve merkezkaç kuvveti de düşürülmüştür. Bu sonuçlara göre, optimizasyon sonucunda, mevcut rotor pala tasarımına göre hem titreşim hem de performans bakımından daha iyi bir tasarım elde edilmiştir.

Özet (Çeviri)

Helicopter unmanned aerial vehicle systems are preferred in many areas due to their vertical landing, take-off and hovering capabilities. In addition, manned helicopters are converted to unmanned systems and used for activities such as cargo and surveillance. Helicopter rotor systems operate at a constant rpm and change the angle of the blades to create the required forces and moments. However, operating the rotor at the ideal speed for the flight condition is one of the concepts studied to increase performance and efficiency. This thesis aims to improve the performance of a helicopter unmanned aerial vehicle rotor system with variable rotor speed and to optimize the rotor blade vibration in the determined rotor speed range. It is aimed to reduce the power required by reducing the speed of the rotor system. In addition, by creating an optimization process, it is aimed to avoid vibration problems due to reducing the rotor speed. Within the scope of the thesis, first of all, literature research was carried out about variable rotor speed and rotor blade optimization. In line with the researches, it was decided to model the rotor blade with the Variational Asymptotic Method instead of using three-dimensional elements in commercial finite element analysis software such as Ansys, Abaqus and Nastran. The Variational Asymptotic Method is used for the analysis of slender structures such as blades, rotor blades and wind turbines. This method, developed by Berdichevski, transforms a three-dimensional problem into a two-dimensional cross-sectional analysis and a one-dimensional nonlinear beam analysis problem. The modelling effort and computational cost are reduced by using this modeling method. A finite element model of the blade cross-section was created to perform cross-sectional analysis for the rotor blade. In order to create the finite element model of the blade section, PreVABS input files were created using cross-section design parameters. In these input files, the section profile, geometric dimensions, material layout and material properties are defined. By using the input files prepared in this way, the section finite element model was obtained parametrically with the PreVABS software. This finite element model was solved with VABS software. As a result of the analysis with VABS, the cross-sectional mass and stiffness properties were calculated. After the cross-sectional analysis, the rotor blade is modeled as a flexible beam with Dymore, a finite element based multibody dynamics software. In this study, a simple model was created with Dymore to be included in an optimization process. Only the blade is modeled as flexible, other components of the rotor are assumed as rigid. The dominant force acting on the rotor blades is the centrifugal force. In addition, with the increase in rotor speed, the centrifugal force also increases, causing the natural frequencies to change. The blade natural frequencies should be calculated in the rotor operating speed range. In this direction, the variation of natural frequencies according to rotor speed should be examined by creating a fan diagram. Centrifugal force was applied to the blade flexible beam model created with Dymore in 10\% increments, and natural frequencies were obtained according to the rotor speed and a fan diagram was created. Thus, the rotor blade analysis was carried out in two stages by cross-section and beam analysis. The main objective of this study is to increase the performance by changing the rotor speed. For this purpose, the rotor power required should be calculated. In this study, rotor power equations derived from the blade element momentum theory are used to estimate the rotor power. Using these equations, rotor power estimation was performed under different load and forward flight speed conditions. By reducing the rotor speed, the drag force of the rotor profile can also be reduced. However, as the rotor speed decreases, the lifting force also decreases. The angle of attack of the blades can be increased to provide the required lifting force. However, the increase in angle of attack is limited due to the stall limit of the blade. To avoid stall, reduction of rotor speed should be limited and the flight conditions should be determined to be applied reduced rotor speed. In this study, considering the torque and power curve of the engine, it was decided to limit the reducing of the rotor speed by 20\%. In this study, it is assumed that the rotor system will operate at two different rotor speeds, which are the baseline rotor speed and 20\% reduced rotor speed. In this direction, power required calculations were carried out for both the baseline rotor speed and the reduced rotor speed. Calculations were performed under different gross weight and forward flight speed conditions to determine the flight conditions which reduced rotor speed is applicable. According to the power estimation results, the flight conditions in which the rotor speed can be reduced by 20\% have been determined. It is concluded that reducing the rotor speed is not applicable in low and high speed forward flight conditions. However, it has been observed that the power required can be reduced by reducing the rotor speed in the cruising speed condition. It has also been observed that as the gross weight increases, reduced rotor speed can be applied in a more limited range of flight speeds. When the percentages of the power required reduction is examined, it is observed that it is the highest at low gross weight and cruising speed. As a result, in this flight condition, it is possible to reduce the power required by about 10\% by reducing the rotor speed by 20\%. In the final stage, it is aimed to reduce vibrations by creating an optimization process. There are different approaches to reduce vibration in rotors. In rotor optimization studies, it is aimed to reduce vibration by reducing the forces and moments on the rotor hub or by tuning the natural frequencies. In this thesis, it is aimed to calculate natural frequencies and separate them from rotor excitations in the optimization process. Sequential Quadratic Programming(SQP), which is a gradient-based algorithm, was preferred as the optimization algorithm. By choosing a gradient-based algorithm, it is aimed to reach the result quickly and with low computational cost. SQP requires low number of function calculations than other gradient-based algorithms. The gradient of functions were calculated numerically by using finite difference method. The optimization aim was determined as increasing the difference between natural frequencies and rotor operating frequency multiples (rotor harmonics). For this purpose, the difference between each natural frequency and the closest rotor harmonic is calculated. The smallest of these differences is defined as the optimization objective function. In this study, the objective function and constraints are calculated for both baseline and 20\% reduced rotor speed. Geometric properties and location of the nonstructural mass were used as optimization design variables. The cross-section dimensions, spanwise and chordwise location of the nonstructural mass are defined as the design variable. Bounds are defined for these design variables, taking into account the geometric limits. In addition, constraints for optimization are defined. Centrifugal force and non-structural mass are constrained to satisfy performance and structural strength criteria with optimized blade design. In addition, optimized blade design, a constraint is defined for the difference between the natural frequencies and it is aimed to avoid undesired vibrations due to coupling of natural frequencies. As a result of the optimization, the difference between the blade natural frequencies and rotor harmonics has been increased by about 48\%. In addition, the nonstructural mass and centrifugal force are also reduced. According to the result of the optimization, optimized design have better vibration and performance characteristic than baseline rotor blade design.

Benzer Tezler

Tez No
945651
Aktif başkalaşımlı insansız helikopterin uçuş parametrelerinin iyileştirilmesi
Improvement of flight parameters of active metamorphosis unmanned helicopter
BİLGE BİLGİN
Yüksek Lisans
Türkçe
2025
Sivil Havacılık Erciyes Üniversitesi
Havacılık Elektrik ve Elektroniği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ SEDA ARIK HATİPOĞLU
Tez No
692621
Gelecek nesil haberleşme sistemlerinde insansız hava araçları için kaynak yönetim teknikleri
Resource management techniques for unmanned aerial vehicles in next generation communication systems
UYGAR DEMİR
Doktora
Türkçe
2021
Elektrik ve Elektronik Mühendisliği Hacettepe Üniversitesi
Elektrik-Elektronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. CENK TOKER
Tez No
740648
Rüzgar türbini kanadında kambur balina kanat yapısı uygulanması ve optimizasyonu
Application and optimization of humpback whale blades in wind turbine blades
TUNA MURAT BODUR
Yüksek Lisans
Türkçe
2022
Enerji Erciyes Üniversitesi
Enerji Sistemleri Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. MUSTAFA SERDAR GENÇ
Tez No
889777
Bir insansız hava aracı pervanesinin hesaplamalı akışkanlar dinamiği yardımıyla sayısal analizi ve aeroakustik optimizasyonu
Numerical analysis and aeroacoustic optimization of a uav propeller using computational fluid dynamics
VEYSEL EROL
Yüksek Lisans
Türkçe
2024
Havacılık ve Uzay Mühendisliği İskenderun Teknik Üniversitesi
Havacılık Bilimi ve Teknolojileri Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ AHMET ŞUMNU
DR. ÖĞR. ÜYESİ YÜKSEL ERASLAN
Tez No
937939
Estimation of aerodynamic loads of a propeller through improved blade element and momentum theory and propeller design optimization
Bir pervanenin aerodinamik yüklerin geliştirilmiş pala elemanı ve momentum teorisi yoluyla tahmini ve pervane tasarım optimizasyonu
DERYA KAYA
Doktora
İngilizce
2021
Havacılık ve Uzay Mühendisliği Orta Doğu Teknik Üniversitesi
Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DR. ÖĞR. ÜYESİ ALİ TÜRKER KUTAY

Geri Dön