Helikopter rotor kanadı titreşimlerinin aktif flaplarla azaltılması
Helicopter rotor blade vibration reduction using active flaps
Yazar: UĞUR DALLI
Danışman: DOÇ. DR. ŞEFAATDİN YÜKSEL
Gazi Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
Derece: Doktora, 2007
Konu: Havacılık Mühendisliği = Aeronautical Engineering ; Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering

Özet:
iHELİKOPTER ROTOR KANADI TİTREŞİMLERİNİN AKTİFFLAPLARLA AZALTILMASI(Doktora Tezi)Uğur DALLIGAZİ ÜNİVERSİTESİFEN BİLİMLERİ ENSTİTÜSÜŞubat 2007ÖZETHelikopterlerdeki rotor kanadı titreşimlerini ve kanat kökü yüklerini çoklu firarkenarı flapları kullanarak azaltmak için bir modelleme ve analiz sunulmuştur.Aktif firar kenarı flaplı rotor kanadına yönelik kapsamlı bir kanat modeligeliştirilmiştir. Rotor kanadı, sonlu elemanlar metodu kullanılarak elastik birsistem olarak modellenmiştir. Doğrusal olmayan yarı-durağan bir aerodinamikmodel kullanılarak rotor kanadı köküne ve rotor göbeğine aktarılan kuvvetlerhesaplanmıştır. Her türlü karmaşık kompozit veya metal helikopter rotorkanadının titreşim özelliklerini, doğal frekanslarını ve mod şekillerinihesaplamak için Helirotor programı geliştirilmiştir. Geliştirilen Helisimprogramı ile rotor kanadının aerodinamik zorlama şartlarında sistem cevabı,kanat kökü kuvvet ve momentleri hesaplanmıştır. Kullanılan çözüm yöntemi vegeliştirilen programla, sistem cevabı kanadın yapısal ve aerodinamiközelliklerine, firar kenarı flapı yapısal parametrelerine ve firar kenarı flapıtahrikleyici kontrol girdilerine bağlı olarak hesaplanmıştır. Aktif firar kenarıflapsız nominal bir rotor kanadı üzerindeki yüklerin belirlenmesinin ardından,aktif flap hareketlerinin kanat üzerindeki mevcut yüklere ilave etkisibelirlenmiştir. Çoklu aktif firar kenarı flapları hem açık ve hem de kapalıçevrimli kontrolcü ile kontrol edilmiş ve frekans, genlik ve faz açısı gibitahrikleyici sinyal çıkış değişkenlerinin sistem cevabına etkileri incelenmiştir.Çoklu firar kenarı flapları kullanımının helikopter rotor titreşimlerini kontroliietmede etkisi incelenmiş ve kanat kökü yüklerini en aza indirecek tahrikleyiciçıkışını sağlayacak firar kenarı flapı kontrolcüsü tasarımına yönelik kurallar vetasarım ölçütleri belirlenmiştir. Geliştirilen aktif firar kenarı flaplı rotor kanadımodelinin, helikopterde rotordan kaynaklanan titreşimleri % 36'ya varanoranlarda azaltabileceği hesaplanmıştır.Bilim Kodu : 914.1.091Anahtar Kelimeler : Helikopter rotor kanadı titreşimleri, aktif firar kenarıflapı, aktif titreşim kontrolü, aeroleastik rotor kanadımodeliSayfa Adedi : 153Tez Yöneticisi : Doç.Dr. Şefaatdin YÜKSEL

Abstract:
iHELICOPTER ROTOR BLADE VIBRATION REDUCTIONUSING ACTIVE FLAPS(Ph.D. Thesis)Uğur DALLIGAZI UNIVERSİTESİINSTUTE OF SCIENCE AND TECHNOLOGYFebruary 2007ABSTRACTA modeling and analysis study is presented to reduce helicopter rotor bladevibrations and rotor blade root loads using multiple trailing edge flaps. Acomphrehensive model for rotor blade with active trailing edge flaps isdeveloped. Rotor blade is modeled as an elastic system using the finite elementsmethod. Rotor blade root and hub loads are calculated using a non-linearquasi-steady aerodynamic model. Helirotor program is developed to calculatethe vibration characteristics, natural frequencies and mode shapes of anycomplex composite or metal helicopter rotor blade. Helisim program isdeveloped to calculate the system response, rotor blade root forces andmoments under aerodynamic forcing conditions. Rotor blade system responseis calculated using the proposed solution method and the developed programdepending on any structural and aerodynamic properties of rotor blades,structural properties of trailing edge flaps and properties of trailing edge flapactuator inputs. Rotor blade loads are determined first on a nominal rotorblade without multiple active trailing edge flaps and then the effects of theactive flap motions on the existing rotor blade loads are investigated. Multipleactive trailing edge flaps are controlled by using both open loop and closed loopcontrollers and the effects of the actuator signal output properties such asfrequency, amplitude and phase on the system response are analyzed. Effects ofusing multiple trailing edge flaps on controlling rotor blade vibrations areiiinvestigated and rules and design criteria are determined for the design oftrailing edge flap controller that will provide actuator signal outputs tominimize the rotor blade root loads. It is calculated that using the developedactive trailing edge rotor blade model, helicopter rotor blade vibrations can bereduced up to 36 % of the nominal rotor blade vibrations.Science Code : 914.1.091Key Words : Helicopter rotor blade vibrations, active trailing edgeflaps, active control of vibrations, aeroelastic rotor blademodelPage Number : 153Advisor : Assoc. Prof. Dr. Şefaatdin YÜKSEL