بررسي تأثير مدل ديناميكي سرعت القايي روتور اصلي بر پاسخ‌هاي ديناميكي بالگرد

Examination of Helicopter Dynamic Response Using Dynamic Inflow Model

در اين مقاله پاسخ‌هاي ديناميكي مستقيم و غير مستقيم بالگرد با استفاده از مدل ديناميكي سرعت القايي روتور اصلي بررسي مي‌شود. مدل ديناميكي سرعت القايي، يك مدل متشكل از حاصل‌ضرب يك‌چند جمله‌اي لژاندر كانوني در يك تابع مثلثاتي با تعداد هارمونيك دلخواه و با ضرايب وابسته به زمان است. علت انتخاب ‌‌اين مدل تطابق آن با جواب‌هاي كلي معادله ديفرانسيل پاره‌اي لاپلاس فشار در دستگاه مختصات بيضوي براي جريان تراكم‌ناپذير است كه پيشتر با استفاده از روش جداسازي متغيرها و اعمال شرط گسستگي فشار در سطح روتور اصلي و فرض جريان استوانه‌اي در هم تنيده در پايين‌دست روتور اصلي محاسبه گرديد. اما نوآوري ‌‌اين تحقيق در انتخاب ‌‌اين مدل ديناميكي براي محاسبه سرعت القايي و الصاق آن به ساير معادلات ديناميكي شش درجه آزادي بالگرد (بدنه صلب، روتور اصلي با پره‌هاي الاستيك، روتور دم، دم افقي و عمودي) بدون نياز به گسسته‌سازي روابط در حوزه زمان است. با استفاده از ‌‌اين مدل امكان محاسبه نيروها و گشتاورهاي ‌‌آيروديناميك پره‌هاي روتور اصلي بدون نياز به روابط پپچيده ‌آيروديناميك غيردائم ميسر مي‌شود. نتايج حاصل از شبيه سازي ديناميكي بالگرد با مدل مذكور با فرض چند جمله اي درجه شش و تابع مثلثاتي با چهار هارمونيك كه منجر به 28 معادله ديفرانسيل مرتبه اول شد در مقايسه با نتايج تست پرواز موجود متضمن بهبود كيفي و كمّي در پيش بيني پاسخ هاي ديناميكي مستقيم و غير مستقيم بالگرد در پرواز كروز است.

This paper concerned with the examination of on-axis and off-axis dynamic responses of helicopters using a dynamic induced velocity model for a main rotor. The model consisted a canonical Legendry polynomial and a trigonometric function with a time dependent coefficients and arbitrary harmonics. The main reason for this, was the compatibility of the Legendry polynomial with the potential acceleration function presented by Laplace PDE for a main rotor at incompressible flow condition in elliptical coordinate system. The Laplace equation was previously solved through the separation of variables with discontinuity of pressure over the rotor disc and cylindrical skewed wake below the rotor. The novel of the present research is the inflow dynamics with finite state wake that was efficiently adopted with the dynamic equations of single main rotor helicopters (rigid fuselage, elastic main rotor, horizontal and vertical tail) in the time domain. Therefore, the discretization of the wake inflow was avoided by the definition of finite inflow states. Furthermore, the possibility of air load computations is achieved through the state formulation and quasi steady aerodynamic implementation. Moreover, the singularity problem associated with the traditional inflow dynamics was avoided through the current inflow state. The obtained results showed that using dynamic inflow model with 28-state and 4- harmonics significantly improves the off-axis dynamic responses of single main rotor helicopters. Comparison of the obtained results with the flight-test data and with the other dynamic inflow models showed that both the off-axis and on-axis response of helicopters experience a fairy good improvements.