بررسی تاثیر مدل دینامیکی سرعت القایی روتور اصلی بر پاسخ های دینامیکی بالگرد
نویسنده(گان):	فرید شاهمیری *، یاسین سرافراز
چکیده:	در این مقاله پاسخ های دینامیکی مستقیم و غیر مستقیم بالگرد با استفاده از مدل دینامیکی سرعت القایی روتور اصلی بررسی می شود. مدل دینامیکی سرعت القایی، یک مدل متشکل از حاصل ضرب یک چند جمله ای لژاندر کانونی در یک تابع مثلثاتی با تعداد هارمونیک دلخواه و با ضرایب وابسته به زمان است. علت انتخاب این مدل تطابق آن با جواب های کلی معادله دیفرانسیل پاره ای لاپلاس فشار در دستگاه مختصات بیضوی برای جریان تراکم ناپذیر است که پیشتر با استفاده از روش جداسازی متغیرها و اعمال شرط گسستگی فشار درسطح روتور اصلی و فرض جریان استوانه ای در هم تنیده در پایین دست روتور اصلی محاسبه گردید. اما نوآوری این تحقیق در انتخاب این مدل دینامیکی برای محاسبه سرعت القایی و الصاق آن به سایر معادلات دینامیکی شش درجه آزادی بالگرد (بدنه صلب، روتور اصلی با پره های الاستیک، روتور دم، دم افقی و عمودی) بدون نیاز به گسسته سازی روابط در حوزه زمان است. با استفاده از این مدل امکان محاسبه نیروها و گشتاورهای آیرودینامیک پره های روتور اصلی بدون نیاز به روابط پپچیده آیرودینامیک غیردائم میسر می شود. علاوه بر این، جلوگیری از تکیدگی جواب ها در فواصل مکانی مشخص از روتور اصلی از دیگر نقاط قوت این مدل دینامیکی است. نتایج حاصل از شبیه سازی دینامیکی بالگرد با استفاده از مدل دینامیکی مذکور با فرض چند جمله ای درجه شش و تابع مثلثاتی با چهار هارمونیک که منجر به ۲۸ معادله دیفرانسیل مرتبه اول شد در مقایسه با نتایج تست پرواز موجود متضمن بهبود کیفی و کمی در پیش بینی پاسخ های دینامیکی مستقیم و غیر مستقیم بالگرد در پرواز کروز است.
کلیدواژگان:	بالگرد - روتور اصلی، مدل دینامیکی سرعت القایی، شبیه سازی دینامیکی
نوع مقاله:	مقاله پژوهشی/اصیل
زبان:	فارسی
انتشار در:	مجله مهندسی مکانیک امیرکبیر، سال پنجاهم شماره ۱ (فروردین و اردیبهشت ۱۳۹۷)
صفحات:	۱۸۹ -۱۹۶
نسخه الکترونیکی:	متن این مقاله در سایت مگیران قابل مطالعه است.

Examination of Helicopter Dynamic Response Using Dynamic Inflow Model
Author(s):	F. Shahmiri *، Y. Sarafraz
Abstract:	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.
Keywords:	Helicopter، Main rotor، Dynamic induced velocity، Dynamic simulation
Article Type:	Research/Original Article
Language:	Persian
Published:	Amirkabir Journal Mechanical Engineering, Volume:50 Issue: 1, 2018
Pages:	189 -196
Full text:	PDF is available on the website.