Tez No	İndirme	Tez Künye	Durumu
559296		Aerodynamic and performance analysis of helicopter rotor blade morphing concepts in hover / Helikopter şekil değiştirme konseptlerinin askıda kalma uçusu sırasında aerodinamik ve performans açısından incelenmesi Yazar:HÜSEYİN URAL Danışman: DR. ÖĞR. ÜYESİ ÖZGE ÖZDEMİR Yer Bilgisi: İstanbul Teknik Üniversitesi / Fen Bilimleri Enstitüsü / Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Uçak ve Uzay Mühendisliği Bilim Dalı Konu:Uçak Mühendisliği = Aircraft Engineering Dizin:	Onaylandı Yüksek Lisans İngilizce 2019 99 s.
Helikopter hem ileri uçuş hem de dikey kalkış ve iniş yapması bakımından kendine has bir kullanım alanı sunar. Ancak hem dikey kalkış hem ileri uçuş yapması gerekmesi nedeni ile, aerodinamik ve dinamik olarak bir hayli karmaşık bir yapıya sahip olmaktadır. Bu karmaşık aerodinamik yapı özellikle helicopter rotorunun dönüşünden kaynaklanmaktadır. Helikopter rotoru aracın ileri uçuk hızına gerek kalmadan taşıma yaratabilmesi için dönüş hareketi yapmaktadır. Ancak tek görevi bu da değildir. Helikopter rotoru sabit kanatlı uçakların ayrı ayrı sistemlerle gerçekleştirdiği uçuş sırasındaki gereklilikleri rotor yapısı ile gerçekleştirmektedir. Bu gereklilikler ise taşıma oluşturma, ileri uçuş sırasında itki üretme ve pilot kontrolleridir. Bu üç gerekliliği aynı anda gerçekleştirmek rotor üzerinde bir hayli karmaşık bir aerodinamik yapı oluşmasını sağlar. Bu karmaşık aerodinamik yapı helicopter aerodinamiği, performansı ve kontrolü üzerinde büyük etkiye sahiptir. Bu karmaşık aerodinamik yapı neticesinde helicopter pallerinin control edilmesi ve daha efektif çalışması önemli bir unsur olmaktadır. Aslında belli bir tasarım koşuluna göre nasıl daha efektif bir pal geometrisi tasarlanacağı matematiksel olarak gösterilmekte ve uygulanmaktadır. Bu tasarımlar pala geometrisi üzerinde burulma ve TAPER, kanat profili üzerinde de firar kenarı flabı pala geometrisini daha efektif hale getirecek konseptlerdir. Helikopter rotorunun hangi konseptler kullanıldığında hangi uçuş şartlarında nasıl tepkiler verdiği ve elde edilen performanslar araştırılmalıdır. Çünkü, fırklı uçuş koşullarında bu performansların bilinmesi demek helikopterin uçuşu sırasında pal şeklinin nasıl değişmesi gerekeceğinin öngörülmesi anlamına gelmektedir. Şekil değiştiran pala konseptleri günümüzde değişen uçuş şartlarında helicopter palinin daha iyi adapte olmasını ve uçuş boyunca daha optimum performansa yakın şekilde çalışmasını sağlamaya yöneliktir. Bu sistemler genel anlamıyla kontrol yöntemleri adı altında incelersek. Kontrol yöntemleri yüksek harmonic kontrol (HHC) ve tekil pala kontrolü (IBC) olmak üzere 2 ye ayrılabilir. HHC sistemi tüm swashplate'in yukarı aşağı hareket ederek tüm pallere aynı anda etkimesi şeklinde kullanılan bir yöntemdir. IBC ise her palin kendi içinde ayrı ayrı control girdileri ile kontrol edilmesi mantığına dayanır. Standart kullanımında kontrol çubuklarına uygulanan kontrol girdileri ile çalışan bir sistemdir. Ancak akıllı malzemelerin de kullanımı ile IBC sistemine aktif burulma ve aktif kaçış kenarı flabı olmak üzere iki farklı control yöntemi daha eklenmiştir. Aktif yöntemlerin kullanılması sonucu hover uçuşu sırasında elde edilecek olan performans artışı etkisini görmek için aerodinamik modelleme yapılmıştır. Bu modelleme yapılırken momentum teori, pala elemanı teorisi, pala elemanı momentum teorisi kullanılmıştır. Pala elemanı teorisinde palanın her bir kanat kesiti ayrı ayrı ve birbirine etkisi yokmuş gibi kabul edilerek modellenir. Sonuç olarak her pala kesitinin tek tek itki ve güç değerleri elde edilebilir. Bu hesaplar yapılırken 2 boyutlu kesitin etkin hücum açısı değerini bulmak önem taşır. Etkin hücum açısı değeri palanın kesitinin geometric hücum açısından indüklenmiş içakış açısının çıkarılması ile oluşur. Helikopter rotoru çalışırken üstündeki havayı alıp rotor diskinden geçirerek aşağı doğru atar bu nedenle de bir indüklenmiş akış oluşur. Bu akış palin etkin hücum açısının azalması yönünde bir sonuç doğurur. Burada iç akışın hesaplanması pala elemanı teorisi için büyük önem taşımaktadır. Bu hesaplar ise radial olarak pala elemanı momentum teorisi ile yapılır. Her pala kesiti için açılar tek tek bulunur. Bu açılar pala kesitinin aerodinamik katsayılarının bulunması için önem taşır. Katsayılar bulunduktan sonra pala geometrisi de belli ise hesaplar yapılabilir. Pala elemanı teorisini kullanabilmek için helicopter palasını bellisayıda elemana bölmek ve her elemanın geometrik ve aerodinamik özellikleri kullanılarak hesaplama yapılmalıdır. Geometrik özellikler yapılan hesaplarda girdi olarak verileceğinden bizim için önemli olan nokta incelenen pala kesitinin taşıma ve sürükleme katsayıları ile indüklenmiş hız hesabı için taşıma eğrisi eğiminin bilinmesidir. Hesapları basitleştirmek adına taşıma katsayısı direk olarak hücum açısı ile taşıma eğrisi eğimi çarpımı şeklinde elde edilebilir. Bu hesabı yapmak için önceden bir taşıma eğrisi eğimi belirlemek gereklidir. Ayrıca sürükleme için ise tüm pala için yaklaşık sabit bir değer alınabilir. Bu şekilde yapılan hesaplar pala üzerindeki aerodinamik etkileri genel çerveve halinde verebilir. Ancak, biz daha iyi ve gerçeğe yakın sonuçlar istiyoruz. Bunun için öncelikle pala elemanı teorisinin 2 boyutlu hesabından kaynaklanan bir hata giderilmelidir. Bu hata pala ucuna doğru kendini gösteren ve girdap etkisi ile pal ucundaki taşıma değerini ani şekilde sıfıra götüren kanat ucu kayıplarıdır. Bu 3 boyutun etkisidir ve hesaplara bir düzeltme faktörü yardımı ile eklenir. Bu faktre Prandtl düzeltme faktörü denir. Bu faktörün kullanılmasının yanında hesapları daha fazla gerçeğe yaklaştırmak için 2 boyutlu aerodinamik katsayıların daha yüksek doğruluk payında bulunması gereklidir. Bunun için öncelikle indüklenmiş akış hesabında kullanılan taşıma eğrisi eğiminin her pala elemanı için ayrıca her elemanın faklı geometric hücum açıları için bulunmalıdır. Her pala elemanı için aerodinamik ortam farklı Re sayılarına sahip oldukları için Cla her eleman için değişiklik göserecektir. Ayrıca düşük Re da taşıma eğrisi eğimi 4-5 dereceden sonra değişkenlik gösterir. Bu farklılık nedeni ile aynı pala elemanı içinde sabit bir Cla kabul etmek yerine bunu geometric hücum açısı ile bu hücum açısının denk geldiği Cl değerinin karşılık geldiği nokta ile sıfır taşıma noktası arasındaki eğim olarak almak hesaplamalarda daha yüksek bir hassasiyete ulaşmamızı sağlayacaktır. Yukarıda bahsedilen hesapları yapabilmek için her pala elemanı için Cl ve Cd nin hücum açısı ile değişimi bilinmelidir. Bunun için 2 boyutlu kanat profile çözücüsü olan Xfoil programı kullanılmış ve her pala elemanı için o elemanın taşıma kaybı yaşadığı noktayı birkaç derece geçene kadar 0.5'er derecelik artımlarla katsayı değerleri bulunmuştur. Burada taşıma kaybından sonra hesapları yapmamamızın nedeni elde edilen verilere polinom uydururken polinomun yeterli doğrulukta elde edilememesidir. Buna taşıma kaybı sonrası kanat profili karakteristiğinin ani şekilde değişmesi neden olur. Bu şekilde her pala elemanı için bir excel sayfasına veriler yazılmıştır. Aerodinamik modelleme aşamasında teorik kısımdan sonra hesaplamaların yapılması için MATLAB programı kullanılmıştır. Program girdileri arasında ortam şartları, palanın geometrik verileri ve önceden hazırlanmış excel verileri vardır. Program her pala elamanı için köke en yakın noktadan başlar ve uca kadar tek tek her eleman için itki, güç ve bunların katsayı değerlerini bulur. Her eleman için bu değerler 2 boyuttadır. Bulunan değerleri 3 boyuta taşımak için her bir eleman üzerinde bulunan değer eleman açıklığıyla çarpılır. Kullanılan kodda satandart dikdörtgen pal, ideal ve lineer burulmalı pal ve özellikleri değiştirilebilir şekilde falp yöntemleri modellenebilmektedir. Bu şekilde farklı aktif yöntemlerin pal aerodinamiği ve performansı üzerinde nasıl bir etkiye sahip olduğu elde edilebilir. Helikopter pallerinin performans değerlendirmesi verim ölçüsü (FM) değerlerinin eşit disk yüklemesinde (C_T/σ) karşılaştırılması sonucu elde edilebilir. Eşit disk yüklemesine sahip rotorlar arasında verim ölçüsü değeri yüksek olan pala geometrisi daha efektiftir. Yapılan hesaplamalarda burulmasız pala, lineer burulmalı pala ve ideal burulmalı pala ile aktif flap konseptli palalar için verim ölçüsü değerleri hesaplanmış ve sonuçlar değerlendirilmiştir.
Helicopter has a very compliceted aerodynamic environment. Because, it creates lift, thrust in the forward flight and control inputs via only rotor system. This high demand from rotor system makes the aerodynamic environment of the helicopter quite complicated. Generally this complications effects the aerodynamic performane of helicopter, lead to produce vibrations and high noise levels. This type of problems can be solve at least partiall by producing the helicopter blade specific to that flight environment. However, if the flight conditions cahenge during the flight, moderate design can not help us, because a design of the vehicle can not be done to satisfy two contradicting condition. Morphing systems are thought that they can help us to solve this type of problems. Mainly, morphing blade means that blade shape is changed to be optimum at different flight conditions. Of course to know this type optimum conditions firsts, we need to know the more optimised conditions that can be reached with morphing systems like in hover. If we specifically examine the conditions like this, after that we got a database that includes the answer of which type of blade shape that is transitivised by morphing system is more optimum for that solution. Furthermore, the optimum condition is needed to know because, morphing system tries to change the blade to make it more optimum. There are numerious morphing concepts but active blade twist and TE flap concepts are the concepts that are investigated in this thesis in aerodiynamics and performance perspectives. The main focus of this thesis is to develope a computer code that can calcuates the rotor blade aerodynamic properties and performance parameters. Blade twist and airfiol shape can effect the rotor aerodynamics and performance. Airfoil shape change can be applied to the rotor with trailing edge flap system. In the thesis blade twist and TE flap effects on the helicopter aerodynamics and performance are examined using the MATLAB code that is written originally. The rotor blade that specifically examimed in the thesis is the blade that is used in the rotor hover performance testing in our Rotorcraft Technology Laboratory. The code was written using BET and BEMT. Blade sectional induced inflow ratio is found using BEMT. The sectional thrust and power values found using BET. In the BET calculations every section is assumed to have no mutual effects. Thus, every section of the blade are calculated discretely. Of course, through the tip portion this assumptions does not work because of the tip vortices. To model tip vortices effects on the blade, Prandtl's correction factor used. At the end, BET needs 2-D aerodynamics of the bladde sections. At this point Xfoil programme that is created by Mark Dreala from MIT is used to calculate the 2-D viscous blade polars. These values are found using every blades corresponding Re numbers. From these values look up table is created in excel file. While calculation of every blade section code opens the specific page of the excel an inport the values into the matlab to carry on the calculations.