بررسی ارتعاشات غیرخطی کوپل پره الاستیک روتور بالگرد و تحلیل فرکانسهای فلاتر

ناپایداری آیروالاستیکی در پره‌ها از مهمترین عوامل و منابع ناپایداری در روتور بالگردها محسوب می‌شوند که از جمله این ناپایداری‌ها، فلاتر می‌باشد. در این مقاله به منظور بررسی فلاتر پره و ارتباط آن با پارامترهای سازه‌ای روتور، معادلات دیفرانسیل جزئی غیرخطی کوپل حاکم بر پره الاستیک دوار روتور بالگرد با فرض تیر اویلر-برنولی تحت اثر نیروهای آیرودینامیکی در حالت هاور با استفاده از اصل همیلتون استخراج شده و با اعمال روش گالرکین به معادلات دیفرانسیل غیرخطی معمولی تبدیل می‌شوند و سپس معادلات بدست آمده برای مقادیر اغتشاشی کوچک حول شرایط حالت دائم خطی می‌گردند. با فرض اینکه پاسخ بصورت هارمونیک باشد، فرکانس‌های طبیعی پره در سه محور حرکتی محاسبه شده و ارتباط فرکانس طبیعی و فرکانس فلاتر پره با پارامترهای سازه‌ای و آیرودینامیکی نشان داده می‌شود. با استفاده از شبیه‌سازی عددی، نتایج برای دو نوع پره سفت و پره نرم با مشخصات معین برحسب پارامترهای مختلف از جمله زاویه پیچش پره، زاویه پیش‌مخروطی و سرعت چرخش روتور برای شکل مود اول ترسیم شده و اثر هر کدام از پارامترهای مذکور بر روی فرکانس فلاتر و نیز ناحیه پایداری پره مورد تجزیه و تحلیل قرار می‌گیرد. نشان داده می‌شود با افزایش صلبیت پره، فرکانس فلاتر افزایش یافته و سیستم پایدار خواهد بود.

investigating the nonlinear coupled vibrations of elastic blade of helicopter and analysis of flutter frequencies

aeroelastic instability in blades is one of the most important sources of instability in helicopter rotors, and the most critical of these instabilities is flutter. in this paper, in order to investigate the blade flutter and its relationship with the rotor structural parameters, using the hamilton’s principle and considering the euler-bernoulli beam theory, the coupled nonlinear partial differential equations governing the rotating elastic blade of a helicopter in the hover flight mode are extracted and converted into a set of odes by applying galerkin method. then the obtained equations for small perturbations are linearized around the steady state conditions. assuming the harmonic response, the natural frequencies of the blade in three motion axes are calculated and the relationship between the natural frequency and flutter frequency of the blade with structural and aerodynamic parameters are shown. using numerical simulation, the results for two types of soft and stiff blades with given characteristics in terms of different parameters such as blade twist angle, pre-cone angle and rotation speed of rotor for the first mode shape are extracted. finally, the effect of each of the mentioned parameters on the flutter frequency and also, the blade stability region is analyzed. it is shown that by increasing the blade stiffness, the flutter frequency will increase and the system will be stable.