The aeroelastic response and stability analysis of bearingless rotor systems are investigated using a large deflection beam theory in hovering and forward flight. The bearingless configuration consists of a single flexbeam with a wrap-around type torque tube and thd pitch links located at the leading dege and trailing edge of the torque tube. The outboard main blade, flexbeam, torque tube are all assumed to be an elastic beam undergoing flap bending, lead-lag bending, elastic twist and axial deflections, which are discretized into beam finite elements. In the hovering case, numerical results of stability analysis are compared with those of a previously published anlaysis using the moderate deflection beam theory. The aeroelastic analysis of bearingless rotor systems with trailing edge flaps is conducted for forward flight conditions with a focus on reducing vibration while minimizing control effort. The aerodynamic forces of the rotor blade are calculated using two-dimensional quasi-steady strip theory. For the analysis of forward flight, the nonlinear periodic blade steady response is obtained by integrating the full finite element equation in time through a coupled trim procedure with a vehicle trim. After an equilibrium position is obtained, the aeroelastic stability analysis is performed for the linearized stability equations with respect to this equilibrium position. The objective function, which includes vibratory hub loads and active flap control inputs, is minimized by an optimal control process. Numerical simulations are performed for the steady-state forward flight of various advance ratios. Numerical results of the steady blade and flap deflections as well as the vibratory hub loads are also presented for various advance ratios and the compared with previously published analysis results obtained from modal analysis based on a moderate deflection-type beam theory. For the analysis of composite bearingless rotors, flexbeam is assumed to be a H-type section made of laminate. Numerical results are calculated for selected bearingless blade configurations based on the lay-up of laminae in the flexbeam. A systematic study is made to identify the importance of the stiffness coupling terms and trailing edge flap parameters on blades stability and vibratory hub loads.
정지 및 전진 비행시 대변형보 이론을 이용하여 무베어링 로우터 시스템의 공력탄성학적 응답 및 안정성에 관한 연구를 수행하였다. 무베어링 로우터 시스템의 특징으로는 블레이드와 허브(hub) 사이에 위치한 상대적으로 비틀림 강성이 작은 유연보와 블레이드의 피치 제어를 하기 위한 피치 링크가 부착되어 있는 비틀림 강성이 큰 토오크 튜브를 들 수 있다. 본 연구에서는 메인 블레이드와 유연보 그리고 토오크 튜브를 각각 탄성보로 가정하였다. 로우터 블레이드에 작용하는 공기력은 2차원 준정상 공기력 이론에 근거하여 얻어졌다. 정지 비행시 적정변형보 이론을 적용한 기존의 연구결과와의 비교를 통하여 수치적 안정성 해석 결과와 비교 검토하였다. 또한, 전진 비행시 허브 진동 하중 감소를 목적으로 한 뒷전 플랩을 갖는 무베어링 로우터 시스템에 대한 공탄성 해석을 수행하였다. 전진 비행시 공탄성 해석을 위해, 블레이드의 비선형 주기 트림해는 시간 유한요소법을 이용한 블레이드 변형 해석과 동체 평형을 고려한 연계 평형 해석을 통하여 얻어진다. 비선형 트림해로부터 미소교란을 가정한 선형교란방정식으로부터 공력탄성학적 안정성 해석이 이루어진다. 뒷전 플랩을 갖는 무베어링 로우터 시스템에 대해서, 허브진동하중과 플랩 제어입력으로 목적함수가 정의되고, 최적화 방법을 통하여 이를 최소화하는 연구를 수행하였다. 다양한 전진 속도비에 대해서 수치해석을 수행하여, 비선형 주기 트림해와 최적화된 플랩 입력값 그리고 허브 진동하중을 구하였으며, 이를 기존의 연구결과와 비교 검토하였다. 복합재료로 적층된 H-형상 유연보를 갖는 무베어링 로우터 시스템의 공탄성 해석을 통하여 구조적 연성효과와 뒷전 플랩의 다양한 파라메터가 공력탄성학적 안정성과 허브진동하중에 미치는 영향을 살펴보았다.
