Autorotation in forward flight is an important subject for gyroplanes or compound helicopters. To control and trim an autorotation, the autorotation range has to be comprehensively obtained for entire flight regime. By integrating the flapping and rotational equations of motion, the steady state autorotation of a rotor for a given set of three independent variables (forward velocity, collective pitch angle, and shaft angle) is investigated in this work. Two dimensional aerodynamic coefficient as functions of the angle of attack, the Mach number, and the Reynolds number from the Navier-Stokes simulation and Pitt/Peters inflow model to determine induced flow field are adopted to implement the simulation. Transient behavior of the solution from arbitrary initial conditions to steady-state periodic solution is described. Variations of rotor speed and flapping angle of autorotation in terms of the shaft angle and the collective pitch angle for one given forward velocity are presented and discussed in detail.
Autorotation range is then investigated in terms of the three independent variables. Specifically, autorotation of a rotor similar to that of BO-105 helicopter is analyzed. Airspeed limits for steady autorotation for a given set of collective pitch and shaft angle, and collective pitch range for given airspeed and shaft angle are examined and discussed.
Drastic change in the region of autorotation near a specific shaft angle is found to exist, below which the range of collective pitch angle for stable autorotation becomes very limited and the flapping angle changes abruptly with the pitch angle. The increase of rotor speed is found to be limited mainly due to compressibility effect when the airspeed increases. Collective pitch range for autorotation is reduced from the positive side when the airspeed increases while it is reduced from the negative side when the shaft angle decreases. Therefore, at high airspeed and small shaft angle, the autorotation is maintained only over rather narrow collective pitch range. Thrust reversal in association with pitch is found to occur at high advance ratio and low shaft angle. This suggests that collective pitch needs carefully selected for the case of compound helicopter where high speed forward flight with low shaft angle is desired.
전진 비행중인 자동회전은 자이로플레인이나 콤파운드 헬리콥터에서 중요한 주제다. 자동회전을 제어하고 트림하기 위해서는 모든 비행 영역에서 자동회전의 범위가 포괄적으로 얻어져야 한다. 본 연구에서는 플래핑 방정식과 회전운동 방정식을 적분하여서 세가지 독립변수(전진속도, 콜렉티브 피치, 샤프트각)의 조합에 대한 로터의 정상 자동회전이 조사된다. 받음각과 마하수, 레이놀즈수의 함수로 Navier-Stokes 해석된 2차원 공력계수와 Pitt/Peters 유도흐름장 모델이 수치모사를 실현하기 위해 채용된다. 임의의 초기조건으로부터 정상 상태의 주기해까지 과도거동이 기술된다. 주어진 전진속도에 대해 샤프트각과 콜렉티브 피치각의 항으로 자동회전의 로터속도와 플래핑각 변화가 제시되고 자세히 논의된다. 다음에 세 변수에 대한 항으로 자동회전의 범위가 조사된다. 특별히 BO-105 헬리콥터와 유사한 로터의 자동회전이 해석된다. 콜렉티브 피치와 샤프트각 조합에 대한 대기속도의 한계, 그리고 주어진 대기속도, 샤프트각에 대한 콜렉티브 피치의 범위가 조사되고 논의된다.
자동회전 영역의 특정한 샤프트각 주변에서 콜렉티브 피치가 급격히 변화되는데, 그 아래에서 정상 자동회전에 대한 콜렉티브 피치의 범위는 매우 제한되고, 플래핑각도 피치각에 따라 급격히 바뀐다. 대기 속도가 증가할 때 압축성 효과 때문에 로터속도의 증가는 매우 제한된다. 자동회전의 콜렉티브 피치 범위는 대기 속도가 증가할 때 양의 방향으로부터 줄어든다. 반면, 샤프트각이 감소할 때는 음의 방향으로부터 줄어든다. 따라서, 고속과 저 샤프트각에서 자동회전은 매우 좁은 콜렉티브 피치 범위에서 유지된다. 고전진비와 작은 샤프트각에서 피치에 대한 추력 역전이 발생된다. 이것은, 높은 전진비행 속도와 낮은 샤프트각이 필요한 콤파운드 헬리콥터에서 피치가 매우 주의깊게 선택되어야 함을 나타낸다.
