Aeroelastic characteristics considering wake effects for helicopter hingeless rotor blades in hovering and forward flight were investigated. To take into account the large deflections and rotations of rotor blades, a large deflection beam model was used. To simulate unsteady wakes and calculate its induced velocities, a free-wake model was applied. The aerodynamic forces of the rotor blades were obtained by using a vortex lattice method (VLM) and a blade element theory (BET) in hovering flight, and a blade element theory (BET) in forward flight. In the case of the hovering flight, Newton-Raphson iteration method was applied to the aeroelastic analysis to obtain the numerical solutions for aeroelastic deflections. The flap, lag, and torsion deflections considering wake effects by using the free wake model were investigated. The p-k method in the frequency domain and the fourth order Runge-Kutta time integration in the time domain were used to predict the lag damping and frequency, which are directly relevant to the aeroelastic stability of helicopter rotor blades. The numerical results using the vortex lattice method (VLM) and the blade element theory (BET) with the free wake model were compared to the experimental data and the ones using a two-dimensional quasi-steady model with a uniform inflow model. For the forward flight, nonlinear periodic blade responses were obtained by integrating the full finite element equation in time through a coupled trim procedure with a vehicle trim. To do this, Newton-Raphson iteration method was applied. After the periodic blade deflections were obtained, the aeroelastic stability analysis was performed for the linearlized stability equations with a floquet transition matrix. The numerical results using the blade element theory (BET) with the free wake model were compared to the ones using the two-dimensional quasi-steady model and the blade element theory (BET) with a linear inflow model.
본 연구에서는 제자리 비행 및 전진 비행시의 후류 효과를 고려한 헬리콥터 무힌지 로터 블레이드의 공탄성 특성에 관한 연구가 진행되었다. 대변형 및 대회전을 모사하기 위하여 대변형 보 이론을 적용하였으며, 후류 형상을 구현하고 그에 따른 유도 속도를 계산하기 위하여 자유 후류 모델을 적용하였다. 로터 블레이드의 공기력은 제자리 비행시에는 와류격자법(VLM)과 깃요소이론(BET)을 통하여 구하였고, 전진 비행시에는 깃요소이론만을 적용하여 계산하였다. 제자리 비행에 있어, 탄성 변형의 수치적인 해를 구하기 위하여 Newton-Raphson 반복법을 적용하였고, 이때 자유 후류 모델을 통하여 후류 효과를 고려한 플랩, 래그, 그리고 비틀림 변형에 관한 연구가 수행되었다. 또한 공탄성 안정성에 직접적으로 관련된 래그 댐핑과 래그 주파수를 구하기 위하여 주파수 영역에서 p-k 기법을 적용하였으며, 시간영역에서는 4차 Runge-Kutta 시간 적분법을 통한 해석이 수행되었다. 본 연구에서의 수치적인 해는 실험 결과 및 2차원 준정상 공기력을 적용한 수치적인 해와 비교하였다. 전진 비행에 있어서는, 시간 유한요소기법을 통한 트림해석을 통하여 비선형 주기 변형 응답을 구하였다. 또한, Floquet 상태 변환 행렬을 적용하여 공탄성 안정성 해석을 수행하였다. 자유 후류 모델과 함께 깃요소이론을 적용하여 구한 수치적인 해를 2차원 준정상 공기력과 선형유입류, 그리고 깃요소이론을 적용한 수치 해와 비교하였다.
