بررسي تحليلي - تجربي ارتعاشات توام خمش - خمش - پيچش پره ناهمگن بالگرد داراي زاويه پيچش اوليه

Coupled Flap-Lag-Torsional Vibration Analysis of Pre-twisted Non-uniform Helicopter Blades

در اين مقاله يك روش تحليلي – تجربي براي بررسي رفتار مودال پره هاي دوار ناهمگن بالگرد، داراي زاويه پيچش اوليه در ارتعاشات خمشي ( در صفحه دوران و خارج از صفحه دوران) و پيچشي مستقل و در حالت كلي ارتعاشات توامان خمش در صفحه دوران با خمش خارج از صفحه دوران و پيچش ارائه گرديده است. در اين روش از بسط انتگرالي بر اساس توابع گرين (توابع نفوذ سازه اي) براي به دست آوردن معادلات حركت پره استفاده شده و كد رايانه اي بر مبناي روش فوق تدوين و توسعه يافته و سپس از آن براي تحليل يك پره بدون مفصل (درگير) استفاده و نتايج حاصل از اين روش با نتايج ارائه شده در ديگر مقالات مقايسه شده است. به علاوه چند مثال عددي براي حالتهاي مختلف ارتعاش توام ارائه شده و تطابق بين نتايج حاصل شده و نتايج گزارش شده توسط ديگر محققان نشان داده شده است. در نهايت، از اين روش براي استخراج فركانسهاي طبيعي يك پره بالگرد استفاده شده و با نتايج به دست آمده از آزمون مودال بر روي همان پره مقايسه شده است. نتايج حاصل بيانگر آن است كه روش فوق علاوه بر سادگي داراي سرعت و كارايي بيشتري نسبت به روشهاي ديگر به خصوص روش المان محدود بوده و از آن مي توان علاوه بر پره بالگرد براي مدل كردن پره هاي توربو ماشين و ملخهاي عمودي هواپيما نيز استفاده نمود.

An approximate numerical mthod is presented for analysis and determination of modal characteristics in straight, pretwisted non-unifom helicopter blades. The analysis considers the coupled flapwise bending (out of plane), chordwise bending (in plane), and torsion vibration of both rotating and non-rotating blades. The proposed method is based on the integral expansion of Green functions (structural influence functions) to develop the equations of motion for a clamped-free blade. Several examples are presented in various states such as flapwise bending, coupled bending-bending, coupled bending-torsion, and coupled bending-bending-torsion vibration analysis. The results obtained were compared with available numerical results in the literature. A modal testing and modal analysis were also carried out on a typical helicopter blade in static condition and the results were compared with the numerical ones. The results indicate that the proposed method is fast and robust and can be used for modeling of turbomachine blades, aircraft propellers and helicopter rotor blades.