بهينه‌سازي عملكرد روتور اصلي بالگرد در مانورعرضي با استفاده از شبيه‌سازي معكوس

Performance Optimization of Helicopter Main Rotor in Maneuver Using Inverse Simulation

در اين مقاله نتايج طراحي روتور اصلي بهينه با هدف دستيابي به توان مورد نياز كمينه، نسبت برآ به پساي و چالاكي بيشينه با استفاده از تكنيك بهينه‌سازي عددي براي بالگرد با يك روتور اصلي در مانور مارپيچ ارائه مي‌شود. فرآيند بهينه‌سازي اساساً مبتني بر روش پاسخ سطح، طراحي آزمايش به روش بهينه I، شبيه‌سازي معكوس بالگرد، توسعه مدل رياضي عملكرد، تبديل مساله بهينه‌سازي چند هدفه به مساله تك هدفه با استفاده از تابع مطلوبيت و نهايتاً يافتن حل عددي بهينه است. تاثير پارامترهاي طراحي شامل وزن بالگرد و مشخصات هندسي پره‌هاي روتور اصلي (وتر پره، نسبت باريك‌شوندگي پره، نقطه شروع باريك‌شوندگي روي پره و پيچش پره) بر كارآيي و خوش‌دستي بالگرد مورد بررسي قرار مي‌گيرد. پاسخ‌هاي سيستم از طريق شبيه‌سازي معكوس شش درجه آزادي (غيرخطي) با مدل آيروديناميك شبه دائم روتور اصلي استخراج مي‌شود. بديهي است با فرايند مطرح در اين تحقيق، تحليل و بررسي دقيق پارامترهاي طراحي روتور اصلي و اثرات متقابل آن‌ها بر پاسخ‌هاي عملكردي بالگردها امكان‌پذير شده و اين موجب كاهش زمان و هزينه طراحي پره‌هاي مدرن براي روتور اصلي مي‌شود. نتايج حاصل نشان مي‌دهد كه پره بهينه با مشخصات هندسي مشخص، توان مورد نياز بالگرد در مانور مارپيچ را در حدود 7 درصد كاهش داده و نسبت برآ به پسا و تندي رول بالگرد را به ترتيب 10 و 36 درصد نسبت به بالگرد با پره مستطيلي با ايرفويل ناكا 0012 افزايش مي‌دهد كه اين نشانگر بهبود قابل‌ملاحظه در طراحي پره‌هاي روتور اصلي محسوب مي‌شود.

An investigation has been conducted to determine the optimum blade planform required to minimize the rotor power, maximize the lift-to-drag ratio, and maximize roll attitude quickness of the helicopter using numerical optimization techniques. The optimization process is based on response surface method, I-optimal design experiment, and helicopter inverse simulation program (HISP), developing mathematical model of performance, and turning a multi-objective optimization problem into a one-objective problem using Desirability Approach that the optimal numerical solution will eventually be calculated. The effects of helicopter weight and blade platform parameters (i.e., root chord, taper ratio, the taper starting point on the blade, and blade twist) on the performance and handling quality of the helicopter are therefore investigated. Responses of helicopter were obtained through a HISP developed for rotors with quasi-steady aerodynamic formulations. The resulting system provides a systematic evaluation to examine the rotor blade design variables and their interactions, thus reducing the time and cost of designing rotor blades. The results also confirm that the optimum tapered blade lowers the power required by about 7%, and enhances the lift-to-drag ratio and roll attitude quickness up to 10% and 36% with a satisfactory improvement relative to the helicopter with rectangular platform a NACA 0012 cross-section in slalom maneuver, which is a good improvement for rotor blade design.