آناليز مودال پره بالگرد به روش المان محدود و تست تجربي

Modal Analysis of Helicopter Blades with Finite Element Method and Experimental Test

يكي از آزمايشاتي كه بر روي پره ي روتور بالگردها صورت مي گيرد، آناليز مودال مي باشد كه در آن فركانس هاي طبيعي و مودهاي ارتعاشي پره، در دورهاي كاري روتور به دست مي آيد. بدين وسيله، محدوده ي عملكرد مطمين پره به لحاظ عدم بروز پديده‌ي تشديد در شرايط مختلف كاري روتور مشخص مي شود. از اين رو، در اين مقاله به بحث آناليز مودال پره هاي روتور پرداخته شده است. با توجه به اينكه پره هاي فلزي يا كامپوزيتي بالگردها داراي انعطاف پذيري خاصي مي باشند كه در سرعت هاي مختلف منجر به تغيير شكل اين سازه در صفحات مختلف مي گردد، اين تغيير شكل ها مي تواند اثر زيادي بر روي عملكرد آيروديناميك بالگرد داشته باشد. تحليل ديناميكي پره هاي بالگرد بر اساس مشخصات ديناميكي اين سازه، در سرعت هاي دوراني مختلف انجام مي شود. در اين مقاله نيز، تحليل المان محدود و تست مودال بر روي سازه‌ي روتور انجام شده است. تحليل المان محدود به دو روش صورت گرفته است: روش تحليلي با كدنويسي به زبان فرترن و نرم افزاري با نرم افزار المان‌محدود آباكوس. تست مودال نيز براي صحه گذاري و مقايسه با روش المان‌محدود در دو حالت استاتيكي و ديناميكي با سرعتي ثابت بر روي سازه‌ي روتور انجام شده است. نتايج حاصل از هر دو روش با يكديگر مورد مقايسه قرار گرفت و پس از اطمينان از وجود تطابق بين نتايج تحليل المان‌محدود و نتايج تجربي، تجزيه و تحليلي مطابق شرايط كاري روتور صورت گرفت و در نهايت دياگرام اسپك رسم گرديد. بر طبق اين دياگرام مشخص شد كه هيچ گونه مشكل رزونانسي در پره ي روتور به وجود نيامده است. ضمن اينكه تطابق قابل قبولي بين نتايج عددي و تجربي وجود دارد.

One of the tests that are done on helicopter rotor blades is modal analysis to obtain its natural frequencies and various modes of vibration. It is done periodically to ensure blades performance for non-occurrence of resonance obtained under various operating conditions. Therefore, in this paper the rotor modal analysis are discussed. Since metal or composite helicopter blades have a certain flexibility at different speeds in different planes can lead to deformation of the structure that can have a great effect on the aerodynamic performance of the helicopter. In this paper, modal analysis of helicopter blade has been carried out by the finite element analysis and modal test on the rotor structure. The finite element analysis has been developed by two approach of analytical method of FORTRAN code, and the finite element software of ABAQUS. Modal testing was also performed in both static and dynamic states, with constant speed, to validate the finite element method. Finally, the results of both methods are compared with each other. After ensuring there correspondence between finite element analysis and experimental results, an analysis was done according to the operating conditions of the rotor and finally Spoke diagram has been generated. According to this diagram became clear there was not any problem with the resonance of the rotor blades, while the numerical result of case has an acceptable match with the experimental results.