مبتدی (مناسب برای درک مفهوم کلی مطلب) 

مودهای کوپلینگ خمشی پیچش عمودی
در مورد لایه چینی هایCAS1 و CAS2 قابل ذکر است که به خاطر انطباق با نوع نگارش پژوهش های پیشین، زاویه لایه θنسبت به محور z محاسبه می شود، اما برایCAS3 و CAS4 نسبت به محور “s” اندازه-گیری میشود. بنابراين لایه چینی هایCAS-1 و CAS-2 در صورتي كه θ=60و θ=45باشد با CAS4يكسان هستند.
نتایج صحت سنجی در جدول 4a در ترکیب با تحلیل اجزا محدود حاضر ارائه شده اند. در جدول 4b، یک مقایسه بین نتایج این تحقیق و نتایج تجربی یا تحلیل اجزای محدود به شکل جداگانه ارائه گشته است. همانطور که مشاهده شد، مقایسه نتایج با داده های تجربی یک روند منطقی را دنبال نمی کند. این مساله ممکن است بخاطر این حقیقت باشد که نتایج تجربی معمولا تحت تاثیر پارامترهای بسیاری، از جمله دقت پیاده سازی شرایط مرزی صحیح، اندازه گیری خطاها و بسیاری دیگر قرار می گیرند. از سوی دیگر، در مقایسه نتایج تئوری حاضر با نتایج حاصل ار روش اجزا محدود، یک ثبات رویه معقول کلی را می توان مشاهده نمود. بحث های بیشتر، در ارتباط با مقایسه نتایج، در قسمت بعدی مقاله هنگامی که نتایج مربوط به اثرات مجموعه های مختلف معادلات ساختاری ارائه شده، فراهم گردیده است.
شکل های 3 تا 9 هفت فرکانس طبیعی اول پیکربندی CAS3را نشان می دهند. مشاهده شده است که مجموعه اول فرضیات منجر به نتایجی می شوند که ارتباط نزدیکی با پیش بینی های روش اجزا محدود ندارند. مجموعه بعدی فرضیات به طور کلی فرکانس های طبیعی بالاتری در مقایسه با نتایج به دست آمده توسط ANSYS دارند. برای مثال، در مورد θ=50، در شکل 3 مشاهده شده است که یک اختلاف 37 درصدی بین مقادیر فرکانس طبیعی اول بدست آمده از مجموعه اول فرضیات یا با کد ANSYS مشاهده شد. همچنین دیده شد که فرکانس های پیش بینی شده توسط مجموعه دوم و سوم تا فرکانس هفتم ارتباط نزدیکی با نتایج اجزا محدود دارند. در مورد فرکانس هشتم یا نهم (شکل های 10 و 11) برای زوایای لایه بین 0 تا 50 درجه، نتایج تجربی بدست آمده توسط مجموعه های دوم و سوم در ارتباط بسیار نزدیک با نتایج اجزا محدود است. هرچند برای زوایای بین 50 تا 90 درجه، این انطباق راضی کننده نیست.
برای پیکربندی CAS4، فرکانس های پیش بینی شده در شکل های 12 تا 20 نمایش داده شده اند. همانطور که با ارجاع به پیکربندیCAS3 تجربه شده است، دیده می شود که در مورد پیکربندی CAS4، فرکانس های طبیعی بر اساس مجموعه اول پیش فرض ها به درستی پیش بینی نشده اند (شکل 12 تا 20). برای مثال، در مورد θ=50، درشکل 12 دیده می شود که تفاوتی در حدود 68 درصد بین اولین مقدار فرکانس طبیعی حاصل از مجموعه اول فرض ها با کد ANSYS وجود دارد.
در مقایسه با مجموعه اول، مجموعه دوم که توسط لیبرسکو و همکارانش در تحلیل های ارتعاش آزاد و ایروالاستیک مورد استفاده قرار گرفته است[23، 24]، به طور کلی نتایج را به میزان قابل توجهی نزدیک به نتایج روش اجزای محدود پیش بینی کرده است. اما مجموعه دوم نیزدر بعضی موارد خطاهای قابل توجهی را نشان داده است. به عنوان مثال، در مورد θ=70، اولین فرکانس طبیعی (شکل 12) با حدود 29٪ تفاوت بین آنچه که از مجموعه دوم حاصل شده و مقادیر حاصل از روش المان محدود پیش بینیشده است.تا آنجا که سومین مجموعه دخیل می باشد، مشاهده می شود که برای زاویه های0≤θ≤50 فرکانس طبیعی تا هفتمین فرکانس با دقت بسیار خوبی در مقایسه با نتایج روش اجزا محدود پیش بینی شده است. برای زوایای50≤θ≤80 در تعدادی از مودها، یعنی 1، 3، 5، 6، و هفتمین آن ها، این دقت شروع به کاهش اندک می کند، اما هنوز در محدوده قابل قبول است. از سوی دیگر، در مودهای بالاتر، یعنی فرکانس های طبیعی هشتم و نهم، نتایج تئوری در مقایسه با روش المان محدود حتی در مورد مجموعه سوم اصلا رضایت بخش نیست.
به نظر می رسد رفتار ارتعاش آزاد تیرهای کامپوزیتی جدار نازک با مقطع قوطی ذکر شده در بالابه دلیل پیش فرض های اولیه ای که در توسعه مدل تیر کامپوزیتی جدار نازک که فرض شده است سطح مقطع تیر در صفحه خود تغییر شکل نمی دهد و همچنین مقدار ضرایب سفتی، اتفاق افتاده است. این نتیجه می تواند با در نظر گرفتن شکل 21 تا 24 شکل بگیرد. در شکل 21 و 22، شکل مود سوم و نهم ANSYS برایCAS4 شکل در مورد θ=70 به ترتیب نشان داده شد اند. این در شکل 22 دیده می شود در ارتباط با مود نهم سطح مقطع به طور قابل توجهی در صفحه تغییر شکل یافته است (یعنی خم شدن پوسته اتفاق افتاده است)، بنابراین مدل تیر کامپوزیتی جدار نازک بسط داده شده قادر به دریافت اثرات تغییر شکل سطح مقطع نتوانسته است تحلیلANSYSرا دنبال کند، نیست.یک مسئله مشابه نیز توسط دانسیلا و همکاران مورد توجه قرار گرفته است [25] که پیشنهاد کردند که فرکانس های طبیعی بالاتر نمی توانند به طور دقیق پیش بینی شوند مگر اینکه تغییر شکل سطح مقطعی برای آن ها مجاز باشد.

شکل های 23 و 24تفاوت صلبیت خمشی عرضی (a_33) و ضریب کوپلینگ الاستیک خمشی پیچشی(a_37) با زاویه صفحه بر اساس مجموعه سوم فرض ها به ترتیب برای پیکربندی هایCAS4 و CAS3نشان می دهد.
در شکل 23 دیده می شود که برای لایه چینیCAS4، ضریب کوپلینگ الاستیک پیچشی اندازه قابل توجهی دارد که در مقایسه با صلبیت خمشی نمی تواند به راحتی نادیده گرفته شود و حداکثر مقدار آن برای زاویه های صفحه در بازه 50 تا 80 درجه می باشد. بنابراین، انتظار می رود سهم مودهای پیچش در فرکانس های طبیعی در محدوده زوایای صفحه ذکر شده در بالانسبتا قابل توجه باشد.این سهم در فرکانس های طبیعی بالاتر که تغییر شکل پیچشی در شکل های مودها بیشتر به چشم می آیند، بیشتر می شود(شکل 22). بنابراین، در مورد فرکانس های طبیعی پایین تر و برای زاویه های صفحه0 تا 50 درجه نتایج حاصل از کار حال حاضر در مقایسه با نتایج روش اجزای محدود انطباق بسیار خوبی دارند(شکل های 12-18 برای مجموعه سوم). از آنجایی که مدل حاضر نمی تواند مودهای پیچش را کامل ضبط کند (یعنی حالت های خمش پوسته در صفحه ضبط نمیشوند)، فرکانس های طبیعی پیش بینی شده شروع به از دست دادن دقت خود را در مقایسه با نتایج اجزای محدود در مورد فرکانس های طبیعی پایین تر و برای سطح زوایای50 تا 80 درجه،که درآن مودهای خمشی هنوز هم غالب هستند، اما مقدار کوپلینگ خمش پیچش قابل توجه است (شکل 12-18 برای مجموعه سوم) می کند.
بر اساس بحث فوق و این واقعیت که لایه چینیCAS1 مشابه با پیکربندیCAS4 با زاویه 60 درجه است،تفاوت بین فرکانس های طبیعی به دست آمده از نتایج تئوری حاضر و آنچه که توسط تحلیل روش اجزای محدود در مورد لایه چینیCAS1 حاصل شده است (جدولb4)توجیه می شود.
در مورد لایه چینیCAS3، همانطور که در شکل 24 دیده می شود، ضریب کوپلینگ خمشی پیچی نسبت به ضریب صلبیت خمشی قابل توجه نیست. بنابراین، برای تقریبا تمام زوایای بسته در مورد مودهای پایین تر (یعنی هفت فرکانس طبیعی اول) که در آن تغییر شکل خمشی و پیچشی در شکل مود متناظر هنوز غالب نیست، نتایج به دست آمده با
استفاده از مجموعه سوم انطباق نزدیکی با نتایج حاصل از تحلیل اجزای محدود دارد (شکل 3-9).

مبتدی (مناسب برای درک مفهوم کلی مطلب) 

زیر سیستم ارتباطی که در این مقاله تشریح شده بوسیله ی یک کمپین تست تشدید که شامل آزمایش های نرمافزار در آزمایشگاه، آزمایش های سخت افزار در اتاق بدون پزواک و در تست های پرواز بوسیله ی یک بالن، تایید اعتبار شده اند. سیستم ارتباطی به طور موفقیت امیزی با اویونیک، توان و نیروی محرکه ادغام شده استو اماده برای آزمایش شدن در مدار وقتی که ماهواره پرتاب شود است. تاریخ پرتاب ماهواره هنوز مشخص نشده است: تیم موقعیت های مختلف پرتاب را برای چند سال آینده دنبال می کند.
این مقاله یک بررسی اجمالی از سیستم ارتباطی ارائه می کند و این بررسی اجمالی به صورت پیش رو سازمان یافته: در ابتدا یک بررسی اجمالی از ماموریت داده شده، سپس طراحی سیستم ارتباطی ارائه شده، مولفه های سخت افزاری تشریح شده، و نرم افزار ساخته شده داده شده. در نهایت نتایج آزمایش ها مورد بحث قرار گرفته است.

2. بررسی اجمالی ماموریت
ماموریت CASTOR مشخص کردن عملکرد DCFT بر روی مدار است. این مشخص سازی به کار بردن طیف وسیعی از روش های تحلیل محقق خواهد شد. نیروی رانش تولید شده، بازدهی و طول عمر عملیات اولین صفات از DCFT هستندکه باید مشخص گردند.
ماهواره ی CASTOR (شکل 1) محدودیت حجمی 50 cm_50 cm_60 cm دارد که توان بیشینه ای که می تواند با صفحات خورشیدی تولید کند را بسیار محدود می کند. این محدودیت در حجم منجر به محدودیت در مقدار زمان فعالیت رانشگر می شود. برای باقی ماندن به صورت عملیات های توان مثبت و بیشینه کردن فرکانس و مدت زمان عملیات DCFT، مدار به بخش های زیر تقسیم شد: خورشیدگرفتگی، شارژ کردن باتری ها و روشن کردن رانشگر. این بخش های مداری در شکل 3 دیده می شوند. زمان بهینه برای روشن کردن رانشگر مشخص شده که باید حدودا 10 دقیقه باشد که معادل با زاویه ی پرتاب 20 درجه است. این زمان انتخاب شد تا رانشگر ها را در حدود ظهر مداری اداره کند چون بیشترین توان در این مدت می تواند بوسیله ی صفحات خورشیدی ثابت بدنه تولید شود در حالیکه فضا پیما بردار سرعت را دنبال کند.

نیروی رانش تولید شده بوسیله ی DCFT از طریق روشن کردن رانشگر در مسیر ram (مسیر بردار سرعت) و اندازه گیری تغییرات ارتفاعی مدار، اندازه گیری می شود. از ین تغییر ارتفاعی در مولفه ی مدار، رانش تولید شده می تواند محاسبه گردد. برای اطمینان از اینکه اندازه های رانش تا جای ممکن دقیق هستند، چندین مطالبه برای گذرگاه ماهواره، عمدتا تعیین وضعیت و سیستم کنترل (ADCS)، ایجاد می کند، اولین از هرکدام برای اندازه گیری دقیق مولفه های مداری کنونی فضاپیما هستند. این مسئله از طریق استفاده کردن از دریافت کننده ی SGR-05 GPS متعلق به تکنولوژی ماهواره ای سوری LTD می باشد، مورد تحقق قرار بگیرد. این دریافت کننده می تواند موقعیت فضاپیما را در 10 متر و سرعتش را در 0.15 m/s مشخص کند. TLE نیز به عنوان یک پشتیبان برای این سنسور می تواند استفاده شود اما فرکانس به روز رسانی و دقت اندازه گیری به شدت کاهش می یابد. برای اطمینان از داده ها ی کافی ضبط شده جهت مشخص کردن پارامترهای مداری از داده ها ی GPS اندازه گیری شده اندازه های موقعیت و سرعت هر سی ثانیه جمع می شود. این عمل داده ها ای را که باید در نرخ 6.4 bps متصل گردد را تجمیع می کند.
فرضیه ای حیاتی درمورد اندازه گیری تغییرات در مولفه های مداری تضمین می کند که رانشگر موازی با بردار سرعت فعال می شود. سیستم ADCS هر خطایی در نقطه گذاری رانش گر را کمینه می کند چون به بدنه ی فضا پیما ثابت شده است. با حفظ خطای ناشی از نقطه گذاری ناصحیح فضاپیما کمتر از خطاهای دیگر ارائه دهنده گان خارجی، فرضیه ی داشتن رانشگری فعال در مسیر ram می تواند به اندازه گیری های رانش گر اعمال شود. DCFT در آزمایش تقریبا 4.6 mN نیروی رانش تولید می کند و بیشترین گشتاور خارجی مورد انتظار بر روی فضا پیما کمتر از 1 mN است. از این رو، حفظ خطای اندازه گیری های رانشگر ناشی از نقطه گذاری غلط، کمتر از 0.5 % اطمینان می دهد که در مقایسه با دیگر اختلالات خطایی قابل صرف نظر است. برای بدست آوردن چنین سطحی از دقت اندازه گیری، نیاز به دقت نقطه گذاری کمتر از 5 درجه می باشد. مرتبه ای اضافی برای کاهش مغناطیس در خطای اندازه گیری می تواند با افزایش دقت نقطه گذاری به کمتر از 1.8 درجه بدست اید. ملزومات این آستانه ها (خطای نقطه گذاری کمتر از 5 درجه) و هدف (خطای نقطه گذاری کمتر از 1.8 درجه) ، نیازهای سنسورهای ADCS و محرک های فضا پیمای CASTOR را تعیین می کنند. با چنین محدودیت های اعمال شده بر روی خطای وضعیت فضا پیما ، وضعیت فضاپیما در محدوده ی موقعیت دستور داده شده باقی خواهد ماند. برای محاسبه ی نیروی رانش تولید شده، وضعیت فضاپیما برای تشخیص هر گونه تنظیمات برای نیروی رانش تولید شده که به علت تماما هم راستا نبودن با بردار سرعت در مسیر ram نمی باشد، مورد محاسبه قرار می گیرد. ایناندازه های وضعیت های ماهواره هر سی ثانیه جمع آوری می شود که منتج به نرخ جمع آوری اطلاعات 12.8 bps می شود.
بازدهی DCFT ویژگی مشخص شده ی بعدی است که در Pout/Pin اندازه گیری شده است. توان ورودی بوسیله ی سیستم توان و نرخ جریان زنون کنترل شده است. توان در درجه ی اول به طور مستقیم از صفحه های خورشیدی می آید اما اگر توان اضافی مورد نیاز باشد، فضا پیما می تواند به باتری ها دسترسی پیدا کند. این انرژی الکتریکی پس از آن بوسیله ی مبدل DC to AC تبدیل به ولتاژ 400 v آندی مورد نیاز DCFT می شود. جریان بوسیله ی نرخ جریان زنون تنظیم می شود. تصمیم گرفته شد تا فضا پیما برای عملیات CASTOR رانشگر ها را در 210 mA فعال کند تا بدون گرفتن انرژی از باتری ها به رانشگر ها اجازه ی عملیات در مدت زمان ده دقیقه ای خود بدهد. از این رو Pin پیش بینی شده حدودا 84W است. این مقدار بوسیله ی اندازه گیری سطوح ولتاژ و جریان به DCFT انتقال داده شده است، ثبت این مقادیر در هر ده ثانیه منجر به نرخ جمع آوری داده ها ی 6.4 bps می شود.
توان خروجی از نیروی رانش تولید شده و تغییر در سرعت فضاپیما محاسبه می گردد. محاسبات نیروی رانش تولید شده قبلا مورد بحث قرار گرفته است. تغییر در سرعت فضاپیما می تواند از طریق داده ها ی GPS جمع آوری شده برای تشخیص نیروی رانش مورد محاسبه قرار گیرد. بنابراین، هیچ داده ی اضافی برای تعیین Pout نباید جمع گردد. بازدهی مورد انتظار برای رانشگر ها تقریبا 43% است.
طول عمر عملیاتی DCFT آخرین ویژگی مورد تحلیل قرار گرفته ی DCFT است. چون گذرگاه CASTOR نمی تواند عملیات مداوم را تا زمان شکست DCFT تضمین کند، در ابتدا این ویژگی بوسیله ی جمع آوری تصاویر رنگی از رانشگرها در هنگام عملیات مورد تحلیل قرار می گیرد. رنگ ستون رانشگر ها سطح یونیزاسیون در حال رخداد را نشان می دهد که نشاگر عمر عملیاتی باقی مانده ی رانشگرها است. بعلاوه، تنزل بدنه ی رانشگر می تواند در تصاویر مورد نظارت قرار گیرد. این تصاویر به شکل تصاویر رمزگذاری شده ی 640*0480 پیکسل 24-bit رنگی JPEG جمع آوری خواهند گردید. هر زمان که رانشگرها در حال عمل کردن هستند، دو تصویر جمع آوری می شود، برای نرخ جمع آوری داده ی حدودا 247 bps. این پوشه های تصویر اکثریت داده ها ی دورسنجی فضاپیما را تشکیل می دهد که باید به زمین مرتبط باشد (چون بیشتر از 80 درصد داده ها ی دورسنجی کل را تشکیل می دهد).
ماموریت CASTOR مشخص کردن مشخصات عملیاتی DCFT بوسیله ی اندازه گیری نیروی رانش تولید شده، بازدهی و طول عمر DCFT است. این اندازه گیری ها ملزوم به ایجاد چندین نیازمندی برای گذرگاه ماهواره است تا دقت نقطه گذاری ADCS ، ظرفیت تولید سیستم توان و ظرفیت سیستم ارتباطی برای مرتبط کردن کارآمد اطلاعات جمع آوری شده به زمین را در بر گیرد.
3. بررسی اجمالی سیستم ارتباطی
طراحی سیستم ارتباطی CASTOR اشاره به رو به رویی با چالش های مختلف داده شده بوسیله یمحدودیت های مختلف دارد. توجهات و ملزومات به حساب آمده در طراحی سیستم به طور مشخص از قرار زیر هستند:
1) امکان پذیری: زیر سیستم ارتباطی باید ارتباط معتبری برای دانلود بیش 221Mbit داده ی علمی و بیش از 5.6 Mbit داده ی دورسنجی در هر روز ایجاد کند
2) سرعت ماموریت: سیستم ارتباطی نیاز دارد تا قادر به پشتیبانی از یک تغییر داپلر در حدود 8 KHz باشد.
3) هزینه: سیستم ارتباطی باید با محصولات COTS یا تولید محصولات در منزل به منظور کمینه کردن هزینه ها ساخته شود.
4) جرم و توان: از آنجایی که جرم کل ماهواره باید کمتر از 50 Kg باشد، جرم تخصیص داده شده به سیستم ارتباطی بشتر از 2 Kg نیست. همچنین مصرف توان باید کمتر از 10 W باشد چون بخش بزرگی از توان برای فعال سازی DCFT مورد نیاز است.
5) تلو تلو خوردن: سیستم باید در موارد تلو تلو خوردن ماهواره را پوشش دهد
6) ایستگاه زمینی: به منظور کاهش هزینه ی عملیاتی برای ماموریت، یک ایستگاه زمینی متعلق به MIT یا قابل دسترسی بدون هزینه ی اضافی مورد نیاز است
7) افزونگی: به منظور اطمینان یافتن از ارتباط با ماهواره، سیستم باید کاملا افزونه باشد
8) قابلیت اطمینان و امنیت: پیغام های دستوری باید به صورت قابل اعتماد و صحیح به ماهواره انتقال داده شود.
9) مواد: تمام مواد استفاده شده باید با ضوابط حرارتی سازگار شوند.
همه ی این ملاحظات نیاز به یک تحلیل پیچیده برای توسعه ی بهترین طراحی ممکنی دارند که قادر به محقق ساختن ملزومات ماموریت در حالی که هنوز تمام محدودیت ها را رعایت می کند. امکان پذیری بودجه ی اتصال و تحلیل های پوششی را تحریک می کند (جزییات بیشتر در بخش های پیش رو)، داپلر ملزومات نرخ داده، هزینه و موضوعات موادی که توسعه ی آنتن های متصل سفارشی را مشخص کرده را تحریک می کند. (جزییات بیشتر در بخش 4). محدودیت در جرم و توان، مقدار و نوع آنتن را تحریک می کند در حالی که نیاز به فراهم کردن ارتباط در زمان تلوتلو خوردن، بر جایگذاری آنتن بر روی فضا پیما اثر گذاشته است. الزام به محدود کردن هزینه ی ایستگاه زمینی باعث انتخاب ایستگاه زمینی HETE و انتخاب پهنای S به عنوان مرکزی شد. افزونگی بر تمام معماری اثر گذاشت در حالی که قابلیت اطمینان در انتقال پیام ها، توسعه ی پروتوکل ارتباطی سفارشی را مشخص کرد.
بخش پیش روی مقاله به هر کدام از موارد قبل همانند ارائه ی سخت افزار انتخاب شده و ویزگی های نرم افزار به کار برده شده، تخصیص داده شده است.

شبیه سازی عددی جریان ناپایدار در اطراف پرواز پیشرو هلیکوپتر با روتورهای هم محور

Numerical Simulation of Unsteady Flow Around Forward Flight Helicopter with Coaxial Rotors

چکیده
1- مقدمه
2- ایجاد شبکه واژگون بدون ساختار
3- روش عددی
3-1- معادله حاکم
3-2- پله زمانی
4- نتایج و بحث
4-1- شبیه سازی روتورهای هم محور در پرواز ثابت در سطح زمين
4-2- شبیه سازی پرواز هلیکوپتر به جلو با روتوهای هم محور
5- نتیجه گیری

چکیده

معادلات سه بعدی اویلر ناپایدار به طور عددی برای شبیه سازی جریان های در اطراف ناپایدار هلیکوپتر در پرواز به جلو با روتورهای هم محور بر اساس شبکه های بدون ساختار واژگون پویا حل می شوند. عملکرد دو روتورهای هم محور هر دو بدتر می شود به خاطر تعامل آیرودینامیک مربوط بین آنها ، و تاثیر روتور بالایی بر روی روتور پایین بیشتر از روتور پایینی بر روی روتور بالایی است. سرعت فشار باد به سمت پايين در سطح روتور پایینی بسیار بزرگتر از آن در سطح بالای روتور، و سرعت فشار باد به سمت پايين در سطح بالای روتور کمی بزرگتر از آن در سطح روتور منفرد است. سرعت فشار باد به سمت پايين و ضریب محوری هر دو بزرگتر می شوند وقتی زاویه پره ها اضافه می گردد. هنگامی که فاصله بین دو روتورهای هم محور افزایش می یابد، ضریب محوری روتور بالایی افزایش می یابد، اما ضریب محوری در کل کمی کاهش می یابد، چرا که کاهش ضریب محوری روتور پایینی بزرگتر از افزایش ضریب محوری روتور بالایی است.
1- مقدمه
پیکربندی هم محور روتورها یکی از راه حل های تکنولوژیکی برای افزایش توانایی حمل بار هلیکوپتر است. از آنجا که دو روتور نیروی شبکه را به جای روتور واحد در طرح مرسوم تولید می کنند، قطر روتورها می تواند برای حمل همان مقدار وزن کاهش یابد. جذاب ترین قابلیت طراحی هم محور فشردگی حاصل و ایمنی خودرو می باشد. ثانیا، گشتاورهای پیچشی معکوس تولید شده توسط دو روتور با توجه به جهت مخالف چرخش لغو خواهد شد و روتور دم و پايه اى که سطوح دم را تحمل ميکند می تواند حذف شود، که منجر به یک وسیله نقلیه کوچک تر و سبک تر می شود.
5- نتیجه گیری
در مقاله حاضر ، جریان در اطراف هلیکوپتر با پرواز رو به جلو با روتورهای هم محور و منفرد با حل معادلات سه بعدی اویلر ناپایدار بر اساس شبکه های بدون ساختار واژگون پویا شبیه سازی شده است ، و برخی از نتایج به دست آمده به شرح زیر است.
(1) در مقایسه با بالگرد با روتور منفرد، رانش هر دو روتورهای هم محور کوچکتر است، به خصوص رانش روتور پایینی بسیار کوچکتر است ، که نشان می دهد که تعامل بین روتورهای هم محور منجر به کاهش عملکرد روتورهای هم محور ، به خصوص روتور پایینی می شود.
(2) تعامل بین روتورهای هم محور باعث می شود سرعت فشار باد به سمت پايين در سطح روترو پایینی بسیار بزرگتر از سطح روتور منفرد، و سرعت فشار باد به سمت پايين در سطح روتور بالایی کمی بزرگتر از آن در سطح روتور منفرد باشد.
(3) جریان گردابه با فشار به سمت بالا در بالای بدنه در هر دو مدل هلی کوپتر وجود دارد ، و قدرت هلیکوپتر با روتور هم محور ضعیف تر از آن از هلی کوپتر های با روتور منفرد است.
(4) سرعت فشار باد به سمت پايين و ضریب رانش افزایش می یابد هنگامی که زاویه جمعی تیغه بزرگتر می شود.
(5) هنگامی که فاصله روتور افزایش می یابد، ضریب رانش برای روتور بالایی افزایش و برای روتور پایینی کاهش می یابد، و رانش کلی کمی کاهش می یابد.
نشان داده شد که روش حاضر از شبکه های بدون ساختار واژگون پویا کارآمد و قوی برای شبیه سازی جریان ناپایدار در اطراف بالگرد با روتور هم محور است، و فهم جدیدی از سیستم هم محور روتور و روتور / بدنه تعاملات در آینده برای کشف مشکلات آیرودینامیک از سیستم روتور هم محور مورد مطالعه قرار خواهد گرفت.

Abstract

Three-dimensional unsteady Euler equations are numerically solved to simulate the unsteady flows around forward flight helicopter with coaxial rotors based on unstructured dynamic overset grids. The performances of the two coaxial rotors both become worse because of the aerodynamic interaction between them, and the influence of the top rotor on the bottom rotor is greater than that of the bottom rotor on the top rotor. The downwash velocity at the bottom rotor plane is much larger than that at the top rotor plane, and the downwash velocity at the top rotor plane is a little larger than that at an individual rotor plane. The downwash velocity and thrust coefficient both become larger when the collective angle of blades is added. When the spacing between the two coaxial rotors increases, the thrust coefficient of the top rotor increases, but the total thrust coefficient reduces a little, because the decrease of the bottom rotor thrust coefficient is larger than the increase of the top rotor thrust coefficient.

1- Introduction

Coaxial rotors configuration is one of the technological solutions for increasing helicopter load-carrying ability. Since two rotors produce the net thrust instead of a single rotor in the conventional design, the diameter of the rotors can be reduced to carry the same amount of weight. The most attractive feature of a coaxial design is the resulting compactness and safety of the vehicle. Secondly, the converse torsional moments generated by the two rotors would be canceled due to the opposite rotational directions, and the tail rotor and tail boom can be eliminated, resulting in a smaller and lighter vehicle.

5- Conclusions

In the present article, the forward flight flows around the coaxial and individual rotor helicopters have been simulated by solving the three-dimensional unsteady Euler equations based on the unstructured dynamic overset grids, and some conclusions are obtained as follows.

(1) Compared to the individual rotor helicopter, the thrusts of both coaxial rotors are smaller; especially the thrust of bottom rotor is much smaller, which demonstrates that the interaction between the coaxial rotors leads to decreasing the performance of the coaxial rotors, especially the bottom rotor.

(2) The interaction between the coaxial rotors makes the downwash velocity at the bottom rotor plane much larger than that at the individual rotor plane, and the downwash velocity at the top rotor plane is a little larger than that at the individual rotor plane.

(3) There are upwash vortex flows on the top of the fuselages of both helicopter models, and the strength of the coaxial rotor helicopter is weaker than that of the individual rotor helicopter.

(4) The downwash velocity and thrust coefficient both increase when the collective angle of blade becomes larger. (5) When the rotor spacing increases, the thrust coefficients will increase for the top rotor and decrease for the bottom rotor, and the total thrust reduces a little.

It is demonstrated that the present method of unstructured dynamic overset grids is efficient and robust for simulating unsteady flows around helicopter with coaxial rotors, and new understandings of coaxial rotor systems and rotor/fuselage interactions will be studied in the future to uncover more aerodynamic problems of coaxial rotor systems..