Effects of an Improved Engine-Nacelle Tilting Mechanism upon the Tiltrotor Aircraft Aeromechanics and Aeroelasticity

Abstract

A tiltrotor aircraft provides advantages in that vertical takeoff and high cruise speed compared against the conventional helicopters. Though it is susceptible to aeroelastic instability due to the interaction between the wings and rotors at a high forward speed. Various methods have been attempted to address such issue, while including the pitch-flap coupling, flap-hinge offset, and adjustment of the stiffness and damping ratio of the engine/nacelle. However, researches considering the aeroelastic characteristics of the entire drive system of a tiltrotor aircraft has been rarely conducted.

In this thesis, an influence of the engine/nacelle drive system upon the whirl flutter of a tiltrotor aircraft is analyzed. The analysis is conducted using XV-15 aircraft as a baseline object, with the engine/nacelle drive system replaced by that of the recent V280 Valor aircraft, which incorporates an improved tilting mechanism. First, the gear ratio and initial configuration of the target gear assembly is determined using a top-down approach. Load analysis is then performed for the gear design to determine the required sizing condition. The quasi-steady transition analysis of XV-15 rotor is carried out by using CAMRAD II free wake aerodynamics. Based on the results, the load condition is determined employing the physics-based approach. Next, the gear and drive system sizing is performed, and the obtained results are applied to the baseline aircraft to conduct the mode shape analysis by NASTRAN. The engine-nacelle drive system is attached on the wing tip with the rigid body element, while considering its elasticity. Finally, utilizing the flutter analysis module of CAMRAD II, trim analysis is performed. To assess the influence of the improved drive-system on the aeroelasticity, the critical damping and the frequency effects are analyzed.

틸트로터 항공기는 수직 이착륙 능력과 높은 순항속도로 기존 회전익기에 비해 장점을 가지지만, 높은 전진속도에서 날개와 로터 간의 상호작용에 의한 훨 플러터 불안정성이 발생한다. 이러한 문제를 해결하기 위하여 복수의 공력탄성학적 안정성에 대한 방법론이 시도되어왔다. 피치-플랩 커플링, 플랩핑 힌지 오프셋, 엔진/나셀의 강성과 감쇠비를 조절하는 대표적인 방법론들이 시도되어 왔으나 틸트로터 항공기에 이용된 엔진/나셀 구동부의 전체적인 구조에 의한 공력탄성학적 특성이 고려된 연구는 소수에 불과하였다. 본 논문에서는 틸트로터 항공기의 엔진/나셀 구동부 변화에 따른 틸트로터 항공기의 훨 플러터 영향성을 분석하였다. 해석의 구성은 XV-15 기종을 기반 항공기로, 해당 항공기의 엔진/나셀 구동부를 최근 새로운 틸팅 메커니즘이 적용된 V280 Valor 기종의 메커니즘으로 변경하였다. 먼저 설계 대상 기어박스를 top-down 방식으로 감속비 및 초기 형상 정보를 선정하고, 각 기어 및 구성품의 설계에 필요한 하중 해석을 수행한다. CAMRAD II 해석 프로그램의 자유 후류 모델을 이용한 로터의 준정상 천이해석을 수행하였고, 도출된 결과를 기반으로 한 물리적 접근을 통해 기어 설계에 필요한 하중을 추출하였다. 이후 기어 및 드라이브 시스템의 사이징 및 모델링을 수행하고, 전체 엔진-나셀 시스템은 접촉 조건이 고려된 유연체로서 기반 항공기의 날개 끝단 지점에 강체 요소로 부착되었다. NASTRAN프로그램을 이용한 고유 주파수 및 모드를 비교하고, CAMRAD II 의 플러터 해석기능을 이용하여, 항공기 트림해석을 수행하였다. 해당 결과를 바탕으로 개선된 구동부가 적용된 항공기 주 날개의 임계 감쇠비와 주파수를 통해 훨 플러터 영향성을 파악하였다.