Integrated Rotorcraft design for Vibration Suppression
Giuliano Coppotelli, Franco Mastroddi
Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale ed Astronautica
Via Eudossiana, 18
00184 Roma
[email protected]
Abstract – In order to design an efficient and safe rotary-wing aircraft, it is essential that the numerical prediction, both related to the dynamics of the vehicle and to its flight mechanics, fits well the experimental data gained during the so-called iron-bird phase and the during the flight-test phase. The actual commercial codes still need further
improvements regarding the accuracy of the numerical results with respect to the experimental data. The lack of model accuracy is essentially due to (e.g., for the dynamic model of the rotorcraft) the simplified assumptions considered on the base-analytical models (this is particularly true if non-conventional rotor – e.g., in terms of blade/hub
connection - are considered). The participants of the present research unit have been involved in the fields of unsteady aerodynamics modeling for rotor aeroelasticity and structural dynamics modeling of blades for aeroelasticity and cabin vibration-level description. In the framework of the ongoing research activity related to the integrated
analysis and design for rotorcraft, the development of analytical model to overcome the actual gap in the prediction of the vibration levels with particular attention on the tilt-rotor dynamic problem and to assure a higher cabin comfort together with higher efficiency of the whole vehicle, is proposed. As a consequence of this research activity, the
problem of the reduction of the vibration level will be then considered. Among the different techniques available in the literature, the effectiveness of those based on the use of the piezoelectric (PZT) devices will be investigate both numerically and experimentally. Considering different classes of helicopters, an optimization procedure, aimed to
identify the number and the location of the PZT devices, will be developed. Taking advantages on the previous work done by the proponent research group on system identification problem using output only data, and by the fully equipped experimental set-up available, the numerical results will be validated at subsystem level at least.
ELEVATO LIVELLO VIBRATORIO
Vibrazioni degli elicotteri
• diminuzione del comfort
• aumento del carico di lavoro del pilota
• affaticamento strutturale
• malfunzionamento degli equipaggiamenti elettronici
• difficoltà nelle operazioni di puntamento
Fonti di vibrazione
 Rotore principale
 Rotore di coda
 Motore
 Trasmissione
TECNICHE DI RIDUZIONE
variazione dei carichi
aerodinamici sulla pala
durante rotazione in volo
avanzato
ROTORE
 pendabs
 RBA
 HHC
 IBC
VIBRAZIONE: risposta oscillatoria dell’elicottero e di tutti i
componenti non rotanti alle forze e momenti al mozzo. In volo
avanzato le forze alla radice della pala vengono trasmesse al
mozzo e provocano una vibrazione periodica dell’elicottero.
interazione del suo campo aerodinamico
con fusoliera, rotore di coda, piani di coda
FUSOLIERA
 assorbitore dinamico
 Nodamatic
 ACSR
 DAVI
[W.Johnson – Helicopter Theory]
CENNI DI AEROELASTICITA’ DEL ROTORE
Equazioni di equilibrio
dinamico
Relazioni cinematiche
Leggi costitutive
Modello aerodinamico
Risoluzione: metodo Harmonic-Balance
Hp: periodicità del carico
Discretizzazione alla
Galerkin
Problema diretto:
assegnate le leggi di controllo allo swash-plate
aumento di peso
elevati consumi
manutenzione e controllo
Riduzione passiva:
riduzione dell’ampiezza di vibrazione
Materiali piezoelettrici:
risultante
sulla
fusoliera
BASSO
COSTO
INCREMENTO DI PESO MOLTO CONTENUTO
AFFIDABILITA’
EDdiEFFICIENZA
aumento
peso
FACILITA’
DI IMPIEGO
adattabilità
nulla
CARICHI AL MOZZO
Configurazione delle pale
in rotazione
Carichi alla radice
delle pale
Procedura iterativa:
2. Ricostruzione dello stato tramite il calcolo
dei relativi coefficienti di Fourier (a0 a1 b1..)
3. Valutazione di un criterio di arresto
CASO INDUTTIVO (RLC)
PZT COME SMORZATORI PASSIVI
Conversione dell’energia di deformazione in energia elettrica e dissipazione in circuiti resistivi o induttivi
collegati ai morsetti del dispositivo (Effetto piezoelettrico diretto)
Sintonizzazione in
frequenza
Analogia formale con l’assorbitore dinamico
Sintonizzazione
spaziale
Caratteristiche PZT:
modello QP10N (ACX)
Taglio verticale
m-ma pala
Taglio nel
piano
Side force
Drag force
1. Valutazione delle forze generalizzate e
calcolo dei coefficienti di Fourier (c0 c1 d1..)
Carichi aeroelastici
Controllo attivo:
efficiente riduzione dei carichi vibratori
in condizioni di progetto
Le matrici M,C,K dipendono esplicitamente dallo stato e da Ψ =
Carico alla radice m-ma pala (m=1 ... N) funzione periodica
Ωt.
di Ψm = Ψ +mΔΨ (ΔΨ = 2π/N)
Separando la parte costante da quella non lineare e tempo
variante
Possibilità di esprimere forzante e coordinate generalizzate in Hp: pala equilibrata
serie di Fourier, utilizzando Nfou termini nello sviluppo
E’ possibile determinare il livello vibratorio della
fusoliera:
RIDUZIONE DELLE VIBRAZIONI
Momento
torcente
Momenti di
Picchiata e
rollio
Il mozzo si comporta da FILTRO
trasmettendo solo le armoniche a pN/rev
• semplificazione del problema di riduzione
• le armoniche più basse sono cancellate al mozzo
Si sono considerati i carichi al mozzo alle armoniche 2/rev e 4/rev
Per la sintonizzazione dei piezoelettrici è necessaria la
conoscenza dei modi di vibrazione propria del modello di
elicottero nell’intorno delle armoniche considerate
Ottimizzazione dei parametri elettrici del
sistema PZT
CASO RESISTIVO (RC)
Rigidezza dipendente dalla frequenza: (analogia viscoelastica)
MODELLIZZAZIONE DEI PZT AGLI E.F.
Circuito resistivo
Determinazione del livello vibratorio della
fusoliera alle armoniche pN/rev trasmesse al
mozzo
Posizionamento dei piezoelettrici:
Valutazione di 5 configurazioni
Sintonizzazione nell’intorno di 2/rev (38° modo
proprio)
Zone di
inserimento
dei dispositivi:
• pavimentazione
• tetto
• muso
• piastre laterali
Circuito induttivo
Scelta di R in modo tale da avere il massimo smorzamento alla frequenza ωn
Modo # 38 (f = 14.132 Hz)
Modo # 69 (f = 28.147 Hz)
2/rev = 14.123 Hz
4/rev = 28.246 Hz
Per il calcolo del livello vibratorio in cabina sono stati
considerati 10 punti sparsi su tutta la fusoliera, nelle zone di
maggiore interesse
[M.Nash, 2003]
Conclusioni
Valutazione di una serie di strategie di posizionamento di dispositivi
piezoelettrici di riduzione passiva delle vibrazioni di un modello di
elicottero agli elementi finiti.
Scelta della strategia migliore tra quelle proposte, per la riduzione
delle vibrazioni alle frequenze discrete 2/rev e 4/rev.
Riduzione del livello vibratorio del 36.5% in 4 condizioni di
volo differenti tramite l’utilizzo di 734 elementi piezoelettrici
Superficie totale occupata del 3.67%.
Incremento di peso molto contenuto (0.148%)