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Integrated Rotorcraft design for Vibration Suppression Giuliano Coppotelli, Franco Mastroddi Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale ed Astronautica Via Eudossiana, 18 00184 Roma franco.mastroddi@uniroma1.it 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. Vibrazioni degli elicotteri Fonti di vibrazione Rotore principale Rotore di coda Motore Trasmissione variazione dei carichi aerodinamici sulla pala durante rotazione in volo avanzato interazione del suo campo aerodinamico con fusoliera, rotore di coda, piani di coda VIBRAZIONE: risposta oscillatoria dellelicottero 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 dellelicottero. [W.Johnson Helicopter Theory] ELEVATO LIVELLO VIBRATORIO diminuzione del comfort aumento del carico di lavoro del pilota affaticamento strutturale malfunzionamento degli equipaggiamenti elettronici difficolt nelle operazioni di puntamento TECNICHE DI RIDUZIONE ROTORE pendabs RBA HHC IBC FUSOLIERA assorbitore dinamico Nodamatic ACSR DAVI RIDUZIONE DELLE VIBRAZIONI Controllo attivo: efficiente riduzione dei carichi vibratori in condizioni di progetto aumento di peso elevati consumi manutenzione e controllo Riduzione passiva: riduzione dellampiezza di vibrazione risultante sulla fusoliera aumento di peso adattabilit nulla Materiali piezoelettrici: BASSO COSTO INCREMENTO DI PESO MOLTO CONTENUTO AFFIDABILITA ED EFFICIENZA FACILITA DI IMPIEGO CENNI DI AEROELASTICITA DEL ROTORE Equazioni di equilibrio dinamico Relazioni cinematiche Leggi costitutive Modello aerodinamico Discretizzazione alla Galerkin Le matrici M,C,K dipendono esplicitamente dallo stato e da = t. Separando la parte costante da quella non lineare e tempo variante Problema diretto: assegnate le leggi di controllo allo swash-plate Configurazione delle pale in rotazione Carichi alla radice delle pale Risoluzione: metodo Harmonic-Balance Hp: periodicit del carico Possibilit di esprimere forzante e coordinate generalizzate in serie di Fourier, utilizzando N fou termini nello sviluppo Procedura iterativa: 1. Valutazione delle forze generalizzate e calcolo dei coefficienti di Fourier (c 0 c 1 d 1..) 2. Ricostruzione dello stato tramite il calcolo dei relativi coefficienti di Fourier (a 0 a 1 b 1..) 3. Valutazione di un criterio di arresto CARICHI AL MOZZO Carico alla radice m-ma pala (m=1... N) funzione periodica di m = +m ( = 2/N) Hp: pala equilibrata Taglio verticale m-ma pala Taglio nel piano Side force Drag force 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 pi basse sono cancellate al mozzo Si sono considerati i carichi al mozzo alle armoniche 2/rev e 4/rev Per la sintonizzazione dei piezoelettrici necessaria la conoscenza dei modi di vibrazione propria del modello di elicottero nellintorno delle armoniche considerate Modo # 38 (f = 14.132 Hz)Modo # 69 (f = 28.147 Hz) 2/rev = 14.123 Hz 4/rev = 28.246 Hz Posizionamento dei piezoelettrici: Valutazione di 5 configurazioni Sintonizzazione nellintorno di 2/rev (38 modo proprio) Zone di inserimento dei dispositivi: pavimentazione tetto muso piastre laterali 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 lutilizzo di 734 elementi piezoelettrici Superficie totale occupata del 3.67%. Incremento di peso molto contenuto (0.148%) E possibile determinare il livello vibratorio della fusoliera: Determinazione del livello vibratorio della fusoliera alle armoniche pN/rev trasmesse al mozzo Carichi aeroelastici PZT COME SMORZATORI PASSIVI Conversione dellenergia di deformazione in energia elettrica e dissipazione in circuiti resistivi o induttivi collegati ai morsetti del dispositivo (Effetto piezoelettrico diretto) Sintonizzazione in frequenza Sintonizzazione spaziale Caratteristiche PZT: modello QP10N (ACX) CASO RESISTIVO (RC) Rigidezza dipendente dalla frequenza: (analogia viscoelastica) Scelta di R in modo tale da avere il massimo smorzamento alla frequenza n CASO INDUTTIVO (RLC) Analogia formale con lassorbitore dinamico Ottimizzazione dei parametri elettrici del sistema PZT MODELLIZZAZIONE DEI PZT AGLI E.F. Circuito resistivo Circuito induttivo