prace instytutu lotnictwa...issn 0509-6669 prace instytutu lotnictwa kwartalnik naukowy 7/2009 (202)...

ISSN 0509-6669

PRACEINSTYTUTU LOTNICTWA

Kwartalnik naukowy

7/2009 (202)

PRAWO LOTNICZE

PODUSZKOWCE, WIATRAKOWCE, ŚMIGŁOWCE

AWIONIKA, OSPRZĘT LOTNICZY

AERODYNAMIKA

SILNIKI RAKIETOWE

DYNAMIKA I WYTRZYMAŁOŚĆ STRUKTUR

WYDANIE PUbLIKACjI DOfINANSOWANE PRZEZ MINISTERSTWONAUKI I SZKOLNICTWA WYżSZEGO

Kolegium Redakcyjne Instytutu Lotnictwa:

Maciej Bossak, Zdobysław Goraj, Marian Jeż, Wojciech Kania,Tadeusz Korsak (sekretarz kolegium), Antoni Niepokólczycki, Wojciech Potkański,

Kazimierz Szumański (przewodniczący kolegium), Zbigniew Wołejsza

TRANSACTIONSOF THE INSTITUTE OF AVIATION

SCIENTIFIC QUARTERLY7/2009 (202)

ТРУДЫ

ИНСТИТУТА АВИАЦИИ

НАУЧНОЙ ЖУРНАЛ (КВАРТАЛНИК)7/2009 (202)

Wydawca: Wydawnictwa Naukowe Instytutu LotnictwaAl. Krakowska 110/114, 02-256 Warszawa,

tel.: +48 22 846 00 11 wew. 442, faks: +48 22 846 44 32

Edycja, redakcja, skład komputerowy: Iwonna Olesińska

Druk: ALKOR ul. Krucza 4, 05-070 Sulejówek

ISSN 0509-6669

SPIS TREŚCI

Janina Dąbrowska: SPECYFIKA MAŁYCH ORGANIZACJI LOTNICZYCHCERTYFIKOWANYCH WEDŁUG RZEPISÓW EASA NA PRZYKŁADZIEORGANIZACJI INSTYTUTU LOTNICTWA. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5

Janina Dąbrowska, Mirosław Ptaszyński: ASPEKTY ROZWOJU KONSTRUKCJIPODUSZKOWCÓW W RAMACH PROGRAMU REALIZOWANEGOW INSTYTUCIE LOTNICTWA W LATACH 1998–2008 . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 9

Mirosław Delega: GŁOWICA WIATRAKOWCA IL-28 UMOŻLIWIAJĄCAPIONOWY START . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 18

Anna Gałach, Stanisław Popowski: AUTONOMICZNY, PRZENOŚNY UKŁADPOMIAROWO-REJESTRUJĄCY, PRZEZNACZONY DO OBSŁUGIWANIAPROCESU BADAŃ W LOCIE . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

Zdzisław Gosiewski, Daniel Ołdziej, Maciej Słowik: IDENTYFIKACJA MODELUDYNAMICZNEGO NAPĘDU DLA ŚMIGŁOWCA CZTEROWIRNIKOWEGO . . . . . . . . . 36

Jerzy Graffstein: WPŁYW WYBRANYCH ZMIENNYCH STANU NA DOKŁADNOŚĆTORU LOTU SAMOLOTU PODCZAS AUTOMATYCZNIE WYKONYWANEGOMANEWRU . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 51

Jerzy Graffstein: WPŁYW PARAMETRYCZNEJ NIEPEWNOŚCI MODELUNA ZMIANY WSPÓŁCZYNNIKÓW WZMOCNIEŃ AUTOMATYCZNEJSTABILIZACJI SAMOLOTU . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 65

Andrzej Krzysiak: EKSPERYMENTALNE BADANIA ZRZUTU PODWIESZEŃW TUNELU AERODYNAMICZNYM N-3 INSTYTUTU LOTNICTWA . . . . . . . . . . . . . . . 76

Stanisław Popowski, Witold Dąbrowski: ESTYMACJA KĄTA PRZECHYLENIANA OBIEKTACH RUCHOMYCH . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 88

Grzegorz Rarata, Paweł Surmacz: WSPÓŁCZESNE STAŁE RAKIETOWEMATERIAŁY PĘDNE . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 112

Grzegorz Rarata, Paweł Surmacz: NADTLENEK WODORU KLASY HTPJAKO UNIWERSALNE MEDIUM NAPĘDOWE ORAZ UTLENIACZ . . . . . . . . . . . . . . . . 125

Andrzej Szot: ANALIZA WYTRZYMAŁOŚCI ELEMENTÓW TURBINY WODNEJTYPU MICHELL-BANKI ZA POMOCĄ MES . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 159

Witold Wiśniowski: WPŁYW LUZÓW NA WŁAŚCIWOŚCI DYNAMICZNEOBIEKTÓW LATAJĄCYCH . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 171

Wiesław Zalewski: OPTYMALIZACJA KONSTRUKCJI I OSIĄGÓW TURBINYWODNEJ PRZY WYKORZYSTANIU METOD OBLICZENIOWEJ MECHANIKIPŁYNÓW CFD . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 180

SPECYFIKA MAŁYCH ORGANIZACJI LOTNICZYCH

CERTYFIKOWANYCH WEDŁUG PRZEPISÓW

EASA NA PRZYKŁADZIE ORGANIZACJI

INSTYTUTU LOTNICTWA

Janina Dąbrowska

Instytut Lotnictwa

Streszczenie

Przedstawiono zasady i wymagania konieczne do spełnienia przez małe organizacje lotnicze

zgodnie z aktualnymi przepisami EASA.

Rzeczą powszechnie znaną jest fakt, że procesy zachodzące w dziedzinie lotnictwa w zakresie

projektowania, produkcji, obsługi, zarządzania, kontroli ruchu lotniczego i innych związanych

z lotnictwem podlegają różnym regulacjom prawnym. W miarę rozwoju znaczenia i wykorzys-

tania cywilizacyjnego tej sfery działalności ludzkiej przepisy te są modyfikowane i w miarę moż-

liwości ujednolicane dla różnych obszarów geograficzno-politycznych. Proces taki zachodzi także

w naszym kraju, szczególnie od momentu wejścia Polski do struktur Unii Europejskiej.

Warto może w tym miejscu w sposób możliwie ogólny przedstawić stan międzynarodowych

przepisów lotniczych i istniejących uwarunkowań w Unii Europejskiej. W chwili obecnej, w ob-

szarze naszego działania funkcjonuje zestaw przepisów regulowanych przez takie organizacje

jak: ICAO – JAA – EASA.

W 1944 roku na mocy Konwencji Chicagowskiej powstaje ICAO (International Civil Aviation

Organization) – Międzynarodowa Organizacja Lotnictwa Cywilnego, która określa zasady i zo-

bowiązania zawarte w 18 aneksach.

W 1955 roku Europejska Konferencja Lotnictwa Cywilnego (ECAC) tworzy zasady bezpiecz-

nego transportu do i z Europy.

W roku 1991 powstaje organizacja JAA (Joint Aviation Authorities) inspirowana głównie pra-

cami w ramach programy budowy Concorda i Airbusa, zajmująca się ustalaniem i wdrażaniem

wspólnych standardów i procedur w zakresie dopuszczania statków powietrznych do lotu, ich

obsługi technicznej i eksploatacji w oparciu o wspólne przepisy lotnicze JAR. Nastąpiło to po

Umowie Cypryjskiej (1990) zawartej między krajami członkowskimi EACA, która wprowadziła

porozumienie o rozwoju i uznawaniu wspólnych przepisów zdatności do lotu jako wyłącznego

źródła przepisów lotniczych w krajach EWG.

W 2002 roku rozporządzeniem Komisji Europejskiej zostaje powołana do życia EASA (Euro-

pean Aviation Safety Agency) – Europejska Agencja Bezpieczeństwa Lotniczego, a w 2008 roku

wydane zostaje obowiązujące także w Polsce tzw. Rozporządzenie Podstawowe, które ustala

podstawowe wymagania zdatności do lotu, stwarza i określa ramy prawne działania EASA

w krajach członkowskich.

SPECYFIKA MAŁYCH ORGANIZACJI LOTNICZYCH ... 5

Zgodnie z regulacjami EASA standardy w lotnictwie ogólnym wyznaczają następujące prze-

pisy:

– certyfikacja – CS 23,25, 27, 29, itd.,

– projektowanie – Part 21,

– produkcja – Part 21,

– personel poświadczający – Part 66,

– szkolenie personelu – Part 147,

– obsługa techniczna – Part 145 i Part M (małe statki powietrzne),

– zarządzanie ciągłą zdatnością – part M,

– operacje lotnicze JAR OPS 1/3 i JAR OPS 0/2/4,

– załogi/symulatory – JAR FCL/JAR STD,

opisywane w AMC (Acceptable Means of Compliance) – Akceptowanych Sposobach Spełniania

i w Materiałach Interpretacyjnych – GM (Guidance Material).

Całe ww. prawodawstwo zostało pomyślane i utworzone głownie z myślą o „dużym” lotnictwie

cywilnym i działalności prowadzonej na dużą skalę, a więc wydawałoby się, że dotyczy głównie

dużych producentów statków powietrznych, dużych przewoźników czy usługodawców trans-

portu lotniczego. Procesy tam zachodzące, takie jak: projektowanie, produkcja, obsługa, certy-

fikacja, utrzymanie zdatności do lotu podlegają często skomplikowanym uwarunkowaniom

wynikającym z pewnej globalizacji i złożoności zagadnień, a także tzw. czynnika ludzkiego, któ-

rego istotne znaczenie dostrzeżono już w okresie II wojny światowej, a poważnie zainteresowano

się nim w latach 80. XX wieku.

W chwili obecnej, gdy coraz intensywniej rozwija się tzw. „małe” lotnictwo, które od lat rzą-

dziło się trochę uproszczonymi zasadami działania zostało zmuszone niejako do wpisania się

w obowiązujące prawne uregulowania z powodów konieczności zachowania bezpieczeństwa,

co przekłada się w oczywisty sposób na komercyjność przedsięwzięć, gdyż społeczeństwo do-

maga się coraz wyższego poziomu bezpieczeństwa. Jednym słowem, wszyscy domagają się pro-

fesjonalizmu potwierdzonego stosownym certyfikatem wydanym przez uznane władze lotnicze,

w Polsce – przez Urząd Lotnictwa Cywilnego.

W związku z tym nawet te niewielkie organizacje lotnicze: projektujące, produkujące lub

świadczące obsługę lub inne usługi zmuszone są do wprowadzenia w system swego działania

zasad określonych w odpowiednich przepisach lotniczych. Wymaga to odpowiedniej interpre-

tacji tych przepisów, dokonania właściwego wyboru najistotniejszych zasad tak, aby określone

procedury nie krępowały nadmiernie i nie przerastały potrzeb organizacji, a jednocześnie były

zgodne z istotą wymagań.

Instytut Lotnictwa, który od 85 lat działa na rzecz lotnictwa powinien być posiadaczem sto-

sownych certyfikatów z racji świadczonych usług, a także dla potwierdzenia swego profesjona-

lizmu i wiarygodności na rynku branżowym.

Do usług podlegającym takim wymogom można zaliczyć projektowanie statków powietrznych,

podzespołów lotniczych i procesów technologicznych, obsługę podzespołów lotniczych, co może

być połączone z ich wytwórstwem. Dlatego Instytut powinien posiadać certyfikaty: organizacji

projektującej, obsługowej i produkującej w stosownym do potrzeb zakresie. W chwili obecnej

(2010) Instytut Lotnictwa jest posiadaczem certyfikatu Organizacji Projektującej, Produkującej

i jest w trakcie procesu zatwierdzenia Organizacji Obsługowej.

We wszystkich ww. przypadkach, aby uzyskać właściwy certyfikat należało opracować doku-

ment nazywany Charakterystyką lub Prezentacją organizacji, który zawiera informacje na temat

zakresu prac wymagających zatwierdzenia oraz wskazujących na sposób w jaki organizacja za-

mierza zachować zgodność z właściwą częścią przepisów EASA.

Dokument ten odnosi się do wszystkich aspektów działalności organizacji, takich jak: kadry

kierowniczej, personelu poświadczającego i technicznego, zaplecza technicznego, wyposażenia

w narzędzia i materiały, zapewnienia koniecznej bazy danych projektowych lub obsługowych,

6 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 202

procedur wykonywanych czynności i bardzo istotnej polityki jakości i bezpieczeństwa, na którą

kładzie się mocny nacisk, nie tylko przez opracowanie systemu jakości, ale i przez niezależne

monitorowanie tego systemu.

Organizacja uzyskuje certyfikat na szczegółowo określony w dokumencie zakres i tylko w tym

zakresie ma prawo świadczyć usługi. Przykładowo w przypadku Organizacji Obsługowej Insty-

tutu Lotnictwa przedmiotem zatwierdzonego zakresu usług są elementy w ramach klasy: pod-

zespoły (części składowe inne niż kompletne silniki lub pomocnicze zespoły silnikowe), ratingu

klasy C, w zakresie: C5 – układy elektryczne, C6 – wyposażenie, C9 – układy paliwowe – płato-

wiec, C13 – przyrządy pokładowe, po czym wymienia się z nazwy konkretne produkty, które

będą przez organizacje obsługiwane.

Takie postawienie sprawy związane jest z koniecznością spełnienia szeregu wymagań gwa-

rantujących, ze organizacja będzie posiadała wszystkie możliwe aktualne dane, informacje

i środki do realizacji konkretnego zadania, na zasadzie skupienia się na określonym celu. Roz-

szerzenie zakresu działalności jest możliwe po udokumentowaniu, że dla konkretnego, nowego

produktu zostały dodatkowo spełnione wszystkie te wymagania.

Przepisy EASA wielki nacisk kładą na politykę jakości i bezpieczeństwa w organizacjach lot-

niczych, która podobnie jak struktura zarządzania powinna być adekwatna do wielkości i za-

kresu działalności organizacji, ale jako minimum powinna zawierać deklarację, że:

– najważniejszym celem jest ciągłe zapewnienie bezpieczeństwa,

– uwzględniane są zagadnienia dotyczące czynników ludzkich,

– popierany jest system meldowania przez personel o błędach zaistniałych, dostrzeżonych

w systemie,

– osiągnięta jest świadomość personelu o konieczności współpracy z auditorami jakości,

– uznanie zgodności z procedurami, standardami jakości, standardami bezpieczeństwa i prze-

pisami za obowiązek całego personelu.

W celu spełnienia tych warunków opracowane są stosowne procedury, które minimalizują ry-

zyko powielania błędów oraz umożliwiają wykrycie błędów systematycznych. Nie jest wskazane

stworzenie bardzo szczegółowego i drobiazgowego zestawu procedur, ważne jest aby był to ze-

staw użyteczny i szczelny dla danej organizacji.

Organizacja ustanawia system jakości obejmujący: niezależny system auditów i system spra-

wozdań zwrotnych dotyczących jakości przedstawianych najwyższemu kierownictwu i osobie

zarządzającej, która zapewnia podjęcie właściwych działań naprawczych.

Pod koniec lat 1980 w przepisach coraz większą wagę przykłada się do tzw. „czynnika ludz-

kiego”, gdyż dostrzeżono na podstawie analizy przyczyn największych wypadków lotniczych na

świecie, iż przemysł lotniczy jest środowiskiem bardzo podatnym na popełnianie błędów.

W 1986 roku Zgromadzenie ICAO przyjęło rezolucję dotyczącą bezpieczeństwa lotów i czyn-

nika ludzkiego, określając m.in. zasady „czynnika ludzkiego” jako: „Zasady mające zastosowanie

w lotnictwie podczas projektowania, certyfikacji, szkolenia, eksploatacji i obsługi technicznej

statku powietrznego, które zapewniają bezpieczne relacje między człowiekiem, a innymi ele-

mentami systemu, poprzez właściwe uwzględnienie wydolności ludzkiej”.

W związku z tym w każdej organizacji lotniczej musi być ten aspekt uwzględniony we wszyst-

kich elementach jej działalności, gdyż o kulturze bezpieczeństwa w organizacji można mówić

tylko wówczas, kiedy każdy pracownik niezależnie od stanowiska i funkcji, czuje się odpowie-

dzialny i pełni aktywną rolę w zapobieganiu błędom.

Może to być spełnione poprzez:

– odpowiednie zaprojektowanie stanowiska pracy,

– analizę wykonywanych procesów (projektowych, obsługowych i in.),

– eksperymenty i analizy statystyczne,

– analizę czynników organizacyjnych i zmian w organizacji,

SPECYFIKA MAŁYCH ORGANIZACJI LOTNICZYCH ... 7

– badanie błędów,

– szkolenia.

Aczkolwiek we wszystkich dziedzinach biznesu zależnych od bezpieczeństwa decyzje podej-

mowane są porównując korzyści: zysku czy realizacji zadań, z ryzykiem wystąpienia wypadku,

a organizacje lotnicze powstają po to, aby zarabiać pieniądze lub realizować misję, to działania

związane z procesem ich zatwierdzenia wpływają na podniesienie ogólnego poziomu bezpie-

czeństwa, a tym samym kultury bezpieczeństwa, wiarygodności i prestiżu firmy.

J. Dąbrowska

The small aircrafT organizaTions cerTifieD accorDing

To easa rules on base of ioa mainTenance organizaTion

Abstract

Rules and standards necessary to obtain for small aircraft organizations according to EASA stan-

dards.


ASPEKTY ROZWOJU KONSTRUKCJI

PODUSZKOWCÓW W RAMACH PROGRAMU

REALIZOWANEGO W INSTYTUCIE LOTNICTWA

W LATACH 1998–2008

Janina Dąbrowska, Mirosław PtaszyńskiInstytut Lotnictwa

Streszczenie

Omówienie trendu rozwoju konstrukcji poduszkowców opracowanych w Instytucie Lotnictwa

w latach 1998–2008 na podstawie wyników badań przeprowadzonych na poduszkowcach z zasto-

sowaniem zespołów o różnych rozwiązaniach konstrukcyjnych.

W ramach programu budowy poduszkowców w Instytucie Lotnictwa trwającego w latach1998–2008 została zaprojektowana i wykonana seria poduszkowców ratowniczo-patrolowych.Poduszkowce typu PRP–560 uzyskały certyfikat Polskiego Rejestru Statków i jako produkt ryn-kowy zostały sprzedane kilku klientom, głównie jednostkom ratownictwa wodnego.

Poduszkowce typu PRP–560 [1] były jednostkami przystosowanymi do przewozu 5 osób,z jednostką napędową w postaci silnika samochodowego GM Holden 2,0 l DOHC, masie własnej1100 kg, ze sterami pionowymi i poziomymi i zdolnością pokonywania przeszkód o wysokoścido 30 cm.

Ten typ pojazdu został dobrze przebadany w ramach badań własnych producenta w trakciewyjazdów zimowych na pokrywach lodowych i śnieżnych na dużych zbiornikach wodnych (Je-zioro Śniardwy, Zalew Zegrzyński k/W-wy, Zalew Siemianówka), a także latem na wodzie i tere-nach mieszanych, bagiennych i innych.

W wyniku uwag dostarczanych na bieżąco od użytkowników tych pojazdów w ich konstrukcjidokonywano stosownych poprawek i wprowadzano pewne modernizacje. Nie zmieniały jej onew sposób zasadniczy, a jedynie poprawiały osiągi, własności eksploatacyjne i żywotność urzą-dzenia [2].

W 2005 roku w ramach projektu celowego zostały zakończone prace nad nowym typem po-duszkowca PRC–600C, nazywanego „Cichym”, pod kierownictwem mgr. inż. Mirosława Ptaszyń-skiego (głównego konstruktora). Wprowadzone zmiany konstrukcyjne polegały głównie nazastosowaniu niezależnego napędu strumieniowego (pędnika hydrodynamicznego), który miałzapewnić możliwość cichego pływania w warunkach portowych lub w akcjach specjalnych. Tegotypu rozwiązanie w założeniach miało łączyć zalety poduszkowca z walorami tradycyjnej łodziwypornościowej.

ASPEKTY ROZWOJU KONSTRUKCJI PODUSZKOWCÓW ... 9


Rys. 1. Pędnik w poduszkowcu PRC–600 (z lewej – widok od spodu kadłuba,z prawej – zabudowany od strony kabinowej)

Prototyp poduszkowca PRC–600 został przebadany na wodzie, na Wiśle latem 2005 roku.Badania te wykazały prawidłowe działanie pędnika, natomiast okazało się, że w niewielkim stop-niu poprawiał on manewrowość poduszkowca w stosunku do pracy urządzenia przy klasycznymroz wiązaniu i wentylatorze „marszowym” pracującym na niskich obrotach (rzędu 2500–3000obr/min). Spodziewany zysk na zmniejszeniu stopnia hałasu też był stosunkowo niewielki, gdyżwentylator i tak musiał działać w celu takiego wypełnienia fartucha, aby unieść go nad po-wierzchnię wody, aby uniknąć zakłócenia pracy pędnika. Z tego względu zaniechano dalszychprac w tym kierunku.

Podjęto natomiast intensywniejsze prace nad rozwiązaniem zagadnienia opracowania sys-temu „odwracania ciągu” w poduszkowcu, który umożliwiłby jazdę „wstecz”. Ponieważ systemten jest przedmiotem zgłoszonego patentu więc zasada jego działania zostanie omówionaw sposób mocno uproszczony. Został on zastosowany na kolejnej wersji poduszkowca PRP––C600 „Sawia”.

Rys. 2. Poduszkowiec PRP–C600 „Sawia” w trakcie badań na Zalewie Zegrzyńskim

System ten składał się z odpowiednio ukształtowanego otunelowania wentylatora marszo-wego, współpracujących z nim odchylanych sterów pionowych i płyt odwracacza ciągu. Ponadto poduszkowiec wyposażony był w trymery poziome, o powierzchni zwiększonej w stosunkudo wersji poprzednich.

Rys. 3. System „odwracacza ciągu” na poduszkowcu PRP–C600 „Sawia” w trakcie badań

O ile badań i informacji na temat poduszkowców PRP–560 jest wiele, co też zostało kilkakrot-nie ujęte w postaci odpowiednich sprawozdań i publikacji [1], to poduszkowiec „Cichy”, był prze-testowany w znacznie mniejszym stopniu, a poduszkowiec PRP–C600 „Sawia” w sposóbmetodyczny, ze stosownymi pomiarami właściwie tylko raz w warunkach zimowych na zamarz-niętym Zalewie Zegrzyńskim, a wyniki tych badań nie zostały dotąd upublicznione, a cały pro-gram zamknięty.

Z tego względu wydaje się wskazane zebranie i omówienie tych wyników, co pozwoli na wy-ciągnięcie odpowiednich wniosków wskazujących w jakim kierunku warto i należałoby dalejrozwijać konstrukcje poduszkowców typu PRP (ratowniczo-patrolowych).

Badania przeprowadzono w lutym 2006 roku na lodzie pokrytym zleżałym i zmrożonym śnie-giem. Celem badań było głównie określenie skuteczności i jakości sterowania poduszkowcemz systemem odwracacza ciągu i jego wpływu na manewrowość poduszkowca.


Badanie dynamiki poduszkowca przeprowadzili pracownicy Zakładu Awioniki i Elektrotech-niki i Integracji Systemów Instytutu Lotnictwa według ustalonego programu [3].

ZAŁOŻENIA I WARUNKI PRZEPROWADZONYCH BADAŃNA PODUSZKOWCU PRP–C600 „SAWIA”

Na pokładzie poduszkowca mierzono podstawowe parametry ruchu takie jak: prędkości ką-towe, przyspieszenia liniowe, orientację kątową. Dokonywano też opisu stanu pracy silnika(obr/min) i położenie urządzeń sterowych, a także filmowano niektóre z wykonywanych ma-newrów. Pomiarów dokonywano za pomocą systemu pomiarowego, który został adoptowanyz samolotu bezpilotowego CHR-CP i odbiornika Lassen LP GPS firmy Trimble.

Rys. 4. Zdjęcie aparatury wewnątrz poduszkowca PRP–C600 „Sawia”

Podstawowy system pomiarowo-rejestrujący (schemat na rysunku poniżej) umożliwiał jed-noczesny pomiar i rejestrację następujących parametrów:• trzech ortogonalnych składowych prędkości kątowych w układzie obiektu (P, Q, R),• trzech ortogonalnych składowych przyspieszeń liniowych (ax, ay, az),• siły (F),• kąta drogi (YD),• prędkości podróżnej (Vo),• współrzędnych geograficznych (x1, y1),• wysokości bezwzględnej (H),• kursu magnetycznego (Ym),• kątów pochylenia i przechylenia (Qs, Fs).


Rys. 5. Schemat podstawowego systemu pomiarowego

Pomiar prędkości kątowych (P, Q, R) realizowany jest za pomocą trzech giroskopów wibracyj-nych typu ENV–05 firmy Murata. Zakresy pomiarowe tych giroskopów wynoszą ±80. Dokładnośćpomiaru oszacowano na 0.1÷0.3 deg/s.Pomiaru przyspieszeń liniowych dokonano za pomocąkrzemowych czujników typu ADXL–05 firmy Analog Devices przy zakresie pomiarowym ±5 gi z dokładnością około 0,05g.

Czujniki giroskopowe prędkości kątowej i czujniki przyspieszeń liniowych zabudowane sąw jeden zespół w sposób zapewniający zachowanie wzajemnie prostopadłych osi pomiarowych.Zespół ten jest ponadto izolowany termicznie od otoczenia w celu zwiększenia stabilności ter-micznej oraz zamocowany jest na amortyzowanej podstawie ograniczającej wpływ wibracji napracę układu. Taki zespół tworzy inercjalny układ pomiarowy zwany w literaturze IMU (InertialMeasurment Unit).

Do pomiaru prędkości obiektu względem powietrza zaopatrzono układ w czujnik ciśnieniadynamicznego, a do pomiaru wysokości dodano czujnik ciśnienia statycznego.

Powyżej wymienione czujniki pomiarowe (7 szt.) dołączono do karty 12-bitowych przetwor-ników analogowo-cyfrowych przez filtry antyaliasingowe. Częstotliwość filtrów dla przyspie-szeniomierzy i czujników ciśnienia ustalono na 5 Hz, a dla giroskopów na 20 Hz. Filtry wykonanojako filtry analogowe, aktywne. Częstotliwość próbkowania została ustalona na poziomie 50 Hz.

Pomiary analogowe wymienione wyżej z przetwarzaniem na cyfrę stanowią jedno z trzechźródeł informacji, które są następnie przetwarzane i rejestrowane. Drugim źródłem jest odbior-nik nawigacji satelitarnej GPS. W opisywanym systemie zastosowano moduł Lassen LP GPS firmyTrimble . Za pomocą łącza szeregowego RS 1 z odbiornika tego przekazywane są informacje doprzelicznika o współrzędnych położenia (x1, y1, H), kącie drogi (YD) i prędkości podróżnej (Vo).Częstotliwość zbierania tych danych wynosi 1 Hz.



Rys. 6. Układ giroskopów i przyśpieszeniomierzy, IMU (Inertial Measurment Unit)

Trzecim źródłem informacji jest sonda magnetyczna, która mierzy kurs magnetyczny (Ym)oraz za pomocą przetworników elektrolitycznych przybliżone wartości kątów pochylenia i prze-chylenia (Qs, Fs). Informacje z sondy również za pomocą łącza szeregowego RS 2 z częstotliwo-ścią 10 Hz są przesyłane do przelicznika.

W roli przelicznika zastosowano modułowy komputer typu PC-104. W przeliczniku tym na-stępuje złożenie wszystkich zmierzonych parametrów. Może być również uruchomiony programskalowania tych wielkości z uwzględnieniem oszacowanych błędów oraz program przetwarzaniana potrzebne wielkości. Typowo wielkościami przetwarzanymi są kąty orientacji, parametry pi-lotażowe (kąt dryfu d) i dane nawigacyjne.

Rys. 7. Pomiar kąta dryfu (d ), kąta drogi (YD ), kąta kursu (Ym )i wektora prędkości podróżnej (V0 )

Zarówno bezpośrednio zmierzone wielkości, jak i przetworzone są rejestrowane w pamięciprzelicznika RAM, a po zakończonej próbie po kompresji przepisywane do pamięci FLASH, a na-stępnie łączem szeregowym RS 3 zapisane dane mogą zostać przepisane do przenośnego kom-putera. Cały system zasilany jest napięciem 12 V.

Powyżej przedstawiony system został specjalnie dostosowany do potrzeb pomiarowych napokładzie poduszkowca (schemat poniżej). Najważniejsze zmiany w stosunku do systemu pod-stawowego (pracującego na bezzałogowym samolocie) to:• rezygnacja z pomiaru ciśnienia dynamicznego,• wprowadzenie toru pomiaru siły,• zastosowanie dużych akumulatorów ołowiowych, o dużej pojemności• praca bezpośrednio na twardym dysku, (rejestracja)• wykorzystanie monitora (podgląd mierzonych wartości) jak i klawiatury w trakcie prowa-

dzenia badań.

Rys. 8. Schemat zmodyfikowanego systemu pomiarowego na poduszkowcu

Pomiarów wartości siły (F) dokonuje się za pomocą potencjometrycznego czujnika siły o za-kresie 800 N. Czujnik ten pozwala na rejestrowanie wartości siły zewnętrznej oddziaływującejna poduszkowiec i rejestrację pozostałymi czujnikami zachowania się poduszkowca. Takie po-miary pomocne są przy identyfikacji modelu poduszkowca, np. do określenia momentubezwładności.


Na rysunku 9 przedstawiono wykres trajektorii ruchu poduszkowca PRP–C600 „Sawia” wewspółrzędnych geograficznych.

Rys. 9. Trajektoria ruchu poduszkowca PRP–C600 „Sawia” na powierzchni zamarzniętegojeziora (rejestracja z prób na Zalewie Zegrzyńskim 23.02.06)

Dla porównania na rysunku 10 przedstawiono wykres trajektorii ruchu poduszkowca typuPRP–560 we współrzędnych geograficznych wykonany w podobnych warunkach, w trakciebadań wykonanych na powierzchni zamarzniętego Jeziora Śniardwy.

Rys. 10. Trajektoria ruchu poduszkowca PRP–560 na powierzchni zamarzniętegoJeziora Śniardwy (rejestracja w dniu 11.03.04)

WNIOSKI

Badania poduszkowca PRP–C600 „Sawia” wykazały bardzo dobrą skuteczność sterów pio-nowych, a działanie mechanizmu odwracania ciągu prawidłowe, dające ruch „wsteczny” przyśrednich obrotach silnika (ok. 4000 obr/min).

Analiza wykresów w niezwykle spektakularny sposób wskazuje w jakim stopniu systemodwracacza ciągu wpłynął na wzrost zdolności manewrowej poduszkowca „Sawia” w porówna-niu do typu PRP–560.



Jest to możliwe dzięki wykorzystaniu, działających niezależnie od siebie, płyt bocznych„odwracacza”. Ich przydatność uwidacznia się zwłaszcza przy manewrowaniu w trudnym terenieprzy niewielkiej prędkości lub w miejscu. Próby skrętu i obrotu w miejscu przeprowadzono zapomocą tylko sterów pionowych wspomaganych otwartą płytą „odwracacza”. Jest to zdecy-dowanie bardziej skuteczne i umożliwia obrót praktycznie w miejscu nawet na bardzo śliskiejpowierzchni, co dla poduszkowców jest niezwykle trudnym zadaniem do wykonania.

Bardzo istotną zaletą jest też fakt, że użycie obu płyt „odwracacza” jednocześnie pozwala nabardzo skuteczne hamowanie poduszkowca w trakcie jazdy „na wprost”. Ułatwia to precyzyjnepodejście do celu i znakomicie poprawia sterowność pojazdu. Przy obu otwartych płytach„odwracacza możliwe jest także nieruchome „stanie” na poduszce powietrznej.

Warto wspomnieć, ze w trakcie tych badań przeprowadzone były pomiary hałasu zew -nętrznego i w kabinie poduszkowca Sawia, które wykazały, że jest on porównywalny do emito -wanych przez poduszkowce innych produkcji w tej samej klasie.

Bez względu na to czy Instytut Lotnictwa powróci jeszcze do tematu poduszkowców należyzaznaczyć, ze rozwiązania konstrukcyjne zastosowane w zakresie „odwracaczy ciągu” są godnekontynuowania i dalszego rozwijania.

W artykule wykorzystano dane z badań przeprowadzonych przezdra inż. Stanisława Popowskiego i mgr. inż. Piotra Masłowskiego na poduszkowcu

PRP–C600 „Sawia” w 2006 r.

LITERATURA

[1] Poduszkowce Instytutu Lotnictwa. Praca zbiorowa pod redakcją J. Dąbrowskiej. Prace Insty-tutu Lotnictwa 2004, nr 1(176).

[2] Szafran K., Kończak J.: Przegląd poduszkowców Instytutu Lotnictwa.[3] Identyfikacja podstawowych charakterystyk dynamicznych ruchu poduszkowca i analiza moż-

liwości wyposażenia go w aktywny układ poprawy stabilności i sterowności kierunkowej. Spra-wozdanie BO nr BO2/PK/03/52.

J. Dąbrowska, M. Ptaszyński

REGARDS OF HOVERCRAFT STRUCTURE PROGRESSWITHIN IOA 1998-2008 PROJECT

Abstract

Overview of IoA hovercrafts design development according the project at 1998–2008, based on

results of experiments over hovercrafts with different construction devices.


GŁOWICA WIATRAKOWCA IL-28UMOŻLIWIAJĄCA PIONOWY START

Mirosław DelegaInstytut Lotnictwa

Streszczenie

W artykule przedstawiono projekt głowicy do wiatrakowca projektowanego w Instytucie Lot-

nictwa, w ramach grantu współfinansowanego przez Unię Europejską.

1. CEL PUBLIKACJI

Celem niniejszej publikacji jest przedstawienie konstrukcji głowicy wiatrakowca, projekto-

wanego w ramach tematu „Technologia wdrażania do praktyki gospodarczej nowego typu wi-

ropłatowego statku powietrznego”. Projekt współfinansowany jest przez Unię Europejską –

Europejski Fundusz Rozwoju Regionalnego, w ramach Projektu Operacyjnego Innowacyjna Gos-

podarka.

W większości dotychczasowych światowych rozwiązań konstrukcyjnych wiatrakowców mają

zastosowanie głowice umożliwiające wyłącznie start poziomy. Przedmiotowy projekt stanowi

opracowanie odmiennego rozwiązania konstrukcyjnego głowicy, które zapewnia start pionowy

wiatrakowca.

2. ELEMENTY UKŁADU GŁOWICY

• Element mocowania wirnika.

• Przekładnia do prejotacji.

• Hamulec głowicy.

• Tarcza sterująca.

Wirnik nośny jest to zespół konstrukcyjny wiatrakowca, którego celem jest wytworzenie siły

nośnej – spełnia więc rolę skrzydła samolotu.

Wirnik ma też możliwość pochylania się do przodu i do tyłu oraz na boki. Daje to możliwość

pochylania się całego wiatrakowca do przodu, do tyłu oraz na boki. Wirnik nośny składa się

z łopat metalowych, drewnianych bądź kompozytowych. W wiatrakowcu zastosowano wycis-

kane łopaty duralowe o profilu NACA-9H12 o średnicy 8800 mm i cięciwie 200 mm oraz ele-

menty łączące. Łopaty wirnika będą wyważone oraz wytorowane.

3. ZAŁOŻENIA KONSTRUKCYJNE GŁOWICY WIATRAKOWCA IL-28

Projekt głowicy wiatrakowca powstaje według następujących założeń:

1. Głowica wiatrakowca powinna przechylać się do przodu i do tyłu o kąt 10° oraz na lewo i na

prawo o kąt 10°.

GŁOWICA WIATRAKOWCA IL-28 ... 19

2. Głowica wiatrakowca powinna posiadać tarczę sterującą, która zapewni ustalenie łopaty –

1,5° do 8° w sposób płynny. Sterowanie skokiem łopaty realizowane jest za pomocą bowde-

nów.

3. Głowica wiatrakowca powinna posiadać elementy zapewniające jej możliwość prejotacji, to

znaczy musi posiadać przekładnię (założono przekładnię zębatą) oraz napęd tej przekładni.

Przekładnia jest napędzana z silnika wałem sztywnym, posiadającym dwa kardany. Jeden

z kardanów ma możliwość ruchu wzdłużnego.

4. Głowica wiatrakowca posiada też hamulec, którego celem jest wytracenie obrotów po wylą-

dowaniu.

Konstrukcja nowego wiatrakowca musi spełniać wymagane kryteria bezpieczeństwa oraz nie-

zawodności statków powietrznych. Ze względu, iż w Polsce nie ma określonych przepisów do-

tyczących wiatrakowców, analizę i obliczenia konstrukcyjne głowicy wiatrakowca oparto na

przepisach amerykańskich ASTM International standard specification for design and perfor-

mance of light sport gyroplane aircraft oraz przepisów CS-VLR.

4. WYMAGANIA STAWIANE UKŁADOWI GŁOWICY

4.1. Kryteria niezawodności głowicy

1. Spełnienie wymogu pracy płynnej i bezawaryjnej.

2. Siły przykładane przez pilota powinny uwzględniać dopuszczalne normy.

3. Niezawodność głowicy powinna być niezależna od ewentualnych usterek innych elementów.

4. Uniezależnienie reakcji sił aerodynamicznych na głowicy od prędkości i wysokości lotu wia-

trakowca.

4.2. Wymagania dotyczące wirników

1. Wymagania aerodynamiczne

• duża sprawność w czasie pracy (pracuje cały czas w autorotacji),

• minimalne odkształcenia profilu łopaty podczas pracy,

• prędkość końcówki łopaty – 0,75 Ma, poniżej prędkości krytycznej,

• małe momenty w przegubach głowicy.

2. Wymagania dotyczące sztywności i trwałości

• brak rezonansów i flatteru,

• odporność na uszkodzenia zmęczeniowe,

• brak odkształceń trwałych,

• odpowiednia sztywność łopat na zginanie i skręcanie,

• duży moment bezwładności (duża energia kinetyczna wirnika).

3. Wymagania produkcyjne i eksploatacyjne

• łatwość wyważenia,

• zamienność.

5. WARTOŚCI DOPUSZCZALNYCH OBCIĄŻEŃ URZĄDZEŃ STERUJĄCYCH

Na podstawie przepisów CS-VLR – certyfikowanych wiropłatów bardzo lekkich, wybrano

następujące wielkości maksymalnych sił działających na sterownice do sterowania głowicą:

• maksymalna siła na sterownice drążkowe do tyłu i do przodu – 445 [N],

• maksymalna siła na sterownice drążkowe w bok – 298 [N],

• maksymalna siła na sterownice nożne – 578 [N].


6. OPIS BUDOWY GŁOWICY KOMPLETNEJ (rys. 1, 2, 3)

Głowica kompletna składa się z wirnika kompletnego. W skład wirnika wchodzą dwie wywa -

żone łopaty, tak aby ich środek ciężkości znajdował się w odległości stanowiącej 25% cięciwy,

licząc od krawędzi natarcia łopaty.

Rys. 1. Ogólny widok głowicy

Do łopaty przykręcone są dwie nakładki, między którymi znajdują się dwie kostki. W tych

kostkach są zamocowane łożyska igiełkowe, oringi uszczelniające oraz kalamitki do smarowania

łożysk. Całość nałożona jest na oś, która z kolei wciśnięta jest w kostkę. Kostka mocowana jest

do dwóch blach wahliwie zamocowanych na ceowniku. Ceownik obraca się na łożysku zamo-

cowanym na osi. Oś z kolei mocowana jest przegubowo na dźwigni, która poprzez przegub mo-

cowana jest do struktury związanej z kadłubem wiatrakowca. Do łopat przymocowane są

dźwignie, które napędzane popychaczami powodują zmianę kąta ustawienia łopat.

Do ceownika, od góry, mocowana jest płytka, która spełnia także rolę zderzaka. Zderzak ten

ogranicza obrót łopat od kąta –1,5° do kąta 8°, oraz ogranicza wahania łopat do kąta ±10°. Do

ceownika, od dołu przymocowane jest koło zębate, które jest jednocześnie tarczą hamulcową.

Powyższe części zamocowane są na osi i względnie niej mogą się obracać. Poniżej koła zębatego,

na osi, znajduje się tuleja, na którą poprzez łożysko nanizana jest tarcza sterująca. Tarcza

sterująca może przemieszczać się względem tulei. Jednocześnie przemieszcza się względem koła

zębatego i obraca się razem z nim. Do tarczy sterującej podpięte są popychacze. Na tulei znajduje

się oś, na którą nakłada się dźwignię sterującą skokiem łopaty. Jedno ramię dźwigni związane

jest z końcówką bowdena, a drugie ramię z popychaczem. Ciągnąc za bowden, powodujemy

zmianę skoku łopat wirnika. Dla bezpieczeństwa zastosowano dwa bowdeny, tak aby pracowały

tylko na rozciąganie. Na dźwigni przed osią obrotu znajduje się prowadnica, w której może

przemieszczać się wspornik szczęki hamulca. Pomiędzy dźwignią a wspornikiem szczęki

hamulca znajdują się sprężyny, zapewniające szczelinę w czasie normalnej pracy wirnika. Po

wylądowaniu wirnik pochyla się do przodu i likwidując tę szczelinę następuje hamowanie

wirnika. Na dźwigni za osią obrotu znajduje się wspornik, w którym na dwu łożyskach obraca

się wał. Na wale tym znajduje się sprzęgło jednokierunkowe, które osadzone jest w małym kole

zębatym. Po przeciwnej stronie koła znajduje się przegub Cardana z możliwością przesuwu

wzdłużnego.

Rys. 2. Widok na tarczę sterującą, dźwignię sterującą, hamulec


Rys. 3. Widok na głowicę po ukryciu bocznych blach wirnika

7. OPIS DZIAŁANIA GŁOWICY KOMPLETNEJ

Głowica przed startem posiada łopaty wirnika ustawione na kąt –1,5°. Daje to zerową siłę

nośną i najmniejsze opory aerodynamiczne, czyli potrzebna jest najmniejsza moc do rozpędzenia

wirnika. Po rozpędzeniu wirnika do określonej prędkości możemy odłączyć napęd od silnika.

W tym momencie zacznie działać sprzęgło jednokierunkowe i wał, który wcześniej napędzał

wirnik, przestaje się kręcić. Obraca się duże i małe koło zębate. Gdy przestawimy łopaty pojawi

się siła nośna na łopatach i spowoduje uniesienie się wiatrakowca. Jednocześnie, przy

pracującym śmigle ciągnącym, wiatrakowiec zacznie przemieszczać się do przodu. Ze względu,

że łopata wirnika posiada tylko jeden stopień swobody – nie licząc obrotu wokół osi głowicy

(brak przegubów poziomych i pionowych) – w czasie rozpędzania występuje duży moment

zginający, co znacząco wpływa na gabaryty, a tym samym i na masę głowicy.

Głowica wiatrakowca o zmiennym skoku łopaty jest konstrukcyjnie prostsza od głowicy

śmigłowcowej. Natomiast jej masa jest większa od masy typowej głowicy wiatrakowca, ponieważ

musi odebrać bardzo duży moment gnący, który nie występuje w głowicy z przegubami. Z tego

powodu konieczne jest zastosowanie dość dużych łożysk igiełkowych o dużej średnicy i o dużym

rozstawie.



8. PODSUMOWANIE

Głowica wiatrakowca jest nowatorskim rozwiązaniem, umożliwiającym start pionowy tego

środka transportu. Przy starcie nie są wymagane długie pasy startowe ani nie są konieczne duże

lotniska. Dzięki temu wiatrakowce mogą znaleźć szersze zastosowanie jako środek transportu

wykorzystywany w celach rekreacyjnych przez prywatne osoby lub w celach gospodarczych, np.

w turystyce, służbach ratowniczych itp.

LITERATURA

[1] Bratuchin J. P.: Projektowanie i konstrukcje śmigłowców. PWT 1958.

[2] Witkowski R.: Budowa i pilotaż śmigłowców. WKiŁ Warszawa 1986.

[3] Szabelski K., Jancelewicz B., Łucjanek W.: Wstęp do konstrukcji śmigłowców. WKiŁ 1995.

[4] Ilustrowany Leksykon Lotniczy: Napędy. WKiŁ 1993.

M. Delega

ROTOR HEAD OF GYROPLANE WITH VWRTICAL TAKE OFF POSIBILITY

Abstract

Following publication shows the design of gyroplane head designing by Institute of Aviation

under grant supported by European Community.


AUTONOMICZNY, PRZENOŚNY UKŁADPOMIAROWO-REJESTRUJĄCY, PRZEZNACZONYDO OBSŁUGIWANIA PROCESU BADAŃ W LOCIE

Anna Gałach, Stanisław PopowskiInstytut Lotnictwa

Streszczenie

W artykule przedstawiono koncepcję i realizację techniczną autonomicznego, przenośnego

układu pomiarowo-rejestrującego, przeznaczonego do obsługiwania procesu badań w locie. Ba-

dania w locie wykonywane aparaturą certyfikowaną są bardzo drogie i wymagają dobrego przy-

gotowania. W wielu sytuacjach wykonanie badań aparaturą bez certyfikacji, o gorszych

włas nościach metrologicznych, może radykalnie przyspieszyć i zmniejszyć koszty prac badawczych.

Warunkiem jest zachowanie bezpieczeństwa wykonania badań oraz łatwość instalacji i obsługi

aparatury. Szczególnie istotne jest aby układ pomiarowy był elastyczny pod kątem możliwych do

zastosowania czujników pomiarowych oraz umożliwiał rejestrację wybranych fragmentów lotu

tworząc dobrze opisane zbiory. Próbę wykonania takiego układu opisano w artykule.

1. WSTĘP – ZAŁOŻENIA PROJEKTOWE

Podczas prowadzenia badań na obiektach mobilnych, szczególnie podczas badań w locie, wy-

stępuje problem doboru odpowiedniego narzędzia do badań [2], [3]. Z jednej strony można sko-

rzystać z aparatury akredytowanego laboratorium specjalizującego się w badaniach w locie,

z drugiej, pod warunkiem spełnienia pewnych wymagań, można pewne podstawowe charakte-

rystyki z dostateczną dokładnością wyznaczyć za pomocą prostych przyrządów. W pierwszym

przypadku należy liczyć się z dużymi kosztami, ale wiarygodność uzyskanych pomiarów jest

bezdyskusyjna. W drugim przypadku koszty wykonania badań są bez porównania mniejsze, ale

uzyskane w ten sposób wyniki można traktować tylko jako dane pomocnicze, które trzeba będzie

potwierdzić certyfikowaną aparaturą. W przypadku wykonywania wstępnych badań, gdzie

trzeba przeprowadzić dużą liczbę pomiarów, szczególnie porównawczych, druga metoda jest

jednak wystarczająca i może znaleźć szerokie zastosowanie.

Wymagania jakie muszą być spełnione w przypadku stosowania aparatury nieautoryzowanej

dotyczą takich zagadnień, jak: bezpieczeństwo wykonania badań, możliwość prostej weryfikacji

uzyskanych wyników, łatwość rejestracji pomiarów i przenoszenia wyników, łatwość montażu

i demontażu aparatury na obiekcie.

Poniżej przedstawiono autonomiczny, przenośny układ pomiarowo-rejestrujący, który prze-

widziano do badań w locie na różnych mobilnych obiektach, np. na śmigłowcu czy poduszkowcu.

Najważniejszym założeniem projektu wynikającym z bezpieczeństwa wykonania badań w locie

była całkowita autonomiczność układu pomiarowego, zarówno pod względem zasilania, jak

AUTONOMICZNY, PRZENOŚNY UKŁAD POMIAROWO-REJESTRUJĄCY ... 25

i samych czujników pomiarowych. Autonomiczność układu pozwoliła wykluczyć negatywny

wpływ przewodzonych zakłóceń oraz wyeliminowała konieczność ingerencji w system zasilania

na badanym obiekcie.

System pomiarowo-rejestrujący wyposażony jest w komplet podstawowych czujników, które

mierzą niezależnie te same parametry, co pokładowe przyrządy pomiarowe. Brak jest jakiego-

kolwiek połączenia elektrycznego z siecią pokładową. Całe urządzenie jest łatwe w montażu

i demontażu i charakteryzuje się niewielkimi wymiarami i masą. Do jednostki pomiarowo-re-

jestrującej jest zapewniony łatwy dostęp (możliwość podłączenia z zewnątrz monitora, klawia-

tury, myszy). Istnieje możliwość zmiany oprogramowania oraz możliwość podłączenia nowych

urządzeń.

Mobilny system pomiaru parametrów lotu zapewnia:

– autonomiczne zasilanie przez okres co najmniej 1 h,

– rejestrację danych z czujników wchodzących w skład układu,

– możliwość tworzenia podczas jednego włączenia układu, wielu zbiorów danych o nazwach

nadawanych automatycznie z podaniem czasu rejestracji,

– możliwość załączenia różnych czujników opcjonalnie w zależności od potrzeb,

– możliwość konfigurowania dodatkowych wejść analogowych,

– zgrywanie zarejestrowanych danych za zewnętrzny dysk USB.

2. OPIS BUDOWY URZĄDZENIA POMIAROWO-REJESTRUJĄCEGO

Rys. 1. Schemat układu pomiarowego


W skład urządzenia pomiarowo-rejestrującego, które w omawianym projekcie zostało wy-

korzystane do monitorowania parametrów lotu śmigłowca, wchodzą (rys. 1):

– akumulatory zasilające z bezpiecznikiem separującym,

– moduł procesorowy PC-104,

– moduł zasilacza PC-104,

– moduł przetworników 12 bitowych PC-104,

– zestaw czujników inercyjnych (giroskopy i przyspieszeniomierze),

– czujniki ciśnienia statycznego i dynamicznego,

– fotoelektryczny czujnik prędkości obrotowej wirnika,

– magnetometr,

– odbiornik GPS,

– układ pomiarowy zestawu anemometrów,

– pamięć flash do rejestracji danych,

– dodatkowe wejścia analogowe (4 kanały).

Podstawową jednostką urządzenia pomiarowo-rejestrującego jest komputer PC-104. PC-104

jest standardem komputerów wbudowanych, o niewielkim wymiarze pakietu – 90,17 × 95,89 mm,

wykorzystywanym często do akwizycji danych w trudnych warunkach środowiska pracy

(wysokie lub niskie temperatury, narażenie na wstrząsy i drgania). W projekcie, jako karta pro-

cesorowa, został wykorzystany model PC-104 firmy Advantech – PCM-3370 z procesorem Intel

Celeron 400MHz i 256 MB RAM (rys. 2). Do karty procesorowej został dołączony moduł za -

silający – PCM-3910 i moduł 12-bitowych przetworników analogowo-cyfrowych – PCM-3718,

obydwa firmy Advantech.

Rys. 2. Moduły komputera PC/104

Zestaw czujników wykorzystywanych do pomiaru parametrów ruchu zawiera inercjalną jed-

nostkę pomiarową (IMU – Inertial Measurment Unit) złożoną z trzech giroskopów i trzech przy-

spieszeniomierzy (rys. 3). W opisanym modelu zastosowano układ z redundancją zawierający

sześć giroskopów firmy Analog Devices o zakresach pomiarowych ±150 i ±300°/s. Pomiaru przy-

spieszeń liniowych dokonano za pomocą krzemowych czujników również firmy Analog Devices

w zakresie ±2 g i ±10 g (również z redundancją). Czujniki giroskopowe prędkości kątowej i czuj-

niki przyspieszeń liniowych są zabudowane w jeden zespół w sposób zapewniający zachowanie

wzajemnie prostopadłych osi pomiarowych, izolowany termicznie od otoczenia w celu zwięk-

szenia stabilności termicznej [2]. Czujniki pomiarowe dołączono do 12-bitowych przetworników

analogowo-cyfrowych komputera PC-104.

Obok czujników inercjalnych zawsze występuje odbiornik nawigacji satelitarnej GPS. W pre-

zentowanym układzie GPS zastał dołączony do komputera łączem szeregowym RS232. W pro-

jekcie został wykorzystany moduł Garmin GPS18-5Hz, możliwe jest jednak zastosowanie modułu

Lassen LP GPS firmy Trimble. Odbiornik GPS dostarcza dane nawigacyjne (współrzędne geo-

graficzne i wysokość), dane o prędkościach liniowych, kąt drogi oraz inne informacje pomocni-

cze. Częstotliwość zbierania danych wynosi 1 Hz dla modułu firmy Lassen oraz 5 Hz dla modułu

firmy Garmin.

Rys. 3. Inercjalna jednostka pomiarowa

Pozostałe czujniki są dołączane opcjonalnie w zależności od potrzeb. W układzie przewi-

dziano możliwość dołączenia: czujników ciśnienia (zarówno ciśnienia statycznego. jak i dyna-

micznego), magnetometru, bezdotykowego czujnika prędkości obrotowej wirnika, zestawu

anemometrów [1] oraz czterech innych urządzeń o wyjściu analogowym (np. potencjometrów

położenia). Dane z opisanych urządzeń zapisywane są do pamięci flash będącej częścią kompu-

tera PC-104.

Całość urządzenia jest umieszczona w stelażu wykonanym z elementów duralowych, który

został dopasowany do wnętrza walizki (rys. 4 i 5). Zewnętrzny panel, służący do kontrolowania

pracy urządzenia i komunikacji z nim, znajduje się w jednym z boków walizki (rys. 4) i składa

się z następujących części:

– dwóch portów szeregowych – pierwszy z nich służy do komunikacji z układem anemometrów,

drugi – do połączenia z anteną GPS,

– dwóch portów USB – jednym służącym jako źródło zasilania odbiornika GPS, drugim – do

podłączania przenośnego dysku w celu kopiowania danych pomiarowych z dysku urządzenia,

– wejścia analogowego (4 kanały),

– wejścia dla czujnika prędkości obrotowej,

– wejście dla dodatkowego napięcie zasilania 12 V,

– przycisku służącego do obsługi programu rejestrującego dane,

– trzech diod świecących (LED), które sygnalizują stan pracy urządzenia,

– włącznika urządzenia.


Rys. 4. Urządzenie z układem pomiarowo-rejestrującym: z lewej zewnętrzny widok walizki, z prawej

zewnętrzny panel sterowania

Rys. 5. Wewnętrzny panel urządzenia

Wewnątrz walizki znajduje się drugi panel urządzenia, na który składają się (rys. 5):

– wejście służące do ładowania akumulatorów,

– dwa wejścia PS/2 do podłączenia klawiatury i myszki,

– wejście VGA do monitora.

3. DZIAŁANIE URZĄDZENIA POMIAROWO-REJESTRUJĄCEGO

Program odpowiadający za akwizycją danych pomiarowych osadzony na urządzeniu pomia-

rowo-rejestrującym zaczyna swoje działanie po włączeniu urządzenia. O stanie w jakim znajduje

się program informują trzy diody znajdujące się na panelu zewnętrznym urządzenia. Program

może znajdować się w 5 stanach:

– rejestracja danych pomiarowych

– program rejestruje dane z urządzeń pomiarowych i zapisuje je do nowoutworzonego pliku,

– zapalone diody Y i G, zgaszona dioda R (_YG),



– przerwa w rejestracji danych pomiarowych:

– program rejestruje dane ale nie zapisuje ich do pliku, dotychczasowo używany plik zostaje

zamknięty,

– zapalona dioda G, zgaszone diody R i Y (__G),

– czekanie na zewnętrzny dysk USB:

– program przestaje rejestrować dane pomiarowe, używane pliki zostają zamknięte, program

oczekuje na włożenie zewnętrznego dysku do portu USB,

– zapalone diody R i G, zgaszona dioda Y (R_G)

– nagrywanie danych na zewnętrzny dysk USB:

– program kopiuje pliki z zarejestrowanymi danymi z dysku urządzenia na zewnętrzny dysk

USB,

– zapalone wszystkie diody (RYG),

– program zakończył działanie:

– wyłączone wszystkie diody (___).

Po rozpoczęciu działania, program przechodzi w stan rejestracji danych. Pierwszy stworzony

na potrzeby rejestracji danych plik ma indeks 0. Kolejne pliki mają kolejne indeksy. Zbiory

zawierające zarejestrowane dane mają następujący format:

data[indeks pliku]_[data rejestracji].txt.

Każde pojedyncze (krótkie) naciśnięcie przycisku znajdującego się na panelu zewnętrznym

urządzenia powoduje zmianę stanu działania programu. Jeżeli program znajdował się w stanie

rejestracji danych, przejdzie do stanu przerwy w rejestracji danych. Jeżeli program znajdował

się w stanie przerwy w rejestracji, przejdzie do stanu nowej rejestracji. Przytrzymanie

wciśniętego klawisza przez 3 sekundy spowoduje zakończenie rejestracji i przejście programu

w stan oczekiwania na zewnętrzny dysk USB. Jeżeli zewnętrzny dysk zostanie umieszczony

w porcie USB, program przechodzi w stan kopiowania danych i wszystkie pliki z zarejestro -

wanymi danymi zostają skopiowane z dysku urządzenia na dysk USB. Oprócz plików z danymi

na dysku USB zostanie umieszczony plik zawierający informacje o ewentualnych błędach

działania programu i czasach działania poszczególnych elementów programu. Szczegółowy opis

pozyskiwania danych z odbiornika GPS oraz sposób ich gromadzenia opisano w punkcie 3.1.

3.1. Dane wejściowe z odbiornika GPS

W stanie obecnym dane z odbiornika GPS są gromadzone z częstotliwością 5 Hz. Są odbierane

trzy depesze: RMC, GGA i RMV (standardowe sekwencje nagłówków opisane w standardzie

NMEA-0183).

Sekwencja GGA (Fix information) dostarcza informacji na temat aktualnego położenia:

$GPGGA,123519,4807.038,N,01131.000,E,1,08,0.9,545.4,M,46.9,M,,*47

gdzie:

– GGA – identyfikator nagłówka,

– 123519 – moment czasowy – 12:35:19 UTC,

– 4807.038,N – szerokość geograficzna (latitude) – 48° 07.038' N,

– 01131.000,E – długość geograficzna (longitude) – 1° 31.000' E,

– 1 – jakość pomiaru (opisana dalej),

– 08 – ilość śledzonych satelitów,

– 0.9 – horyzontalna dokładność pozycji (HDOP) (opisana dalej),

– 545.4,M – wysokość w metrach nad poziom morza,

– 46.9,M – wysokość geoid (powyżej elipsoidy WGS84),

– (puste pole) – czas od czasu ostatniego uaktualnienia DGPS,

– (puste pole) – numer ID stacji DGPS,

– *47 – suma kontrolna.

Sekwencja RMC (Recommended minimum of data) zawiera, określane przez standard NMEA,

minimum danych, które musi wysyłać każdy odbiornik GPS. Interpretacja tych danych również

pozwala określić pozycję GPS urządzenia:

$GPRMC,123519,A,4807.038,N,01131.000,E,022.4,084.4,230394,003.1,W*6A

gdzie:

– RMC – nagłówek,

– 123519 – moment czasowy – 12:35:19 UTC,

– A – status (A – aktywny; V – nieaktywny),

– 4807.038,N – szerokość geograficzna (latitude) – 48° 07.038' N,

– 01131.000,E – długość geograficzna (longitude) – 11° 31.000' E,

– 022.4 – prędkość obiektu (liczona w węzłach),

– 084.4 – kąt śledzenia/poruszania się obiektu (w stopniach) – przydatny w celu

określenia kierunku poruszania się obiektu, jeżeli urządzenie GPS nie

jest wyposażone w kompas,

– 230394 – data (23 marca 1994),

– 003.1,W – odchylenie magnetyczne ziemi,

– *6A – suma kontrolna.

Sekwencja RMV (3D Velocity Information) zawiera, określane przez standard NMEA, trzy

składowe prędkości liniowych względem ziemi. Interpretacja tych danych pozwala określić pręd-

kość urządzenia.

$PGRMV,1,2,3*HHgdzie:

– 1 – rzeczywista prędkość w kierunku wschodnim w m/s,

– 2 – rzeczywista prędkość w kierunku północnym w m/s,

– 3 – rzeczywista prędkość w kierunku pionowym w m/s,

– HH – suma kontrolna.

Z opisanych depesz wybieranych jest 10 wartości interesujących dla projektu, według

przykładu:

$GPRMC,140609.0,A,5208.25330,N,02103.56179,E,006.34,246.2,241007,004.2,E,A*32$GPGGA,092741.6,5210.78189,N,02057.06088,E,2,06,2.0,109.8,M,36.3,M,,*5D

$PGRMV,5.87,2.91,-0.03*42

gdzie:

X – szerokość geograficzna,

Y – długość geograficzna,

Z – wysokość n.p.m.,

VE – prędkość wschodnia,

VN – prędkość północna,

Vz – prędkość pionowa,

V – prędkość pozioma względem ziemi,

KD – kąt drogi,

Ls – liczba satelitów.

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

czas X Y Z VE VN VZ V KD Ls

hhmmss.

s

dddmm.mm

mm

ddmm.mmm

mm m/s m/s m/s m/s deg –

140609.0 02103.56179 5208.25330 109.8 5.87 2.91 –0.03 6.34 246.2 0.6


3.2. Dane wyjściowe

Podczas zgrywania danych do pliku tworzony jest zbiór parametrów zapisywanych w na -

stępującej kolejność:

1. numer próbki,

2. prędkość kątowa przechylenia (nie skalowana),

3. prędkość kątowa pochylenia (nie skalowana),

4. prędkość kątowa odchylenia (nie skalowana),

5. przyspieszenie liniowe podłużne (nie skalowane),

6. przyspieszenie liniowe boczne (nie skalowane),

7. przyspieszenie liniowe pionowe (nie skalowane),

8. temperatura powietrza,

9. ciśnienie statyczne,

10. ciśnienie dynamiczne,

11. kurs magnetyczny,

12. prędkość obrotowa walu wirnika nośnego,

13. wychylenie popychacza sterowania P1,




17. napięcie zasilania,

18. prędkość kątowa przechylenia (skalowana) p [°/s],

19. prędkość kątowa pochylenia (skalowana) q [°/s],

20. prędkość kątowa odchylenia (skalowana) r [°/s],

21. przyspieszenie liniowe podłużne (skalowane) ax [m/s2],

22. przyspieszenie liniowe boczne (skalowane) ay [m/s2],

23. przyspieszenie liniowe pionowe (skalowane) az [m/s2],

24. kąt pochylenia theta [°],

25. kąt przechylenia phi [°],

26. skok ogólny,

27. prędkość obrotowa,

28. aktualny czas,

29. szerokość geograficzna x,

30. długość geograficzna y,

31. prędkość względem ziemi,

32. kąt drogi,

33. liczba satelitów,

34. wysokość n.p.m. Z,

35. prędkość wschodnia Ve,

36. prędkość północna Vn,

37. prędkość pionowa Vz,

38. anemometry: kanał A,

39. anemometry: kanał B,

40. anemometry: kanał C,

41. anemometry: kanał D,

42. anemometry: kanał E,

43. anemometry: kanał F,

44. anemometry: kanał G,

45. anemometry: kanał H.



Rys. 6. Schemat działania programu

Dane pochodzą bezpośrednio z podłączonych do urządzenia czujników lub z modyfikacji tych

danych opisanych w punkcie 4.

4. PROGRAMOWY OPIS URZĄDZENIA POMIAROWO-REJESTRUJĄCEGO

Program wykorzystywany do gromadzenia i przetwarzania danych z lotu i wykonywany na

komputerze PC-104 działa pod systemem operacyjnym Windows CE i został napisany w języku

C.

Program zajmuje się zbieraniem danych z czujników poprzez kartę przetworników A/C i z

odbiornika GPS poprzez łącze szeregowe RS232. Na rysunku 6 przedstawiono strukturę pro-

gramu wykorzystywanego do gromadzenia i przetwarzania danych w systemie.

Program działa na czterech wątkach. Wątki są jednostkami wykonawczymi działającymi

w obrębie programu (ciągami instrukcji wykonywanymi w obrębie tych samych danych) i mogą

być wykonywane współbieżnie. W programie równocześnie wykonują się:

– wątek służący do pobierania i przetwarzania danych z przetworników A/C,

– wątek służący do pobierania danych z odbiornika GPS,

– wątek służący do pobierania danych z anemometrów,

– wątek główny zajmujący się obsługą klawiszy i zapisem do plików.

Wątki w programie działają w nieskończonych pętlach i komunikują się przez strukturę,

w której zapisywane są wszystkie zgromadzone i przetworzone dane.

Z przetworników A/C wątek pobiera: prędkości kątowe z giroskopów i wartości przyspieszeń

liniowych z przyspieszeniomierzy. Zgromadzone dane wejściowe są wykorzystywane do reali-

zacji zintegrowanego systemu wyznaczania orientacji (rys. 7). Wartości kątów orientacji są ob-

liczana przez całkowanie równań kinematycznych a następnie wprowadzenie korekcji z kątów

obliczonych z przyspieszeń liniowych i sondy magnetycznej.

.Rys. 7. Schemat obliczeń kątów orientacji

Dane z odbiornika GPS są odbierane przez wątek z częstotliwością działania urządzenia. Pro-

gram przetwarza wejściowy ciąg znaków z odbiornika tak, by uzyskać poszczególne wartości:

czasu (t), położenia geograficznego (x, y), wysokości (z), prędkości wschodniej (Ve), prędkości

północnej (Vn), prędkości pionowej (Vz) prędkości względem ziemi (V), kąta drogi (KD) i liczby

satelitów dostarczających dane (ls).

Dane z anemometrów są zapisywane razem z innymi rejestrowanymi danymi, jednak jeśli

anemometry nie są podłączone, ich wartości są zerowe.

5. PRZYKŁADOWE WYNIKI I WNIOSKI

Badania wykonanego urządzenia przeprowadzono w warunkach laboratoryjnych i na obiek-

cie. W laboratorium dokonano przede wszystkim wzorcowania czujników pomiarowych.

Giroskopy i przyspieszeniomierze wzorcowano za pomocą stołu obrotowego, podzielnicy

i poziomicy, czujniki ciśnienia – manometrem wzorcowym. Anemometry wzorcowano w tunelu

aerodynamicznym małych prędkości przy wykorzystaniu wzorcowego układu pomiaru pręd -

kości powietrza [1].

Pierwsze badania na rzeczywistym obiekcie wykonano z użyciem samochodu. Pozwoliło to

na sprawdzenie działania układu do pomiaru orientacji przestrzennej i odbiornika GPS.

Po próbach na samochodzie, loty próbne z rejestracją wybranych parametrów wykonano na

modelu śmigłowca, na którym umieszczono cały układ pomiarowy bez obudowy i z akumula-

torami litowo-polimerowymi aby zmniejszyć masę i wymiary. Na modelu ćwiczono manewr typu

Kobra. Na rysunkach 8 i 9 przedstawiono przykładowe wykresy zarejestrowanych parametrów

lotu. W pierwszej kolejności pokazano prędkość kątową pochylenia oraz prędkość obrotową

wirnika w czasie lotu, a następnie parametry lotu: prędkość względem powietrza i wysokość

barometryczną.

Zaprezentowany układ pomiarowy spełnił podstawowe założenia. Na szczególne uznanie

zasłużył układ sterowania, rejestracji krótkich zbiorów i zgrywania na dysk USB. Wykonany

układ jest bardzo wygodny w obsłudze. Również zastosowany zestaw czujników pomiarowych

jest bardzo przydatny i pokrywa większość potrzeb pomiarowych na pokładzie obiektu lata -

jącego. Bardzo ważna jest elastyczność układu.


Rys. 8. Z lewej zarejestrowana prędkość kątowa przechylania, z prawej obroty wirnika

Rys. 9. Z lewej prędkość względem powietrza, z prawej wysokość barometryczna

W zależności od potrzeb można konfigurować różne zestawy czujników pomiarowych i do -

stosowywać układ do bieżących potrzeb konkretnego obiektu.

Dalsza praca nad rozwojem i modernizacją układu powinna się koncentrować nad zmianą

platformy obliczeniowej na nowocześniejszą. Wiąże się z tym zwiększenie częstotliwości

próbkowania i zwiększenie liczby mierzonych parametrów. Obecnie częstotliwość próbkowania

odbiornika GPS wynosi 1 Hz lub 5 Hz. Docelowo należy ją zwiększyć do 10 Hz. Podobnie należy

zwiększyć częstotliwość sygnałów przetwarzanych przez 12-bitowy przetwornik A/C (z 40 Hz

obecnie na 100 Hz). Można również zwiększyć asortyment czujników pomiarowych (ważne

z punktu widzenia identyfikacji obiektu mogą być pomiary położenia organów sterujących zre-

alizowane również bezinwazyjnie).

Praca została wykonana w ramach projektu badawczego nr 0T00B 033 29

„Określanie granicznych warunków użytkowania śmigłowców w systemie operacji

z wysokich budynków”


LITERATURA

[1] Popowski S.: Pomiar małych prędkości względem powietrza w badaniach śmigłowców. Prace

Instytutu Lotnictwa nr 194-195.

[2] Popowski S., Dąbrowski W.: Pomiar parametrów ruchu na obiektach mobilnych. Sympozjum

Elektrotechnika 2006. IEl Warszawa 2006.

[3] Szumański K., Popowski S., Hajduk J.: Badanie granic manewrowości śmigłowca na modelu

latającym. V Krajowe Forum Wiropłatowe. Prace Instytutu Lotnictwa 2004, nr 177-178.

A. Gałach, S. Popowski

THE AUTONOMOUS, MOBILE MEASUREMENT AND DATA ACQUISITION SYSTEM,PREPARED TO BE USED DURING FLIGHT TESTS

Abstract

The article discusses the idea and technical realization of the autonomous, mobile measurement

and data acquisition system, prepared to be used during flight tests. Flight tests executed with cer-

tificated instruments are very expensive and request detailed and complex preparation. In many

situations execution of the task with not certified instruments with less appropriate metrological

properties, can significantly speed up and lower the costs of the experiments. The most relevant re-

quirements are the safety of flight tests and simplicity of system’s installation and handling. The

most important is to have the measuring system which is flexible, ready to be used with the variety

of sensor arrays, and capable to record data from selected phases of flight in well described data

sets. The model of such a system is described in this paper.



IDENTYFIKACJA MODELU DYNAMICZNEGO NAPĘDUDLA ŚMIGŁOWCA CZTEROWIRNIKOWEGO

Zdzisław GosiewskiInstytut LotnictwaDaniel Ołdziej, Maciej SłowikPolitechnika Białostocka

Streszczenie

Niniejsza praca przedstawia zagadnienia z zakresu identyfikacji modelu dynamicznego napędu

dedykowanego dla bezzałogowego aparatu latającego (w skrócie BAL) pionowego startu typu

VTOL (z ang. vertical take-off and landing) na przykładzie konfiguracji śmigłowca czterowirniko-

wego. Dokonano przeglądu rozwiązań konstrukcyjnych oraz trendów w rozwoju powietrznych

statków bezpilotowych na przestrzeni lat. Zaprezentowano stanowisko doświadczalne do pomiaru

zmian siły ciągu w dziedzinie czasu. Wyznaczono i przeanalizowano charakterystykę statyczną

oraz dynamiczną wybranego zespołu napędowego. Zidentyfikowano model dynamiczny napędu.

1. WPROWADZENIE

W ostatnich latach odnotowano wzrost zainteresowania bezzałogowymi aparatami latającymi(BAL). Są to statki powietrzne zdolne do odbywania lotu i realizacji zadań bez udziału personelupokładowego. Nadzór nad przebiegiem oblotu/misji pełni koordynator ze stacji naziemnej.W nomenklaturze anglojęzycznej używa się określenia UAV – Unmanned Aerial Vehicle.Kluczową rolę w pracy BAL odgrywa poziom jego autonomii (rys.1), na który składa się procesautostabilizacji platformy w przestrzeni powietrznej, realizacja procesów nawigacyjnych orazdokonywanie decyzji (np. podczas napotkania przeszkody) na podstawie algorytmów de-cyzyjnych.

Rys. 1. Elementy składowe poziomuautonomiczności

IDENTYFIKACJA MODELU DYNAMICZNEGO NAPĘDU ... 37

Wdrażanie bezpilotowych statków powietrznych do realizacji wybranych zadań wymagaprowadzenia szerokich badań nad rozwiązaniami konstrukcyjnymi oraz procesem sterowaniai nawigacji. UAV są wykorzystywane coraz częściej w sektorze cywilnym, ale przede wszystkimznajdują zastosowania militarne. Wyposażone w instrumenty obserwacyjne w postaci głowicoptoelektronicznych są zdolne do dokładnej obserwacji i śledzenie obiektów naziemnych.

Celem niniejszej pracy jest dobór odpowiedniego napędu dla bezzałogowego aparatulatającego, a następnie dokonanie identyfikacji jego modelu dynamicznego i wyznaczenie trans-mitancji operatorowej.

Dotychczasowe osiągnięcia w zakresie badań napędów wirnikowych dla bezzałogowychaparatów latających skupiały się głównie wokół wyznaczania charakterystyk statycznych. Dobadań dynamicznych wymagane jest specjalne stanowisko z możliwością szybkiej akwizycjisygnałów zmiennych w czasie. Dla napędów obiektów latających o rozmiarach rzeczywistychbadania takie były przeprowadzane m.in. w Instytucie Lotnictwa. Charakter obiektu latającego(skala mikro), dla którego będzie dedykowany nasz napęd, wymusza rozpoznanie osiągnięćkonkretnie w tym zakresie. Jednymi z prekursorów takich obszarze badań są Alexandros Soume-lidis oraz Peter Gaspar z Węgierskiej Akademii Nauk. W swojej pracy [1] dokonali pomiarówstatycznych i dynamicznych bezszczotkowego silnika modelarskiego stosowanego w modelachlatających. Publikacja ta stała się punktem wyjścia dla wyboru sposobu akwizycji danychpotrzebnych do identyfikacji dobranego przez nas zespołu napędowego.

Rys. 2. Współczesne zastosowanie BSL


Główne zastosowania BAL z podziałem na obszar działań przedstawiono na rysunku 2. Naschemacie nie przedstawiono wszystkich możliwych zastosowań bezzałogowych statkówpowietrz nych. Zilustrowano jedynie główne aplikacje, w których mają procentowo największyudział.

2. PRZEGLĄD ROZWIĄZAŃ KONSTRUKCYJNYCH BEZZAŁOGOWYCHAPARATÓW LATAJACYCH

Istnieje wiele rozwiązań konstrukcyjnych dedykowanych dla bezzałogowych aparatówlatających. Wszystkie podlegają podziałowi na obiekty z możliwością startu poziomego – sa mo -loty oraz startu i lądowania pionowego VTOL (Vertical Take-off and Landing) – śmigłowce.

Rys. 3. BAL poziomego startu i lądowania

Rys. 4. BAL w konfiguracji VTOL

Można wyróżnić także obiekty hybrydowe o strukturze klasycznego samolotu z dodatkowąopcją startu pionowego. Rys.3 przedstawia klasyczny statek powietrzny zdolny do startu i lą -dowania jedynie w pozycji horyzontalnej. Jest to produkt BlueBird Aero Systems – MicroB. Drugiz nich przedstawiony jest na rys.4. Jest to obiekt latający Camcopter S-100 firmy SCHIEBEL.

2.1. BAL w wersji zmodyfikowanego śmigłowca

Rozważając konstrukcje bezzałogowych aparatów latających skupiamy się na rozwiązaniachnawiązujących do śmigłowców. Główna zaletą obiektów tego typu jest zdolność realizacji lotuw zawisie oraz prowadzenie działań na stosunkowo małych przestrzeniach z dużą ilościąprzeszkód. Odnosząc się do pracy R. Siegwarta i S. Bouabdallah [2] możemy dokonać porównaniatakich obiektów m.in. pod względem: zużycia energii, nośności, manewrowości, prostoty kon-strukcji, odporności na warunki zewnętrzne itd. Tabela ilustruje sumaryczną punktację dlamode li: A – śmigłowiec jednowirnikowy, B – śmigłowiec z wirnikiem osiowym, C – śmigłowiecz wirnikami przeciwbieżnymi, D – śmigłowiec tandem wirnikowy, E – śmigłowiec cztero -wirnikowy, F – sterowiec, G – ornitopter, H – model o strukturze latającego insekta.

Tab. 1. Porównanie BAL [2]

Analiza punktacji pokazała, że najefektywniejszą konstrukcją jest model śmigłowcaczterowirnikowego (33 pkt.). Zdobył słabą notę za zużycie energii, lecz wysoka ilość punktówza prostotę konstrukcji, zdolność do wolnego przemieszczania się i stabilność w zawisie, rekom-pensuje tą wadę i stawia go na pierwszym miejscu w klasyfikacji. Na tej podstawie śmigłowiecczterowirnikowy został wytypowany jako najlepsza platforma do budowy obserwacyjnego BSL.

A B C D E F G H

Energochłonność 2 2 2 2 1 4 3 3

Złożoność sterowania 1 1 4 2 3 3 2 1

Obciążalność obiektu 2 2 4 3 3 1 2 1

Manewrowość 4 2 2 3 3 1 3 3

Prostota konstrukcji 1 3 3 1 4 4 1 1

Złożoność aerodynamiczna 1 1 1 1 4 3 1 1

Realizacja lotu powolnego 4 3 4 3 4 4 2 2

Realizacja lotu szybkiego 2 4 1 2 3 1 3 3

Miniaturyzacja platformy nośnej 2 3 4 2 3 1 2 4

Odporność na środowisko 1 3 3 1 1 3 2 3

Stabilność lotu w zawisie 4 4 4 4 4 3 1 2

SUMA 24 28 32 24 33 28 22 24


3. ŚMIGŁOWIEC CZTEROWIRNIKOWY

Wśród gamy możliwych rozwiązań konstrukcyjnych aparatów bezpilotowych w niniejszymartykule skupiono uwagę na zmodyfikowanym śmigłowcu, wyposażonym w cztery wirnikinapędowe.

Rys. 5. Śmigłowiec czterowirnikowy

Jak przedstawiono na rysunku 5 jest to statek powietrzny o ramie w kształcie litery X,wyposażony w co najmniej cztery zespoły napędowe osadzone na końcu każdego z ramion.W części centralnej znajduje się gondola z aparaturą pomiarowo – sterującą. Quadrotor (podtaką nazwą widnieje na arenie międzynarodowej) ma możliwość pionowego startu i lądowania.Jest zaliczany do klasy mikro (masa < 5 kg, zasięg < 10 km, czas lotu <1 h, pułap do 250 m).

Charakterystyczną cechą śmigłowca czterowirnikowego jest brak tradycyjnego usterzenia.Zmiana kierunku lotu , pułapu oraz odchylenia wokół osi Z odbywa się poprzez odpowiedniewysterowanie ciągiem wirników napędowych (rys. 6). W związku z potrzebą eliminacji mo-mentu obrotowego wirników zastosowano śmigła przeciwbieżne i odwrócono kierunek obrotudwóch silników.

Rys. 6. Przeciwbieżność działania wirników napędowych



Zmiana pułapu lotu odbywa się poprzez równoczesne zwiększenie lub zmniejszenie ciągusilników. Wzrost prędkości obrotowej dwóch sąsiednich silników powoduje pochylenie się i ruchBAL w zadanym kierunku. Obrót wokół własnej osi jest realizowany poprzez przy spie -szenie/spowolnienie dwóch przeciwległych wirników.

3.1. Proces projektowania śmigłowca czterowirnikowego

Projektowanie śmigłowca czterowirnikowego wymaga przyjęcia szeregu założeń które maspełniać pojazd i które podają niezbędne informacje do procesu doboru podzespołów i modułówwyposażenia. W drodze rozważań przyjęto kryteria:• masa podstawowego modelu < 1000 g,• rama krzyżowa symetryczna,• rozpiętość ramion – 70 cm,• zdolność utrzymania się w powietrzu – 30 min,

• maksymalny ciąg zespołu napędowego – dwukrotność masy modelu.

Mając na uwadze powyższe założenia dobiera się odpowiednio lekką ramę. Ze względu nadostępność i łatwość obróbki przyjęto aluminium jako materiał konstrukcyjny. Kolejnym krok-iem jest dobór silników dla realizacji napędu – proces ten został opisany szerzej w kolejnym po-drozdziale. Pojazd zasilany jest energią elektryczną. Typowy pakiet akumulatorowy ma masęrówną 1/5 masy modelu (180-200 g). Pakiet o większej pojemności przekłada się na dłuższyczas lotu, jednak zwiększona masa modelu wymusza dostarczenie większej ilości energii dostar-czonej do zespołu napędowego, tworzy się swoiste błędne koło. Zespół napędowy jest nad-zorowany przez sterownik lotu zarządzany przez mikroprocesor lub w sytuacji awaryjnej możnaprzejść na kierowanie manualne – nie zalecane z powodu zbyt wolnych reakcji operatora na za-chowanie się modelu.

Dalszy proces projektowania śmigłowca czterowirnikowego dotyczy budowy układu sterowa-nia lotu (ang. Flight Controler). W którego skład wchodzi jednostka zarządzająca – mikrokon-troler, moduł komunikacji radiowej – 2.4 Ghz oraz moduł stabilizacji lotu, w którego składwchodzą:– giroskopy – po jednym na każdą z oś obrotu,– akcelerometr 3-osiowy,– kompas magnetyczny,– odbiornik GPS.

Dalsza część projektu śmigłowca czterowirnikowego obejmuje działania w zakresie opro-gramowania jednostki sterującej lotem. Ma to na celu wykorzystanie sygnałów z czujników, którepo przetworzeniu wykorzystane zostaną do podania informacji o pozycji, położeniu i stanieodbywanego lotu.

3.2. Dobór i sterowanie napędem

Kluczową rolę dla stabilnej pracy BAL odgrywa dobór odpowiedniego napędu, w składktórego wchodzi: śmigło, silnik oraz regulator prędkości obrotowej silnika. W przypadkuśmigłowca czterowirnikowego zdecydowano się na napęd zasilany energią elektryczną.W związku z powyższym zaistniała potrzeba wytypowania konkretnego rodzaju silnika. Zdecy-dowano się na silnik prądu przemiennego. Jego przewaga nad silnikiem prądu stałego to:– wyższa sprawność, – szeroki zakres dostępnych prędkości obrotowych,– wyższa bezawaryjność względem silników DC, spowodowana brakiem szczotek.

Silniki bezszczotkowe wymagają zastosowania falowników (rys. 7), ale za to oferują dobrystosunek masy całkowitej zespołu napędowego do uzyskiwanego sumarycznego ciągu.

Rys. 7. Sterowanie pracą zespołu napędowego

Pracą silnika bezpośrednio steruje regulator (falownik), zadawanie prędkości obrotowejodbywa się poprzez zmianę dochodzącego do niego sygnału PWM, czyli zmianę długościpojawiającego się w stałych odstępach czasu impulsu sterującego. W przypadku modelarskichbezszczotkowych silników prądu przemiennego i współpracującymi z nimi falowników charak-terystyka sygnałów PWM jest następująca: okres sygnału sterującego wynosi 20ms, zaś impulssterujący zawiera się w zakresie od 1 do 2 ms. Tym samym sygnał PWM o wypełnieniu 1msodpowiada 0% możliwych obrotów silnika, zaś wypełnienie 2 ms odpowiada 100% prędkościobrotowej silnika (rys. 8).

Rys. 8. Przebieg sterującego falownikiem sygnału PWM

Kolejnym ważnym elementem zespołu napędowego jest śmigło. Musi ono być optymalniedopasowane, aby nadto nie obciążać silnika, ale także aby moc silnika była efektywnie wyko-rzystana. Ze względu na dostępność możliwe jest jedynie stosowanie śmigieł 2- i 3-łopatowych(rys. 9).

Rys. 9. Śmigła 2- i 3-łopatowe


Mając na uwadze konfigurację dobranego BAL, czyli zastosowanego śmigłowca cztero -wirnikowego istnieje konieczność stosowania śmigieł parami przeciwbieżnych, aby uniknąć mo-mentu obrotowego wokół osi pionowej obiektu – ma to za zadanie likwidację samoczynnegoodchylenia YAW. Biorąc pod uwagę wstępne założenia odnośnie ciągu wytypowano, że silnikpowinien osiągać 8000-10000 obr/min przy obciążeniu śmigłem o rozpiętości 9-12 cali ( 22,8--30,5 cm).

4. STANOWISKO BADAŃ CIĄGU SILNIKA

Zbudowano stanowisko do badań charakterystyk ciągu pojedynczego zespołu napędowegoskładającego się ze śmigła, piasty, silnika 3-fazowego, regulatora, źródła zasilania oraz modułusterującego prędkością obrotową poprzez podanie wartości zadanej sygnału PWM. Schematstanowiska przedstawiono na rysunku 10.

Rys. 10. Schemat stanowiska pomiarowego

Siła oznaczona jako F przedstawia siłę ciągu zespołu napędowego „4”, który poprzez belkę„3” w kształcie równoramiennej litery L osadzoną przegubowo na podstawie „2” oddziałuje siłąF’ na belkę tensometryczną „1”. Taki układ przeniesienia siły umożliwia nam bezpośrednie doko-nanie pomiarów statycznych i dynamicznych charakteryzujących dobrane w ramach projektuśmigło i silnik.

Jako zadajnik sygnału wykorzystano generator sygnałowy Agilen 33220A. Źródłem energiielektrycznej był zasilacz laboratoryjny M10DP-35E firmy NDN. Do pomiarów statycznych wyko-rzystano wagę laboratoryjną AXIS AD6. Badaniom poddano silnik bezszczotkowy, 3-fazowyBL2827-34 produkcji firmy Robbe Roxxy, z zamontowanym śmigłem EPP o rozpiętości 10”(25,5 cm) i skoku 4.5” (11,4 cm). Układem sterującym silnikiem na zadany sygnał PWM byłfalownik Robbe Roxxy – BL Control 720. Do pomiarów prędkości obrotowej śmigła użytotachometru DMT21 firmy Polmatic. Pomiary przeprowadzono przy napięciu 12 V, maksymalnyprąd obciążenia wynosił 6,2A. Stanowisko laboratoryjne pokazano na rysunku 11.


Rys. 11. Stanowisko pomiarowe badan ciągu

4.1. Charakterystyka statyczna

Rys. 12. Charakterystyka statyczna przedstawiająca zależność wartości ciągu od wartościwspółczynnika wypełnienia PWM. Linia przerywana – współczynnik PWM rosnący, linia ciągła –współczynnik PWM malejący

Na wykresie (rys. 12) określono zmianę wartości ciągu silnika w zależności od sterowania tj.od wartości współczynnika wypełnienia impulsu PWM. Na wykresie umieszczono dwie charak-terystyki celem sprawdzenia istnienia histerezy. Histereza mieści się w zakresie błędu pomi-arowego.

Na kolejnym wykresie (rys. 13) umieszczono charakterystykę statyczną zależności wartościobrotów silnika od współczynnika wypełnienia impulsu PWM. Widzimy tutaj rozbieżnośćpomiędzy krzywą opisującą rosnący współczynnik wypełnienia PWM, a krzywą malejącegowspółczynnika PWM. Wynika to m.in. z wymaganej szerokości impulsu na uruchomienie silnika.Histereza mieści się w zakresie błędu tachometru wynoszącego +/-10%. Wpływa na nią bez -władność wirujących elementów zespołu napędowego.


Rys. 13. Charakterystyka statyczna przedstawiająca zależność wartości obrotów silnika od wartościwspółczynnika wypełnienia PWM. Linia przerywana – współczynnik PWM rosnący, linia ciągła –współczynnik PWM malejący

4.2. Charakterystyka dynamiczna

Na charakterystykach poniżej przedstawiono charakterystyki dynamiczne. Przedstawiają onegenerowany przez silnik ciąg zmieniający się w czasie. Dla każdego z wykresów zadawanowartość początkową oraz krańcową wypełnienia poprzez generator.

Rys. 14. Charakterystyka dynamiczna przedstawiająca wzrost ciągu silnika, wartość wypełnieniaz 0 do 100% współczynnika PWM

Na rysunku 14 przedstawiono czas narastania wartości ciągu od zera do wartości zadanej.Czas ten wynosi 0,82 sekundy. Na rysunku 15 przedstawiono czas spadku wartości ciągu w czasieod 100% do 0% wynoszący 0,86 sekundy.


Rys. 15. Charakterystyka dynamiczna przedstawiająca malejący ciąg silnika, wartość wypełnieniaze 100% do 0% współczynnika PWM

Rys. 16. Charakterystyka dynamiczna przedstawiająca wzrost ciągu silnika, wartość wypełnieniaz 30% do 80% współczynnika PWM

Rys. 17. Charakterystyka dynamiczna przedstawiająca malejący ciąg silnika, wartość wypełnieniaz 80% do 30% współczynnika PWM



Z kolei na rysunku 16 przedstawiono czas narastania wartości ciągu od 30% do wartościzadanej 80%. Czas ten wynosi 0,8 sekundy. Na rysunku 17 przedstawiono czas spadku wartościciągu w czasie od 80% wartości wypełnienia impulsu do 30% jego wartości. Czas osiągnięciatej wartości wyniósł 0,96 sekundy.

4.3. Identyfikacja modelu dynamicznego napędu

Identyfikacji modelu dynamicznego silnika trójfazowego dokonano przy pomocy środowiskaMatlab Identyfication Toolbox. Dane zarchiwizowane podczas pomiarów wprowadzono do pro-gramu, a następnie za pomocą modelu autoregresyjnego z zewnętrznym wejściem – ARX wyz-naczono transmitancję obiektu – Go1(s). Porównując dane wejściowe z otrzymanym modelemotrzymano 97,4% dopasowania (rys. 18).

Rys. 18. Procentowe dopasowanie modeli ARX i rzeczywistego

Uzyskana transmitancja w drodze identyfikacji jest wysoce nadmiarowa (15 rząd). W drodzeeliminacji zer i biegunów o podobnych częściach urojonych uzyskano zredukowanątransmitancję 4 rzędu w postaci:

Dla sprawdzenia poprawności aproksymacji poprzez eliminację zer i biegunów, transmitancjęwyjściową (z modelu ARX) oraz transmitancję zredukowaną (4 rzędu) poddano wymuszeniuskokiem jednostkowym i porównano.

Rys. 19. Wymuszenie skokowe:linia ciągła – model ARX 15 rzędu,linia przerywana – model zredu -kowany 4 rzędu

Na podstawie wykresu z rysunku 19 widać, że redukcja układu z 15 rzędu na 4 rząd jest wy -starczająca i nie wymaga dalszych prac.

Rys. 20. Mapa zer i biegunów

Na podstawie mapy zer i biegunów (rys. 20) stwierdzono że układ jest nieminimalnofazowy– jedno zero transmitancji jest położone w prawej półpłaszczyźnie zmiennej zespolonej s.Świadczy to negatywnie o obiekcie, gdyż układ nieminimalnofazowy jest trudniejszy w sterowa-niu. W celu zweryfikowani poprawności użytej metody dokonano aproksymacji modelu zapomocą innego rodzaju opisu transmitancji operatorowej.

gdzie parametry transmitancji wynoszą: k = 1, n = 9, To = 0,01583, T = 0,04777.

Układ zrealizowano w środowisku Matlab/Simulink. Zasymulowano wymuszenie skokowedla układu o różnych rzędach aproksymacji, wybrano rząd dziewiąty, który najlepiej oddajepodobieństwo do charakterystyki wejściowej.


Rys. 21. Porównanie modeli. Linia ciągła model ARX 15 rzędu, przerywana 9 rzędu, kropkowa4 rzędu

Na wykresie powyżej widzimy porównanie wykresów transmitancji: Go3(s) z powyższegowzoru (9 rząd), Go1(s) uzyskanej z identyfikacji ARX oraz modelu zredukowanego rzędu Go1(s)

5. PODSUMOWANIE

W pracy niniejszej bliżej opisano budowę i proces projektowania śmigłowca cztero -wirnikowego. Przedstawiono dedykowane stanowisko do badań ciągu zespołu napędowego orazprzebadano silnik BL 2827-34 firmy Robbe Roxxy wytypowany do stosowania. Zweryfikowao jego parametry poprzez wyznaczenie charakterystyki statycznej i dynamicznej. Przedstawiająone liniowe właściwości silnika, co upraszcza modelowanie aplikacji z jego wykorzystaniem.Położenie zer na płaszczyźnie zespolonej, pokazuje ze układ jest nieminimalnofazowy. Przekładasię to na utrudnienie procesu sterowania.

Na podstawie przeprowadzonych badan potwierdzono użyteczność wytypowanego silnikaw śmigłowcu czterowirnikowym. Uzyskany ciąg (sumaryczny = 4 x 600 g) spełnia założone kry-terium zachowania podwójnego ciągu w stosunku do masy modelu. Wadą silnika jestłożyskowanie wirnika, które pozwala wyłącznie na pracę ze śmigłem ciągnącym (uniemożliwiaprace ze śmigłem pchającym). Użyteczny zakres działania zespołu napędowego falownik-silnikzawiera się w zakresie od 10% do 80% współczynnika wypełnienia PWM. Dolna granica wynikaz bezwładności silnika i wymaganej szerokości impulsu potrzebnej na jej pokonanie. Powyżejgórnej granicy (80%) nie zarejestrowano zmian wartości ciągu w zależności od wzrostu wartościPWM, co sprawia ze operowanie w tym zakresie (80-100%) staje się zbyteczne.

W drodze identyfikacji modelu dynamicznego otrzymano nadmiarowy układ 15 rzędu.W procesie eliminacji zer i biegunów otrzymano transmitancję operatorową Go2(s) czwartegorzędu. Ułatwia to znacznie dalsze prace nad opracowaniem prawa sterowania dla modelu statkupowietrznego wyposażonego w powyższy zespół napędowy.


LITERATURA

[1] Soumelidis A., Gaspar P.: Design of an embedded microcomputer based mini quadrotor UAV.

www.mtakpa.hu/kpa/download/1080952.pdf.[2] Bouabdallah S., Siegwart R.: Design and Control of a Miniature Quadrotor, in: Advances In

Unmanned Aerial Vehicle. Springer Netherlands, 2007 pp.171-210.[3] www.schiebel.net/pages/cam_intro.html.[4] www.bluebird-uav.com.[5] www2.tek.com – DTR oscyloskopu Tektronix tds1002.[6] Ołdziej D.: Projekt śmigłowca czterowirnikowego. Praca magisterska. Białystok 2009.

Z. Gosiewski, D. Ołdziej, M. Słowik

AN IDENTYFICATION OF ELECTRIC DRIVE MODEL FOR QUADROTOR

Abstract

In the paper ARX method is use for the identification of electric drive (propeller plus motor)

mathematical model. Drive is dedicated to unmanned aerial vehicle ( UAV ) of vertical take-off and

landing (VTOL) type, basing of four-rotor configuration drone helicopter. The survey on construc-

tional solutions and trends in development of UAVs is presented. A test platform to measure changes

of thrust in time domain is described. Static and dynamic characteristics of chosen propulsion unit

are shown. Dynamical model of drive was identified.


wpływ wybranych zmiennych stanu

na dokładność toru lotu samolotu podczas

automatycznie wykonywanego manewru

Jerzy GraffsteinInstytut Lotnictwa

Streszczenie

W pracy przedstawiono ideę działania automatycznego sterowania lotem wzdłuż trajektorii

wyznaczonej przez założony profil ruchu obiektu. Opisano sposób formułowania kinematycznych

warunków definiujących złożony, przestrzenny manewr. Wykorzystując metody symulacyjne prze-

prowadzono przykładową analizę wpływu wielkości strefy nieczułości na dokładność toru lotu.

Przedstawiono problemy związane z poszukiwaniem szerokości strefy nieczułości optymalnej pod

względem najmniejszego błędu realizacji zadanej trajektorii. Podjęto badania dokładności toru

lotu na rozbieżności pomiędzy wybranymi wartościami zmiennymi stanu lotu a ich wielkościami

założonymi dla wcześniej wygenerowanego manewru. Analizowano błędy utrzymania samolotu

wzdłuż zadanej trajektorii pod wpływem wybranych wewnętrznych zakłóceń i jednocześnie wy-

stępujących cyklicznych podmuchów wiatru. Błędy położenia samolotu w przestrzeni zależały od

intensywności zakłóceń i ich rodzaju oraz od fazy realizowanego manewru.

WSTĘP

W rozważaniach jakości działania automatycznego układu sterowania ruchem samolotu

brane są pod uwagę różne kryteria w zależności od zadań jakie są stawiane wybranemu obiek-

towi. Jednym z istotnych czynników jaki powinien być uwzględniany we wspomnianej ocenie

jest wrażliwość sterowanego lotu samolotu na zakłócenia i dokładności z jaką utrzymywane są

wybrane zmienne opisujących ruch obiektu względem wartości zadanych. Przy ocenie przydat-

ności wybranej metody automatycznego sterowania samolotem istotny jest stopień wrażliwości

na różnego rodzaju odstępstwa od przyjętych wcześniej warunków lotu. W pracy skupiono się

na badaniu dokładnościach toru lotu samolotu, na który oddziaływają różnego rodzaju zakłó-

cenia. Przedstawione w dalszej części pracy wymagania na przebieg ruchu są znacznie trudniej-

sze do osiągnięcia [2] i [8] niż np. żądanie, żeby wybrany obiekt doleciał wzdłuż dowolnej

trajektorii do żądanego celu i osiągnął go z określoną dokładnością. Możliwość spełnienia po-

stawionych wymagań upatrywana jest w opisanej poniżej koncepcji struktury automatycznego

sterowania lotem z wykorzystaniem generatora manewrów. Praktyczną weryfikacją przepro-

wadzonych rozważań były wyniki obliczeń symulacji numerycznej ruchu samolotu wzdłuż ar-

bitralnie przyjętej trajektorii dla wybranego przykładu złożonego manewru. Porównano

przebieg ruchu w sytuacji występowania seryjnych podmuchów wiatru z różnymi jego prędkoś -

ciami oraz różnymi wew nętrznymi zakłóceniami.

WPŁYW WYBRANYCH ZMIENNYCH STANU ... 51


Idea auTomaTycznIe WykonyWaneGo maneWru

Sposób działania zaproponowanej w pracy idei automatycznego sterowania ruchem samolotu

wykonującego zadany złożony manewr przedstawiono na rysunku 1. Układy wykonawcze

zapewniają wymagane położenie kątowe powierzchni sterowych samolotu (ster wysokości (H),

kierunku (V) i lotki (L)) oraz regulację układu napędowego (T). Powyższymi układami steruje

wektor uC stanowiący sumę zgodnie ze wzorem (1) wektora z bazy manewrów uG oraz wektora

uS uzyskanego z przyjętych praw sterowania.

Rys. 1. Schemat idei automatycznego sterowania ruchu samolotu dla zadanego, złożonego manewru

gdzie: , , (1)

Wektor uS ma za zadanie przeciwdziałanie wpływom wewnętrznych i zewnętrznych zakłóceń,

które mogą powodować między innymi ruch obiektu niezgodny z przyjętymi założeniami. Uchyb

Dx stanowi różnicę pomiędzy aktualnie zmierzonymi zmiennymi stanu samolotu xPa wartościami zadanymi xG pobranymi z bazy manewrów. Dodatkowo do wyznaczania uchybu

wykorzystywany jest błąd przestrzennej trajektorii d wyliczany na podstawie współrzędnych

aktualnie zmierzonego położenia samolotu [x1P , y1P , z1P] i referencyjnym położeniem [x1G , y1G ,

z1G] odczytanym z bazy manewrów. Wartość błędu d jest poddawana ograniczeniom w bloku

SN i różniczkowaniu w bloku s. Generator manewrów metodą symulacyjną wylicza kolejne

wartości wektora sterowań uG i zmiennych stanu xG i zapisuje je z przyjętym krokiem czasowym

do bazy manewrów.

PraWa STeroWanIa dla auTomaTyczneGoSTeroWanIa ruchem SamoloTu

Automatyczne sterowanie ruchem wzdłuż zadanej trajektorii odbywa się w czterech kanałach

według przedstawionych praw sterowania (2) do (5). Są to nieco inne równania niż stosowane

w typowej stabilizacji ruchu samolotu [4], [10] oraz różnią się w sposób istotny wyrażeniami

zawartymi w równaniu kanału przechylania i odchylania.

(2)

(3)

(4)

(5)

Wartościami zadanymi są elementy wektora zmiennych stanu z indeksami G, które zgroma-

dzono w bazie manewrów. Obliczania współczynników wzmocnienia praw sterowania przepro-

wadzano metodą LQG [1], [9] w oparciu o całkowy wskaźnik jakości sterowania [4], [7].

Wyrażenia i , z równania (3) i (4) posiadają nie ze-

rową wartość gdy spełniony jest warunek dh > eh, w którym eh jest założonym otoczeniem wokół

trajektorii. Wielkość eh odpowiadająca strefie nieczułości (blok SN – na rys. 1) – wprowadzana

jest w celu zapobiegania zbyt częstym włączeniom układów wykonawczych. Jest to sposób za-

pobiegania nadmiernemu zużyciu ruchomych elementów serwomechanizmów. Im większa war-

tość eh tym z jednej strony mniejsza częstotliwość włączania układu wykonawczego ale z drugiej

strony można spodziewać się narastania błędu trajektorii. Wpływ wielkości strefy nieczułości

zostanie przedstawiony w dalszej części artykułu.

Błąd realizacji trasy w płaszczyźnie poziomej określany jest zgodnie ze wzorem (6) w odnie-

sieniu do najbliższego punku trajektorii:

. (6)

Pierwsza pochodna błędu trajektorii po czasie wyliczana jest z definicji według wzoru:

. (7)

Dodatkowo nakładane są ograniczenia DFZ DFZmax oraz DYZ DYZmax, gdzie DFZmaxi DYZmax są stałymi wartościami dobieranymi empirycznie w oparciu o wyniki badań symula-

cyjnych. Wielkości DFZmax i DYZmax odpowiadają strefie nasycenia i są wprowadzane w celu

zabezpieczenia przed przekroczeniem bezpiecznej wartościami uchybu wynikającego z dużych

wielkości błędu trajektorii lub jej pochodnej.


zeWnĘTrzne I WeWnĘTrzne zakłócenIa ruchu SamoloTu

W celu stworzenia warunków bardziej zbliżonych do rzeczywistości wprowadzono

zewnętrzne zakłócenia [3] i [7]. Przyjęto podmuch wiatru o cyklicznym, sinusoidalnym prze-

biegu i stałym kierunku względem Ziemi.

Na wykresach pokazano trzy składowe prędkości wiatru Vw = [Uw Vw Ww] w funkcji czasu

w układzie związanym z obiektem przy maksymalnej amplitudzie równej Vw = 12 m/s. Zbadano

wpływ podmuchów dla różnych maksymalnych amplitud w przedziale Vw = 3 m/s, 12 m/s.

Większość symulacyjnych badań wrażliwości ruchu samolotu przeprowadzono w obecności cyk-

licznych podmuchów dla różnych wartości maksymalnych amplitud prędkości wiatru.

Na automatycznie sterowany ruch samolotu mają wpływ różnego rodzaju zakłócenia

wewnętrzne omawiane w pracach [5], [6] i [7]. W artykule skupiono się na wybranych wew -

nętrznych zakłóceniach, które sklasyfikowano w dwóch kategoriach dotyczących oddziaływań

zmiennych stanu, których wartości różnią się od wielkości przyjętych dla wybranego manewru.

Pierwsza z nich wynika z różnicy pomiędzy warunkami początkowymi jakie przyjęto na starcie

manewru a warunkami w chwili rozpoczęcia badanego symulacyjnie manewru. W drugiej kat-

egorii występowały niezgodności pomiędzy (teoretycznymi) zmiennymi stanu dla których

wcześniej wyliczono cały złożony manewr a zmiennymi stanu jakie towarzyszyły w całym okre-

sie symulowanego manewru, na który oddziaływały jednocześnie zewnętrzne zakłócenia.

W pierwszej kategorii rozważano niezgodność następujących początkowych zmiennych: kąt

Rys. 2. Składowe podmuchów wiatru

w układzie związanym


odchylenia samolotu Y0 położenie samolotu [x10, y10] w płaszczyźnie poziomej. W drugiej

badano sytuacje, w których manewr wykonywany był przez cały czas na innej wysokości lotu.

Przeprowadzono ocenę wpływu każdej oddzielnie z wymienionych zmiennych stanu na

dokładność realizacji zadanej trajektorii podczas automatycznie wykonywanego manewru.

Wszystkie wymienione zmienne stanu dla obu omówionych kategorii wewnętrznych zakłóceń

były badane w trakcie symulacji lotów, którym towarzyszyły zewnętrzne zakłócenia.

oPIS PrzykładoWeGo maneWru

W początkowej fazie samolot poruszał się poziomym, ustalonym lotem z prędkością

V0 = 50 m/s na wysokości H = 200 m. Następnie po przebyciu drogi około s = 2500 m zmieniał

swoją wysokość ze stałą prędkością wznoszenia i jednocześnie wykonywał zakręt z malejącym

promieniem zakrętu aż do momentu osiągnięci zmiany kąta odchylenia do wartość 9000. Po

osiągnięciu wartości tego kąta na wysokości około H = 2000 m samolot kontynuował lot poziomy

ustalony. Założony efekt zmiany wartości promienia zakrętu uzyskano dobierając zależność al-

gebraiczną opisującą zadany kąt przechylenia w funkcji kąta odchylenia Fz = f (Y). Do dalszych

rozważań wybrano przykładowy profil lotu składający się z 3 faz i opisany kinematycznymi za-

leżnościami zawartymi w tabeli 1.

Tab. 1.

Dodatkowo przy założeniu, że dla wszystkich odcinków prawdziwe jest: Vo(t) = 50 m/s

i . Uzyskane sterowania z generatora manewrów konieczne do wykonania opisanego

manewru pozwalają na wykonanie przedstawionego manewru w określonych warunkach tzn.

przy podanej prędkości lotu względem Ziemi i podanych wysokościach. W idealnej sytuacji czyli

dla ściśle utrzymywanych wymienionych dwóch zmiennych oraz i przy braku zewnętrznych

zakłóceń teoretycznie możliwe jest dokładne wykonanie opisanego manewru bez składowej

sterowania uS i zmiennych stanu z generatora manewrów xG. Jednak w rzeczywistych warunk-

ach lotu konieczne jest korzystania z tej składowej sterowania uS oraz zmiennych xG. W sytuacji

dużych różnic pomiędzy przyjętymi zmiennymi dla wybranego teoretycznego manewru

a występującymi w rzeczywistym locie mogą pojawić się głębokie deformacje wykonywanego

manewru. W skrajnych sytuacjach może to spowodować, że nawet prawa sterowania (2) do (5)

nie pozwolą na poprawne (akceptowalne) wykonanie zadanego manewru. Opisane zagrożenia

są powodem podjęcia badań wrażliwości zaproponowanego systemu automatycznego sterowa-

nia z zastosowaniem generatora manewrów na rozbieżności pomiędzy wybranymi zmiennymi

stanu jakie mogą wystąpić podczas lotu a wielkościami założonymi w procesie generowania

wybranego manewru.

FazaWarunek

pierwotnykąt przechylenia kąt odchylenia Wysokość

I s 2500 m Fz = 0 Yz = 0 H = 200 m

II s > 2500 m Fz (Y) = k1sY2 + k2sY + k3s 0 < Yz < 900°

III Yz = 900° Fz = 0 Yz = 0 H @ 2000 m



Rys. 3. Zadana trajektoria przyjętego do symulacji manewru

WynIkI Badań WPłyWu STreFy nIeczułoścIna BłĘdy PołożenIa SamoloTu

Rys. 4. Maksymalny i średni bąd położenia samolotu dla różnych wartości strefy nieczułości

Przeprowadzono szereg symulacji automatycznie sterowanego ruchu samolotu dla różnych

wartości strefy nieczułość eH w przedziale od 0 m do 10 m. Uzyskany materiał stanowi jedynie

pewien przykład z uwagi na ogromną ilość możliwych warunków lotu a w tym różnych kombi-

nacji zakłóceń jakie mogą towarzyszyć manewrom samolotu. W pracy zostały przedstawione

wyniki symulacji numerycznej bez zakłóceń zewnętrznych jak również w ich obecności.

Rys. 5. Kątowe położenia sterów dla strefy nieczułości o wartości 0 m i 10 m przy zakłóceniu cyklicz -

nymi podmuchami wiatru o maksymalnej amplitudzie 3 m/s

Rys. 6. Kątowe położenia sterów dla strefy nieczułości o wartości 0 m i 10 m przy zakłóceniu cyklicz -

nymi podmuchami wiatru o maksymalnej amplitudzie 6 m/s

Przedstawione na wykresach (rys. 4) zależności błędów maksymalnych i średnich położenia

samolotu w funkcji szerokości strefy nieczułości dla większości przypadków posiadają ogólną

tendencję narastania wraz z powiększaniem wspomnianej strefy. Dla pokazanych wyników

oblicz onych błędów położenia samolotu w lotach z zewnętrznymi zakłóceniami i przy ich braku

istnieje w przybliżeniu wartość strefy emin @ 1.5 m, przy której błąd położenia samolotu osiąga

minimum. Dokładniejsze określenie emin wydaje się niezwykle złożonym procesem, z uwagi na

konieczność uwzględnienia różnych warunków lotu oraz szerokiej gamy towarzyszących mu

typów i wielkości zakłóceń. Dodatkowym problem jaki wiąże się z poszukiwaniem emin jest

występowanie lokalnych minimów. Poważnym utrudnieniem jest fakt pojawiania się impulsów

o dużej wartości (przykład na rys. 4 przebieg dmax dla Vw = 3 m/s) w sąsiedztwie występującego

minimum wartości dmax. Dobierając najkorzystniejszą wartość emin należy wziąć pod uwagę

częstotliwość włączania układów wykonawczych. Przykład spadku tej częstotliwości obserwu-

jemy (na rys. 5 i 6) na wykresach porównując zmiany wartości kątowego położenia lotek dla


strefy nieczułości o wartości 0 m i 10 m i dla dwóch różnych maksymalnych prędkości wiatru

3 m/s i 6 m/s. Analiza wykresów z rysunków 5 i 6 pozwala na stwierdzenie wpływu na

częstotliwość włączania układu wykonawczego nie tylko szerokości strefy nieczułości ale także

poziomu zakłóceń zewnętrznych. Wzrost ich poziomu powoduje większą częstotliwość

uruchamiania serwomechanizmów. Opisanym tendencjom najbardziej podlegają układy wychy-

lania lotek dL a wyraźnie w mniejszym stopniu serwomechanizmy dla steru wysokości dH i steru

kierunku dV.

WynIkI Badań WPłyWu WyBranych zmIennych STanuna dokładność Toru loTu

Rys. 7. Maksymalny dmax i średni dsr błąd położenia samolotu dla różnych wartości początkowego

kąta odchylenia samolotu

W wyniku szeregu numerycznych symulacji automatycznie sterowanego ruchu samolotu

wykonującego omówiony, złożony manewr uzyskano przebiegi błędów położenia samolotu przy

różnych wartościach wybranych zmiennych stanu. Na wykresach (rys. 7) pokazano zmiany

maksymalnego dmax i średniego dsr błędu i dla cyklicznych podmuchów o różnych amplitudach.

Maksymalny błąd położenia automatycznie sterowany samolotu w rozważanym manewrze pod

wpływem błędu początkowego kąta odchylenia o wartości 250 zwiększa się dla małych pod-

muchów wiatru o około 80 m dla większych podmuchów o około 40 m. Dla tego samego błędu

kąta Y0 średnie odchylenie od zadanej trasy przy różnych zewnętrznych zakłóceniach zwiększa

się nie więcej niż o około 12°. Zgodnie z przewidywaniami błąd dmax (rys. 8 i 9) swoją największą

wartość osiąga na początku lotu. To zjawisko dominuje głównie przy mniejszych zewnętrznych

zakłóceniach. Większy ich poziom (rys. 9) wywołuje porównywalne błędy z efektem nie -

dokładności kąta Y0



Rys. 8. Maksymalny błąd położenia samolotu dla niezgodności kąta Y0 = 20° bez podmuchów oraz

przy cyklicznych podmuchach wiatru o maksymalnej amplitudzie 3 m/s

Rys. 9. Maksymalny błąd położenia samolotu dla niezgodności kąta Y0 = 10° przy cyklicznych pod-

muchach wiatru o maksymalnej amplitudzie 3 m/s i 12 m/s

Następnym badanym czynnikiem była niezgodność początkowego położenia samolotu d0z położeniem początkowego punktu zadanego manewru. W przeciwieństwie do obrazu zmian

błędów dmax (rys. 8 i 9) przebieg wartości dmax powstały w wyniku niezgodności położenia d0dla mniejszych zakłóceń posiada dwa maksima (rys. 10 i 11) na starcie i w okolicach 140 s. Dla

lotu zakłóconego silnymi podmuchami (12 m/s) maksima rozmieszczone są zupełnie w innych

miejscach z powodu dominującego wpływu zewnętrznych zakłóceń nad wewnętrznymi.

Rys. 10. Maksymalny błąd położenia samolotu dla niezgodności początkowego położenia d0 = 200 m

bez podmuchów oraz przy cyklicznych podmuchach wiatru o maksymalnej amplitudzie 3 m/s

Rys. 11. Maksymalny błąd położenia samolotu dla niezgodności początkowego położenia d0 = 100 m

przy cyklicznych podmuchach wiatru o maksymalnej amplitudzie 3 m/s i 12 m/s

Wzrost niezgodności początkowego położenia d0 (rys. 12) przeważnie generuje wieksze błędy

dmax i dsr. Przy większych zakłóceniach istnieje punkt załamanie (rys. 12), za którym następuje

szybszy wzrost błędu dmax i dsr. Sposób obliczania błędu położenia samolotu powoduje, że jego

wartość zarejestrowana w symulacjach lotu dH przy braku zewnętrznych zakłóceń na starcie

jest mniejsza od początkowej niezgodności d0. W sytuacji pojawienia się niedużych zakłóceń

maksymalny błąd rośnie. Większe zakłócenia (12 m/s) powodują, że dmax znacznie przekracza

wartość d0.


Rys. 13. Maksymalny i średni błąd położenia samolotu dla różnych wartości stałego błędu wysokości

lotu

Rys. 12. Maksymalny i średni błąd położenia samolotu dla różnych wartości początkowego błędu

położenia samolotu

Inną kategorią wewnętrznych błędów są niezgodności zmiennych stanu lotu trwające w całym

czasie wykonywania wybranego manewru. W pracy rozpatrzono przypadek gdy w trakcie

trwającego lotu została podjęta decyzja wykonania rozpatrywanego manewru na innej wy -

sokości. Jako wartości zadane wykorzystywane były te same dane (uprzednio zamieszczone

w bazie manewrów) uzyskane dla pierwotnych wartości wysokości. Jedyna modyfikacja wspom-

nianych danych dotyczyła dodania do zadanej wysokości w każdym punkcie trajektorii stałej

wartości DH. Po przeprowadzeniu badań symulacyjnych okazało się, że nawet duże przyrosty

wysokości lotu mieszczące się w przedziale od DH = 0 m do DH= 3000 m oraz dodatkowo

oddziaływujący na ruch obiektu wysoki poziom zewnętrznych zakłóceń nie spowodowały

większych błędów niż dmax = 242 m (patrz wykres na rys. 13). W tych warunkach lotu obser-

wowano utrzymywanie się średniego błędu dsr (pokazanego na rys. 13) maksymalnie wokół

wartości około 25 m.


Rys. 14. Maksymalny błąd położenia samolotu dla niezgodności wysokości lotu DH = 2000 m bez

podmuchów oraz przy cyklicznych podmuchach wiatru o maksymalnej amplitudzie 3 m/s

Rys. 15. Maksymalny błąd położenia samolotu dla niezgodności wysokości lotu DH = 1000 m przy

cyklicznych podmuchach wiatru o maksymalnej amplitudzie 3 m/s i 12 m/s

Zaskakującym zjawiskiem jest znaczny spadek błędów dmax i dsr (rys. 13) przy najwyższych

poziomach zakłóceń np. VW = 12 m/s i dla największych przyrostów DH. Prawdopodobnym

wytłumaczeniem tego faktu jest spadek gęstości powietrza na większych wysokościach co

powoduje zmniejszenie wpływu podmuchów wiatru. Zmiany błędów dH w funkcji czasu

(wykresy na rys. 14 i 15) podobnie jak na rysunkach 8¸11 mają przebiegi oscylacyjne co jest

związane ze zmianą w zakręcie usytuowania samolotu względem wektora prędkości wiatru.

Rozkład błędów dH w funkcji czasu dla niezgodności wysokości różni się od poprzednich

wykresów położeniem maksimów, które w tych ostatnich przypadkach występują dla większych

promieni zakrętów a więc przede wszystkim w drugiej częci wykonywanego manewru. Innym

istotnym zjawiskiem, jakie można zaobserwować na wykresach zmian błędów dH w funkcji czasu

jest wyraźny spadek tego błędu w ostatniej fazie wykonywanego manewru. Dla wszystkich

badanych zmiennych stanu ostatnia chwile lotu charakteryzowała się małymi błędami dH: dla

mniejszych zakłóceń zewnętrznych na poziomie około dH = 6.5 m dla większych około

dH = 22 m.


WnIoSkI

W oparciu o analizę wyników uzyskanych z cyfrowych symulacji automatycznie sterowanego

zadanego manewru można wyciągnąć wiele wniosków stanowiących istotne wskazówki przy

projektowania układów automatycznego sterowania ruchu samolotu wzdłuż zadanej trajektorii.

Wyniki pracy mogą być również wykorzystane w zagadnieniach związanych z robotyką.

Eksperymentalna metoda doboru optymalnej strefy nieczułości stanowi oddzielne zagadnie-

nie i wymaga pogłębionych studiów. Przewiduje się, że symulacyjne wyznaczenie szerokości

strefy nieczułości jest bardzo pracochłonne. Przy różnych warunkach lotu i szerokiej gamie za-

kłóceń istnieją różne wartości strefy nieczułości, dla których błąd zadanego położenia jest naj-

mniejszy. Wyniki badań strefy nieczułości zaprezentowane w pracy ograniczały się tylko dla

zakłóceń od podmuchów wiatru i pozwoliły na wykrycie optymalnej szerokości tej strefy o war-

tości z przedziału od 1m do 2m. Już ze wstępnych badań wynika, że dla wielu innych typów za-

kłóceń strefa ta będzie miała inne, często większe wartości.

Wpływ błędów warunków początkowych położenia samolotu i kąta jego odchylenia oraz

zmiana wysokości lotu nie stwarzają zagrożenia destabilizacji ruchu w czasie wykonania zało-

żonego manewru. Biorąc pod uwagę maksymalny zakres zmian trzech czynników stanowiących

wewnętrzne zakłócenia ruchu samolotu najmniejszą wrażliwość na błędy położenia samolotu

zaobserwowano dla przyrostów wysokości.

Oddzielnym zagadnieniem są badania wpływu na błędy trajektorii występowanie wielu naraz

zakłóceń z obu wspomnianych kategorii łącznie z zakłóceniami zewnętrznymi. Złożonym za-

gadnieniem jest przeprowadzenie symulacyjnych badań w celu znalezienia granicznych konfi-

guracji parametrów zakłócających oraz wartości powyżej, których następuje destabilizacja

automatycznie sterowanego ruchu. Opracowanie metodyki tego typu badań może w przyszłości

przyczynić się do zwiększenia bezpieczeństwa lotów.

lITeraTura

[1] athans m., Falb P.: Sterowanie optymalne, wstęp do teorii i jej zastosowania. WNT. War-

szawa 1969.

[2] avanzini G.: Trajectory tracking for a helicopter model. The Aeronautical Journal, No. 2,

2000, pp. 69-76.

[3] Baarspul m.: Review of Flight Simulation Techniques. Progress in Aerospace Sciences, vol.

27, No.1, Pergamon Press, 1990.

[4] Graffstein J., krawczyk m.: Możliwości uproszczeń układu automatycznego sterowania

małym samolotem bezpilotowym. Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej, Mechanika

Nr 56, T 2, Rzeszów, 2001.

[5] Graffstein J.: Wpływ dynamiki układu wykonawczego na ruch automatycznie sterowanego

obiektu. Materiały XI Ogólnopolskiej Konferencji Mechanika w lotnictwie, PTMTiS, War-

szawa 2004.

[6] Graffstein J.: Wpływ dynamiki pomiaru prędkości kątowej na ruch automatycznie sterowa-

nego obiektu. Monografia Automatyzacja i eksploatacja systemów sterowania i łączności,

Gdynia 2005.

[7] Graffstein J.: Wpływ charakterystyk obiektu i przebiegu jego ruchu na parametry układu

stabilizacji lotu. Materiały XI Ogólnopolskiej Konferencji „Mechanika w lotnictwie”, PTMTiS,

Warszawa, 2008, s. 109-126.


[8] Graffstein J.: Metoda sterowania samolotem i jej dokładność podczas ruchu wzdłuż za-

danej trajektorii. Zeszyty Naukowe Akademia Marynarki Wojennej, Nr 177B Gdynia, 2009,

s. 79-88.

[9] kaczorek T.: Teoria sterowania. PWN Warszawa 1981, t. 1, 2,.

[10] maryniak J.: Ogólny model matematyczny sterowanego samolotu. Mechanika w Lotnictwie.

PTMTiS, Warszawa 1992.

J. Graffstein

an InFluence oF SelecTed STaTe VarIaBleS on accuracyoF aIrcraFT TraJecTory durInG auTomaTIcally

conTrolled manoeuVre

Abstract

In the article the idea of automatic flight control, aimed at following the trajectory pre-deter-

mined by assumed profile of considered object’s motion, is presented. A method of kinematic con-

ditions synthesis for the complex spatial manoeuvre’s generation is described. The example analysis

is presented, where the influence of deadband’s width on accuracy of flight trajectory realisation

was examined by simulation. The article presents also several problems of searching for the optimal

width of deadband, which guarantee the smallest error of trajectory realisation. The accuracy of

aircraft’s flight trajectory was examined by analysis focused on discrepancy between true values

of selected state variables and their nominal values, assumed for the manoeuvre generated in ad-

vance. The error of flight trajectory realisation caused by internal dis turbances, occurring simul-

taneously with cyclically repeating wind gusts, were analysed. Spatial errors of flight trajectory

depended on the type and intensity of such disturbances, as well as on the phase of performed ma-

noeuvre.


WpłyW parametrycznej niepeWności modelu

na zmiany WspółczynnikóW Wzmocnień

automatycznej stabilizacji samolotu

Jerzy GraffsteinInstytut Lotnictwa

Streszczenie

Jakość automatycznej stabilizacji dla wybranych praw sterowania jest zależna od wartości

współczynników wzmocnienia. W pracy zaproponowano metodykę syntezy praw sterowania wy-

korzystującą całkowo-kwadratowy wskaźnik jakości. Przy tak przyjętej metodzie decydujący wpływ

na wartość omawianych współczynników ma dynamika sterowanego obiektu i otaczające go śro-

dowisko. Poprawność wyznaczenia tych wartości zależy od jakości matematycznego modelu roz-

ważanego obiektu. Wskazano czynniki determinujące niepewność modelu. Pokazano wpływ

wy branych właściwości obiektu na zmiany wartości parametrów automatycznej stabilizacji. Omó-

wiono sposób wyliczania zakresu zmian tych parametrów. Przedstawiono i omówiono przykłady

wyników obliczeń zakresu zmian badanych współczynników dla różnego stopnia niepewności mo-

delu.

WSTĘP

Sposób działania automatycznej stabilizacji i jej efektywność zależy w sposób istotny od struk-

tury praw sterowania i wartości współczynników wzmocnienia. Dla przyjętej formy praw ste-

rowania decydujący wpływ na wartość współczynników ma dynamika automatycznie

stabilizowanego obiektu. Poprawność wyznaczenia tych współczynników dla rozważanej me-

tody zależy od jakości matematycznego modelu ruchu danego obiektu.

Przy ocenie matematycznego modelu bierzemy przede wszystkim pod uwagę zgodność z za-

chowaniem rzeczywistego obiektu – podobieństwo reakcji wywołanej zmianami wartości ste-

rujących. Do istotniejszych źródeł powodujących niezgodności z rzeczywistym obiektem należy

zaliczyć:

• uproszczenia matematycznego opisu modelu dynamiki – określane jako niepewność struk-

turalna,

• błędy identyfikacji modelu wpływające na wartości parametrów matematycznych równań –

nazywane niepewnością parametryczną,

• pominięcie oddziaływań o charakterze wewnętrznych zakłóceń pochodzących od różnego

rodzaju systemów pokładowych np. urządzenia pilotażowo-nawigacyjne, układ sterowania,

układ napędu, itp.,

• uproszczenia opisu wpływu zakłóceń zewnętrznych pochodzących od warunków otoczenia

np. ruch powietrza, oblodzenie, opady itp.

WPŁYW PARAMETRYCZNEJ NIEPEWNOŚCI MODELU NA ZMIANY ... 65


Wymagania stawiane przy tworzeniu matematycznego modelu dotyczą uzyskania najlepszej

dokładności odwzorowania reakcji nie tylko na sygnały sterujące ale również na zakłócenia

zewnętrzne i wewnętrzne.

Badając wpływ różnych źródeł niezgodności modelu na wartości współczynników praw

sterowania należy uwzględnić najbardziej niekorzystne przypadki ale jednocześnie takie, które

mogą wystąpić w rzeczywistych warunkach.

meToda Wyliczania WSPóŁczynnikóW PraW STeroWaniaauTomaTycznie STabilizoWaneGo SamoloTu

Sterowanie stabilizujące ruch samolotu w rozważanym przypadku odbywa się w czterech ka-

nałach: pochylania, odchylania, przechylania i prędkości według poniżej przedstawionych praw

sterowania:

(1)

(2)

(3)

(4)

Ogólny, nieliniowy model dynamiki ruchu zapisany w formie [7], [10], [3]:

(5)

(macierze opisano w [7], [10]) można poddać linearyzacji wokół chwilowego punk -

tu równowagi, określonego przez wektory x0 i u0 tak, że f (x0, u0) = 0 i wybranego w otoczeniu

typowych warunków eksploatacji. Otrzymany model liniowy o postaci , dobrze od-

zwierciedla zachowanie rozważanego obiektu w pewnym otoczeniu punktu (x0, u0). Gdzie

x = [U, V, W, P, Q, R, z1, F, Q, W]T – wektor zmiennych stanu, u = [dL, dH, dL, dT]T – wektor sterowań

(kątowe położenia trzech powierzchni sterowych i położenie manetki gazu) oraz macierze stanu:

a = [Aij]iÎ{1,...,n}, jÎ{1,...,n} Î R[n·n] i sterowania b = [Bij]iÎ{1,...,n}, jÎ{1,...,m} Î R[n·m] są określone jako

odpowiednie pochodne cząstkowe f = [f1,…,fn]T przy czym przybliżone wartości ich elementów

można obliczyć z zależności [4], [7]:

(5)

Wykorzystując zlinearyzowany matematyczny model dynamiki samolotu rozwiązano alge-

braiczne równanie Riccatiego [1], [4] i [9]:

(6)

spełniające warunek minimalizacji całkowego wskaźnika jakości [7]:

(7)

gdzie Qw i Rw oraz Nw są dodatnio określonymi wagowymi macierzami. Odzwierciedlają one

z jednej strony udział w procesie jakość sterowania (np. wielkość uchybu i czas regulacji) a z dru -

giej strony ilości energii wydatkowanej w procesie sterowania. W pracy przyjęto, że macierze

Qw i Rw oraz Nw posiadają tylko nie zerowe elementy diagonalne i są wyliczane wg zależności:

(8)

gdzie:

ximax – maksymalny zakres zmian i-tej wartości zmiennej stanu,

uimax – maksymalny zakres zmian i-tej wartości zmiennej sterującej.

Wyliczona z równania (7) symetryczna macierz P pozwala na wyznaczenie współczynników

kWS zgodnie z:

(9)

Zgodnie z (9) wyliczone współczynniki wzmocnień praw sterowania automatycznej stabili-

zacji samolotu o nominalnych parametrach masowych (1050 kg) i aerodynamicznych lecącego

poziomo na wysokości 200 m, z prędkością 50 m/s zamieszczono w tabeli 1. Podane wartości

wykorzystano w pracy jako punkt odniesienia dla omawianych badań.

Tab. 1. Współczynniki wzmocnień

0.3041 0.1764 -1.7733 0.1152 -13.658

0.0316 0.075 -1.928 -0.1881 -0.3219

0.0107 1.083 -0.3166 6.2263 2.4792

452.1 23.5 -177.1 -3.9 -140.1

Współpraca układu automatycznej stabilizacji ruchu samolotu z elementami stanowiącymi

jego wyposażenie została w sposób schematyczny pokazana na rysunku 1.

Zgodnie z przedstawioną strukturą uchyb stanowi różnicę pomiędzy zmiennymi zadanymi

a wartościami zmierzonymi przez systemy pomiarowe. Na podstawie wartości tych uchybów

Rys. 1. Ogólny schemat funkcjonowa-

nia automatycznej stabilizacji lotu


prawa sterowania wyznaczają sygnały służące do sterowania układami wykonawczymi. Wspom-

niane układy zapewniają odpowiednie położenie kątowe powierzchni sterowych samolotu i re-

gulację układu napędowego. Na zachowanie się obiektu automatycznie stabilizowanego mają

wpływ zakłócenia pochodzące od niepewności modelu (oznaczone symbolem D) i czynniki po-

chodzące od otoczenia, w którym odbywa się ruch obiektu.

WPŁyW ParameTryczneJ niePeWnoŚci modelu na WSPólczynnikiWzmocnień –PrzykŁady elemenTarne

Parametryczna niepewność modelu spowodowana jest ograniczoną dokładnością identyfikacji

matematycznego modelu i błędami pochodzącymi z przyjętych uproszczeń. Należy przede

wszystkim uwzględnić błędy identyfikacji wartości sił i momentów sił aerodynamicznych i ma-

sowych oraz sterujących. Wynika to z problemów związanych z określeniem współczynników

pochodnych aerodynamicznych Cajk oraz momentów bezwładności Jij, masy m, położenia środka

masy xcs dla rozważanego obiektu. W równaniu (5) opisującym matematyczny model ruchu sa-

molotu następujące macierze są funkcjami wyżej wymienionych parametrów: ,

, . Tego typu zależności po zlinearyzowaniu modelu (5) wywołują zmiany ele-

mentów macierzy stanu a i b. To pociąga za sobą odpowiednie zmiany współczynników kWSwyliczanych z równań (6) do (9).

Na dynamikę stabilizowanego obiektu mają wpływ różnego rodzaju czynniki:

• odkształcenia konstrukcji płata skrzydła, stateczników oraz powierzchni sterowych

powodujące zmianę charakterystyk aerodynamicznych samolotu,

• zmiany wielkości parametrów masowych samolotu wynikające ze zużycia paliwa oraz jego

przemieszczania a także niedokładnej znajomości położenia dodatkowych ładunków

w różnych obszarach samolotu [7],

• różnice pomiędzy zmiennymi sterującymi zadawanymi a realizowanymi wynikające z od -

kształceń, luzów i niedokładności mechanicznych elementów systemów wykonawczych oraz

opóźnienia reakcji serwomechanizmów [5],

• błędy i opóźnienia systemów pomiarowo-wyliczających [6],

• zakłócenia pochodzące od pracy układu napędowego.

Ponadto na obiekt działają zewnętrzne zakłócenie wpływające na przebieg ruchu między in-

nymi przemieszczanie się otaczającego powietrza, które w zależności od charakteru określane

jest jako np. wiatr lub turbulencja.

Rys. 2. Wpływ niepewności modelu (zmienne masowe) na współczynniki wzmocnienia


Pełna lista wszystkich parametrów wpływających w różnym stopniu na zmiany współczyn-

ników wzmocnienia jest dłuższa od podanej powyżej [7]. Większość najistotniejszych czynników

można podzielić na trzy oddzielne grupy: zmienne opisujące ruch obiektu, zmiany i niedokład-

ności charakterystyk aerodynamicznych oraz zmiany i błędy danych masowych.

Rys. 3. Wpływ niepewności modelu (zmienne aerodynamiczne) na współczynniki wzmocnienia

W początkowym etapie pracy badano wrażliwość współczynników wzmocnienia na nie -

pewność modelu oddzielnie dla poszczególnych odchyleń wartości aerodynamicznych i ma

sowych. Przykładowe wyniki takich obliczeń pokazano na wykresach (rys. 2¸3) gdzie błąd

wybranych parametrów mieścił się przeważnie w przedziale

Widoczne jest duże zróżnicowanie oddziaływania na wzmocnienia nie tylko co do wartości

ale i kształtu przebiegu Występuje nieliniowy charakter a także zmiany w przybliżeniu liniowe.

Pokazana na wykresie zmiany masy samolotu (rys. 2) wywołują nieliniowe zachowanie

współczynników wzmocnienia – dla współczynnika widoczny jest punkt siodłowy. Naj -

większą wrażliwość na zmiany masy odnotowuje się dla współczynnika . Błędy momentów

bezwładności wywołują w przybliżeniu liniowe zmiany wzmocnień w zilustrowanych kanałach:

pochylania, przechylania i odchylania. Zmiany współczynników spowodowane niepewnością

modelu aerodynamicznego mają także w przybliżeniu linowy charakter. Analiza stopnia wpływu

tego ostatniego typu niepewności modelu wskazuje na bardzo duże zróżnicowanie. Współ -

czynnik ulega dużym wahaniom wywołanym zmianami pochodnej aerodynamicznej

(momentu odchylania po wychyleniu lotek), ale jest znacznie mniej wrażliwy na błędy pochodnej

(momentu odchylania po prędkości przechylania). Przed stawio ne wyżej przykłady po -

zwalają na ogólne zorientowanie się w jaki sposób elementy niepewności modelu wpływają na

parametry automatycznej stabilizacji. Nie zaprezentowano kompletu uzyskanych wyników

ponieważ wymaga to zamieszczenia zbyt dużej ilości wykresów (240 charakterystyk) co prze -

kracza sensowną objętość artykułu.

meToda i PrzykŁady zinTeGroWaneGo badania zmian WSPóŁczynnikóWWzmocnienia dla ParameTryczneJ niePeWnoŚci modelu

Oddzielne badanie wpływu poszczególnych parametrów modelu na zmianę współczynników

wzmocnienia [7] nie pozwala na jednoczesne oszacowanie zakresu zmian tych współczynników

w wyniku istnienia niepewności w rzeczywistych warunkach stabilizowanego lotu. Z drugiej

strony podejście globalne polegające na badaniu wszystkich czynników niepewności jednocześ-

nie jest zadaniem skomplikowanym. Przystępując do próby rozwiązania omawianego zadania



analizowano oddziaływanie całej grupy parametrów aerodynamicznych i całej grupy masowej

oraz obu tych grup jednocześnie. W ten sposób kolejne współczynniki można opisać jako funkcje:Ostatecznie w dalszej części pracy ograniczono się do analizy jed-

noczesnego (zintegrowanego) wpływu całej wybranej grupy zmiennych aerodynamicznych

i masowych.

Istnieje pewna ilość metod, które mogą posłużyć do wyliczenie największych zmian współ-

czynników wzmocnienia jakie wystąpią dla danego poziomu niepewności modelu. Jedną z nich

opisano w pracy [2] ale w pracy wybrano metodę polegającą na przebadaniu wszystkich możli-

wych kombinacji wartości minimalnych i maksymalnych badanych parametrów. Ta metoda sta-

nowi kompromis pomiędzy stopniem złożoności i jakością wyników.

W powyższej metodzie posługujemy się wartością maksymalnego odchylenia od wartości no-

minalnej każdego badanego parametru określonych symbolem . Jest to spodziewany błąd

z jakim wyznaczono współczynniki aerodynamiczne i dane masowe na drodze obliczeniowej

albo eksperymentalnej (dmuchania tunelowe lub badania w locie oraz badania naziemne).

W dalszych rozważaniach rozpatrywano różne poziomy tego błędu z przedziału

Obliczenia z wykorzystaniem przyjętej metody dla wszystkich 15 współczynników wzmocnie -

nia praw sterowania (1-4) przeprowadzono na przykładzie niedużego samolotu o masie 1050 kg

i lecącego na wysokości 200 m z prędkością 50 m/s.

Rys. 4. Rozkład wartości współczynników i dla grupy zmiennych aerodynamicznych

Rys. 5. Rozkład wartości współczynników i dla grupy zmiennych masowych wzmocnienia

W dalszej części pracy pokazano na wybranych przykładach maksymalne zakresy zmian

współczynników zależne od wielkości błędu wybranych parametrów aerodynamicznych i ma-

sowych. Do dalszych rozważań wybrano 10 współczynników aerodynamicznych, masę samolotu,

przesunięcie środka masy wzdłuż osi x i 4 momenty bezwładności (10):

dla których ilość możliwych niepowtarzających się kombinacji uwzględnianych w obliczeniach

dla każdego współczynnika wzmocnienia w przyjętej metodzie wynosiła N = 65536. Oddzielnie

badany wpływ błędów grupy parametrów masowych wymaga N = 64 kombinacji a dla analizo-

wanej grupy współczynników aerodynamicznych ilość ta wynosi N = 1024. Charakterystyczną

cechą otrzymanych wyników jest nierównomierny rozkład wartości współczynników oraz ogra-

niczona ilość poziomów w zależności od badanego współczynnika.

Rys. 6. Rozkład wartości współczynników i dla obu grup jednocześnie


Rys. 7. Procentowe zmiany wybranych współczynników w funkcji obu grup jednocześnie

Na rysunku 4 pokazano uzyskane za pomocą przyjętej metody (dla ) wartości współ-

czynnika od zmian parametrów aerodynamicznych skupione w trzech obszarach. Ten sam

współczynnik (rys. 5) dla zmiennych masowych grupuje swoje wartości w dwóch obszarach, ale

dla badanych jednocześnie obu typów parametrów (rys. 6) skupiony jest w 4 strefach. Drugi

z przykładowo pokazanych współczynników posiada bardziej regularny obraz z większą

liczbą wartości (rys. 6). Dla obu współczynników obserwowana jest podobna prawidłowość naj-

mniej poziomów wartości osiągają dla zmian parametrów masowych, więcej dla aerodynamicz-

nej a najwięcej dla przypadku jednoczesnych zmian w obu grupach.

Rys. 8. Procentowe zmiany wybranych współczynników w funkcji zmiennych aerodynamicznych



Rys. 9. Procentowe zmiany wybranych współczynników w funkcji zmiennych masowych

W rozważanej metodzie procentowe zmiany wartości poszczególnych współczynników

wzmocnienia w funkcji poziomu niepewności modelu (dla założonego przedziału zmian) przyj-

mują w zależności od wybranego współczynnika różne przebiegi i szeroką gamę maksymalnych

wartości. Dla skrajnych przypadków pokazanych na wykresie (rys. 8) maksymalna zmiana

współczynnika jest poniżej 0.3% a dla współczynnika osiąga 1100% (rys. 8). Jednoczesne

zmiany w obu badanych grupach powodują wzrost maksymalnych wartość współczynników

a w skrajnym przypadku do poziomu 1300% (rys. 7). Wyraźnie mniejsze wahania badanych

współczynników wywołują niedokładności parametrów masowych – wszystkie maksymalne

wartości poniżej 72% (rys. 9). Procentowe zmiany badanych wielkości wskazują w wielu przy-

padkach na brak symetrii względem osi Oy. Szczególnie wyraźnie obserwuje się to zjawisko na

przykładzie współczynników (rys. 7 i 8). Takie zachowanie powoduje konieczność analizy

zmian współczynników oddzielnie dla błędów z ich dolnego i oddzielnie dla górnego zakresu.

Rys. 10. Porównanie zmian współczynników: i w funkcji różnych grup zmiennych

Rys. 11. Porównanie zmian współczynników: i w funkcji różnych grup zmiennych

Porównanie zmian na rysunkach 10 i 11 wybranych współczynników świadczy o dużym zróż-

nicowaniu wrażliwości parametrów stabilizacji na niepewność modelu. Błędy parametrów aero-

dynamicznych mają dominujący wpływ i nadają przebiegom wzmocnień charakter nieliniowy.

Udział parametrów masowych w przebiegach wzmocnień jest mniejszy i bardziej zróżnicowany,

dla współczynnika przy dodatnich zmianach parametrów nie obserwuje się wpływu. Biorąc

pod uwagę częściej spotykany zakres błędów parametrów masowych i aerodynamicznych miesz-

czący się w przedziale maksymalne procentowe zmiany wszystkich

współczynników wzmocnień z wyjątkiem jednego nie przekraczają 100%. Zaprezento-

wana metoda pozwala na uzyskanie najszerszego zakresu zmian współczynników wzmocnień

przy uwzględnieniu najbardziej niekorzystnych sytuacji, które mogą wystąpić w rzeczywistych

warunkach dla wybranego obiektu.

WnioSki

W oparciu o analizę wyników uzyskanych z cyfrowych obliczeń można wyciągnąć następujące

wnioski stanowiące istotne wskazówki przy analizie algorytmów automatycznej stabilizacji

ruchu samolotu:

1. Parametryczna niepewność modelu posiada zróżnicowany wpływ na wartości współczynni-

ków wzmocnień w całym ich zbiorze i poszczególnych kanałach automatycznej stabilizacji.

2. Zwiększenie ilości badanych czynników niepewności powoduje znaczny wzrost ilości kom-

binacji i niezbędnych obliczeń.

3. Jednoczesne uwzględnienie obu grup parametrów powoduje zwiększenie zakresu zmian ana-

lizowanych wzmocnień w porównaniu z przedziałami otrzymywanymi oddzielnie dla każdej

z badanych grup.

4. Dla wszystkich wzmocnień wpływ błędów parametrów masowych jest mniejszy niż danych

aerodynamicznych.

5. W badaniach skutków niepewności modelu na wartości współczynników wzmocnień nie-

zbędna jest analiza wpływu oddzielnie dla błędów z ich dolnego i oddzielnie dla górnego za-

kresu.


liTeraTura

[1] athans m., Falb P.: Sterowanie optymalne, wstęp do teorii i jej zastosowania. WNT, Warszawa

1969.

[2] avanzini G.: Trajectory tracking for a helicopter model. The Aeronautical Journal, No. 2, 2000,

pp. 69-76.

[3] baarspul m.: Review of Flight Simulation Techniques. Progress in Aerospace Sciences, vol.

27, No.1, Pergamon Press, 1990.

[4] Graffstein J., krawczyk m.: Możliwości uproszczeń układu automatycznego sterowania

małym samolotem bezpilotowym. Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej, Mechanika

Nr 56, T 2, Rzeszów, 2001.

[5] Graffstein J.: Wpływ dynamiki układu wykonawczego na ruch automatycznie sterowanego

obiektu. Materiały XI Ogólnopolskiej Konferencji Mechanika w lotnictwie, PTMTiS, War-

szawa 2004.

[6] Graffstein J.: Wpływ dynamiki pomiaru prędkości kątowej na ruch automatycznie sterowa-

nego obiektu. Monografia Automatyzacja i eksploatacja systemów sterowania i łączności,

Gdynia 2005.

[7] Graffstein J.: Wpływ charakterystyk obiektu i przebiegu jego ruchu na parametry układu sta-

bilizacji lotu. Materiały XI Ogólnopolskiej Konferencji „Mechanika w lotnictwie”, PTMTiS,

Warszawa, 2008, s. 109-126.

[8] Graffstein J.: Metoda sterowania samolotem i jej dokładność podczas ruchu wzdłuż zadanej

trajektorii. Zeszyty Naukowe Akademia Marynarki Wojennej, Nr 177B Gdynia, 2009, s. 79-

-88.

[9] kaczorek T.: Teoria sterowania. PWN. Warszawa, t. 1, 2, 1981.

[10]Maryniak J.: Ogólny model matematyczny sterowanego samolotu. Mechanika w Lotnictwie,

PTMTiS, Warszawa 1992.

J. Graffstein

an inFluence oF model ParameTric uncerTainTy on Gain FacTorSVariaTion in aircraFT auTomaTic STabilizaTion

Abstract

A quality of automatic stabilisation, assessed for selected control laws, depends on gain param-

eters values. In the method of control law synthesis with integral – quadratic quality index is pro-

posed. In case of such a method, the dynamics of considered object and environment has a decisive

impact on values of discussed parameters. Correctness of assessment of these values depends on

the quality of mathematical model of the object. Factors generating the model uncertainty are

identified. An influence of selected features of the object on variations of automatic stabilisation

parameters is showed. Method for computing the range of these parameters variations are dis-

cussed. Results of computations of the range of parameters variations are presented for several

levels of model uncertainty.



EKSPERYMENTALNE BADANIA ZRZUTU

PODWIESZEŃ W TUNELU AERODYNAMICZNYM

N-3 INSTYTUTU LOTNICTWA

Andrzej KrzysiakInstytut Lotnictwa

Streszczenie

Celem zapewnienia bezpieczeństwa zrzutu podwieszeń z samolotów bojowych, zanim zostaną

one wykonane w warunkach rzeczywistych, dokonuje się symulacji numerycznej i eksperymentalnej

trajektorii lotu takiego podwieszenia po jego odejściu od nosiciela. Podstawowym zagadnieniem

jakie musi być zrealizowane przy modelowaniu zrzutu podwieszeń w eksperymentalnych bada-

niach aerodynamicznych jest zapewnienie takich warunków zrzutu podwieszenia w tunelu aero-

dynamicznym, aby trajektoria lotu zrzucanego modelu podwieszenia była w możliwie jak

naj większym stopniu zbliżona do rzeczywistości. W referacie, przedstawiono podstawowe warunki

podobieństwa, jakie muszą być zachowane, pomiędzy zrzutem rzeczywistym a modelowanym,

w zakresie wielkości i kierunku działania sił i momentów aerodynamicznych oraz sił masowych

działających na podwieszenie. Ponadto, zaprezentowano przykładowe wyniki badań zrzutu pod-

wieszeń wykonane w tunelu aerodynamicznym dużych prędkości Instytutu Lotnictwa.

SPIS OZNACZEŃ

a∞ [m/s] – prędkość dźwięku w przepływie niezakłóconym,cF – współczynnik siły aerodynamicznej,Fa [N] – siła aerodynamiczna działająca na podwieszenie,g [m/s2] – przyspieszenie ziemskie,l [m] – długość charakterystyczna,m [kg] – masa podwieszenia,M – liczba Macha,p [kg/m2] – ciśnienie statyczne,R [m2/s2 · K] – stała gazowa,S [m2] – powierzchnia odniesienia,t [s] – czas,T [K] – temperatura bezwzględna w przepływie,V∞ [m/s] – prędkość przepływu niezakłóconego,a [deg] – kąt natarciaq [m3] – objętość podwieszenia,l – współczynnik skali modelu,n [m2/s] – lepkość kinematyczna,

EKSPERYMENTALNE BADANIA ZRZUTU PODWIESZEŃ ... 77

r [kg/m3] – gęstość powietrza,rp [kg/m3] – gęstość podwieszenia,( )R – wielkości odniesione do warunków rzeczywistych,( )T – wielkości odniesione do warunków tunelowych,

1. WSTĘP

Samoloty oraz śmigłowce używane do akcji bojowych lub patrolowych wyposażone są częstow różnego rodzaju podwieszenia (zasobniki, bomby, rakiety, zbiorniki, itp.) umieszczone na bel-kach pod skrzydłem lub też pod kadłubem (rys. 1).

Rys. 1. Samolot F-4 Phantom II z podwieszeniami

W trakcie realizacji zadań bojowych lub w sytuacjach awaryjnych zachodzi konieczność zrzututych podwieszeń. Zrzut takiego podwieszenia nie może zagrażać bezpieczeństwu nosiciela tzn.zrzucany obiekt musi w każdej fazie swojego lotu być dostatecznie daleko od nosiciela, aby niewystępowało zagrożenie kolizją. Historia Lotnictwa zna szereg przypadków, w których zrzucanepodwieszenie uderzając po zrzucie w nosiciela lub inny samolot znajdujący się w pobliżu nosi-ciela powodowało jego uszkodzenie lub nawet katastrofę. Z tych też powodów, przed wykona-niem zrzutu podwieszeń z rzeczywistego obiektu dokonuje się numerycznych i eks pe- rymentalnych badań trajektorii lot takiego podwieszenia, w szczególności w bezpośrednim są-siedztwie nosiciela. W przypadku stwierdzenia prawdopodobieństwa wystąpienia kolizji, nabelce utrzymującej podwieszenie montuje się urządzenie wymuszające szybsze odejście pod-wieszenia od belki (np. „piro-popychacz”).

2. ZASADY MODELOWANIA ZRZUTÓW W TUNELACH AERODYNAMICZNYCH

Wszystkie rodzaje tunelowych badań zjawisk niestacjonarnych, w tym zwłaszcza modelowa-nie zrzutu podwieszeń, nastręczają znacznie więcej trudności (i to zarówno technicznych jaki merytorycznych), niż pomiary wykonane w warunkach stacjonarnych. I tak, w modelowychbadaniach zrzutu podwieszeń, już sama konstrukcja tunelu aerodynamicznego wprowadza is-totne ograniczenia co do możliwości odwzorowania warunków rzeczywistych. Większość bo-wiem tuneli aerodynamicznych użytkowanych obecnie na świecie (w tym wszystkie istniejącew Instytucie Lotnictwa) wyposażone są w komory lub przestrzenie pomiarowe, w których prze-pływ powietrza odbywa się w kierunku poziomym, a więc prostopadle do kierunku działania

sił grawitacyjnych. Taka konstrukcja tuneli ogranicza możliwości odwzorowania w warunkachtunelowych rzeczywistego zrzutu podwieszeń tylko do przypadku, gdy taki zrzut odbywa sięw trakcie ustalonego lotu poziomego nosiciela. Istnieją oczywiście tunele aerodynamiczne,w których można zmieniać położenie komory pomiarowej względem Ziemi (np., tunele do badańkorkociągowych), lecz autorowi nie są znane przypadki wykorzystania tego typu obiektów dobadań zrzutu podwieszeń.

Z przedstawionych powyżej powodów modelowanie zrzutu podwieszenia z samolotu znajdu-jącego się w locie nurkowym lub też w trakcie wykonywania określonych manewrów, przepro-wadza się z reguły metodą symulacji numerycznej. W modelowaniu numerycznym wykorzystujesię oczywiście wyniki modelowych badań zrzutu podwieszeń przeprowadzonych w tunelachaerodynamicznych dla warunków lotu ustalonego.

Podstawowe zadanie, jakie ma być zrealizowane w tunelowych badaniach zrzutu podwieszeńpolega na zapewnieniu takich warunków modelowania, aby trajektoria lotu zrzucanego modelupodwieszenia (a więc jego kolejne położenia po odejściu od nosiciela) była w możliwie jak naj-większym stopniu zbliżona do rzeczywistości. Wymaga to zachowania w każdej fazie zrzutu wa-runków podobieństwa (pomiędzy warunkami rzeczywistymi i tunelowymi), w zakresiewielkości i kierunku działania na podwieszenie sił i momentów aerodynamicznych oraz podo-bieństwa w zakresie mas i momentów bezwładności tych podwieszeń, a także odpowiednichrelacji pomiędzy siłami aerodynamicznymi a siłami masowymi.

Warunkiem zachowania podobieństwa pomiędzy warunkami rzeczywistymi i tunelowymiw zakresie działania sił i momentów aerodynamicznych jest zachowanie podobieństwa prze-pływów (z uwzględnieniem lepkości, ściśliwości i sił grawitacyjnych), a więc i podobieństwageometrycznego opływanych ciał (zarówno samolotu jak i podwieszenia).

Dynamiczne podobieństwo przepływów (z punktu widzenia modelowania zrzutu podwie-szeń) jest zachowane, gdy przedstawione poniżej liczby podobieństwa są identyczne w przepły-wie rzeczywistym i modelowanym.

1° liczby Reynolds`a (Re)

(1)

2° liczby Macha (M)

(2)

3° liczby Froude`a (Fr)

(3)

4° liczby Strouhala (Str)

(4)

Warunek podobieństwa geometrycznego opływanych ciał w warunkach rzeczywistych i tu-nelowych można wyrazić następującą zależnością:

(5)


Warunkiem zachowania podobieństwa w zakresie sił masowych działających na podwieszeniejest dobór odpowiedniej masy modelu oraz rozkładu mas w tym modelu (momentów bezwład-ności). Rozpatrując to zagadnienie należy zauważyć, że w tunelach aerodynamicznych nie mamożliwości wpływu na efekt działania pola grawitacyjnego, a przyspieszenie grawitacyjne mataką samą wartość zarówno w warunkach tunelowych jak i rzeczywistych. Tak więc, aby zacho-wać podobieństwo pomiędzy trajektoriami lotu zrzucanego podwieszenia w warunkach tune-lowych oraz rzeczywistych musi być spełniony warunek, że składowa przyspieszenia dzia łającegona podwieszenie, a pochodząca od sił aerodynamicznych, ma taką samą wartość, kieruneki punkt przyłożenia w obu tych przypadkach. Innymi słowy, stosunek sił aerodynamicznych dosił ciężkości musi być jednakowy w warunkach rzeczywistych i tunelowych, jak również jedna-kowy musi być kierunek działania sił aerodynamicznych w obu przypadkach oraz punkt ichprzyłożenia. Tak, jak wspomniano wcześniej warunek, aby kierunek działania sił grawitacyjnychw tunelu i w rzeczywistości był jednakowy jest spełniony nie jako automatycznie. Tak więcmożna zapisać, że:

(6)

Jak można zauważyć, spełnienie równocześnie wszystkich przedstawionych powyżej warun-

ków niezbędnych do prawidłowego modelowania zrzutu podwieszeń jest w warunkach tune-

lowych praktycznie niemożliwe. Dotyczy to zachowania równocześnie wszystkich liczb

podobieństwa. Wprawdzie teoretycznie można rozważać równoczesne zachowanie w warun-

kach tunelowych liczby Macha oraz liczby Froude`a, bądź to poprzez skalowanie prędkości

dźwięku w tunelu a erodynamicznym (wtedy – co można uzyskać poprzez obni-

żenie temperatury spiętrzenia), bądź też poprzez sztuczne zwiększenie wartości przyspieszenia

grawitacyjnego (przez wytworzenie odpowiedniego pola magnetycznego). Jednak w warunkach

tunelowych metody te są trudne do realizacji ze względów technicznych.

Dodatkowym istotnym ograniczeniem możliwości modelowania zrzutu podwieszeń w tune-lach aerodynamicznych są trudności techniczne związane z wykonawstwem modeli do tychbadań. Badane modele podwieszeń muszą bowiem spełniać zarówno przedstawione powyżejwymagania w zakresie ciężaru, momentu bezwładności i położenia środka ciężkości jak i wy-magania w zakresie trwałości w czasie badań eksperymentalnych.

Ponieważ, tak jak to już wspomniano wcześniej, równoczesne spełnienie wszystkich warun-ków niezbędnych do prawidłowego modelowania zrzutu podwieszeń jest praktycznie niemożli -we, dlatego w praktyce tunelowej stosuje się uproszczone zasady modelowania. Uproszczeniate polegają na tym, że nie zachowuje się tych warunków podobieństwa, których niedotrzymanienie wpływa znacząco na wyniki badań.

Na podstawie literatury [11, 13, 18, 22] można stwierdzić, że w tunelach aerodynamicznychna świecie stosuje się najczęściej tylko dwie metody modelowania zrzutu podwieszeń tj. mode-lowanie „lekkie” (zwane także modelowaniem z zachowaniem liczby Froude`a) oraz modelowa-nie „ciężkie” (z zachowaniem liczby Macha). Nazwy tych metod modelowania związane sąz wielkością masy badanych modeli wykonanych według przedstawionych poniżej zasad mode-lowania.

2.1. Modelowanie „lekkie”

Metoda modelowania „lekkiego” stosowana jest w tych przypadkach, gdy modelowany jestzrzut podwieszenia odbywający się w warunkach odpowiadających niższym tj. podkrytycznymliczbom Macha.


W metodzie modelowania „lekkiego” spośród wymienionych wcześniej zasad modelowaniauwzględniane są następujące warunki podobieństwa pomiędzy warunkami modelowanymia rzeczywistymi: • podobieństwo geometryczne,• podobieństwo przepływów w zakresie

– zachowania liczby Froudeà (3),stąd

(7)

co oznacza, że prędkość przepłwu w tunelu jest mniejsza niż w rzeczywistości.

– oraz liczby Strouhala (4)stąd

(8)

gdyż, przyspieszenia zarówno w warunkach modelowych jak i rzeczywistych są jednakowe,

• zachowany jest też warunek, że stosunek sił aerodynamicznych do sił ciężkości jest jednakowyw warunkach rzeczywistych i tunelowych, jak również jednakowy jest kierunek działania siłaerodynamicznych w obu przypadkach oraz punkt ich przyłożenia.

W metodzie modelowania „lekkiego” nie są zachowane dwie liczby podobieństwa przepływówtj. liczba Macha oraz liczba Reynoldsà. Wynika stąd wniosek, że metoda ta może być stosowanatylko w takim zakresie prędkości (przy czym odnosi się to zarówno do prędkości rzeczywistejVR

jak i modelowanej VT

), w którym wpływ liczby Reynoldsà oraz liczby Macha na opływ bada-nych obiektów jest nieduży. Tak więc, przed przystąpieniem do modelowych badań zrzutu pod-wieszeń należy określić zakres prędkości, w którym te badania mogą być przeprowadzone.

Z powyższego wniosku wynikają nie tylko ograniczenia co do prędkości, w którym możliwejest modelowanie zrzutu podwieszeń, lecz również ograniczenia co do zakresu kątów natarcia,w którym mogą być przeprowadzone te badania. Z warunku zachowania liczby podobieństwaFroudeà oraz zachowania jednakowego stosunku sił aerodynamicznych do sił ciężkości, w wa-runkach tunelowych i rzeczywistych, wynikają określone zależności masowe jakie muszą speł-niać modele podwieszeń.

I tak, z (6) wynika, że

(9)

czyli

(10)

z zależności (5):

(11)

a z zależności (7):

(12)

Zakładając podobieństwo przepływu rzeczywistego i modelowanego i biorąc pod uwagę ogra-niczenia jakie zostały narzucone przy modelowaniu „lekkim” (warunki eksperymentu dobranemuszą być w taki sposób, aby badania odbywały się poza obszarem wpływu liczby Reynolds’ai liczby Macha) można przyjąć, że



(13)

Z równania stanu gazu doskonałego wynika, że

(14)

Następnie, zakładając, że oraz podstawiając zależności (11÷14) do równania (10)otrzymamy:

(15)

Dla badań eksperymentalnych prowadzonych w otwartej przestrzeni pomiarowej oraz zrzu-tów podwieszeń odbywających się na niezbyt dużej wysokości można przyjąć, że pR @ pT. Stądwynika wniosek, że w modelowaniu „lekkim” masa modelu podwieszenia jest l3 mniejsza niżobiektu rzeczywistego

(16)

Postać równania (15) jest przydatna przy konstruowaniu modelu zrzucanego podwieszenia,jednak lepszą interpretację fizyczną powyższego wzoru można uzyskać podstawiając do niegozależności (17÷19).

(17)

(18)

Ze skali modelu i równania (5) wynika, że

(19)

stąd

(20)

Zależność (20) oznacza, że jeden z warunków prawidłowego modelowania zrzutu podwieszeńw tunelu aerodynamicznym (przy zastosowaniu modelowania „lekkiego”) narzuca wymaganie,aby stosunek gęstości zrzucanego ciała do gęstości powietrza był jednakowy dla warunków tu-nelowych i rzeczywistych.

Z przedstawionych powyżej rozważań wynika również warunek jakiemu odpowiadać musirozkład mas (czyli momenty bezwładności) w zrzucanym podwieszeniu, aby modelowaniezrzutu było prawidłowe.

Moment bezwładności (I) zrzucanego podwieszenia względem dowolnej osi wyraża się na-stępującym wzorem:

(21)

gdzie jest odległością elementu masowego od osi obrotu

Podstawiając do tego równania zależność (15) oraz wiedząc że:

(22)

otrzymamy:

(23)

stąd


(24)

Ponadto, aby modelowanie było prawidłowe musi być spełniony warunek, aby zarówno środkimas modelu podwieszenia jak i obiektu rzeczywistego znajdowały się w tym samym punkciewzględem swoich obrysów.

2.2. Modelowanie „ciężkie”

Metoda modelowania „ciężkiego” stosowana jest w przypadkach, gdy chcemy symulowaćw tunelu aerodynamicznym zrzut podwieszeń mający miejsce przy dużych prędkościach lotusamolotu tj. dla M ³ MKR. W takich przypadkach, ze względu na występowanie zjawisk falowych,zaniedbanie warunku zachowania w tunelu liczby Macha mogłoby w istotny sposób zmienić tra-jektorię lotu zrzucanego modelu podwieszenia.

Metoda modelowania „ciężkiego” polega więc, na uwzględnieniu następujących warunkówmodelowania:• zachowaniu podobieństwa geometrycznego,• zachowaniu podobieństwa przepływów co do liczby Macha (3),

stąd VµR » VµT (zakładając, że aµR » aµT) (25)

• zachowaniu warunku, że stosunek sił aerodynamicznych do sił ciężkości jest jednakowyw warunkach rzeczywistych i tunelowych, jak również jednakowy jest kierunek działania siłaerodynamicznych w obu przypadkach oraz punkt ich przyłożenia.

W metodzie modelowania „ciężkiego” nie są zachowane trzy liczby podobieństwa: Reynoldsà,Froudeà i Strouhala. Ze względu jednak na to, że przy spełnieniu warunku VµR = VµT , liczbaReynoldsà uzyskiwana w badaniach tunelowych jest na ogół znacznie wyższa od wartości kry-tycznej (Rekr)T można wnioskować, że niezachowanie w badaniach modelowych, liczby Rey-noldsà będzie miało niewielki wpływ na wyniki badań. Można natomiast przypuszczać, żeznacznie istotniejszy wpływ na trajektorię lotu zrzucanego podwieszenia mają liczby Froudeài Strouhala (szczególnie w przypadku zrzutu lekkich podwieszeń). Autorowi nie są jednak znaneżadne opracowania dotyczące zagadnienia wpływu tych liczb podobieństwa na modelowaniezrzutu podwieszeń.

Z warunku zachowania liczby Macha oraz jednakowego stosunku sił aerodynamicznych do siłciężkości w warunkach tunelowych i rzeczywistych wynikają określone wymagania dotyczącemasy całkowitej modelu podwieszenia oraz rozkładu tej masy na modelu.

I tak, jak już wcześnie wspomniano, z (6) wynika, że:

(26)

Następnie podstawiając do powyższego równania (26) następujące zależności wynikające z wa-runków (5), (13), (14) oraz (25), przy podobnym, jak w przypadku modelowania „lekkiego” za-

łożeniu, że otrzymamy ostatecznie, że:

(27)

Na podstawie równania (27) można łatwo odgadnąć, dlaczego ten typ modelowania nosinazwę „ciężkiego”. Otóż, w tym przypadku ciężar zrzucanych modeli podwieszeń, przy zacho-waniu tej samej skali modelowania, jest l-razy większy niż w przypadku modelowania „lekkiego”. Na podstawie równania (27) można też określić, jaką zależność przy zastosowaniu modelowania„ciężkiego” musi spełniać moment bezwładności zrzucanych modeli podwieszeń, aby modelo-wanie było prawidłowe:

Ponieważ z (27) wynika, że

(28)

a

otrzymamy:

(29)

stąd

(30)

Ponadto, podobnie jak to było w przypadku modelowania „lekkiego”, musi być spełniony wa-runek, aby zarówno środek ciężkości modelu podwieszenia jak i obiektu rzeczywistego znajdo-wały się w tym samym punkcie w odniesieniu do swoich obrysów.

3. BADANIA EKSPERYMENTALNE

Prezentowane w niniejszym artykule modelowe badania zrzutu podwieszeń przeprowadzonezostały w tunelu dużych prędkości N-3 Instytutu Lotnictwa.

Tunel N-3 jest tunelem trisonicznym typu wydmuchowego z częściową recyrkulacją prze-pływu operującym w zakresie poddźwiękowych, około-dźwiękowych jak i naddźwiękowychprędkości. Zakres badanych prędkości odpowiada następującym liczbom Macha M = 0.2÷1.2,1.5 oraz 2.3. Zamknięta komora pomiarowa, o wymiarach 0.6 x 0.6 m2, w zakresie poddźwięko-wych i okołodźwiękowych prędkości, wyposażana jest w perforowaną górną i dolną ścianę tu-nelu, natomiast w zakresie prędkości naddźwiękowych stosuje się ściany nie perforowane.Ściany boczne tunelu posiadają dwa podwójne okna, które mogą służą do obserwacji badań orazmocowania modeli.

Modelowe badania zrzutów podwieszeń wykonane zostały z belki podskrzydłowej modelusamolotu I-22 Iryda (skala modelu 1:15). Większość badań przeprowadzono przy zachowaniuzasad modelowania „lekkiego”. Na rysunku 2 przedstawiono model pół-samolotu w komorze tu-nelu N-3 wraz z podwieszeniem umieszczonym na belce podskrzydłowej oraz siatką do wychwy-tywania tych podwieszeń.

Rys. 2. Model półsamolotu w komorze tunelu N-3



Najtrudniejszym problemem technicznym, jaki musiał być rozwiązany przy eksperymentalnejsymulacji zrzutów, była konstrukcja modeli do tych badań, które powinny spełniać zarównoprzedstawione w poprzednim rozdziale zasady modelowania jak i być wystarczającą trwałe, abynie ulegać uszkodzeniom w trakcie badań.

Zrzucane z belek podskrzydłowych, modele zbiorników wychwytywane były przez systemsiatek zamocowanych do komory pomiarowej (rys. 2). W trakcie zrzutów model zbiornikaoświetlany był lampą stroboskopową o odpowiednio ustawionej częstotliwości błysków i filmo-wany kamerą video. Przy odtwarzaniu materiału filmowego metodą poklatkową określano tra-jektorię lotu zbiornika po zrzucie, a tym samym bezpieczeństwo takiego zrzutu.

W trakcie badań dokonano kilkudziesięciu zrzutów modeli różnych podwieszeń takich, jakbomby, rakiety, zbiorniki paliwa i zasobniki. Przykładowe zdjęcia przedstawiające zrzut bombyoraz pustego zbiornika paliwa zaprezentowano na rys. 3 i 4.

Jak można zauważyć na powyższych rysunkach bomba po zrzucie z belki podskrzydłowej od-chodzi bezpiecznie od nosiciela.

Rys. 3. Zrzut bomby z belki podskrzydłowej

(MR = 0.6, a = 5°, l = 15)


W przypadku tego zrzutu można zauważyć, że zbiornik paliwa po odejściu od belki podskrzyd-łowej unosi się ku górze i uderza w krawędź natarcia skrzydła samolotu.

4. PODSUMOWANIE

• Prawidłowe modelowanie zrzutu podwieszeń w warunkach tunelowych wymaga spełnieniaszeregu warunków dotyczących zarówno zachowania podobieństwa przepływów (rzeczy-wistego i modelowanego), jak i odpowiedniego ciężaru modelu podwieszenia oraz jego mo-mentów bezwładności.

• Ponieważ w warunkach tunelowych nie jest możliwe spełnienie jednocześnie wszystkich wa-runków prawidłowego modelowania, w praktyce eksperymentalnej stosuje się dwie uprosz-czone metody modelowania zwane modelowaniem „lekkim” oraz „ciężkim”. Wspomnianeuproszczenia polegają na tym, że nie zachowuje się tych warunków podobieństwa, którychniedotrzymanie nie wpływa znacząco na wyniki badań.

• Metoda modelowania „lekkiego” stosowana jest w tych przypadkach, gdy modelowany jestzrzut podwieszenia odbywający się w warunkach odpowiadających niższym tj. podkrytycz-nym liczbom Macha i gdzie nie występują zjawiska falowe.

• Metoda modelowania „ciężkiego” stosowana jest natomiast w przypadkach, gdy modelujemyzrzut podwieszenia odbywający się w warunkach odpowiadających około-krytycznym i nad-krytycznym liczbom Macha.

• Zrzut podwieszeń charakteryzujących się większym ciężarem właściwym takich, jak bomby,rakiety itp. jest bezpieczny dla nosiciela. Natomiast, zrzut lekkich podwieszeń takich, jak pustezbiorniki paliwa lub zasobniki może w pewnych warunkach zrzutu stanowić zagrożenie dlasamolotu.

Rys. 4. Zrzut pustego zbiornika

paliwa z belki podskrzydłowej

(MR = 0.4, a = 10°, l = 15)

LITERATURA

[1] Bamber M. J.: Two Metods of Obtaining Aircraft Store Trajectories from Wind-Tunnel Inves-

tigation. Aero Rept. 970, Jan. 1960, David Taylor Model Basin.[2] Bamber M. J.: Aero Repts. 981, Sept. 1960; David Taylor Model Basin Aerodynamics Lab.[3] Bamber M. J.: Aero Repts. 1011, July. 1951; David Taylor Model Basin Aerodynamics Lab.[4] Beecham L. J.: A Technique for the Wind Tunnel Simulation of Store Relasea at High Speeds.

J. Aircraft 1971 Dec. vol. 8, No. 12.[5] Beecham L. J., Walters W. L., Partridge D. W.: Proposals for an Integrated Wind Tunnel-

Flight Dynamics Simulator System. Aeronautical Research Concuil Current Paper - C. P. No.789, November 1962, London.

[6] Beecham L. J.: A Technique for the Wind Tunnel Simulation of Store Release at High Speeds.Aeronautical Research Concuil Current Paper - C. P. No. 856, May 1966, London.

[7] Black R. L.: High-Speed Store Separation – Correlation Between Wind-Tunnel and Flight-Test

Data. J. Aircraft - Jan.-Febr. 1969 vol.6, No. 1.[8] Jukowski J.: Mechanika płynów. PWN. Warszawa 1975.[9] Cenko A., Tinoco E. N., Dyer R. D., DeJongh J.: PAN AIR Applications to Weapons Carriage

and Separation. J. Aircraft - February 1981 vol. 18, No. 2.[10] Cenko A., Leynaert J.: Wind Tunnel Studies of Store Separation With Load Factor. Freedrops

and Captive Trajectories. Rech. Aerosp. 1982-1.[11] Coste J., Leynaert J.: Wind Tunnel Studies of Store Separation with Load Factor. Freedrops

and Captive Trajectories. Rech. Aerosp. 1982-1.[12] Covert E. E.: Conditions for Safe Separation of External Stores. Journal Aircraft - August 1981

vol. 18, no. 8.[13] Deitchman S. J.: Similarity Laws for Dynamic Model Testing. Rept. GC-910-C-14, Sept. 1956,

Cornell Aeronautical Lab. Buffalo, N. Y.[14] Faget M. A., Carlson H. W.: Experimental Techniques for Predicting Store Motions During

Release on Ejection. RM L55L20b, Feb. 1956, NACA.[15] Krzysiak A.: Wizualizacyjne badania modelowe zrzutu podwieszeń. Sprawozdanie wew. I.

Lot. nr 145/BA/87/A.[16] Krzysiak A.: Modelowe badania zrzutu zbiornika L z symulacją wymuszonego odejścia oraz

podwieszeń D1, C1, H, I w tunelu N-3 i o 5m. Sprawozdanie wew. I.Lot. nr 160/BA/89/A.[17] Maddox A. R.: Store Separation Trajectory Analysis. Journal Aircraft - November 1980 vol.

17, No. 11.[18] Moore S. B.: Wind-Tunnel System and Techniques for Aircraft/Store Compatibility Studies.

Journal Aircraft, December 1971.[19] Neihouse A. I., Pepoon P. W.: Dynamic Similitude Between a Model and a Full-Scale Body

for Model Investigation at Full-Scale Mach Number. TN 2062, March 1950, NACA.[20] O`Hara J. C.: Wind-Tunnel Similitude of Full-Scale Bomb Trajectories. Rept. BF-490-D-14,

May 1952, Cornell Aeronautical Lab., Buffalo, N. Y.[21] Rainey R. W.: A Wind-Tunnel Investigation of Bomb Release at Mach Number of 1.62. RM

L53L29, March 1954, NACA.[22] Ramachandra S. M.: Comparison of Predicted and Flight Test Trajectories of Stores Jettisoned

from Aircraft.

[22] Reed J. F., Curry W. H.: A Comparison between Transonic Wind-Tunnel and Full-Scale Store

Separation Characteristics. Journal Aircraft - May-June 1969 Vol. 6, No. 3.[23] Sandhal C. A., Faghet M. A.: Similitude Relations for Free-Model Wind-Tunnel Studies of

Store-Dropping Problems. TN 3907, Jan. 1957, NACA.[24] Scherberg M., Rhode R. V.: Mass Distribution and Performance of Free Flight Models. Tech-

nical Note No. 268, Washington, 1927.


[25] Schindel L. H.: Store Separation. AGARDograph No. 202, Advisory Group for Aerospace Re-search and Development, Neuilly-Sur-Seine, France, June 1975.

[26] Spahr H. R., Everett R. N., Kryvoruka J. K.: A Mulitifaceted Store Separation Analysis.

[27] Wimpers H. E.: The Experimental Determination of the Trajectory of Aircraft Bombs. Reportsand Memoranda, No. 1121, London 1928.

A. Krzysiak

EXPERIMENTAL TESTS OF STORE SEPARATION IN IoA N-3 WIND TUNNEL

Abstract

To ensure the safety of store separation from combat aircraft the numerical and experimental

investigation of store trajectory after its release from aircraft are performed. The main problem

which should be realized in simulation of store separation consist in ensuring such conditions of

store separation that its flight trajectory would be similar to reality. In this paper, the basic simi-

larity conditions which should be ensured between the model tests and reality, in the range of values

and direction of the aerodynamic forces and moments as well as gravity forces acting on stores,

are presented. Furthermore, some examples of the experimental model tests carried out in IoA High

Speed Wind Tunnel are shown.



ESTYMACJA KĄTA PRZECHYLENIA

NA OBIEKTACH RUCHOMYCH

Stanisław Popowski, Witold DąbrowskiInstytut Lotnictwa

Streszczenie

W artykule przedstawiono metody pomiaru i estymacji kąta przechylenia, które mogą zostać

wykorzystane na różnych obiektach ruchomych. Szczegółowo opisano metody bazujące na pomia-

rze składowych przyspieszenia grawitacyjnego, metody oparte na wykorzystaniu samokompen-

sującego wahadła giroskopowego, metody oparte na analizie obrazu i promieniowania

pod czerwonego, metody oparte na całkowaniu sygnałów giroskopów prędkościowych, metody wy-

korzystujące wieloantenowy odbiornik GPS i jednoantenowy odbiornik GPS (pseudoorientacja).

Opisy wybranych metod pomiarowych zilustrowano doświadczalnymi wynikami uzyskanymi pod-

czas badań laboratoryjnych i na przykładowych obiektach.

1. WSTĘP

Na rysunku 1 przedstawiono określenia kątów orientacji: pochylenia, przechylenia i kursu.

Pomiar tych kątów na obiekcie ruchomym jednoznacznie definiuje orientację kątową obiektu.

Rys. 1. Definicja kątów orientacji [8]

ESTYMACJA KĄTA PRZECHYLENIA NA ... 89

Aby zdefiniować kąty orientacji należy wprowadzić dwa układy odniesienia: jeden normalny

układ współrzędnych związany z Ziemią o początku ustalonym w środku masy obiektu (0, xg,

yg, zg), drugi układ współrzędnych związany z obiektem (0, x, y, z) [8]. Oba układy są

prawoskrętne z osią z nominalnie skierowaną w dół. Interesujący nas kąt przechylenia (F) jest

kątem obrotu wokół osi podłużnej obiektu x sprowadzający przemieszczoną o kąt (Y) (kursu)

oś xg w położenie zgodne z położeniem osi y.

2. METODY POMIARU KĄTA PRZECHYLENIA

Najczęściej spotyka się następujące metody wyznaczania orientacji:

• na podstawie pomiarów składowych przyspieszenia grawitacyjnego,

• przy wykorzystaniu samokompensującego wahadła giroskopowego,

• poprzez całkowanie sygnałów giroskopów prędkościowych,

• na podstawie analizy obrazu z kamery umieszczonej na obiekcie w świetle widzialnym lub

podczerwonym,

• przy pomocy wieloantenowego odbiornika GPS,

• na podstawie pomiarów składowych prędkości liniowych przy pomocy odbiornika GPS (tzw.

pseudoorientacja),

• poprzez integrację wyżej wymienionych metod.

2.1. Pomiar przechylenia przez pomiar przyspieszeń liniowych

Pomiar przechylenia w sytuacji braku przyspieszeń bocznych można sprowadzić do pomiaru

przyspieszeń w osiach obiektu x i y. Wynika to bezpośrednio z równania (1) określającego

przyspieszenia liniowe mierzone na poruszającym się obiekcie [6].

(1)

Aby wyznaczyć kąty pochylenia i przechylenia należy założyć zerowe przyspieszenia w ruchu

krzywoliniowym i liniowym (z reguły są to wielkości nie mierzone) i z dwóch pierwszych

równań wyznaczyć zarówno kąt pochylenia jak i przechylenia (2):

(2)

Nieuwzględnienie przyspieszeń wynikających z ruchu jest źródłem błędów. Ponadto warto

zauważyć, że aby wyznaczyć tą metodą kąt przechylenia, trzeba najpierw znać kąt pochylenia.

Aby zwiększyć dokładność pomiarów można w zależnościach 2 uwzględnić dodatkowo zmie-

rzone dominujące składniki przyspieszenia wynikającego z ruchu. Dla pojazdu poruszającego

się po płaszczyźnie będzie to [9]:

(3)


2.2. Pomiar przechylenia samokomensującym wahadłem giroskopowym

Do pomiaru kąta przechylenia przy manewrach w czasie których występują przyspieszenia

dośrodkowe można wykorzystać tak zwane sterowane wahadło giroskopowe [10]. Układ pomia -

rowy wahadła giroskopowego przedstawia sobą mechaniczny system pomiarowy (rys. 2). Układ

jest ustawiony na obiekcie ruchomym. Oś x jest skierowany wzdłuż osi podłużnej obiektu.

Względem osi x przebiega oś obrotu wahadła, które tworzy giroskop w ramie oraz mimośrodowo

(e – mimośród) umieszczona masa (m na rys. 2). Oś wirowania giroskopu y jest prostopadła do

osi obrotu wahadła. Aby wahadło wychylało się tylko pod działaniem przyspieszenia ziemskiego

wykorzystano moment siły Mg wywierany przez giroskop (o kręcie H).

Rys. 2. Układ pomiarowy wahadła giroskopowego

Podczas ruchu na łuku o promieniu Rz z prędkością kątową r pojawia się przyspieszenie

dośrodkowe, które działa na powstałe wahadło momentem o wartości:

(4)

Pojawienie się prędkości kątowej powoduje powstanie na giroskopie momentu siły o wartości:

(5)

gdzie:

J – moment bezwładności wirnika giroskopu względem osi obrotu y,

w – prędkość obrotowa giroskopu.

Jeżeli wahadło ma nie reagować na przyspieszenie dośrodkowe, to moment giroskopowy Mgpojawiający się w zakręcie powinien być równy, co do wielkości, ale z przeciwnym znakiem, mo-

mentowi Md:

(6)

Po uproszczeniu powstaje warunek: Jw = mev.

Ponieważ J, m, e są niezmienne to najprostszym technicznie sposobem zrealizowania tej

zależności jest doprowadzenie do tego, aby prędkość obrotowa giroskopu (w) była proporcjo-

nalna do prędkości liniowej obiektu (v):


(7)

gdzie:

v – prędkość liniowa obiektu,

K – współczynnik proporcjonalności.

Jeśli jest spełniony ten warunek, to kąt wychylenia wahadła będzie zależeć tylko od wartości

składowej przyspieszenia grawitacyjnego, która pojawi się wzdłuż osi y. Tym samym układ po-

miarowy będzie działać bez względu na przyspieszenie dośrodkowe. Kąt wychylenia wahadła

jest wprost miarą przechylenia.

Aby w prosty sposób spełnić wymaganie (7) proponuje się na obiekcie poruszającym się

w atmosferze wprowadzić napęd wirnika giroskopu za pomocą przepływającego powietrza

i odpowiednio ukształtowanych łopatek umieszczonych na obwodzie wirnika (rys. 3).

Zastosowany układ napędowy wirnika znany jest z zastosowania w anemometrze wia-

traczkowym pod nazwą krzyża Robinsona (rys. 4) [7].

Rys. 4. Krzyż Robinsona

W warunkach statycznych, w przepływie laminarnym i w stanie ustalonym przyjmuje się, że

suma sił wprawiających w ruch obrotowy wirnik idealny (bez obciążenia go siłami tarcia

i oporów aerodynamicznych, a także bez uwzględnienia współoddziaływania czasz) jest pro-

porcjonalna do różnicy wartości współczynników oporu aerodynamicznego C1 i C2 dla wklęsłych

i wypukłych powierzchni czasz. W przypadku wirnika czteroczaszowego mamy następujące

zależności:

Rys. 3. Układ pomiarowy wahadłagiroskopowego z napędem wia-traczkowym giroskopu

(8)

(9)

gdzie:

F1 – siła działająca na czaszę 1,

F2 – siła działająca na czaszę 2,

v – prędkość przepływu strumienia powietrza,

vw – prędkość obwodowa wirnika na promieniu R (rys. 4),

R – ramię wirnika,

r – gęstość powietrza,

S – pole przekroju poprzecznego czasz wirnika,

C1 – współczynnik oporu powierzchni wklęsłej,

C2 – współczynnik oporu powierzchni wypukłej.

Jeżeli prędkość strugi powietrza wynosi v, to w położeniu pokazanym na rysunku 4 względna

prędkość powietrza opływającego półkulę wklęsłą wynosi v1 = v – vw, zaś względna prędkość

powietrza opływającego półkulę wypukłą wyniesie v2 = v + vw. Prędkość obwodowa vw wirnika

będzie się zwiększać do chwili, gdy momenty sił działających na obie półkule zrównoważą się,

wówczas F1 = F2, czyli:

(10)

Z zależności (10) wynika niezależność zjawiska od zmian gęstości powietrza (tym samym od

wysokości lotu obiektu, na którym dokonujemy pomiaru). Po przekształceniach otrzymamy:

(11)

Dla typowych czasz stosunek C1/C2 = 4 (z dokładnością 2%) [7]. Tak więc współczynnik

s = 3, a

(12)

Zatem prędkość obwodowa vw nieobciążonego wirnika z czaszami jest proporcjonalna do

rzeczywistej prędkości strumienia powietrza v, charakterystyka vw = f (v) jest liniowa.

W rzeczywistości występuje dodatkowo moment (M0) obciążający wirnik, wynikający z sił tarcia

w łożyskach wirnika i oporów aerodynamicznych. Powoduje on, że liniowość charakterystyki

jest zachowana w pewnym przedziale (np. 0.5¸50 m/s). Biorąc pod uwagę warunek (7) oraz

zależność (12) można napisać:

(13)

Stąd warunek poprawnego działania układu:

(14)

Jeśli wirnik giroskopu będzie złożony tylko z czterech czasz, każda o masie M na promieniu

R, to moment bezwładności wirnika wyniesie:

(15)

Wtedy warunek sprowadzi się do prostej zależności:

(16)



Po spełnieniu tego warunku kąt obrotu ramki giroskopu jest wprost miarą kąta przechylenia

obiektu. Przedstawiony układ pomiarowy jest całkowicie mechaniczny. Nie wymaga zasilania

oraz jest całkowicie odporny na PIM. Przedstawiony układ ma swoje zalety, ale również ma

i wa dy. Wadą podstawową jest wprowadzenie prędkości względem powietrza zamiast prędkości

względem ziemi. Jeśli nie ma wiatru lub jego prędkość jest niewielka, to układ zachowuje się

poprawnie. Ale w przypadku dużych prędkości wiatru pojawiają się błędy.

Rys. 5. Błędy przechylenia spowodowane wiatrem. Z lewej dla prędkości obiektu 30 m/s, z prawejdla prędkości 60 m/s

Aby oszacować te błędy przeprowadzono badania symulacyjne przedstawionego układu po-

miarowego. Założono lot po okręgu o zadanym promieniu (obliczenia przeprowadzono dla

promienia R = 500 m, 1000 m i 2000 m), z zadaną prędkością (przyjęto do obliczeń dwie

prędkości: 30 m/s i 60 m/s) przy wietrze wiejącym z prędkościami od zera do 14 m/s. W przy-

padku braku wiatru wahadło jest całkowicie skompensowane. Moment giroskopowy równoważy

moment od przyspieszenia dośrodkowego. Pomiar jest dokładny. Gdy pojawia się wiatr

o określonym kierunku, to tylko w dwóch punktach toru lotu prędkość nie ulegnie zmianie

w stosunku do sytuacji wcześniejszej. Będą to punkty, w których prędkość lotu jest prostopadła

do prędkości wiatru. W pozostałych punktach prędkość będzie mniejsza lub większa o składową

prędkości wiatru w danym punkcie. Maksymalne różnice będą pomiędzy lotem pod wiatr i z

wiatrem. Tam wystąpią największe błędy. Wyniki symulacji przedstawiono na rysunku 5. Na

wykresach przedstawiono moduł błędu. Jego znak będzie raz + i raz –.Widać, że dla dużych

prędkości lotu i dużej prędkości wiatru w celu ograniczenia błędów przechylenia należy

wykonywać zakręty ze stosunkowo dużymi promieniami.

2.3. Pomiar przechylenia przez całkowanie prędkości kątowej

Kąty orientacji można określić z poniższych równań kinematycznych:

(17)

gdzie (Q, F, Y) są kątami pochylenia, przechylenia i odchylenia zdefiniowanymi zgodnie z ry-

sunkiem 1 a p, q, r są odpowiednimi prędkościami kątowymi względem osi x, y i z.

Zmierzone na obiekcie prędkości kątowe (p, q, r) oraz orientacja kątowa (Q, F, Y) z poprzed-

niego kroku umożliwiają w drodze całkowania równań (17) otrzymanie aktualnej orientacji ką-

towej. Cechą niekorzystną takiego systemu są punkty osobliwe pojawiające się dla pochylenia

równego ±90°. Aby uniknąć tego zjawiska często wykorzystuje się do obliczeń orientacji prze-

strzennej kwaterniony [6]. W przypadku użycia do pomiaru prędkości kątowej tanich czujników

giroskopowych o dużym dryfie, można się również liczyć z błędami szybko narastającymi w cza-

sie. Jest to efekt uboczny całkowania. Na rysunku 6 przedstawiono schemat takiego systemu.

Rys. 6. System orientacji przestrzennej wykorzystujący pomiary giroskopów prędkościowych i rów-nania kinematyczne

2.4. Pomiar przechylenia przez analizę obrazu

Kąt przechylenia można również określić przez zastosowanie analizy obrazu dostarczanego

przez kamerę (nieruchomą względem obiektu, na którym jest zainstalowana) [3], [4]. Może to

być tania, miniaturowa kamera CCD.

Rys. 7. Przykład wyzna-czania kątów orientacjipoprzez analizę obrazu[4]


Przykładowe kadry z naniesionymi liniami służącymi do wyznaczenia kątów przechylenia

i pochylenia samolotu zaprezentowane zostały na rysunku 7. Można taki proces zautomatyzować

i na bieżąco, w czasie rzeczywistym, wyznaczać estymaty kątów przechylenia i pochylenia na

podstawie obrazu „widzianego” przez kamerę. Automatyczne wyznaczanie estymat kątów po-

chylenia i przechylenia wiąże się z opracowaniem odpowiedniego algorytmu przetwarzania (po-

prawy jakości obrazu, binaryzacji obrazu) i analizy obrazu (detekcja linii). Algorytm ten

umożliwia programowe wyznaczanie linii horyzontu i wyliczenie kątów.

2.5. Pomiar przechylenia czujnikami podczerwieni

Zasada działania tego typu rozwiązania polega na pomiarze promieniowania podczerwonego

o długości fal z przedziału 812 m. Na rysunku 8 przedstawiono współczynnik sprawności trans-

misji fal przez atmosferę z obszarem pasma określanego jako „okno atmosferyczne”.

Rys. 8. Współczynnik sprawności (energetycznej) transmisji fal elektromagnetycznych przez atmo-sferę na odległość ok. 1800 m wyrażony w funkcji długości fali. Wyraźnie widoczne „okno” w zakresiedługości fal 8–12 mm [14]

Pasmo to dobrze nadaje się do odróżniania „zimnego nieba” od „ciepłej ziemi”, czyli do wy-

krywania linii horyzontu. Tanie czujniki typu termostosu, działające w tym zakresie widma, są

od niedawna powszechnie dostępne (np. SMTIR 9902 produkowane przez firmę SMARTEC). Za-

stosowanie ich do wykrywania linii horyzontu daje dobre wyniki przez cały rok. Poprawne wy-

niki pomiaru można uzyskiwać już od wysokości kilkunastu metrów nad powierzchnią ziemi.

Atrakcyjność tej metody polega, między innymi, na tym, że nie wymaga ona użycia obiektywów

lub innych układów optycznych, a także jakichkolwiek elementów ruchomych względem obiektu,

na którym układ czujników został zainstalowany.

2.6. Pomiar przechylenia za pomocą czteroantenowego odbiornika GPS

Odbiornik nawigacji satelitarnej, poza dostarczeniem informacji nawigacyjnej jak:

współrzędne położenia i prędkości liniowe, może również dostarczać informację o orientacji

kątowej obiektu: o kącie pochylenia i przechylenia. W tym celu opracowano wieloantenowe

(najczęściej czteroantenowe) odbiorniki nawigacji satelitarnej. Układy GPS wieloantenowe

stosowane są głównie w obiektach poruszających się na powierzchni lądu, morza, satelitach nis-

kich orbit oraz obiektach latających.

Układ taki przedstawiono poniżej na podstawie rozwiązania Vector firmy Trimble [13].

W celu określenia kątów azymutu, pochylenia i przechylenia wieloantenowy odbiornik GPS

przetwarza sygnały zebrane przez cztery anteny. Zasada działania układu (rys. 9) polega na



pomiarze przesunięcia fazy odbieranego sygnału fali nośnej GPS pomiędzy anteną główną (RF1)

a pozostałymi antenami (RF2,RF3, RF4).

Rys. 9. Schemat działania układu wieloantenowego GPS

Na rysunku 10 pokazano pojedynczą linę bazową z dwiema antenami oraz przesunięcie fazy

fali nośnej (o długości fali l). Kolejne płaszczyzny (prostopadłe do linii widoku satelity) związane

są z czołami fal.

Rys. 10. Idea pomiaru przesunięć fazowych fali nośnej między anteną główną a pomocniczą

Wektor linii bazowej: antena główna – antena pomocnicza, może być zrzutowany na linię

widoku satelity. Ten rzut określa różnicę faz pomiędzy sygnałem nośnej odbieranej przez antenę

pomocniczą i główną. Jeśli zapewni się jednoczesny pomiar przesunięć fazy fali nośnej z co na-

jmniej trzech satelitów możliwe będzie określenie orientacji tej linii bazowej tzn. jej azymut

i pochylenie. Dodanie trzeciej anteny umożliwia pomiar również kąta przechylenia. Czwarta an-

tena zapewnia dodatkowe pomiary podnosząc ogólne własności układu.

Dokładność pomiaru kątów odniesienia głównie zależy od długości linii bazowej układu anten

(macierzy anten na jednoznacznej płaszczyźnie), geometrycznego położenia satelitów i odbić

interferencyjnych od nieodległych przedmiotów. Długość bazy jest to długość wektora linii

bazowej zrzutowana na wybraną powierzchnię odniesienia. Na przykład najdłuższą linię bazową

a zatem największą dokładność określenia azymutu uzyska się umieszczając macierz anten

w płaszczyźnie zbliżonej do poziomej.

Rys. 11. Zależność dokładności pomiaru kątów orientacji od długości bazy

Ze względu na dokładność należy stosować jak największą długość bazy (rys. 11), jed no -

cześnie pamiętając, że zbyt duża odległość anten ogranicza szybkość przetwarzania sygnału oraz

istnieje niebezpieczeństwo powstawania błędów w wyniku wzajemnego przemieszczania się

anten zamontowanych na za mało sztywnych elementach.

2.7. Pomiar przechylenia za pomocą jednoantenowegoodbiornika GPS – pseudoorientacja

Pomiar kąta przechylenia można też przeprowadzić na podstawie pomiaru prędkości

liniowych odbiornikiem GPS, a następnie, po obliczeniu przyspieszeń dokonać estymacji kątów

pochylenia i przechylenia.

Rys. 12. Idea pseudoorientacji

Na rysunku 12 przedstawiono układ pomiarowy pseudoorientacji [5]. Podstawowym

założeniem jest warunek, że zakręt wykonywany jest w sposób prawie lub całkowicie skoor-

dynowany. Pseudoprzechylenie jest wyliczane na podstawie przyspieszenia samolotu agi przyspieszenia ziemskiego g, wektory te rzutowane są na kierunek wektora prędkości samolotu

vg (rys. 13). Przyspieszenie samolotu wyliczane jest z sygnału otrzymywanego z odbiornika GPS

poprzez różniczkowanie prędkości mierzonych metodą dopplerowską.

Kąt pseudoprzechylenia to kąt między wektorem pseudosiły nośnej a wektorem lokalnej

płaszczyzny odniesienia (wzór 18). Wektor pseudosiły nośnej jest to wektor wynikający

z róż nicy wektorów przyspieszenia samolotu i przyspieszenia ziemskiego, normalnych do wek-

tora prędkości vg i opisany jest wzorem (19).


Wektory normalne są wynikiem odejmowania wektorów stycznych i wektorów przyspieszeń.

Wektory styczne powstają w wyniku rzutowania (na kierunek wektora prędkości obiektu vg)

przyspieszenia obiektu ag oraz przyspieszenia ziemskiego g i opisane są wzorami (20). Wektor

lokalnej płaszczyzny odniesienia jest wynikiem mnożenia wektorowego wektora przy spie -

szenia ziemskiego i prędkości obiektu, opisany jest wzorem (21).

Rys. 13. Ilustracja pseudoprzechylenia

(18)

(19)

(20)

(21)

Następnym krokiem w celu podniesienia dokładności pomiaru kątów orientacji jest

zwiększenie liczby źródeł sygnałów niosących dane o kątach orientacji, charakteryzujących się

niespójnymi widmami częstotliwościowymi.


Rys. 14. Realizacja układu orientacji z wykorzystaniem pseudoorientacji

Uzyskuje się to poprzez kombinację sygnałów jednoantenowego odbiornika GPS z sygnałami

inercjalnych czujnikamów typu MEMS. Przyspieszenie jest wyliczane podczas przetwarzania

sygnału prędkości mierzonej przy pomocy GPS-a w wyniku różniczkowania (podwójnego

różniczkowania fazy fali nośnej). W celu podniesienia dokładności w tak obliczanym przyspie -

szeniu uwzględniana jest poprawka wynikająca z przyspieszeń satelitów systemu GPS zawarta

w komunikatach efemeryd (rys. 14). Przyspieszenia obliczone z GPS stanowią odniesienie dla

sygnału przyspieszeniomierzy. Dodatkowe połączenie pomiaru przyspieszeń z pomiarem kąta

odchylenia zmierzonego przy pomocy sondy magnetycznej zapewnia trójosiowy pomiar kątów

odniesienia (orientacji przestrzennej). Tor pomiarowy GPS ma stosukowo małą częstotliwość

odświeżania danych i dlatego wykorzystuje się sygnały danych z giroskopów do interpolacji

określenia położenia kątowego pomiędzy odczytami GPS. Zgodnie z tą procedura jest możliwe

również określenie błędów giroskopów (rys. 14). Ale nadal pozostają problemy z radiowym sys-

temem GPS: blokowanie, występowanie osłabień i interferencji w sytuacji zakłóceń elektromag-

netycznych. Należy również uwzględnić opóźnienie sygnału na wyjściu odbiornika GPS.

Gdy europejski system nawigacji GALILEO osiągnie pełną zdolność działania należy

spodziewać się większej liczby sygnałów nawigacyjnych, które umożliwią wprowadzenie in-

nowacyjnych metod pomiarowych kątów orientacji za pomocą jednoantenowych układów GPS.

2.8. Integracja metod powyżej wymienionych

Aby uzyskać niezależnie od działających zakłóceń poprawny pomiar kąta przechylenia należy

wyniki uzyskane za pomocą przedstawionych powyżej metod zintegrować stosując na przykład

filtrację komplementarną. Poniżej (rys. 15) została przedstawiona zasada filtru komplemen-

tarnego na przykładzie pomiaru kąta giroskopem i przyspieszeniomierzem.

Sygnał kąta Qg otrzymany z całkowania prędkości kątowej ulega degradacji w stosunkowo

krótkim okresie czasu na sku tek dryfu (błędy niskoczęstotliwościowe). Kąt ten charakteryzuje


się wolnozmiennym, narastającym z czasem błędem. Dominującymi błędami przyspie sze -

niomierzy są szumy w zakresie wyższych częstotliwości. Kąt Qg pochodzi z pomiarów gi -

roskopowych.

Rys. 15. Schemat integracji sygnałów z dwóch źródeło komplementarnych właściwościach błędów

(22)

gdzie:

Q – dokładna wartość kąta,

DQ1 – niskoczęstotliwościowe błędy pomiaru kąta,

Qg – kąt zmierzony za pomocą giroskopu.

Podobnie można zapisać wartość kąta zmierzoną za pomocą przyspieszeniomierza.

(23)

gdzie:

DQ1 – wysokoczęstotliwościowe błędy pomiaru kąta,

Qp – kąt zmierzony za pomocą przyspieszeniomierza.

Układ ten składa się z filtrów (rys. 15), których transmitancje muszą uzupełniać się do jed-

ności.

(24)

gdzie:

Hi(s) – transmitancja i-tego filtru,

n – liczba filtrów, n ³ 2.

Dla sytuacji jak na rysunku 14 wartość estymowana kąta wynosi:

(25)

Błędy DQ1 zostaną wytłumione filtrem górnoprzepustowym, DQ2 filtrem dolnoprzepusto-

wym. Bardzo często strukturę filtracji komplementarnej tworzy się w oparciu o filtr Kalmana

[2].

3. PRZYKŁADY ZASTOSOWANIA PRZEDSTAWIONYCH METOD

3.1. Pomiar przechylenia za pomocą giroskopu i przyspieszeniomierza

Na rysunku 16 przedstawione jest stoisko pomiarowe do wyznaczania kąta przechylenia

i pochylenia za pomocą czujników inercjalnych: przyspieszeniomierzy i giroskopów. Na pod-

stawie zależności (2) i (17) można wyznaczyć kąt przechylenia i pochylenia, a przy wykorzysta-

niu filtru z rysunku 15 możne te wielkości zintegrować.


Rys. 16. Stanowisko pomiarowe

Na rysunku 17 przedstawiono wyniki przeprowadzonego eksperymentu [3]. Pierwszy rysu-

nek przedstawia pomiar kąta przechylenia przy zastosowaniu przyspieszeniomierzy liniowych.

Rys. 17. Wyniki badań kąta przechylenia dla pochylenia 0°


Stolik obrotowy umożliwiał zadawanie kątów przechylenia w zakresie ±30° co 10°. Widać

prawidłowe odwzorowanie kąta przechylenia. Jakkolwiek przebieg jest wyraźnie zaszumiony.

Wynika to z dominujących błędów przyspieszeniomierza. Następny wykres przedstawia te same

kąty wyznaczone za pomocą pomiarów giroskopami. Widać wyraźnie wpływ całkowania dryfów

giroskopów. Przebiegi z czasem stają się coraz mniej dokładne.

Ostatni przebieg (na dole) to wykres kąta przechylenia uzyskany przez integrację. Estymata

tego kąta pozbawiona jest z jednej strony szumów wysokoczęstotliwościowych wynikających

z pomiarów przyspieszeniomierzami, z drugiej strony przebieg ten nie wykazuje narastających

błędów całkowania dryfów giroskopów.

3.2. Pomiar przechylenia za pomocą analizy obrazu

Na rysunku 18 [4] przedstawiono wynik analizy obrazu z dwóch minut lotu samolotu bezpi-

lotowego. Kamera została umieszczona z przodu samolotu w osi podłużnej. Na podstawie

poszczególnych obrazów przesyłanych za pomocą radiomodemu do komputera dokonano es-

tymacji kąta pochylenia i przechylenia obiektu (według rys. 7) [3]. Ta metoda jest bardzo

użyteczna do integracji z metodami inercjalnymi z uwagi na niezależność dokładności

uzyskanego kąta przechylenia i pochylenia od czasu. W przypadku zastosowania na samolocie

zakłóceniem może być chwilowy brak widoczności horyzontu (mgła, chmura) i możliwość

chwilowego oślepienia kamery przez słońce.

Rys. 18. Wzorcowe przebiegi kąta pochylenia i przechylenia otrzymane z analizy obrazu z kamery

3.3. Pomiar przechylenia czujnikami podczerwieni

Na rysunku 19 przedstawiono wynik eksperymentu polegającego na pomiarze kąta

przechylenia za pomocą czujników podczerwieni. Pomiary wykonano w punkcie położonym na

wysokości około 10 m ponad powierzchnią ziemi, w płaskim terenie, podczas słonecznego dnia.

Na rysunku tym zamieszczony jest też uproszczony schemat urządzenia pomiarowego. Składało

się ono z tulei, w której końcach, zainstalowane zostały dwa czujniki promieniowania podczer-

wonego SMTIR 9902 (F1 i F2), zwrócone przeciwlegle. Tuleję z czujnikami przymocowano

następnie do statywu, który umożliwiał jej przechylanie w płaszczyźnie pionowej.

Sygnały czujników wzmocniono w układzie różnicowym. Wstępnie oszacowany błąd pomiaru

wynosi około 2°. Ponieważ pasmo przenoszenia układu SMTIR 9902 wynosi 20 Hz układ ten

można zastosować w obiektach latających.


Rys. 19. Wstępne wyniki pomiaru położenia linii horyzontu (wykres z lewej)i układ pomiarowy (z prawej)

3.4. Estymacja przechyłki torów kolejowych podczas ruchu z dużą prędkością

Jednym z głównych parametrów geometrii torów kolejowych jest przechyłka [11]. Występuje

ona w łukach i jest to wzniesienie górnej powierzchni główki szyny toku zewnętrznego

względem górnej powierzchni główki szyny toku wewnętrznego. Przechyłkę mierzy się

w milimetrach. Na prostych odcinkach torów przechyłka powinna być poniżej 20 mm. Na łukach

może dochodzić do 150 mm. Przechyłkę stosuje się w łukach, aby skompensować pojawiające

się przyspieszenie dośrodkowe. Pozwala to na pokonanie łuku z większą prędkością przy do-

puszczalnym przyspieszeniu niezrównoważeni niż bez przechyłki. Wartość przechyłki w torach

na szlakach, w torach głównych na stacjach oraz w rozjazdach łukowych położonych w tych

torach, powinna być zawarta w przedziale wyznaczonym wartościami granicznymi [1]:

(26)

gdzie:

rozstaw osi szyn w torze (s = 1500 mm),

g – przyspieszenie ziemskie (9.81 m/s2),

hmin – najmniejsza dopuszczalna wartość przechyłki dla pociągów pasażerskich,

nmax – największa prędkość pociągów pasażerskich (km/h),

R – promień łuku,

adop – przyspieszenie niezrównoważone dla pociągów pasażerskich (tab. 1),

hmax – największa dopuszczalna wartość przechyłki dla pociągów towarowych,

nt – najmniejsza prędkość pociągu towarowego (km/h),

at – przyspieszenie niezrównoważone dla pociągów towarowych (tab. 2),

h – wartość przechyłki przyjmowana dla danego łuku.

W tabeli 1 podano dopuszczalne wartości przyspieszenia niezrównoważonego .


Tab. 1.

Pomiar przechyłki może być dokonany w prosty sposób w warunkach statycznych. Do tego

celu służą specjalne toromierze. Jednakże, aby przeprowadzić pomiary na długich odcinkach

toru w krótkim czasie stosuje się specjalne drezyny pomiarowe (w Polsce, EM120), które

umożliwiają pomiary przechyłki podczas jazdy z dużą prędkością. W niniejszej pracy przedsta-

wiono systemy pomiarowe stosowane do tego celu.

Tab. 2.

* (1 Tg/rok = 109 kg/rok)

3.4.1. Pomiar przechyłki w sytuacji braku przyspieszeń bocznych

Pomiar przechyłki w sytuacji braku przyspieszeń bocznych można sprowadzić do pomiaru

kąta przechylenia osi kół wózka ustawionego na torach, nieruchomego lub poruszającego się

ruchem prostoliniowym (rys. 20). Taka sytuacja zachodzi w przypadku prostych torów oraz

w sytuacji pomiarów statycznych (np. toromierzem).

Rodzaj układu torowego adop [m/s2]

Łuki i pojedyncze krzywe przejściowe 0.60

Łuki w torach zwrotnych rozjazdów 0.65

Łuki o promieniach: 200 m < R < 250 m 0.50

Łuki o promieniach: R < 200 m 0.45

Poszerzenie międzytorzy w trudnych warunkach terenowych 0.45

Poszerzenie międzytorzy w dogodnych warunkach terenowych 0.30

Obciążenie przewozami [Tg/rok]* at [m/s2]

0 Q < 5 0.6

5 Q < 10 0.5

10 Q < 15 0.4

15 Q < 20 0.3

Q ³ 20 0.2


Rys. 20. Pomiar przechyłki jako kąta przechylenia za pomocą przyspieszeniomierza przy brakuprzyspieszeń bocznych

Zgodnie z równaniem (2) kąt przechylenia można zmierzyć za pomocą przyspieszeniomierza

liniowego o osi pomiarowej leżącej w płaszczyźnie kąta przechylenia j i skierowanej w kierunku

horyzontalnym przy j = 0 (rys. 20). W tym przypadku sygnał wyjściowy przyspieszeniomierza

Ua jest proporcjonalny do składowej ay przyspieszenia ziemskiego w kierunku osi y.

(27)

gdzie:

kag – współczynnik skali (np. [Vs2/m].

Dla dostatecznie małych wartości kąta przechylenia j sygnał wyjściowy przyspieszeniomierza

można traktować jako proporcjonalny do tego kąta. Przechyłkę obliczamy z zależności (28):

(28)

3.4.2. Pomiar przechyłki przy istnieniu przyspieszeń bocznych

Podczas jazdy pojazdu szynowego po torze podlega on działaniu sił bocznych wywołujących

przyspieszenia boczne nakładające się na składową wynikającą z przechylenia pojazdu

(składowe przyspieszenia grawitacyjnego). Jednym z prostszych systemów, które eliminowały

wpływ przyspieszeń bocznych jest wahadło giroskopowe omówione w punkcie 2.2.

a) Układ pomiarowy wahadła giroskopowego stosowany w wagoniepomiarowym typu Matisa-Amslera

Układ pomiarowy stosowany w wagonie Matisa-Amslera przedstawia sobą wahadło gi -

roskopowe ze sterowaną prędkością obrotowa wirnika giroskopu. W tym wypadku napęd

wirnika stanowi silnik elektryczny sterowany sygnałem od prędkościomierza wagonu. Zamiast

przyspieszeniomierza w pomiarach statycznych zostało użyte wahadło fizyczne, które ma taką

cechę szczególną, że samo kompensuje przyspieszenia boczne wynikające z ruchu po łuku. Kąt

wychylenia wahadła jest miarą przechyłki.


Rys. 21. Układ pomiarowy wahadła giroskopowego (1 – wirnik giroskopu,2 – rama, 3 – masa wahadła, 4 – obudowa)

Układ pomiarowy stosowany w wagonie Matisa-Amslera przedstawia sobą wahadło gi -

roskopowe ze sterowaną prędkością obrotowa wirnika giroskopu. W tym wypadku napęd

wirnika stanowi silnik elektryczny sterowany sygnałem od prędkościomierza wagonu. Zamiast

przyspieszeniomierza w pomiarach statycznych zostało użyte wahadło fizyczne, które ma taką

cechę szczególną, że samo kompensuje przyspieszenia boczne wynikające z ruchu po łuku. Kąt

wychylenia wahadła jest miarą przechyłki.

b) Układ pomiarowy przechyłki z kompensacją przyspieszeńbocznych i filtracją komplementarną

Ten układ pomiarowy wykorzystuje zintegrowane pomiary przechylenia przyspie szenio -

mierzem z kompensacją przyspieszeń bocznych oraz przechylenia obliczonego z cał kowania

sygnału prędkości kątowej Sygnał przyspieszenia mierzony przez przyspieszeniomierz (rys. 22)

podczas ruchu po torze w łuku ap jest równy sumie:

(29)

Dwa ostatnie składniki w tym wyrażeniu oznaczają:

ad – przyspieszenie dośrodkowe pojazdu wynikające z krzywizny toru,

(30)

an – przyspieszenie boczne pojazdu wynikające z nierówności toru, porywów wiatru, drgań

silnika, itp.


Rys. 22. Prędkości kątowe i przyspieszenie w systemie pomiaru przechyłki

Rys. 23. Schemat blokowy układu pomiarowego przechyłki w warunkachdziałania przyspieszeń bocznych

Zgodnie z zależnością (30), na podstawie pomiaru pośredniego przyspieszenia ad, jest

wprowadzana kompensacja przyspieszenia dośrodkowego. Prędkość kątową odchylenia rmierzy giroskop prędkościowy o osi pomiarowej skierowanej wzdłuż osi z (rys. 22). Sygnał

prędkości liniowej wagonu otrzymywany jest z oddzielnego systemu pomiarowego

powiązanego z licznikiem drogi. Sygnał ten jest otrzymywany z pomiarów prędkości kątowej

kół jezdnych. Oba te sygnały są mnożone, a następnie wynik tego mnożenia jes odejmowany od

sygnału wyjściowego przyspieszeniomierza ay (rys. 23).

Eliminacji wpływu przyspieszenia an na pomiar kąta przechylenia j dokonano korzystając

z faktu, że przyspieszenie to jest szumem o częstotliwości leżącym z reguły, powyżej 2 Hz, który

daje się odfiltrować za pomocą filtru dolnoprzepustowego. W tym celu sumę algebrai czną


sygnału przyspieszeniomierza ap i układu kompensacji przyspieszenia dośrodkowego ad = rnwprowadza się na wejście filtru dolnoprzepustowego G(s) (rys. 23). Filtr dolnoprzepustowy

oprócz eliminacji z sygnału przyspieszeniomierza składowej an, co jest działaniem po żądanym

z punktu widzenia dokładności pomiaru kąta j, wytłumia również i powoduje opóź nienia fazowe

szybkozmiennych sygnałów kąta j mierzonych przez przyspieszeniomierz. Aby skompensować

to szkodliwe działanie filtru dolnoprzepustowego zastosowano drugi giroskopowy czujnik

prędkości kątowej o osi skierowanej wzdłuż osi x układu współrzędnych związanego z drezyną

i mierzący prędkość kątową przechylenia p. Sygnał ten jest całkowany w celu otrzymania

przebiegu kąta przechylenia j oraz filtrowany za pomocą filtru górnoprzepustowego. Składowe

szybkozmienne kąta przechylenia wycięte przez filtr dolnoprzepustowy z sygnału przy spie sze -

niomierza są dostarczane do układu poprzez sygnał wyjściowy czujnika prędkości kątowej

przechylenia.

Proces filtracji jest zgodny z opisem komplementarnego filtru integracyjnego opisanego

powyżej (pkt. 2.8).

Rys. 24. Kompensacja wpływu nierówności toru

W przypadku wystąpienia nierówności w płaszczyźnie torów w kierunku poprzecznym do

kierunku jazdy (rys. 24) na pojazd szynowy będą działały siły poprzeczne, w kierunku osi y,

wywołujące oscylacje pojazdu w płaszczyźnie xy wokół jego środka geometrycznego.

Ponieważ składowa przyspieszenia dośrodkowego wywołana przez te oscylacje skierowana

jest do środka geometrycznego pojazdu, tj. w kierunku osi x, zatem nie wpływa ona na pomiar

kąta przechylenia j przyspieszeniomierzem. Jednakże sygnał korekcji przyspieszenia do -

środkowego proporcjonalny do rn w dalszym ciągu jest odejmowany od sygnału przy spie -

szeniomierza. W tym przypadku korekcja jest niepożądana, a jej obecność zwiększa błąd

pomiaru kąta przechylenia. Dla uniknięcia tego wpływu korekcji stosuje się kompensację sygnału

korekcji poprzez dodatkowe sprzężenie z sygnałem prędkości kątowej odchylenia (na schema-

cie 23 nie uwidocznione).

Na rysunku 25 przedstawiono przykładowe przebiegi sygnałów czujników pomiarowych

systemu do pomiaru przechyłki ze schematu 23 podczas przejazdu przez łuk długości około

900 m. Wykres górny, lewy przedstawia przebieg prędkości kątowej względem osi z, górny

prawy, sygnał z przyspieszeniomierza, środkowy, lewy, sygnał prędkości kątowej względem osi


x, a środkowy prawy, sygnał prędkości liniowej. W wyniku przeprowadzonych obliczeń zgodnych

ze schematem 23 otrzymano kąt przechylenia pokazany na wykresie dolnym prawym. W trakcie

pokonywania łuku prędkość pojazdu zwiększała się od 5 km/h do wartości 80 km/h. Jak widać

po przebiegu przyspieszenia ay i prędkości kątowej p, wraz ze wzrostem prędkości wzrastał

poziom zakłóceń. Mimo to końcowy wynik (wykres dolny prawy) nie odbiega w znaczący sposób

od wzorcowego przebiegu (dolny lewy), który został wyznaczony ręcznym toromierzem.

Rys. 25. Wykresy mierzonych parametrów i obliczonego kąta przechylenia


W przedstawionym powyżej opisie pomiaru przechyłki nie poruszono zagadnienia uwzględ -

nienia kątów przechylenia pudła drezyny względem układu jezdnego. Istnieją roz wiązania, które

zakładają umieszczenie czujników wprost na osi kół podwozia [12]. Najczęściej jednak zestawy

czujników pomiarowych montuje się w części amortyzowanej, a ruchy pudła drezyny względem

podwozia mierzy się dodatkowym układem pomiarowym.

4. WNIOSKI KOŃCOWE

Zmierzone wartości kąta przechylenia na obiektach ruchomych mają istotny wpływ na

bezpieczeństwo. Dlatego wymagane jest aby pomiar ten był wykonany w sposób dokładny

i niezawodny. Szczególnie ważne jest to w przypadku obiektów o dużej dynamice ruchu, gdzie

występują duże wartości przyspieszeń. W tej sytuacji tradycyjne pomiary przechylenia poprzez

określenie kierunku działania przyspieszenia grawitacyjnego wprowadzają duży błąd. Z kolei

pozostałe metody zastosowane pojedynczo również wykazują istotne ograniczenia. Na przykład

całkowanie prędkości kątowej powoduje narastanie błędu całkowania w funkcji czasu,

pseudoorientacja wymaga widzialności satelitów, a metoda z czujnikami na podczerwień może

zawieść w przypadku pomiarów na styku ląd-woda.

Jedynym rozwiązaniem może być komplementarna integracja sygnałów pomiarowych

o uzupełniających się widmowych charakterystykach błędów. Dokładność pomiaru rośnie z licz -

bą komplementarnych torów pomiarowych. Przedstawiono przykład takiej obróbki sygnału pod-

czas integracji pomiaru z giroskopu i przyspieszeniomierza. Decyzja o zastosowaniu metody

pomiarowej powinna wynikać z przewidywanego konkretnego zastosowania. Na przykład

w przypadku pojazdu lądowego, który może pokonywać łuki z dużymi kątami przechylenia (np.

samochody na torze wyścigowym czy wyprofilowane torowisko pociągów dużej prędkości)

bardzo użyteczny może być sterowane wahadło giroskopowe. A w przypadku wysokoma -

newrowego samolotu bezpilotowego operującego w strefie chmur może być optymalny układ

wykorzystujący całkowanie prędkości kątowych uzupełniony pseudoorientacją, natomiast

w przypadku samolotu stratosferycznego, patrolowego, układ z analizą obrazu i czujnikami na

podczerwień.

LITERATURA

[1] Bałuch H.: Diagnostyka nawierzchni kolejowej. WKiŁ 1978.

[2] Grewal M. S., Andrews A. P.: Kalman Filtering. Prentice-Hall, Inc. 1993.

[3] Gałach A., Dąbrowski W.: Problemy pomiaru kąta przechylenia na obiektach ruchomych.

Pomiary Automatyka Robotyka nr 2/2010.

[4] Hajduk J., Popowski S.: Doświadczalne porównanie różnych metod wyznaczania orientacji

przestrzennej małych bezzałogowych obiektów latających. Zeszyty Naukowe Politechniki

Rzeszowskiej zeszyt 7.

[5] Kornfeld Richard P., Hansman R. John, Deyst John J.: The impact of GPS velocity based

flight control on flight instrumentation architecture. Massachusetts Institute of Technology,

June 1999.

[6] Merhav S.: Aerospace Sensor Systems and Applications. Springer–Verlag 1996.

[7] Pawlikowski J.: Lotnicze przyrządy pokładowe. Wydawnictwo BPT ITL, Warszawa 1936.

[8] Polska Norma PN-83/L-01010.01 Mechanika lotu samolotów i szybowców, Terminologia,

Układy współrzędnych i kąty.

[9] Popowski S.: Wyznaczenie kąta pochylenia i przechylenia w tanich systemach nawigacji

lądowej. Journal of Aeronautica Integra 1/2008 (3).


[10] Popowski S., Dąbrowski W.: Problemy estymacji kąta przechylenia na bezzałogowych apa-

ratach latających. Konferencja NABAL Suchedniów, maj 2010.

[11] Popowski S., Dąbrowski W.: Estymacja przechyłki torów kolejowych podczas ruchu z dużą

prędkością. Automation 2009.

[12] Rechel M., Gupalov V. I., Loukianov D. P., Mochałov A. V.: Construction Principles and

Ope ration Experience of the Track Surveying System on Laser Gyros. Stuttgart 1996.

[13] TANS VECTOR, GPS Attitude Determination System. Specification and User's Manual, Part

Number 20997-10, April 1996.

[14] www.electro-optical.com/bb_rad/atmo_abs.htm

S. Popowski, W. Dąbrowski

ROLL ANGLE ESTIMATION IN MOVING OBJECTS

Abstract

This paper presents methods of roll angle measurement and estimation that can be used on sev-

eral types of moving objects. Several methods are presented in details, e.g. methods based on meas-

urement of acceleration of gravity with gyroscopic pendulum, methods supported by pattern

analysis of the view obtained in visible and infra - red radiation, methods estimated by integration

of signals produced by angular rate gyroscopes, by multi - antenna GPS receiver and single – an-

tenna GPS receiver (pseudo – attitude). Descriptions of selected measuring methods are illustrated

by the experimental results obtained in laboratory tests and on example objects.



WSPÓŁCZESNE STAŁE RAKIETOWE MATERIAŁY PĘDNE

Grzegorz Rarata, Paweł SurmaczInstytut Lotnictwa

Streszczenie

Artykuł zawiera poglądowy opis stałych, w tym także heterogenicznych, paliw rakietowych.Przedstawiony został podział paliw rakietowych, w tym przede wszystkim omówione zostały cha-rakterystycznych cech stałych materiałów pędnych oraz ich podstawowe zastosowania, takie jakw silnikach rakiet balistycznych, pociskach kierowanych, artyleryjskich pociskach rakietowych, ra-kietach kosmicznych, itd. Nacisk położono na przedstawienie klasycznych stałych heterogenicznychrakietowych materiałów pędnych. Są to bowiem paliwa rakietowe, których podstawowymi skład-nikami są: utleniacz (np. NA), lepiszcze na bazie ciekłego kauczuk z grupami funkcyjnymi (np.PBAN, CTPB lub HTPB) i modyfikatory szybkości spalania oraz dodatkowo proszki metali (np. Al,Mg). Zaznaczono również coraz większy udział nowoczesnych paliw tzw. wysokoenergetycznych,w technikach rakietowych. A więc paliw zawierających nitroaminy (heksogen, oktogen) lub też takperspektywiczne nitrozwiązki jak: CL-20, TNAZ lub ONC.

1. RyS hiStoRyczny

Paliwo i utleniacz to dwa główne komponenty każdego ziarna stałego rakietowego materiałupędnego. Spalanie się takiej mieszaniny (lub też jednorodnego związku chemicznego, który po-siada w swojej strukturze molekularnej „grupy utleniacza”) w silniku rakietowym wytwarzaduże ilości gorących gazów, których energia kinetyczna de facto jest źródłem napędu. Siła napę-dzająca, wytworzona przez silnik rakietowy, w którym zachodzi spalanie jednorodnego, stałegomateriału pędnego, zawierającego w swojej strukturze zarówno utleniacz jak i paliwo, nosinazwę siły ciągu.

Prymitywne silniki rakietowe na stały materiał pędny były wykorzystywane w praktyce jużw wiekach starożytnych. Materiałem pędnym była zazwyczaj mieszanina, składem odpowiada-jąca proporcjom prochu czarnego. Chińczycy używali już wówczas prochu czarnego także i docelów rozrywkowych (np. petardy). Zresztą, do dziś są oni największym producentem fajerwer-ków na świecie. Kolejnym krokiem w rozwoju „techniki rakietowej” były tzw. „ogniste strzały”,które posiadały ładunek prochu czarnego, a wystrzeliwane były z łuków oraz kusz.

Niektóre ze źródeł historycznych podają, że po raz pierwszy stały materiał pędny do napędupocisków rakietowych zastosowano podczas oblężenia przez wojska mongolskie chińskiegomiasta Kaifung-fu w 1232 roku. Następnie umiejętność wytwarzania broni rakietowej przejęliod Chińczyków Mongołowie. Wojska mongolskie broń taką zastosowały podczas podbojów m.in.w Azji oraz Europie. Polskie rycerstwo zaś po raz pierwszy z bronią rakietową zetknęło sięw 1241 roku pod Legnicą, kiedy to wojska Batu-Chana zastosowały ją przeciw wojskom Henryka

WSPÓŁCZESNE STAŁE RAKIETOWE MATERIAŁY PĘDNE 113

Pobożnego. Jeszcze wcześniej z techniką rakietową zapoznali się Arabowie – bo już podczas pod-bojów Dżyngis-Chana. Wojska arabskie podczas kolejnych wypraw wzdłuż wybrzeży MorzaŚródziemnego, podbojów na Półwyspie Pirenejskim oraz we Francji, stosowały „strzały ogniste”.W taki sposób Europa Zachodnia poznała nowy rodzaj broni.

Pierwszy znaczący polski akcent w dziedzinie rozwoju koncepcji wykorzystania stałych ma-teriałów pędnych do napędu pocisków rakietowych, to opublikowana w roku 1650 w Amster-damie fundamentalna praca Kazimierza Siemienowicza pt. „Wielkiej sztuki artylerii częśćpierwsza”. W podręczniku tym Siemienowicz szczegółowo omawia między innymi technologięwytwarzania rakiet bojowych, w tym po raz pierwszy w historii, rakiet wielostopniowych.

Józef Zachariasz Bem, w latach 1818–1819 w Królestwie Polskim, jako jeden z pierwszych naświecie konstruował burzące pociski rakietowe na stały materiał pędny. Podejmował też próbyopracowywania nowych materiałów miotających. Wyniki swoich eksperymentów zebrał w ra-porcie „Uwagi o rakietach zapalających – opracowane przez Józefa Bema, kapitana polskiej ar-tylerii konnej”. Józef Kosiński zaś, współczesny mu kapitan artylerii, skonstruował pierwsząpolową wyrzutnię rakietową. Była to lekka, mobilna wyrzutnia kołowa, wyposażona w prostymechanizm ustawiania pocisku. Stanowiła ona standardową broń, utworzonego w armii Króle-stwa Polskiego w latach 1822–1823, Korpusu Rakietników, który wykazał swą dużą przydatnośćbojową w bitwie pod Olszynką Grochowską.

Proch czarny oferował względnie niskie osiągi (impuls właściwy ok. 800 m/s). Jednakże jesz-cze do okresu drugiej wojny światowej jako stałe materiały pędne stosowano głównie miesza-niny miotające na bazie azotanu potasu (a więc podobne do prochu czarnego). W trakcie II wojnyświatowej pojawiały się także mieszaniny, w których jako utleniacza użyto nadchloranu potasu.W tym samym okresie zaczęto stosować materiał pędny złożony z nadchloranu amonu zmiesza-nego ze specjalnymi lepiszczami. Pojawiły się więc wówczas pierwsze kompozytowe rakietowemateriały pędne. Jeszcze wcześniej, bo już w czerwcu 1942 roku, chemik Jon Parson, jako pierw-szy wpadł na pomysł kompozytowego, stałego materiału pędnego, poprzez połączenie utleniacza(nadchloranu potasu) z lepiszczem (asfalt). Pracownik zakładów Jet Propulsion Laboratory,Charles Bartley, udoskonalił ten wynalazek w 1944 roku, zastępując asfalt wielosiarczkowympolimerem oraz formując ziarno odpowiedniego kształtu.

Dalszy rozwój kompozytowych materiałów pędnych (w obecnie znanej formie) nastąpił do-piero po wojnie, głównie w USA. Poszukiwano wówczas materiałów pędnych, które w postaciziarna stanowiłyby jedną całość z balistycznym pociskiem rakietowym, bez konieczności uciąż-liwego i czasochłonnego tankowania pocisku przed startem. Nadchloran amonu jako utleniaczoferował takie możliwości, jak również mniejszą ilość widocznego z dużej odległości dymu orazwiększy impuls właściwy, dlatego też wyparł on inne utleniacze, takie jak nadchloran potasu.

Po zakończeniu II wojny światowej nastąpił burzliwy rozwój stałych rakietowych materiałówpędnych, w tym także kompozytowych. W latach 60. ubiegłego wieku, Tiokol wprowadził nowyrodzaj lepiszczy – CTPB (polibutadien zakończony grupami karboksylowymi). CTPB to polimerz koń cowymi grupami karboksylowymi, który oferował jeszcze lepsze właściwości materiałupędnego oraz prostotę jego przygotowania. Podobnie, jak i użycie PBAN, czyli kopolimeru buta-dienu z kwasem akrylowym oraz akrylonitrylem, wytwarzanym poprzez polimeryzację emulsjizłożonej z tychże składników, a inicjowanej azozwiązkami oraz merkaptanowymi modyfikato-rami łańcuchów polimerowych. Stosowanie tych polimerów było kontynuowane aż do lat 1970,m.in. jako ra kiety pomocnicze (boosters) rakiet Titan III oraz w stopniach rakiet Minuteman I,Polaris oraz Po sejdon. Zastosowanie, pod koniec tej samej dekady, polimeru HTPB – hydroxyl-terminated polybutadiene, czyli polibutadienu zakończonego funkcyjnymi grupami hydroksy-lowymi, pozwoliło uzyskać stałe kompozytowe rakietowe materiały pędne, odznaczające sięjeszcze lepszymi właści wościami. HTPB jest względnie tanim i prostym w produkcji polimerem,odznaczającym się względnie niską lepkością. Nadaje on materiałowi pędnemu, po odpowiednimprocesie utwardzenia – w reakcji z izocyjanianami − doskonałe własności mechaniczne, znaczną


trwałość, odpor ność na wilgoć, względną bierność chemiczną, pozwalając przy tym zachowaćpożądane cechy termodynamiczne podczas jego spalania oraz relatywnie niskie koszty produkcjicałego ziarna paliwa.

Tak więc dopiero polimery, strukturalnie podobne do HTPB, w porównaniu z poprzednioużywanymi lepiszczami, pozwoliły na formowanie gotowego ładunku paliwa (ziarna) niemaldowolnego kształtu oraz wielkości. Dlatego też HTPB stał się obecnie wręcz standardem, zwłasz-cza dla cywilnego przemysłu rakietowego.

Impulsy właściwe pierwszych ważniejszych stałych rakietowych materiałów pędnych (źródło:K. Krowicki, M. Syczewski) zebrano w tabeli 1. Natomiast krótką historię dotychczasowego za-stosowania niektórych z nich zaprezentowano na poglądowym rysunku 1 (źródło: Aerojet).

Tab. 1. Impulsy właściwe jednych z pierwszych praktycznie stosowanych kompozytowych

materiałów pędnych (pc = 68 atm., pe = 1 atm.)

Rys. 1. Najważniejsze osiągnięcia w dziedzinie zastosowania stałych rakietowych

materiałów pędnych

2. PoDziAŁ oBEcniE EKSPLoAtoWAnych RAKiEtoWych MAtERiAŁÓW PĘDnych

Współcześnie eksploatowane rakietowe materiały pędne, zarówno te w technice wojskowejjak i cywilnej technice kosmicznej, składają się z relatywnie niewielu zasadniczych komponen-tów. Są to związki chemiczne, które spełniają rolę paliwa, utleniacza oraz lepiszcza (w przypadku

Skład impuls właściwy [m/s]

NH4ClO4 + żywica poliestrowa

NH4ClO4 + chlorek poliwinylu

NH4ClO4 (60%) + poliuretan (25%) + dodatki (15%)

NH4ClO4 + polibutadien

Utleniacz (65%) + nitropoliuretan

NH4ClO4 + poliizobutylen + dekaboran

Utleniacz + poliuretan + metale lekkie

KClO4 + asfalt

KClO4 + (C2H2O)nNaNO3 + pikrynian amonu + lepiszcze

NH4NO3 + (C2H4O)nLiClO4 + różne lepiszcza

1800÷2000

2200

2350

2450

2450

2560

2660

1800÷1900

1600÷2050

1750

1900

2450÷2950

stałych materiałów pędnych). Znacznie mniejszy udział masowy stanowią tutaj dodatki spe-cjalne, spełniające rolę stabilizatorów, katalizatorów czy też plastyfikatorów.

Najogólniej definiując rakietowy materiał pędny można podać, że jest to substancja chemiczna(lub też mieszanina takich substancji) zdolna do egzotermicznego rozkładu lub też spalania,z wy dzieleniem dużych ilości ciepła oraz gorących gazów. Wielka prędkość wylotowa tych gazówstanowi źródło napędu (gazy te są czynnikiem roboczym) w silniku rakietowym. Materiał takimoże być wieloskładnikowy − mieszaniną związków, z których jedne pełnią funkcję paliwa,a dru gie utleniacza, np. ciekła mieszanina nitrometanu i kwasu azotowego, stała żywica (paliwo)z zawieszonymi w niej cząstkami azotanów lub nadchloranów (utleniacze), albo też jednoskład-nikowy − związek chemiczny ulegający katalitycznemu rozkładowi, np. nadtlenek wodoru lubhydrazyna. Używając zaś uproszczonej terminologii chemicznej można powiedzieć, że utleniaczw takiej mieszaninie jest akceptorem elektronów, zaś paliwo ich donorem (w przypadku jedno-rodnych stałych rakietowych materiałów pędnych zarówno „utleniacz”, jak i „paliwo” są zawartew obrębie jednej cząsteczki polimeru).

Dychotomiczny podział stałych rakietowych materiałów pędnych zawiera jednocześnie dwienajważniejsze grupy; tzn. grupę homogenicznych oraz heterogenicznych materiałów. Te ostatnienajczęściej określa się także mianem kompozytowych materiałów pędnych. Ich miejsce zaśw ogólnym podziale stosowanych obecnie materiałów pędnych w technice rakietowej przedsta-wia schemat zamieszczony na rysunku 2.

Współczesne stałe rakietowe materiały pędne odznaczają się wieloma specyficznymi cechami,z których niewątpliwie najważniejsze to ich wysoka stabilność oraz niska wrażliwość termiczna(NASA używa moździerzowych ładunków miotających do zapłonu każdego z dwóch zespołów na-pędowych SRB). Poza tym materiały takie z reguły odznaczają się wysokim ciepłem spalania, zaśgazowe produkty spalania posiadają przy tym względnie małe masy molowe (są to cechy pożą-dane). Inne właściwości fizyczne decydują o podstawowych własnościach eksploatacyjnych tychmateriałów. Jedną z najważniejszych cech, będącą w tym wypadku zaletą stałych materiałów pęd-nych jest, wspomniana już, ich duża trwałość chemiczna. Do innych, lecz nie mniej ważnych, nale-żałoby zaliczyć znaczną wytrzymałość mechaniczną gotowego ładunku (ziarna), jego niewielkąagresywność względem ścian silnika oraz niską toksyczność i niewielką podatność na detonację.

Rys. 2. Poglądowy podział używanych obecnie rakietowych materiałów pędnych



Geneza paliw jednorodnych (homogenicznych) nieodłącznie związana jest z rozwojem arty-lerii. Gdyż w większości paliwa te są udoskonalonymi miotającymi materiałami wybuchowymi,które posiadając szereg lepszych właściwości, skutecznie wyparły proch czarny. Używając ter-minologii wojskowej można stwierdzić, że są to miotające materiały wybuchowe, które znalazłyszerokie zastosowanie praktyczne (oprócz samej artylerii) także w rakietach taktycznych i nie-sterowalnych bojowych rakietach lotniczych już podczas drugiej wojny światowej. Dlatego teżdość często materiały te określa się mianem prochów rakietowych, które z kolei należy zaliczyćdo szerokiej grupy prochów bezdymnych. Wykorzystywane są one w silnikach rakietowych doprzenoszenia konwencjonalnych głowic bojowych, przeciwpancernych pocisków kierowanych,artyleryjskich pocisków rakietowych, rakiet przeciwlotniczych bliskiego, średniego i dalekiegozasięgu. Oprócz swych niewątpliwych zalet maja także poważną wadę – otrzymywanie ziarenpaliwa o dużych wymiarach poprzecznych wymaga stosowania olbrzymich pras oraz specjalnejtechnologii łączenia poszczególnych drobin prochu. Dlatego mając na uwadze ich niemal wy-łącznie militarny charakter zastosowań, zostały one przedstawione w artykule w nieco ogólniej-szy sposób.

3. hoMoGEnicznE StAŁE RAKiEtoWE MAtERiAŁy PĘDnE

W skład homogenicznych rakietowych materiałów pędnych, których głównymi składnikamisą nitroceluloza, nitrogliceryna lub nitroguanidyna, wchodzi także szereg innych substancji po-mocniczych, takich jak: plastyfikatory, lepiszcza, stabilizatory, dodatki zapobiegające osadzaniusię miedzi w przewodach luf, dodatki zmniejszające iluminację świetlną podczas wystrzału, do-datki zmniejszające zużycie przewodu lufy, oraz szereg innych.

W przypadku produkcji rakietowych homogenicznych materiałów pędnych, czyli takżeprochów bezdymnych, nitroceluloza jest najczęściej wykorzystywana jako główny ich składnik.Tlen potrzebny do jej spalania się jest tutaj chemicznie związany, tzn. zawarty w obrębie struk-tury molekularnej tego nitrowanego polimeru (nitrocelulozy). Jednak sama nitroceluloza spalasię zbyt gwałtownie, dość łatwo ulegając przejściu do detonacji. Dlatego też jest poddawana od-powiedniej obróbce, przede wszystkim po to, aby uzyskać jej bardziej stabilne i równomiernespalanie się.

W paliwach nitroglicerynowych nitroceluloza nadal stanowi główny składnik (jej zawartośćwaha się w granicach od 30 do 60% w stosunku do całkowitej masy materiału pędnego). Ponie-waż w tego rodzaju materiałach pędnych nitroceluloza wraz z nitrogliceryną są głównymi źród-łami energii, materiały tego rodzaju nazywa się często prochami o „podwójnej bazie”.

Drugim rodzajem homogenicznych materiałów pędnych są materiały oparte jedynie na ni-trocelulozie, tzw. o „pojedynczej bazie”, gdyż zawierają one jako zasadniczy składnik tylko nitro-celulozę, której zawartość wynosi około 95% całkowitej masy prochu. Pozostałe składnikidodatkowe to stabilizator, flegmatyzator oraz wilgoć. W obydwu tych klasach materiałów wy-buchowych nitroceluloza jest doprowadzona do stanu koloidalnego przez żelatynizację za po-mocą nitrogliceryny (służącej tutaj jako plastyfikator) albo innych rozpuszczalników lubplastyfikatorów. Używanie nitrocelulozy w jej oryginalnej, włóknistej postaci, jako materiałuwybuchowego, tak powszechne pod koniec ubiegłego oraz na początku bieżącego stulecia, jestobecnie nieomal zupełnie zaniechane.

Można także wyróżnić materiały pędne zaliczane do „trójbazowych”, tzn. z dodatkiem nitro-guanidyny. Materiał taki jest w istocie bardziej materiałem heterogenicznym, jednakże zewzględu na zawartość nitrocelulozy, stosuje się tutaj nadal odmienną klasyfikację.

4. hEtERoGEnicznE (KoMPozytoWE) StAŁE RAKiEtoWE MAtERiAŁy PĘDnE

Oddzielne składniki, jakimi są zarówno utleniacz, jak i paliwo (lepiszcze oraz np. pył Al),w przypadku produkcji ziarna kompozytowego materiału miotającego muszą zostać odpowiedni


wymieszane, tak aby zapewnić optymalne warunki zajścia procesu ich wzajemnej reakcji (spa-lania). W praktyce przeprowadza się to w ten sposób, że nieorganiczną sól będącą utleniaczemmiele się razem z nieorganicznym paliwem (pyłem aluminiowym), dobrze razem miesza, a na-stępnie dodaje do ciekłego składnika, którym jest polimer pełniący rolę lepiszcza, ale także i pa-liwa (rys. 3). W dalszej części procesu formowania ziarna materiału miotającego, lepiszcze, poodpowiednim potraktowaniu go specjalnymi dodatkami chemicznymi oraz etapie kondycjono-waniu, zestala się, zapewniając właściwą wytrzymałość mechaniczną ładunku. Innymi niezbęd-nymi w procesie formowania ziarna materiału pędnego dodatkami są substancje zwiększające(lub też obniżające) szybkość spalania się (katalizatory), polepszające proces polimeryzacji le-piszcza (czynnik sieciujący) oraz umożliwiające mieszanie samych składników (plastyfikatory).

Rys. 3. Oddzielne mikrocząstki paliwa oraz utleniacza tworzą bardzo zwartą,

homogeniczną całość dzięki obecności lepiszcza

Kompozytowe materiały pędne, zwłaszcza w porównaniu do dwubazowych prochów bez-dymnych, spalają się o wiele wydajniej. Pozwalają przy tym osiągnąć wyższe wartości impulsuwłaściwego (średnio o 50 do 70 sekund), głównie dzięki wyższej temperaturze płomienia, po-wodowanej dodatkiem metalu. Gwarantują jednocześnie relatywnie niższe wartości ciśnieniaw komorze spalania silnika. Jednakże charakteryzują się one niskociśnieniową granicę palności(z kolei część homogenicznych rakietowych materiałów pędnych odznacza się posiadaniem tzw.wysokociśnieniowej granicy palności). W składzie gazów spalinowych zaś może pojawiać sięnawet do 30% cząstek stałych.

Materiały pędne tego typu są, jak już zaznaczono, wytwarzane w kształcie specjalnych ładun-ków – tzw. ziaren (rys. 4).

Rys. 4. Typowe kształty ziaren paliwa wykorzystywane we współczesnych silnikach rakietowych

Prosta sól nieorganiczna, a mianowicie nadchloran amonu (NH4ClO4), jest obecnie typowymutleniaczem w tego rodzaju materiałach pędnych. Stosuje się również kilkunastoprocentowydodatek „wysokoenergetycznego” metalu (cząstki takiego metalu zwiększają temperaturę gazówspalinowych, zwiększając tym samym wartość ciągu), takiego jak glin lub też magnez (tab. 2).Typowym lepiszczem jest obecnie polimer znany pod nazwą HTPB, który po odpowiednim pro-cesie usieciowania oraz kondycjonowania, pełni również rolę paliwa. Dodatkowo, materiał takizawiera kilka składników pomocniczych, takich jak stabilizatory (acetyloacetonian żelaza), ka-talizatory spalania (związki Fe, Cr lub Cu), katalizatory usieciowania oraz plastyfikatory (DOA).Przykładowy skład masowy obecnie eksploatowanego rakietowego materiału pędnego przed-stawiono w tabeli 3.

Tab. 2. Porównanie najważniejszych parametrów paliwa kompozytowego z-, oraz bez dodatku

metalu

Rodzaj lepiszcza (paliwa) PolimerPolimer oraz dodatek metalu

(Al, Mg, zn ...)

Impuls właściwy (pc = 69 atm.,idealne rozprężanie do 1 atm.)

170 do 230 240 do 260

Prędkość spalania (mm/s) 1 do 38 5 do 38

Temperatura płomienia (K) 1400 do 3000 3000 do 3800

Gęstość ziarna (kg/m3) 1580 do 1770 1660 do 1855


Tab. 3. Skład masowy kompozytowego rakietowego materiału pędnego

5. UtLEniAczE

Zagadnienie doboru odpowiedniego utleniacza z oczywistych względów, dotyczy jedynie tzw.kompozytowych stałych rakietowych materiałów pędnych (materiał jednorodny zawiera „utle-niacz” w strukturze swojej cząsteczki). Niewątpliwie najpowszechniej obecnie stosowanym utle-niaczem w tego rodzaju materiałach jest sól kwasu nadchlorowego, czyli nadchloran amonu,NH4ClO4 (AP – ammonium perchlorate). Nadchloran amonu w praktyce pozwala obecnie uzy-skiwać najwyższe wartości impulsu właściwego, rzędu 2500 m/s, i powyżej (wszystkie produktyjego rozkładu są gazami o względnie niewielkich masach cząsteczkowych). Równie ważną rzecząjest tutaj fakt, że substancja ta jest dość prosta w użyciu, tzn. umożliwia w miarę łatwy zapłonmateriału pędnego, pozwala na uzyskanie odpowiedniej szybkości spalania, nie wymaga spe-cjalnych katalizatorów regulujących szybkość spalania lub też czynników stabilizacji termicznej,i wreszcie, charakteryzuje się słabą higroskopijnością. Jakkolwiek wiele z kompozytowych ma-teriałów na bazie nadchloranu amonu spala się z zadowalającą szybkością jedynie pod znacznymciśnieniem, co musi być brane pod uwagę podczas etapu projektowania silnika.

Azotan amonu jest kolejnym, jednakże obecnie ciągle jeszcze rzadko stosowanym, odpo-wiednim utleniaczem dla stałych kompozytowych rakietowych materiałów pędnych. Kompozy-cje zawierające w swoim składzie ten utleniacz wykazują nieco niższą wartość impulsuwłaściwego w porównaniu do materiałów opartych na nadchloranie amonu. Obydwie te solewykazują pewne właściwości wybuchowe. Ze względu na jego słabsze osiągi, ładunek materiałupędnego na bazie azotanu amonu musi być większy, niż w przypadku zastosowania nadchloranuamonu. Azotan amonu ma wiele zalet, ale także i wad. Do zalet należy zaliczyć przede wszystkimjego bardzo niską cenę, niewielką wrażliwość na tarcie i uderzenie, oraz dużą trwałość. Podsta-wową wadą azotanu amonu jest jego wysoka higroskopijność oraz mnogość form krystalogra-ficznych (w temperaturze 32°C sól ta ulega przemianie krystalograficznej, której towarzyszyznaczna kontrakcja objętości). Rakietowy materiał pędny na bazie azotanu amonu posiada(w porównaniu do nadchloranu amonu – 7¸9 mm/s) dość niską szybkość spalania (rzędu2¸3 mm/s) i dlatego wymaga dodatkowych katalizatorów przyśpieszających ten proces (np.dwuchromian amonu, (NH4)2Cr2O7) oraz stabilizacji termicznej (magnez Mg).

6. RAKiEtoWE StAŁE MAtERiAŁy PĘDnE StoSoWAnE W tEchnicE KoSMicznEJ

W latach 70. ubiegłego wieku, m.in. w kosmicznych rakietach Titan, jako lepiszcze zastoso-wano nową formułę polimerową, określaną akronimem PBAN, czyli poli (butadien-akrylonitryl).Jest to produkt kopolimeryzacji mieszaniny trzech monomerów: butadienu, kwasu akrylowegooraz akrylonitrylu. Kopolimer ten jest obecnie dość często używany, zwłaszcza w amatorskichprogramach rakietowych, głównie ze względu na prostotę preparatyki, niewielkie koszty oraz

Składnik Udział masowy [%]

NH4ClO4 (200 μm cząstki)

NH4ClO4 (50÷80 μm cząstki)

Pył glinowy (< 200 μm cząstki)

HTPB

Azelainian di-n-heksylu (DOZ) lub adypiniandioktylu (DOA) (zmiękczacze)

Tlenek żelaza

2,4-dwuizocyjanian toluenu (TDI)

Tlenek tris-1-(2-metylo)azyrydynylofosfiny

(MAPO)

35

35

14

10÷12

3,5

1

1

0,3



niską toksyczność. W przypadku stosowania HTPB, należy użyć izocyjanianu jako czynnika sie-ciującego, który odznacza się dość znaczną toksycznością. W przypadku zaś PBAN wystarczyniewielki dodatek związków epoksydowych (utwardzacz), aby po okresie kilkunastu godzin,w warunkach podwyższonej temperatury, uzyskać utwardzone tworzywo.

Skład kompozytowego materiału pędnego, wykorzystywanego w modułach SRB promu kos-micznego NASA, w porównaniu do typowych „prochów rakietowych”, przedstawiono w tabeli 4.

Tab. 4. Skład typowych, obecnie eksploatowanych, stałych rakietowych materiałów pędnych

Porównanie zaś typowych osiągów obecnie stosowanych kompozytowych stałych materiałówpędnych do ciekłych, zostało przedstawione na rysunku 5. Część z prezentowanych na poniższymdiagramie układów paliwo-utleniacz nie znalazła praktycznego zastosowania, np. ze względuna dużą korozyjność oraz toksyczność utleniacza (ciekły fluor).

Rys. 5. Porównanie osiągów typowego kompozytowego materiału pędnego do innych,

ciekłych (kriogenicznych) materiałów pędnych

Skład typowych stałych rakietowych materiałów pędnych

nazwa typ skład

Balistyt(USA)

dwubazowyhomogeniczny

nitroceluloza (51.5%), nitrogliceryna (43.0%),plastyfikator (1.0%), inne (4.5%)

Kordyt(Rosja)

dwubazowyhomogeniczny

nitroceluloza (56.5%), nitrogliceryna (28.0%),plastyfikator (4.5%), inne (11.0%)

SRBPropel-lant

kompozytowe(ρ = 1,715 g/cm3)

pył Al (16%) – paliwo, nadchloran amonu (69.93%) – utleniacz,tlenek Fe (0.07%) – katalizator, PBAN – terpolimer (12.04%) –lepiszcze oraz paliwo, epoksydowy czynnik sieciujący (1.96%)

7. DALSzE tEnDEncJE RozWoJoWE – zWiĄzKi WySoKoEnERGEtycznE

W drugiej połowie ubiegłego wieku nastąpił gwałtowny postęp w dziedzinie komponowaniastałych materiałów pędnych dla techniki rakietowej. Tendencja ta nadal utrzymuje się – rozwi-jane są nowe kierunki badań, które skutkują wprowadzaniem coraz to nowszych oraz wydaj-niejszych stałych materiałów pędnych. Dzieje się tak przede wszystkim dlatego, że żyjemyw epoce eksploracji najbliższej nam przestrzeni kosmicznej. Z drugiej strony przemysł militarnyposzukuje coraz to nowszych i wydajniejszych materiałów do napędu różnego rodzaju pociskówrakietowych; od indywidualnych przeciwpancernych wyrzutni rakietowych, po balistyczne po-ciski międzykontynentalne z głowicami jądrowymi.

Czynione są ciągłe postępy w dziedzinie ulepszania rakietowych materiałów jednorodnych(szeroka gama prochów bezdymnych). Opracowywane są tutaj coraz to nowsze kompozycje,zsyntetyzowano i wprowadzono do użytku praktycznego „zamienniki” tradycyjnych do tej poryzwiązków takich jak nitroceluloza, nitrogliceryna czy dwunitrodwuetylenoglikol. Te „nowe” sub-stancje oferują, oprócz wyższych parametrów energetycznych, także lepszą stabilność, mniejsząwrażliwość (na niepożądany impuls termiczny lub też przejścia typu DDT) czy też trwałość.

Nowoczesne paliwa tzw. wysokoenergetyczne (HP – High Power), to przede wszystkim paliwazawierające w swoim składzie nitroaminy (heksogen, oktogen), perspektywiczne nitrozwiązki(CL-20, TNAZ lub ONC) lub też indywidua chemiczne typu soli jonowych (ADN) czy też relatyw-nie prostych pod względem budowy chemicznej, lecz ciągle jeszcze trudnych do uzyskiwaniaw praktyce pochodnych prostych związków chemicznych (np. FOX-7 czyli DADE) (rys. 6).

Rys. 6. Miotający rakietowy materiał pędny na bazie nowoczesnego związku

energetycznego FOX -7 [20]

W nowoczesnych kompozytowych rakietowych materiałach pędnych polimerowe lepiszcze,będące jednocześnie paliwem, może zostać zastąpione odpowiednim wysokoenergetycznymzwiązkiem chemicznym, czyli polimerem z wbudowanymi grupami energetycznymi, takimi jakazydowa lub nitrowa. Zsyntetyzowano już szereg tego rodzaju związków wysokoenergetycznych,


które są używane zarówno w stanie czystym lub też jako składniki mieszanin w ładunkach kru-szących materiałów wybuchowych. Są one atrakcyjnym dodatkiem do stałych rakietowych ma-teriałów pędnych (jako wysokoenergetyczne lepiszcza nowej generacji), jako że nie zawierająw swoim składzie chloru. Przykładem takiego związku jest polimer znany pod skrótem GAP –azydek glicydu. Podobnie tradycyjne utleniacze (takie jak nadchloran lub też azotan amonu)mogą być (i w niektórych przypadkach są już) zastępowane przez cyklonitroaminy (RDX, HMX),amonową sól dwunitroaminy, (NH4)+[N(NO2)2]- (ADN) lub też HNF. Ten ostatni związek najczę-ściej stosuje się w postaci ciekłych zawiesin, jako że ulega powolnej reakcji z HTPB.

Najnowsze osiągnięcia w dziedzinie syntezy wysokoenergetycznych związków stwarzają bar-dzo atrakcyjne perspektywy w formułowaniu jeszcze wydajniejszych kompozytowych, stałychmateriałów pędnych. Na przestrzeni ostatnich kilkunastu lat udało się bowiem opracować me-tody preparatyki związków wysokoenergetycznych, silniejszych nawet od cyklonitroamin. Do-datkowo odznaczają się one znacznie niższą wrażliwością, zarówno termiczną jak i udarową.Jednakże ich cena nadal jest dość wysoka, gdyż w większości są one produkowane jedyniew skali laboratoryjnej, rzadko technicznej. Spośród nich wspomniana już sól hydrazyny i trinit-rometanu, HNF (hydrazinium nitroformate), czyli [NH2-NH3]+[C(NO2)3]- stwarza realne per-spektywy praktycznego wykorzystania (prawdopodobnie już jest wykorzystywana, m.in. w Rosji,wchodząc w skład stałych materiałów pędnych do napędu niewielkich rakiet bojowych). Jest tożółto-pomarańczowa drobnokrystaliczna substancja o temperaturze samozapłonu 165°C, gęs-tości 1,86 g/cm3 i względnie niskiej temperaturze dekompozycji. W obecnie obowiązującej ter-minologii, HNF określa się najczęściej mianem utleniacza nowej generacji, który jestbez pieczniejszy (bardziej stabilny) aniżeli jego „składowe”, tj. hydrazyna i trójnitrometan. W sen-sie praktycznym HNF bardziej należałoby traktować jako monopropelant lub też kruszący ma-teriał wybuchowy dużej mocy, jako że związek ten w przypadku wybuchowego rozkładuwykazuje raczej niewielki, dodatni bilans tlenowy. Aktualnie (m.in. ESA) pracuje się nad prak-tyczną możliwością wykorzystania HNF w kompozytowych materiałach pędnych, służących donapędu rakiet używanych w cywilnej technice kosmicznej.

Innym przykładem może być trójnitroazetydyna, czyli TNAZ – związek odznaczający się więk-szą energią i niższą wrażliwością aniżeli HMX. Homolog tego ostatniego, czyli HNIW, znany teżjako CL-20 albo heksanitro- heksaazaizowurtzitan również jest bardzo obiecującym związkiemwysokoenergetycznym (aktualnie testowany jako np. dodatek do „tradycyjnych” utleniaczy ra-kietowych). Jednakże na chwile obecną metoda jego produkcji jest dość skomplikowana, a przezto dość droga. Warto tutaj wspomnieć jeszcze o innej soli amonowej, jaką jest dwunitroamidamonowy (ADN), [NH4]+[N(NO2)2]-. Jest to krystaliczna substancja o gęstości przekraczającej1,8 g/cm3, rozkładająca się w temperaturze powyżej 135°C. Jednakże ze względu na brak ato-mów halogenów w swojej budowie, dodatni bilans tlenowy oraz wysoką entalpię tworzenia, jestzwiązkiem chemicznym mającym bardzo duże perspektywy praktycznych zastosowań, takichchoćby jako skuteczny, wysokoenergetyczny utleniacz.

Okazuje się jednak, że w praktyce pojawia się wiele problemów techniczno-ekonomicznych,stojących na drodze do szerszego zastosowania tych, ale także i szeregu innych, nowych mate-riałów wysokoenergetycznych. Chodzi tutaj przede wszystkim o znaczne trudności w uzyskiwa-niu większych ilości tych związków o dostatecznym stopniu czystości (wysokie koszty). Innymproblemem jest kwestia znalezienia odpowiednich sposobów ich bezpiecznej stabilizacji, którazapewniałaby możliwość względnie długotrwałego ich przechowywania, zwłaszcza w warun-kach innych niż laboratoryjne. Co więcej, część z nich wykazuje duże skłonności do detonacyj-nego rozkładu, co może powodować potencjalne ryzyko dla personelu, zwłaszcza w przypadkudużych rakiet nośnych. Nie baz znaczenie są także kwestie oddziaływania na środowisko natu-ralne oraz wprowadzanie coraz ostrzejszych w tym względzie norm. Stąd m.in. wynikają corazsilniejsze tendencje do całkowitego wycofania nadchloranu amonu jako utleniacza do końca tejdekady. Nadchlorany bowiem (ClO4), jak dowodzą wyniki ostatnich analiz środowiskowych,


utrzymują się bardzo długo w wodach powierzchniowych. Same zaś paliwo rakietowe, zwiera-jące w swojej strukturze nadchloran amonu ma ograniczoną żywotność, i okresowo musi byćwymieniane (ziarna paliwa o przekroczonym terminie przechowywania poddawane są dośćdrogiemu zabiegowi recyklingu).

Niemniej jednak współczesne stałe rakietowe materiały pędne, pomimo swojej relatywniekrótkiej historii, maja ugruntowaną pozycję oraz przyszłość w technice napędów rakieto-wych – m.in. jako źródło energii dla wielkich, kosmicznych rakiet nośnych. Taką perspektywęzapewnia im przede wszystkim postęp jaki poczyniono w wytwarzaniu stałych związków che-micznych określanych mianem wysokoenergetycznych. To właśnie paliwa oparte o takie nowestruktury chemiczne, typu pochodne cyklonitroamin czy też kubanu, mają potencjał stać sięnową generacją stałych, czystych oraz bezpiecznych, rakietowych materiałów pędnych, którebędą cechować się dodatkowo bardzo dobrymi osiągami. Wiele jednak w tej kwestii zależy takżeod samej chemii organicznej, która musi znaleźć nowe, wydajne i opłacalne w dużej skali, metodysyntezy tych związków.

LitERAtURA

[1] Stanuch J., Świdziński J., Wachal A., Wołczek o.: Rakiety – Środki Napędowe. PWT, War-szawa 1960.

[2] Krowicki K., Syczewski M.: Stałe paliwa rakietowe. MON, Warszawa 1964.[3] humble R. W. et al: Space propulsion Analysis and Design. McGraww-Hill, 1995.[4] hunley J. D.: The evolution of Large Solid Propellant Rocketry in the United States. Quest:

The History of Spaceflight Quarterly, vol. 6, no. 1, pp. 22–38, 1998.[5] hunley J. D.: The History of Solid-Propellant Rocketry: What we do and do not know. NASA

Dryden Flight Research Center, Edwards, California 1999.[6] McSpadden h. J.: An Overview of Solid Rocket Propellant Evolution Within the USA. Joint

Propulsion Conference & Exhibit 10–13 July 2005, Tucson Arizona.[7] Davenas A.: Composite Propellants, Solid Rocket Propulsion Technology. Pergamon 1992.[8] SRTC HISTORY SUBCOMMITTEE, Reno, USA, January 2007.[9] JMathieu J., Stucki h.: Military High Explosives. Schweizerische Chemische Gesellschaft, Chi-

mia 58 383.389, 2004.[10] D’Andrea B., Lillo F., Faule A., Perut ch.: A New Generation of Solid Propellants for Space

Launchers. Acta Astronautica vol. 47, pp. 103-112, 2000.[11] thépénier J., Fonblanc G.: Advanced Technologies Available For Future Solid Propellants

Grains. Acta Astronautica vol. 48, pp. 245-255, 2001.[12] Meyer R., Kühler J., homburg A.: Explosives. Wiley-VCH Verlag GmbH & Co. KGaA, 2002.[13] Lo Roger E.: A novel kind of solid rocket propellant. Aerospace Science and Technology, vol.

6, pp. 359-367, 1998.[14] Putnam S. G.: Investigation of Non-Conventional Bio-Derived Fuels for Hybrid Rocket Motors.

A PhD Dissertation, The University of Tennessee 2007.[15] Krishnan S., Swami R. D.: Effect of Burning Rate Modifiers on Subatmospheric Flame Tem-

peratures of AP/HTPB Composite Solid Propellants. Defence Science Journal, vol. 48, pp.211-217, 1998.

[16] Rodić V., Petrić M.: The Effect of Additives on Solid Rocket Propellant Characteristics.Scientific Technical Review, vol. 54, no. 3-4, 2004.


[17] Lewis D. h., trost J. E., Wong E. y., English W. D.: Utilization of Alternate Propellants toReduce Stratospheric Ozone Depletion. Space and Missile Systems Center El Segundo, Cali-fornia 1994.

[18] http://www.aeroconsystems.com/thiokol_rocket_basics.htm[19] Motzer W. E.: Perchlorate: Problems, Detection, and Solutions. Environmental Forensics,

no. 2, 301-311, 2001.[20] Dahlberg J., Sjoberg P.: FOX-7 and its potential applications. EURENECO Bofors AB, NDIA

Meeting, San Francisco, USA 2004.

G. Rarata, P. Surmacz

MoDERn SoLiD RocKEt PRoPELLAntS

Abstract

The paper presents main characteristic features of solid rocket propellant compositions as wellas their short development history, classification and engine performance. Such important param-eters as: working time, magnitude of thrust, specific impulse, chamber pressure, and some othersare also briefly discussed. All of analysed here parameters are the result of utilised fuel grain com-position, its size, geometry as well as the structural nuances of an engine (combustion chamber di-ameter, type of nozzle, etc.). Emphasis has been put on more detailed analysis of composite typesolid propellants (that contain separate fuel and oxidizer intimately mixed) especially because oftheir extensive current use in large non-military motors. The real, crucial step in manufacture ofsuch solid propellants was possible to achieve when polyols were replaced with hydroxyl terminatedpolybutadiene (and practical utilization of HTPB reaction with isocyanates). The paper also pres-ents a few most promising high-energy chemical compounds that are being considered as modernrocket composite propellants.


NADTLENEK WODORU KLASY HTP

JAKO UNIWERSALNE MEDIUM NAPĘDOWE

ORAZ UTLENIACZ

Grzegorz Rarata, Paweł SurmaczInstytut Lotnictwa

Streszczenie

Aktualnie w dziedzinie napędów, zresztą nie tylko kosmicznych, trwają intensywne poszukiwania

nietoksycznych, bezpiecznych, tanich, dających się magazynować oraz posiadających dużą gęstość

energii, jednoskładnikowych materiałów pędnych oraz utleniaczy. Takim związkiem chemicznym,

będącym jednocześnie jednoskładnikowym materiałem pędnym oraz wydajnym utleniaczem jest

znany już od blisko 200 lat nadtlenek wodoru. Pomimo faktu, że na przestrzeni ostatnich trzech

dekad rozwoju napędów rakietowych pojawiło się wiele innych napędowych układów chemicznych,

oferujących znaczne osiągi (stałe kompozytowe materiały pędne znalazły zastosowanie zarówno

w pociskach, jak i w cywilnej eksploatacji przestrzeni kosmicznej, pojawiła się też kolejna generacja

wysokoenergetycznych materiałów pędnych oraz wydajne katalizatory rozkładu hydrazyny oraz

zaawansowane konstrukcje silników na ciekłe materiały pędne) to zainteresowanie nadtlenkiem

wodoru oraz prace nad jego aplikacjami w technice rakietowej uległy obecnie wręcz gwałtownej

eskalacji. Wpływ na to bez wątpienia mają też popularniejsze ostatnio ogólnoświatowe trendy po-

szukiwania „ekologicznych” czy też „zielonych” paliw. Inżynierowie od napędów, i nie tylko, ponow-

nie zwracają uwagę na ten nietoksyczny, bezpieczny, tani, dający się magazynować oraz

po siadający dużą gęstość energii, jednoskładnikowy materiał pędny i wydajny utleniacz zarazem.

WAŻNIEJSZE SKRÓTY I OZNACZENIA

– IUPAC (International Union of Pure and Applied Chemistry) Międzynarodowa Unia ChemiiCzystej i Stosowanej

– RFT Reaktywne Formy Tlenu (czyli wolne rodniki oraz związki chemiczne odznaczające sięsilnymi właściwościami utleniającymi)

– in statu nascendi (łac. w trakcie tworzenia) – termin odnosi się do produktów przejściowychreakcji chemicznej, które pojawiają się podczas jej przebiegu, nie dając się tym samym wy-izolować

– wolny rodnik atom (lub cząsteczka) mogący samodzielnie istnieć, posiadający przy tymjeden lub więcej niesparowanych elektronów

– HTP (High Test Peroxide lub High Test Purity) handlowe oznaczenie roztworów H2O2 docelów napędowych, tzw. propellant (rocket) grade hydrogen peroxide

– EPA (Environmental Protection Agency) Agencja Ochrony Środowiska w USA, organizacjarządowa

NADTLENEK WODORU KLASY HTP ... 125


– RGHP (Rocket Grade Hydrogen Peroxide) inne oznaczenie H2O2 klasy HTP, przeznaczonegowyłącznie dla techniki napędów rakietowych

– NTO (Dinitrogen Tetroxide) czyli czterotlenek dwuazotu, N2O4, utleniacz rakietowy– HDPE (High Density PolyEthylene) tworzywo polimerowe na bazie polietylenu wysokiej gęs-

tości– ΔHr Standardowa entalpia reakcji – równa różnicy sum entalpii tworzenia produktów i sum

entalpii tworzenia substratów (dla stechiometrycznych ilości)– ICP-MS (Inductively Coupled Plasma Mass Spectometry) spektrometria mas ze wzbudzeniem

w plazmie indukcyjnie sprzężonej– RATO (Rocket Assisted Take Off) rakietowy pomocniczy silnik startowy (określany też jako

JATO – Jet-fuel Assisted Take Off)– LEO (Low Earth Orbit) niska orbita okołoziemska, powyżej 200 km od powierzchni Ziemi (do

pasów Van Allena)– MEMS (Micro-Electromechanical System) system miniaturowych rakietowych silników ko-

rekcyjnych, najczęściej na jednoskładnikowy materiał pędny, do pozycjonowania miniaturo-wych satelitów

WSTĘP

W kwietniu 2007 roku Polska, jako nowy kraj członkowski Unii Europejskiej, podpisała Po-rozumienie o Europejskim Państwie Współpracującym (PECS). Program PECS zakłada koope-rację naszego kraju w uzgodnionych z Europejską Agencją Kosmiczną projektach rozwijaniatechnologii kosmicznych i ich stosowaniu w praktyce. Niewątpliwie fakt ten jest ważnym krokiemPolski na drodze do pełnego członkostwa w Europejskiej Agencji Kosmicznej. Będąc zaś człon-kiem ESA mamy szerokie możliwość współpracy z Agencją w dziedzinie technik rakietowych,a tym samym stania się partnerem w tworzeniu innowacyjnych przedsiębiorstw działającychw obszarze przemysłu kosmicznego. Już teraz więc warto przygotowywać się do przyszłej koo-peracji, m.in. poprzez zaznajamianie się z kosmicznymi technologiami napędowymi.

Wśród wielu znanych obecnie związków chemicznych zaliczanych do grupy utleniaczy, istniejewzględnie niewielka liczba związków znanych i wykorzystywanych od dawna. Z całą pewnościądo substancji takich należy zaliczyć związek chemiczny znany już od prawie 200 lat, jakim jestnadtlenek wodoru. Pod wieloma względami jest to dość niezwykły, i pomimo faktu, że formalnieznany od początku XIX wieku, to nadal szerzej nieznany, w zakresie swoich rzadkich właściwości,nawet w kręgach zawodowych chemików. Ten popularnie zwany „wodą utlenioną” związek, za-leżnie od swojego stężenia oraz czystości, znajduje coraz szersze zastosowania.

Dość wcześnie, bo już na początku lat 30. ubiegłego wieku, przedsięwzięto prace w kierunkupraktycznego wykorzystania potencjału stężonych roztworów nadtlenku wodoru, jako źródłaenergii do napędu pojazdów oraz pocisków. Okres II wojny światowej skutkował praktycznymwykorzystaniem roztworów nadtlenku wodoru, jako uniwersalnego, jednoskładnikowego me-dium napędowego. Powojenny zaś rozwój technik rakietowych to także dalsze praktyczne wy-korzystanie tego związku chemicznego, m.in. jako wydajnego utleniacza.

Na przestrzeni zwłaszcza ostatnich trzech dekad rozwoju napędów rakietowych pojawiło sięwiele innych, wydajnych napędowych układów chemicznych, oferujących znaczne osiągi. Stałekompozytowe materiały pędne znalazły zastosowanie zarówno w pociskach jak i w cywilnejeksploatacji przestrzeni kosmicznej. Pojawiła się też kolejna generacja wysokoenergetycznychmateriałów pędnych oraz wydajne katalizatory rozkładu hydrazyny. Zainteresowanie nadtlen-kiem wodoru oraz prace nad jego aplikacjami w technice rakietowej uległy wówczas znacznemuspowolnieniu lub wręcz przerwaniu. Dopiero coraz popularniejsze ostatnio trendy poszukiwania

„ekologicznych” czy też „zielonych” paliw niejako ponownie zwracają uwagę na ten nietoksyczny,bezpieczny, tani, dający się magazynować oraz posiadający dużą gęstość energii, jednoskładni-kowy materiał pędny i utleniacz rakietowy zarazem.

Od początku bieżącego stulecia, aż do chwili obecnej, odbyło się już kilka międzynarodowychkonferencji poświęconych nadtlenkowi wodoru (np. International Hydrogen Peroxide Propul-sion Conferences). Znane organizacje rządowe takie jak NASA, ESA czy Rosyjska Federalna Agen-cja Kosmiczna oraz szereg innych instytucji badawczych na całym świecie, otwarcie przyznają,że ze stężonym nadtlenkiem wodoru wiązane są nowe, obiecujące perspektywy jego intensyw-nego wykorzystania w ciągle postępujących pracach w dziedzinie udoskonalania rakietowychtechnik napędowych.

W Polsce produkcja nadtlenku wodoru, zwłaszcza w porównaniu do innych, wysokorozwi-niętych krajów, rozpoczęła się dosyć późno, bo dopiero w 1995 roku (w Zakładach Azotowychw Puławach). Niestety, zakłady te nadal nie posiadają w swojej ofercie produkcyjnej nadtlenkuwodoru klasy HTP. Rynek zaś obrotu H2O2 klasy HTP w Europie, jak i na świecie zresztą, jestniemal całkowicie zdominowany przez działania zaledwie kilku wielkich koncernów chemicz-nych, takich jak Degussa AG (Evonik). Prowadzi to do znacznego zawyżania cen tego produktu,oraz związanych z tym ogromnych trudności w jego zakupie, zwłaszcza np. mniejszych ilości(niezbędnych przecież do prowadzenia jakichkolwiek badań naukowych). Zapewne winę za takistan rzeczy można częściowo przypisać powszechnemu, i niestety, zupełnie błędnemu przeko-naniu, jakoby stężone roztwory H2O2 były bardziej niebezpieczne aniżeli inne, równie silne utle-niacze, czy też jednoskładnikowe materiały pędne. Tymczasem prawda, poparta wynikamiwieloletnich badań oraz praktyką, prezentuje zupełnie inny stan rzeczy. Owszem, stężone roz-twory H2O2 to substancje bezwzględnie wymagające odpowiedniego obchodzenia się z nimi,ale też nie są one bardziej niebezpieczne, aniżeli np. niektóre stężone kwasy utleniające lub teżgazowy, sprężony tlen.

Tak więc H2O2 klasy HTP, jak niemal każda inna substancja stosowana w aplikacjach rakie-towych, posiada pewne cechy, które sprawiają, że wymaga ona ścisłego przestrzegania odpo-wiednich norm bezpiecznego postępowania z nią.

Niniejsza publikacja powstała więc m.in. w celu przybliżenia czytelnikowi, ciągle słabo zna-nego, zwłaszcza w polskiej literaturze fachowej, zagadnienia nie w pełni wykorzystywanych(z wielu przyczyn) zalet, jakie oferuje stosowanie nadtlenku wodoru w szeroko pojętych apli-kacjach związanych z technikami rakietowymi. Wiedza przedstawiona w tej monografii to szeregdanych fizycznych, doświadczalnych oraz specjalistycznych opinii. Część z nich jest owocemwłasnych poszukiwań autorów, m.in. związanych z pracą badawczo-rozwojową, prowadzonąw Instytucie Lotnictwa oraz na Politechnice Warszawskiej.

1. NADTLENEK WODORU – WŁASNOŚCI

1.1. Właściwości fizyczne

Nadtlenek wodoru w normalnych warunkach jest diamagnetyczną, słabo kwaśną ciecząo lekko jasnoniebieskim zabarwieniu oraz gęstości i lepkości zbliżonej do tej jaką posiada woda(zależnie od stężenia H2O2). Dlatego też roztwory nadtlenku wodoru, nawet te o znacznym stę-żeniu, z wyglądu do złudzenia przypominają czystą wodę. Czysty H2O2 to związek chemicznyo masie cząsteczkowej równej 34,015. Najpowszechniej jednak znany jest 3% roztwór H2O2,określany mianem „wody utlenionej” – używany m.in. do dezynfekcji ran oraz przy rozjaśnianiuwłosów. Równie często stosowane są, zwłaszcza w przemyśle, roztwory o jeszcze większym stę-żeniu, a wśród nich 30% roztwór zwany perhydrolem (nazwa zastrzeżona handlowo). Nazwasystematyczna H2O2 według IUPAC to dioksydan (łac. Hydrogenii peroxydum).

Jest to więc związek chemiczny wodoru i tlenu, i dość paradoksalnie (wbrew powszechnemumniemaniu), nie należy on do substancji rzadko spotykanych w przyrodzie – jednakże z reguły


występuje we względnie niskich stężeniach. Występuje m.in. w komórkach żywych, także czło-wieka, jako tzw. RFT, czyli reaktywna forma tlenu (skutek procesów oddychania oraz metabo-lizmu). Ocenia się, że stężenie H2O2 jest różne w zależności od tkanki (więcej jest go na przykładw mózgu, wątrobie i mięśniu sercowym). Przy pH zbliżonym do obojętnego H2O2 może utleniaćgrupy tiolowe, fenolowe, indolowe, amidazolowe, metionylowe i tioestrowe oraz jony metaliprzejściowych (Fe2+ do Fe3+, Cu+ do Cu2+). Może także inicjować kaskadę reakcji prowadzącychdo uszkodzenia DNA [1].

Bardzo niskie stężania H2O2 można również wykryć np. w powietrzu, zwłaszcza po burzyz wyładowaniami atmosferycznymi (rzędu ułamka mg/dm3) [2]. Substancja ta pojawia się takżew wodach powierzchniowych (w wyniku reakcji zachodzących pod wpływem promieniowaniasłonecznego oraz tlenu atmosferycznego), gdzie być może odpowiada za ich lepszą jakość po-przez powstrzymywanie rozwoju bakterii beztlenowych.

Dotychczasowe badania eksperymentalne dowodzą, że zarówno stężone roztwory nadtlenkuwodoru oraz H2O2 bezwodny odznaczają się, o ile są pozbawione zanieczyszczeń oraz przecho-wywane w pojemniku z odpowiedniego materiału, względnie bardzo dobrą stabilnością, nawetw podwyższonych temperaturach (rzędu 50°C) [3]. Poza tym miesza się z wodą w każdym sto-sunku, rozpuszcza się również w wielu rozpuszczalnikach organicznych (np. alkoholu etylo-wym). Nie tworzy z wodą mieszaniny azeotropowej, dlatego też może być zatężany na drodzedestylacji pod obniżonym ciśnieniem (jest to najefektywniejszy sposób otrzymywania H2O2o stężeniu rzędu do 90%). Raczej słabo rozpuszcza się w eterze dietylowym oraz chinolinie.Praktycznie nie rozpuszcza się w rozpuszczalnikach niepolarnych (węglowodorowych), takichjak benzen czy też eter naftowy. Odznacza się absorpcją światła w zakresie nadfioletu, zwłaszczaw paśmie 240 nm oraz 230 nm. Z porównania potencjałów normalnych wynika, że czysty H2O2jest lepszym utleniaczem, aniżeli np. anionorodnik ponadtlenkowy (O2

•−, anion rodnika wodo-ronadtlenkowoego), jednakże nie bez znaczenia (zwłaszcza biologicznego) jest fakt jego stosun-kowo niskiej reaktywności oraz obojętności elektrycznej.

Z ważniejszych wrażeń organoleptycznych należy jeszcze raz podkreślić wizualne podobień-stwo nadtlenku wodoru do wody, zwłaszcza w przypadku jego rozcieńczonych roztworów. Pozatym posiada wyraźny, cierpko-kwaśny smak oraz bardzo charakterystyczny zapach, zbliżony dozapachu kwasu azotowego. Jego stężone roztwory mają lekko parzące działanie – w zetknięciuz naskórkiem powodują powstawanie białych, swędzących plam, które jednak znikają całkowiciepo pewnym czasie. Roztwory nadtlenku wodoru same nie są oczywiście palne, lecz mogą (przedewszystkim przy zwiększonych stężeniach) spowodować zapłon materiałów palnych (np. orga-nicznych).

W chemicznie czystej postaci (bezwodny), a więc 100% H2O2 zamarza w temperaturze–0,43°C, zaś wrze w 150,2°C [4]. Zarówno temperatura wrzenia, jak i zamarzania, wodnych roz-tworów czystego H2O2 zmienia się w dość szerokim zakresie (rys.1). Generalnie należy zazna-czyć, że temperatura wrzenia wodnych roztworów wzrasta wraz ze wzrostem ciśnienia i dla100% H2O2wynosi ponad 150°C. Temperatura krzepnięcia dla stężeń do około 60% wagowychobniża się ze wzrostem stężenia (do około –56°C) a następnie znowu wzrasta do –0,43°C dla100% H2O2. Roztwory wodne mają silne skłonności do przechładzania się. Dodatkowo, roztworyo zawartości powyżej 45% wagowych nadtlenku zwiększają swoją objętość podczas krzepnięcia,natomiast te powyżej 65% wagowych H2O2, zmniejszają swoją objętość.


Rys. 1. Zmiana temperatury topnienia oraz wrzenia H2O2 zależnie od jego stężenia [5]

Największą gęstość posiada bezwodny, 100% nadtlenek wodoru (1,4631 g/cm3 w tempera-turze 20°C). Przykładowo, do niedawna najbardziej dostępny handlowo w Europie roztwórH2O2klasy HTP o stężeniu 87% (oferta Evonik Industries) posiada gęstość 1,4 g/cm3, co jestwartością porównywalną do tej jaką posiada stężony kwas azotowy lub też N2O4, zaś zdecydo-wanie wyższą niż gęstość ciekłego tlenu. Zmiana gęstości roztworów H2O2 od temperatury wy-kazuje zdecydowanie bardziej regularny przebieg (w odróżnieniu od wykresu zmiantem peratury zamarzania od stężenia H2O2) zbliżony do liniowego (rys. 2).

Rys. 2. Zmiana gęstości roztworów H2O2 w zależności od ich temperatury [5]

Roztwory nadtlenku wodoru odznaczają się wspomnianą wyżej, kontrakcją objętości, w za-leżności od swojego stężenia. Ich rozszerzalność objętościowa może zostać opisana za pomocąnastępującego wzoru empirycznego:

VT2 = VT1[1 + b(T2 – T1)].

Oznacza to, że w celu obliczenia objętości właściwej (VT2) roztworu H2O2 w temperaturzeT2, w odniesieniu do znanej objętości właściwej w temperaturze (VT1), należy wprowadzićwspółczynnik rozszerzalności objęto ściowej (b) (tab. 1).

Tab. 1. Wartości średniego współczynnika rozszerzalności objętościowej roztworów H2O2 [6]

Średni współczynnik rozszerzalności objętościowej (b); w °C x 10–4

% H2O2

masowy0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 65 70 75 80 85 90 95 100

0–25°C 0,83 1,97 2,92 3,61 4,21 4,70 5,14 5,50 5,83 6,11 6,36 5,57 6,77 6,95 7,11 7,26 7,40 7,53 7,65 7,75 7,85

25–96°C 5,25 5,57 5,91 6,26 6,56 6,82 7,05 7,26 7,46 7,64 7,80 7,93 8,04 8,15 8,24 8,34 8,44 8,50 8,53 8,56 8,58



Jak wynika z analizy powyższej tabeli, współczynnik rozszerzalności objętościowej dla roz-tworów H2O2 jest większy aniżeli dla czystej wody. Poza tym warto zauważyć, że objętość roz-tworów nadtlenku wodoru o masowej zawartości H2O2 mniejszej niż 45% ulega zwiększaniuw czasie zamarzania, podczas gdy tych o zawartości H2O2 powyżej 65%, kontrakcji.

Kolejną, niemniej istotną cechą fizyczną roztworów nadtlenku wodoru, jest zależność ciśnie-nia cząstkowego jego par od temperatury (rys. 3). Okazuje się, że stężone roztwory H2O2 posia-dają względnie niskie ciśnienie par. W porównaniu do NTO czy też ciekłego tlenu, wartośćciśnienia cząstkowego par nadtlenku wodoru klasy HTP jest co najmniej rząd wielkości niższa,co pozwala z kolei na np. stosowanie niższych ciśnień w układach zasilania.

Rys. 3. Wykres prężności cząstkowej par H2O2 dla jego roztworów w zależności od temperatury

W tabelach oraz na rysunkach poniżej (tab. 2–3, rys. 4–5) przedstawiono, w zależności odstężenia H2O2, obliczoną temperaturę jego adiabatycznego rozkładu, udział odparowanej w cza-sie tego rozkładu wody oraz objętości wydzielających się przy tym gazów (przeliczone wg prawaobowiązującego dla gazów idealnych na temperaturę rozkładu). Zaś na rysunku 5 zobrazowanow postaci odpowiednich wykresów zdolność roztworów H2O2 do uwalniania tlenu, w zależnościod ich stężenia.

Tab. 2. Teoretyczna zawartość wody, tlenu oraz średnia masa molowa dla różnych stężeń H2O2

H2O2(% wagowy)

ułamek molowy % wagowy średnia masamolowaH2O2 O2 H2O2 O2

0 1 0 100 0 18,016

10 0,973 0,027 95,3 4,7 18,395

20 0,945 0,055 90,6 9,4 18,789

30 0,915 0,085 85,88 14,12 19,2

40 0,884 0,115 81,19 18,81 19,63

50 0,852 0,148 76,48 23,52 20,08

60 0,819 0,181 71,78 28,22 20,55

70 0,784 0,216 67,08 32,92 21,044

80 0,747 0,254 62,38 37,62 21,561

90 0,708 0,292 55,67 42,33 22,105

100 0,666 0,333 52,97 47,03 22,678

Tab. 3. Obliczona zależność Tad rozkładu H2O2 ,zależnie od stężenia, wraz z objętością

wydzielających się gazów oraz procentem odparowanej wody

Rys. 4. Efekt adiabatycznego rozkładu H2O2 (temperatura oraz liczba litów

gazu generowanego przez 1 litr H2O2)

H2O2[% wag.]

Tad[°C]

odparowana woda[%]

uwolniony O2 orazH2O [dm3/kg]

10 89 0 44

20 100 12,1 276

30 100 27,9 542

40 100 45,5 808

50 100 65,5 1076

60 100 88,3 1347

65 109 100 1508

70 233 100 1974

75 360 100 2439

80 487 100 2893

85 613 100 3331

90 740 100 3761

95 867 100 4179

100 996 100 4592


Rys. 5. Wielkość uwalnianego tlenu (w stosunku masowym

oraz objętościowym) praz roztwory H2O2

1.2. Właściwości chemiczne

Nadtlenek wodoru jest dość unikalnym związkiem chemicznym, gdyż zawiera atomy tlenu,których formalny stopień utlenienia wynosi –1 (O–1). Tlen zaś najpowszechniej występuje naskrajnych stopniach utlenienia, tj. 0 (O°) lub –2 (O–2). W takim ujęciu H2O2 powstaje w wynikudwuelektronowej redukcji cząsteczki tlenu (1):

O2 + 2e– + 2H+® H2O2 (1)

W związku z tym, że tlen w cząsteczce H2O2 zajmuje niejako pośredni stopień utlenienia(–1), związek ten można potraktować dwojako: zarówno jako częściowo utleniony, jak i zredu-kowany. Dlatego też H2O2 dość łatwo (np. w obecności niektórych jonów) ulega reakcji dyspro-porcjonowania (rys. 6).

Rys. 6. Schemat reakcji dysproporcjonowania H2O2

Jedną z najważniejszych cech, która sprawia, że nadtlenek wodoru ma zastosowanie jako jed-noskładnikowy materiał pędny, jest jego skłonność do energetycznego rozkładu, a przy tym wy-soka stabilność oraz brak reakcji chemicznej ze składnikami atmosfery. Nadtlenek wodoruw postaci czystej oraz stężonych roztworów jest związkiem silnie endotermicznym, a przez tonietrwałym, mogącym w temperaturze otoczenia podlegać reakcji rozkładu do gorących pro-duktów, tj. wody oraz tlenu atomowego (tzw. tlen in statu nascendi).

Uwalniany zaś w reakcji rozkładu tlen atomowy jest tym „właściwym” utleniaczem (2).H2O2 ® H2O + O• (2)

Powstający w powyższej reakcji (reakcja 2) tlen atomowy nazywany jest też rodnikiem tle-nowym. Jest to atom, który posiada jeden niesparowany elektron (O•). Konfigurację elektronowąrodnika tlenowego można więc zapisać jako: (2, 7). W takim ujęciu również cząsteczki tlenkuazotu czy też dwutlenku azotu należą do wolnych rodników [7]. Stężony, 90% H2O2, zawiera42,3% aktywnego tlenu (uwalnianego podczas jego rozkładu) (rys. 4).

W praktycznym ujęciu podatność roztworów H2O2 na rozkład oznacza ich obniżoną trwałość.Dotyczy to zwłaszcza chemicznie czystego H2O2, który może ulegać bardzo gwałtownej reakcji



(ale nie wybuchowi) rozkładu, i przez to wymaga m.in. odpowiedniej stabilizacji chemicznej (np.poprzez dodatek fosforanów) lub też zachowania wysokiej czystości podczas jego produkcji,przechowywania oraz użytkowania.

Nadtlenek wodoru oraz jego roztwory wodne odznaczają się słabymi własnościami kwaso-wymi, wynikającymi z dysocjacji elektrolitycznej, której zapis przedstawia poniższe równanie(3):

H2O2 + H2O ® H3O+ + HO2– (3)

Stała dysocjacji dla powyższej reakcji, w temperaturze 20°C, wynosi jedynie około 1,5 · 10–12

(niektóre źródła podają wartość K1 = 2 · 10–12, dla temperatury pokojowej). Jednakże własnościkorozyjne H2O2 (jego kompatybilność materiałowa) wynikają przede wszystkim z jego podat-ności na rozkład katalityczny oraz faktu, że należy do silnych utleniaczy chemicznych.

W obecności innych silnych środków utleniających (takich np. jak nadmanganian potasu,KMnO4 czy też tlenkiem srebra (I), Ag2O) nadtlenek wodoru zachowuje się jak reduktor, ulegającreakcji rozkładu (do H2O oraz O2). Wartości potencjałów normalnych (tab. 4) pozwalają porów-nać „moc” utleniającą n adtlenku wodoru. Wynika z niej, że H2O2 jest lepszym utleniaczem, na-tomiast gorszym reduktorem, niż np. kwas azotowy. W reakcjach z cyjankami zachowuje sięz kolei jak słaby utleniacz (względnie mała szybkość reakcji). Pod względem chemicznym należydo silnych utleniaczy, jednakże w wielu reakcjach odznacza się relatywnie niewielką reaktyw-nością (stężony H2O2 zapala substancje organiczne).

Tab. 4. Wartości standartowych potencjałów systemów redox [8]

Nadtlenek wodoru, jako słaby kwas, wchodzi w reakcje z niektórymi metalami oraz zasadaminieorganicznymi, tworząc odpowiednie nadtlenki oraz wodoronadtlenki. Znane są także jegoodpowiednie pochodne organiczne.

Nadtlenek wodoru w reakcjach z metalami przejściowymi np. żelazem ulega tzw. reakcji Fen-tona, w której powstaje bardzo reaktywna forma tlenu, a mianowicie rodnik hydroksylowy (4):

Fe2+ + H2O2 ® Fe3+ + OH• + OH– (4)

Powyższa reakcja (4) ma duże znaczenie w procesach starzenia się komórek żywych oraz za-awansowanych metodach utleniania zanieczyszczeń organicznych [33].

Rodzaj utleniacza Reakcja redox Potencjał standard. [V]

kwas ksenowy (VIII) H4XeO6 + 2H+ + 2e–« XeO3 + 3H2O 3

fluor F2 + 2e–« 2F– 2,87

rodnik hydroksylowy HO• + H+ + e–« H2O 2,81

tlen atomowy O + 2H+ + 2e–« H2O 2,42 – 2,43

ozon O3 + 2H+ + 2e–« O2 + H2O 2,07

nadtlenek wodoru H2O2 + 2H+ + 2e–« 2H2O 1,76 – 1,78

manganian (VII) MnO4– + 4H+ + 3e–« MnO2 + 2H2O 1,68 – 1,70

rodnik wodoronadtlenkowy HO2• + H+ + e–

« H2O2 1,44 – 1,70

tlenek chloru (IV) ClO2 + e–« ClO2

– 1,07 – 1,57

kwas jodowy (I) HIO + H+ + 2e–« I– + H2O 1,45

chlor Cl2 + 2e–« 2Cl– 1,36

tlen O2 + 4H+ + 4e–« 2H2O 1,23

kwas azotowy HNO3 + 3H+ + 3e–« NO + 2H2O 0,96

1.3. Sposoby wytwarzania

Wiele zakładów nadal produkuje nadtlenek wodoru metodą antrachinonową poprzez utle-nianie 2-etylo-9,10-antracenodiolu gazowym tlenem przepuszczanym przez roztwór tegozwiązku w mieszaninie odpowiednio dobranych rozpuszczalników. Pierwszym zaś, dziś już his-torycznym sposobem, otrzymania laboratoryjnych ilości nadtlenku wodoru (przez francuskiegochemika Louisa Jacquesa Thenarda w 1818 roku), był sposób polegający na zakwaszeniu roz-tworu nadtlenku baru kwasem azotowym [9]. W swoich późniejszych pracach uznał, że zasto-sowanie kwasu chlorowodorowego pozwala na uzyskiwanie jeszcze bardziej stężonego H2O2(5):

BaO2 + 2HCl ® BaCl2 + H2O2 (5)

Od czasu uzyskania przez Thenarda pierwszych ilości H2O2 do chwili obecnej zaproponowanooraz wykorzystano w praktyce co najmniej kilka istotnych sposobów uzyskiwania tej substancji.Sam Thenard przetestował wiele układów nadtlenków metali alkalicznych oraz kwasów mine-ralnych, uzyskując w sumie znaczną wiedzę na temat nowego związku chemicznego (opubliko-wał, również jako pierwszy, m.in. prace dotyczące katalitycznego rozkładu H2O2) [3]. Niektórez wczesnych metod w praktyce okazały się nieprzydatne do produkcji nadtlenku wodoru nawiększą skalę. Jako pierwszy sposób, który pozwolił na „masową” produkcję H2O2, należałobyuznać modyfikację metody Thenarda (wprowadzoną w 1832 roku) polegającą na zastąpieniukwasu chlorowodorowego kwasem fluorokrzemowym. Był to jednakże typowy proces wsadowy,wymagający dodatkowo od pracowników dużych umiejętności w zakresie kontroli stanu reagu-jących składników.

Niemal do końca XIX wieku powyższą metodą wytwarzano nadtlenek wodoru, który sprze-dawano w stężeniu około 3% (głównie w USA). Dopiero w latach 80. XIX wieku zostały otwartewiększe fabryki, zarówno w USA jak i w Europie (Anglii), w których możliwa była produkcjatejże substancji na jeszcze większą skalę – głównie za sprawą rosnących potrzeb przemysłu tek-stylnego. W latach 20. ubiegłego wieku produkcja uległa dalszej intensyfikacji, jak również za-częto sprzedawać produkt bardziej stężony (27,5%) oraz o większej czystości [10].

Kolejnym krokiem milowym w produkcji H2O2 było wprowadzenie w tym okresie elektroli-tycznego procesu produkcji tego utleniacza, zwłaszcza przez Buffalo Electro-Chemical Companyw USA. Polegał on na praktycznym wykorzystaniu elektrochemicznej reakcji związku nieorga-nicznego, jakim jest kwas peroksodisiarkowy. Tlen tworzący się na platynowych anodach (pod-czas procesu elektrolizy kaskadowej) utlenia kwas siarkowy do peroksodisiarkowego (6,7):

H2S2O8 + H2O ® H2SO5 + H2SO4 (6)

H2SO5 + H2O ® H2SO4 + H2O2 (7)

Istniało pewne ulepszenie powyższej metody, w którym to wykorzystywało się elektrolizęroztworu wodorosiarczynu amonowego z kwasem siarkowym (tzw. metoda Pietzscha i Adolfa).Proces ten dominował do lat 80. ubiegłego wieku. Wraz ze spadkiem zapotrzebowania na H2O2klasy HTP (pod koniec lat 1970) główni wytwórcy tego związku (Dupont, Shell oraz FMC) sięg-nęli po tańsze metody jego wytwarzania (czyli metodę antrachinową, obejmującą etapy naprze-miennego uwodorniania i utleniania antrachinonów i tetrahydroantrachinonów w roztworzeroboczym).

Najpowszechniejszej ze względu na niskie koszty, jak dotąd eksploatowanym sposobem prze-mysłowej produkcji H2O2 jest więc tzw. metoda antrachinonowa. Najogólniej ujmując polegaona na utlenianiu związku organicznego, czyli 2-etylo-9,10-antracenodiolu gazowym przepusz-czanym przez roztwór tego związku w mieszaninie odpowiednio dobranych rozpuszczalników.oddziela się poprzez z wodą, zaś pozostały w roztworze 2-etyloantrachinon poddaje się rege-neracji poprzez gazowym do 2-etylo-9,10-antracenodiolu, katalizowaną związkami palladu lubRaneya. Cykl obu reakcji (utleniania i redukcji) można prowadzać wielokrotnie, powstały zaś


H2O2 poddaje się procesowi zatężania na drodze destylacji pod obniżonym ciśnieniem (rys. 7)[11].

Rys. 7. Schemat produkcji nadtlenku wodoru metodą antrachinonową

Aktualnie ocenia się, że globalne możliwości produkcyjne H2O2 wynoszą blisko 2 mln tonrocznie (ogólnodostępne dane literaturowe). Jednak, co wydaje się najistotniejsze, to fakt, że za-potrzebowanie na tą substancję rokrocznie wzrasta o blisko 8%, głównie z powodu coraz szer-szego wykorzystywania tego związku nie tylko w przemyśle chemicznym czy elektronicznym,ale także, np. w ochronie środowiska (sozotechnice). Zakłady Azotowe w Puławach w powyższy,„kołowy” sposób (bazując na licencji szwedzkiej firmy Chematur Engineering AB) w 1995 rokurozpoczęły produkcję nadtlenku wodoru. Aktualna produkcja wynosi około 10 tys. ton na rokw przeliczeniu na 100% H2O2 (najbardziej stężony H2O2 oferowany przez spółkę to produkto stężeniu 60%) [12].

Kolejnym sposobem wytwarzania H2O2 jest metoda oparta o utlenianie propanu bądź też izo-propanolu, w warunkach podwyższonego ciśnienia i temperatury (8):

(CH3)2CHOH + O2 ® (CH3)2CO + H2O2 (8)

Jak wynika z powyższego zapisu reakcji, w procesie takim oprócz nadtlenku wodoru, powstajerównież aceton, będący ważnym surowcem rynkowym.

Wszystkie z wymienionych dotychczas sposobów produkcji H2O2 pozwalają na otrzymywaniekońcowego produktu o maksymalnym stężeniu około 30%. Oznacza to, że aby tak uzyskanyH2O2 mógł zostać użyty do celów napędowych (w technice rakietowej) musi wcześniej zostaćpoddany procesom zatężania oraz oczyszczania.

Proces zatężania oraz oczyszczania H2O2, tak aby nadawał się on do celów rakietowych, sta-nowi dość ważną i zasadniczo odrębną kwestię, jako że może on być przeprowadzany niezależ-nie, przez samego odbiorcę produktu. Tak naprawdę to proces zatężania roztworu nadtlenkuwodoru chemicznie czystego, (np. dostępnego w Polsce handlowo, 60% H2O2) do wartości conajmniej 90% (HTP) jest możliwy do realizacji na drodze kilku procesów fizyko-chemicznych.Jednakże sukces ostateczny, którym będzie uzyskanie określonych ilości stężonego i czystegonadtlenku wodoru, gwarantuje jedynie przeprowadzenie destylacji w ściśle określonych warun-kach, tj. obniżonego ciśnienia i temperatury (na specjalnej kolumnie rektyfikacyjnej) – wszystkoto ze względów bezpieczeństwa. W laboratorium bardzo stężone roztwory H2O2 można więcuzyskać wykorzystując jedna z najpowszechniejszych metod w chemii preparatywnej, a miano-wicie destylację próżniową. W tym celu wystarczy niewielką ilość chemicznie czystego, 30%nadtlenku wodoru (np. 180 dm3 perhydrolu cz.d.a.) oddestylować przez dłuższy czas (około 3,5godziny), w temperaturze 45‚50°C, pod ciśnieniem 16÷22 mm Hg. Oddestylowaniu ulegniewówczas głównie woda (130÷140 cm3), w kolbie zaś pozostanie zatężony 85÷90% H2O2 [13].

Uzyskany w powyższy sposób produkt finalny docelowo może zostać wykorzystany jako jed-noskładnikowy materiał pędny (silniki rakietowe, turbopompy, gazogeneratory) lub też jakosilny utleniacz (np. dla paliw rakietowych lub jako czynnik czyszczący, używany np. przy pro-dukcji półprzewodników). Jednakże pewne dane, m.in. dostępne w sieci internet, wskazują jed-noznacznie, że na świecie istnieje zaledwie kilka niewielkich, wyspecjalizowanych firm, któreposiadają odpowiednie doświadczenie, aparaturę oraz personel do produkcji odpowiednio stę-żonych roztworów (nadtlenku wodoru klasy HTP) we własnym zakresie (z dostępnego hand-lowo 30% perhydrolu), np. szwedzka firma Peroxide Propulsion (rys. 8) [14].


Jako ciekawostkę wypada wspomnieć, że w latach 60. ubiegłego wieku praktykowano wyko-rzystywanie krystalizacji frakcyjnej w celu zatężania roztworów H2O2. Sposobem tym firma BeccoChemical Division już w 1955 roku potrafiła zatężyć nadtlenek wodoru do wartości 99,7%, a więcw rzeczywistości uzyskać niemal bezwodny produkt [15]. Jeszcze inny (zaniechany ze względówbezpieczeństwa, jako, że powodował także powstawanie wybuchowych nadtlenków organicz-nych) sposób polegał na frakcyjnej destylacji próżniowej w obecności eteru dietylowego [16].

Wraz z ponownym wzrostem zainteresowania nadtlenkiem wodoru (począwszy od lat 90.ubiegłego wieku) jako użytecznego utleniacza oraz jednoskładnikowego materiału pędnegow technice rakietowej, stwierdzono, że jest on niemal niedostępny na rynku (oprócz niewielkichzapasów, głównie wojskowych oraz 70% H2O2 dla przemysłu elektronicznego). Najwięksi pro-ducenci nadtlenku wodoru, wraz ze spadkiem popytu na produkt klasy HTP, po prostu zaprzes-tali jego produkcji. Dlatego też nawet w pierwszych latach po roku 2000 żaden z liczących sięproducentów H2O2 nie posiadał w swojej ofercie produktu o stężeniu większym aniżeli 90%.Przyczyniło sie to m.in. do znacznego zawyżenia cen H2O2 klasy HTP przez tych wytwórców,którzy zaczęli oferować taki produkt. Przykładowo, firma Degussa (obecnie Evonik Industries),będąca niemal światowym monopolistą w dziedzinie produkcji nadtlenku wodoru, 4 litrowąpróbkę produktu oznaczonego symbolem handlowym PROPULSE 875 HTP (H2O2 o stężeniu~ 87%), wyceniała w roku 2008 na sumę 5000 euro, plus dodatkowe 2000 euro jako specjalneopłaty depozytowe za użytkowanie naczynia (jest to odpowiedź na zapytanie o cenę próbki, jakąw lutym 2008 roku otrzymał współautor niniejszego publikacji, od przedstawiciela firmy EvonikDegussa GmbH z siedzibą w Hanau-Wolfgang w Niemczech).

Posiadając dostęp do dużych ilości wstępnie zatężonego (najwyżej do 60%, do nabycia w hur-towniach chemicznych w Polsce), przez to dość jeszcze taniego, nadtlenku wodoru, ciągle za-uważa się jednocześnie dotkliwy brak możliwości szybkiego (oraz taniego) zakupu niewielkichilości tej substancji o stężeniu odpowiednim do prowadzenia naukowych badań nad napędamirakietowymi. W pracach takich niezbędne jest stosowanie H2O2 o co najmniej 80% stężeniu. Sy-tuację taką obserwuje się również w innych krajach, w których prowadzone są prace naukowetego typu. O ile wiele z dużych i znanych instytucji naukowo-badawczych może sobie pozwolićna ponoszenie znacznych kosztów związanych z zakupem materiałów służących do badań, o tyleszereg mniejszych jednostek badawczych, akademickich, ale też firm prywatnych, stara się ma-ksymalnie redukować swoje wydatki związane z zakupem surowców niezbędnych do prowa-dzenia prac rozwojowych. Doprowadziło to do tego, że obecnie istnieje już na świecie kilka firmprywatnych (takich jak wspomniana powyżej firma Peroxide Propulsion), które wyspecjalizo-wały się w produkcji oraz sprzedaży H2O2 klasy HTP, czy też urządzeń służących do zatężaniahandlowo dostępnego nadtlenku wodoru (np. firmy Tecnologia Aeroespacial Mexicana, ExoticThermo Engineering oraz Petrochem Switzerland) (rys. 8). Często ich odbiorcami są nie tylko

Rys. 8. Nadtlenek wodoru wysokiej czystości klasy HTP

(30 kg opakowanie z HDPE) – produkt zatężania hand-

lowo dostępnego H2O2, oferowany przez szwedzką firmę

Peroxide Propulsion [13]


osoby prywatne, które amatorsko eksperymentują w dziedzinie napędów rakietowych, lecztakże i profesjonalne, rządowe ośrodki naukowo-badawcze. Przykładowe zdjęcia dostępnychw tym zakresie instalacji technicznych przedstawiono na rysunku 9.

Rys. 9. Dostępne komercyjnie instalacje do zatężania H2O2 o stężeniu 30% do klasy HTP [14,17]

1.4. Nadtlenek wodoru do celów napędowych

Nadtlenek wodoru klasy HTP (czyli High-test hydrogen peroxide, HTP), jak już zostało to za-znaczone, obecnie zyskuje (ponownie, po okresie kiedy był intensywnie wykorzystywanyw NASA oraz siłach zbrojnych, głównie w USA) coraz większą uwagę jako obiecujący, jednoskład-nikowy materiał pędny oraz wydajny utleniacz w dwuskładnikowych układach rakietowych typupaliwo-utleniacz. Zapis globalnej reakcji jego rozkładu przedstawia równanie poniżej (z uwzględ-nieniem rekombinacji rodników tlenowych) (9) [3]:

2 H2O2 (ciecz) ® 2 H2O (gaz) + O2 (gaz) Δ Hr = 2887,0 J/g (bezwodny H2O2) (9)

Jedną z najważniejszych cech nadtlenku wodoru klasy HTP jest jego kompatybilność mate-riałowa oraz zawartość substancji śladowych. Obydwie te cechy były przedmiotem wieloletnichbadań, prowadzonych głównie przez NASA oraz amerykańskie i brytyjskie siły powietrzne.W toku wieloletnich testów opracowano normy, dotyczące zarówno dopuszczalnych poziomówzawartości poszczególnych substancji śladowych w nadtlenku wodoru o przeznaczeniu do celówrakietowych, jak też zostały ustalone odpowiednie klasy materiałów, które mogą mieć określony(np. czasowy) kontakt z ta substancją.

Testy materiałowe z udziałem H2O2 klasy HTP pozwoliły określić odpowiednie normy, doty-czące poszczególnych metali oraz stopów, które można używać do konstrukcji danych elementówsystemu napędowego, pracującego w kontakcie z tą substancją. Kompatybilność taka zostałapodzielona na cztery klasy, z których najbardziej preferowaną (najlepiej zgodna materiałowoz H2O2) jest klasa 1 [3]. Jako kryterium kompatybilności zastosowano procentową stratę tlenuaktywnego w okresie jednego tygodnia (percent active oxygen loss per week, %AOL/wk) [3]:

%AOL/wk = 100(W1C1 – W2C2)/W1C1,

gdzie W1 oraz W2 reprezentują początkową oraz końcową masę roztworu HTP. C1 oraz C2 z koleioznaczają odpowiednio początkową oraz końcową wartość ułamka masowego H2O2. Uznano,że próbki metali oraz stopów, które odznaczają się indeksem %AOL/wk równym lub mniejszymniż 5 należą do 1 (pierwszej) klasy kompatybilności. Materiały zaś mieszczące się w przedziale5÷80 to druga klasa, a te poniżej 80 to trzecia klasa kompatybilności.


W latach 60. ubiegłego wieku w USA zostały opracowane pierwsze dokładne specyfikacje,dotyczące m.in. dopuszczalnych zawartości poszczególnych substancji w nadtlenku wodoru klasyHTP. Norma o symbolu MIL-P-16005E odnosi się do HTP o stężeniu 90 oraz 98% jako jedno-składnikowego materiału pędnego oraz utleniacza do zastosowań w technice rakietowej [18].Norma zaś oznaczona jako MIL-H-22868 dotyczy 70 oraz 90% HTP do napędu torped, i charak-teryzuje się przede wszystkim dopuszczeniem znacznie większego poziomu substancji stabili-zujących, w porównaniu do tej pierwszej [19]. Na przestrzeni następnych lat, aż do chwiliobecnej, istnieje kilka innych norm, wydanych głównie przez poszczególnych producentów HTP(np. Air Liquide dla 85% HTP, a Degussa, Du Pont, Shell oraz FMC dla 90% HTP) nadal brak zaśw tym względzie jednolitego, międzynarodowego standardu (tab. 5).

Tab. 5. Porównanie specyfikacji jakościowej H2O2 klasy HTP wg poszczególnych norm (producentów)

Wynikiem takiego stanu rzeczy jest m.in. to, że część z dostępnego nadtlenku wodoru klasyHTP nie spełnia bodaj dotychczas najbardziej adekwatnej dla HTP dla celów rakietowych, ame-rykańskiej normy MIL-P-16005E, mając np. za wysoki poziom dodatków stabilizujących (tak jakma to miejsce w przypadku 90% HTP, który oferuje Degussa) [20]. Poza tym w niektórych obec-nie istniejących specyfikacjach nie ma wyraźnie określonych metod pobierania oraz analizy za-nieczyszczeń, tak jak precyzował to standard MIL-P-16005E. Dlatego też najczęściej dooznaczania metali w H2O2 klasy HTP stosuje się obecnie ICP-MS, zaś jony oznacza się przy użyciunp. chromatografii jonowej.

Jeszcze raz należy zaznaczyć, że brak uznanego, międzynarodowego standardu, który obecnieokreślałby dokładna specyfikację nadtlenku wodoru klasy HTP skutkuje nie tylko zamieszaniemco do „bezpiecznego” poziomu niektórych dodatków względem danego rodzaju katalizatora roz-kładu, lecz także przyczynia się do innych trudności. Dotyczy to zwłaszcza możliwości swobodnejwymiany oraz porównywania danych doświadczalnych (jako że z reguły różni użytkownicy HTPposiadają/stosują różne specyfikacje, bądź też w ogóle nie podlegają żadnym) czy też jasnych,międzynarodowych regulacji np. kwestii transportowych. W jakiś sposób taki stan rzeczy przy-czynia się także do możliwości zakupu mniejszych ilości H2O2 klasy HTP oraz jego ceny. Półwieku temu substancja ta, przynajmniej w krajach bloku zachodniego, a zwłaszcza w USA, była

MIL-P-16005 Du Pont Shell FMC

procent wagowy H2O2 90 do 91 90,7 90,7 90,8

%AOL/wk 2,0 max 0,9 0,3 1,1

węgiel (C), mg/dm3 200 max 11 150 0

pozostałość, mg/dm3 20 max 15 15 15

chlorki (Cl–), mg/dm3 1,0 0,2 < 0,10 0,2

fosforany (PO43–), mg/dm3 0,2 max 0,1 0,04 0,07

azotany (NO3–), mg/dm3 3,0 do 5,0 3 3,6 3,5

siarczany (SO42–), mg/dm3 3,0 max 0,3 < 3,0 0,02

cyna (Sn), mg/dm3 1,4 do 4,0 1,8 1,8 1,9

amoniak (NH4+), mg/dm3 3,0 max 0,3 < 3,0 0,03

glin (Al), mg/dm3 0,5 max 0,2 0,2 0,07

cząstki stałe, mg/dm3 1,0 max < 1,0 < 1,0 < 1,0


dostępna w każdej niemal ilości. Przykładowo, w roku 1967 siły powietrzne USA (US Air Force)płaciły tylko 23 centy na funt H2O2 klasy HTP [34]. jak wynika, nie tylko zresztą z doświadczeniaautorów, te dni niestety minęły bezpowrotnie. Obecnie H2O2 klasy HTP jest bardzo trudno do-stępny (zwłaszcza dla akademickich jednostek badawczych, które chciałyby zużywać względnieniewielkie ilości tej substancji) oraz bezzasadnie drogi. Poza tym jakość H2O2 (rodzaj i ilość do-datków oraz zanieczyszczeń) wydaje się mieć największe znaczenie dla jego praktycznych osią-gów. Znane są bowiem przypadki, kiedy poziom stabilizujących substancji (cynianu sodu czy teżfosforanów) był znacznie większy, aniżeli wynikałoby to ze specyfikacji danego HTP. W konsek-wencji przyczyniało sie to do znacznie szybszej dezaktywacji złoża katalitycznego. Poza tym zda-rzało się, że poziom dodatków znacznie różnił się nawet w obrębie tej samej dostawy – np. jednabeczka zawierała znacznie wyższy poziom stabilizatora, aniżeli kolejna [34].

Produkowany od połowy lat 90. ubiegłego wieku w Puławach H2O2 o najwyższym, dostępnymobecnie w kraju stężeniu, tj. 60%, generalnie nie nadaje się do celów napędowych z dwu powo-dów; po pierwsze zbyt małego stężenia, a po drugie zbyt dużego poziomu dodatku fosforanówcelem stabilizacji (rzędu 450 ppm). Jedyną opcją dla aktualnie prowadzonych w kraju prac ba-dawczych, wymagających stosowania H2O2 klasy HTP, jest zakup tej substancji za granicą, lubteż własna produkcja. ta druga opcja, oprócz znajomości odpowiedniej metody preparatyki che-micznej wymaga również stosowania czystego półproduktu (np. klasy „food grade” lub też „elec-tronic grade”), tak aby możliwe było uprzednie usunięcie fosforanów na odpowiednim złożujonitowym (do poziomu rzędu 0,15 ppm).

1.5. Bezpieczne magazynowanie oraz obchodzenie się z nadtlenkiem wodoru klasy HTP

Praca z nadtlenkiem wodoru klasy HTP oraz sposoby jego magazynowania i utylizacji wyma-gają ścisłego przestrzegania odpowiednich norm bezpiecznego postępowania. Jest to silny utle-niacz oraz związek potencjalnie stwarzający zagrożenie pożarowe, a nawet wybuchowe.Prawdopodobnie m.in. dlatego (oraz z powodu wykorzystywania go w technice rakietowej orazdo produkcji niektórych materiałów wybuchowych), nadtlenek wodoru stężony do wartości od-powiedniej dla celów napędowych (powyżej 70%), jest trudno dostępny na rynku, zwłaszczaw niewielkich ilościach (odpowiednich do laboratoryjnych prac badawczych). Wysoko stężonyzaś (powyżej 90% – Rocket Grade Hydrogen Peroxide, zwany także jako HTP czyli High Test Pe-roxide) jest niemal niedostępny na wolnym rynku, nawet w USA. Tak więc dostępność handlowaczystego, 90% i powyżej stężonego, nadtlenku wodoru jest bardzo ograniczona, gdyż prawowiększości krajów Europy oraz USA zabrania nim handlować ze względów bezpieczeństwa.W handlu ogólnodostępne są maksymalnie 70% roztwory tego związku, zaś najczęstszą hand-lową jego postacią jest tzw. perhydrol (czynnik wybielający), czyli jego 30% wodny roztwór.Nadtlenek wodoru o stężeniu 50% i powyżej, według dyrektywy Unii Europejskiej 96/82/EC„SEVESO”, zaliczany jest do utleniaczy, i podlega specjalnym przepisom odnośnie transportu orazmagazynowania.

W Polsce możliwy jest zakup czystego (w sensie braku śladowych zanieczyszczeń mineral-nych) nadtlenku wodoru o stężeniu do celów przemysłowych (a więc do wartości 60%), któryw większości zakłady produkcyjne zużywają jako czynnik wybielający pulpę drzewną (produkcjapapieru) oraz odtłuszczający (produkcja komponentów elektronicznych – głównie półprzewod-ników). Szereg innych zastosowań to, m.in. jego rosnący udział w produkcji domowych środkówwybielających, kosmetyków, surowców chemicznych (np. tlenku propylenu), oczyszczaniu ście-ków przemysłowych (np. dezodoryzacja, usuwanie cyjanków) oraz szerokiej gamy tworzywsztucznych.

Jednakże ciągle pokutuje, nawet w środowisku chemików, wiele przekłamań oraz niepraw-dziwych poglądów dotyczących nadtlenku wodoru. Tymczasem, nawet w bardzo wysokich stę-żeniach, nadtlenek wodoru należy do trwałych, stabilnych związków chemicznie (o ile prze -chowywany jest w odpowiedni sposób). W postaci ciekłej nie ulega wybuchowemu rozkładowi,


jest też substancją niepalną. Jedynie jego stężone pary mogą ulec wybuchowemu rozkładowi,ale i w takim przypadku wymagane jest względnie silne źródło inicjacji. Podobnie jak w przy-padku pracy z czystym tlenem, instalacje mające kontakt ze stężonym H2O2 muszą być bez-względnie czyste od jakichkolwiek zanieczyszczeń, zwłaszcza organicznych (dlatego teżmateriały, z którymi ma mieć kontakt – nawet klasa 1 kompatybilności – muszą wcześniej przejśćproces odpowiedniej pasywacji chemicznej). Tak więc wymagany jest odpowiedni poziom do-świadczenia, zwłaszcza w przestrzeganiu tzw. dobrej praktyki laboratoryjnej oraz po prostu roz-sądek.

Faktem jest więc, że 80÷98% roztwory nadtlenku wodoru mogą, i w istocie są, bezpiecznymioraz wydajnymi jednoskładnikowymi materiałami pędnymi lub też wydajnymi utleniaczami ra-kietowymi. Jednakże zawsze należy mieć na uwadze to, że muszą być bezwzględnie spełnionewarunki odpowiedniego zaprojektowania instalacji, jej wykonania, oraz obsługi przez wykwa-lifikowany personel. Co więcej, ultra czyste technologie produkcji H2O2, będące dziś w użyciu(HTP o wysokiej czystości) pozwalają sądzić, że stabilność nadtlenku wodoru klasy HTP jestobecnie 2 do 10 razy większa, aniżeli ta, którą substancja ta prezentowała sobą w latach jej in-tensywnego użycia, czyli 60. ubiegłego wieku [21].

Na rozkład H2O2 wywierają wpływ przede wszystkim takie czynniki jak obecność niektórychzanieczyszczeń, temperatura przechowywania oraz stężenie i wartość pH roztworu nadtlenkuwodoru. Objawy rozkładu przechowywanego H2O2 to oczywiście wydzielanie sie gazu (tlenu),a przy nie wystarczającym odprowadzeniu ciepła, pojawia się także wzrost temperatury roz-tworu. W przypadku zachowania zalecanej wartości pH (<3) oraz wykluczeniu obecności zanie-czyszczeń działających rozkładowo, handlowy nadtlenek wodoru wykazuje bardzo dobrąstabilność, nawet w podwyższonych temperaturach.

Najsilniejszy, ujemny, wpływ na trwałość przechowywanych roztworów H2O2 (w tym takżetego klasy HTP) posiadają niektóre rodzaje zanieczyszczeń, nawet gdy występują one w najniż-szych stężeniach (śladowych, rzędu ppm). Rozkład może zostać wywołany także przez jonyo działaniu katalitycznym. Szczególną aktywność wykazują przy tym względzie takie metale jak:żelazo, miedź, mangan, nikiel oraz chrom. Rozkład H2O2 możliwy jest także na styku ze stałą po-wierzchnią (także ściankach naczyń). Szczególnie silnie działają w tym względzie tlenki i wodo-rotlenki manganu, żelaza, kobaltu, niklu, ołowiu, baru oraz rtęci. Najwyższą zaś aktywnośćspośród metali wykazują metale szlachetne, takie jak: platyna, osm, iryd, pallad, rod, srebro, ko-balt oraz złoto.

Podwyższenie temperatury generalnie sprzyja rozkładowi roztworów H2O2. Powszechnieuważa się, że statystyczny wzrost szybkości reakcji rozkładu H2O2 określa współczynnik 2,2 nakażde 10°C przyrostu temperatury. Dla handlowego nadtlenku wodoru względna szybkość roz-kładu w temperaturze pokojowej wynosi nie więcej niż 2% w skali roku. W temperaturze zaś95÷100°C może sięgać już około już około 2% dziennie. Stabilizatory, takie jak cyna, fosforany,krzemiany czy też azotany, wywierają tylko nieznaczny (inhibitujący) wpływ na szybkość roz-kładu H2O2 w podwyższonej temperaturze. Bez odprowadzenia ciepła rozkład ma przebiegsamo przyspieszający się, dlatego też roztwory nadtlenku wodoru podczas składowania podle-gają obserwacji oraz przechowywane są w zbiornikach z wentylami upustowymi.

Nadtlenek wodoru o wysokim stopniu czystości rozkłada się tylko w niewielkim stopniu, przyczym stabilność wzrasta nawet wraz ze wzrostem jego stężenia. Rozcieńczenie na ogół zmniejszastabilność nawet wtedy, gdy woda rozcieńczająca jest najwyższej czystości. W praktyce jednaknadtlenek wodoru jest przez wodę dodatkowo zanieczyszczony oraz zmniejsza się dodatkowostężenie stabilizatorów. Jednakże znakomita większość handlowo dostępnych roztworówH2O2zawiera znaczne ilości dostatków stabilizujących (czynników chelatujących lub też sek-westrujących) mających za zadanie powstrzymywanie rozkładu podczas transportu oraz skła-dowania. Dla pewnych aplikacji jest to pożądane, natomiast w przypadku HTP używanegow technice rakietowej, liczy się przede wszystkim jego stężenie oraz czystość. Do czynników


chelatujących (sekwestrujących w przypadku fosforanów organicznych) zaliczyć należy przedewszystkim dodatki fosforanów, cynianów oraz krzemianów.

Z czysto teoretycznego punktu widzenia wyraźnie wynika, że tendencja do samorzutnegorozkładu absolutnie czystych chemicznie roztworów H2O2 do wody oraz tlenu, jest po prostupomijalna (zaniedbywalnie znikoma). Jednakże kwestie transportu, magazynowania oraz wy-mogów technicznego wykorzystania roztworów H2O2 wręcz narzucają stosowanie ww. dodat-ków stabilizujących. Największą czystością (najniższym poziomem dodatków stabilizujących)odznaczają się roztwory H2O2 klasy HTP przeznaczone dla przemysłu elektronicznego (tzw.„high purity tests” lub też „high purity grades”). Podstawowym, obecnie stosowanym, dodatkiemstabilizującym jest koloidalna postać cyny (używana w formie mikroskopijnych ziarenek dwu-tlenku cyny, SnO2). Najczęściej jest ona dodawana w postaci cynianu metalu alkalicznego,np. jako sześciohydroksycynian sodu, Na2Sn(OH)6. Okazuje się jednak, że dodatnio naładowanejony takich metali jak magnez, wapń czy też glin posiadają tendencję do koagulowania w roz-tworze, i w konsekwencji usuwają znaczną zawartość cyny na drodze strącania. Z kolei jony o ła-dunku ujemnym, takie jak fosforany (pochodzące z dodatku fosforanu sodu) są znanymczynnikiem peptyzującym, i dlatego dodawane są w celu poprawienia stabilności koloidalnej za-wiesiny dwutlenku cyny. Również organiczne kwasy fosforowe mogą być z powodzeniem sto-sowane jako stabilizatory stężonych roztworów H2O2. Działają one wówczas jako czynnikchelatujący wolne atomy metali, które katalizują rozkład H2O2. Z najczęściej stosowanych tegotypu substancji należałoby wymienić kwas aminotrimetyleno-fosfonowy, oznaczany jako ATMP(C3H12NO9P3), EDTMP (kwas etylenodiaminometyleno-fosfonowy) oraz HEDP (kwas 1- hydro-ksyetano-1,1-difosfonowy). Azotany zaś najczęściej dodawane są jako inhibitor korozji.

Również wartość pH wywiera wpływ na stabilność roztworów nadtlenku wodoru. Zakresoptymalnych, skorygowanych wartości pH dla odpowiedniego przechowywania H2O2 wynosiod 3,5 do 4,5. W zanieczyszczonym nadtlenku wodoru właśnie w tym zakresie pH może jednakdochodzić do specjalnych efektów rozkładu spowodowanych osadami wodorotlenków metali.Powyżej wartości pH 5 rozkład H2O2 szybko wzrasta, dlatego handlowe roztwory na ogół na-stawia się na pH poniżej 5, stosując przeważnie w tym celu kwas ortofosforowy.

Nadtlenek wodoru może się rozkładać z różną szybkością, w zależności od stężenia oraz ro-dzaju zanieczyszczeń jakie znajdą się w jego roztworze. Ze względu na to, że istniejące urządze-nia odpowietrzające zbiorniki nie są w stanie bezpiecznie odprowadzić produktów bardzosilnego rozkładu, trzeba koniecznie rozpoznawać rozkład oraz podejmować kroki zmniejszająceto zjawisko. W przeciwnym razie, zwłaszcza w podwyższonej temperaturze, może dojść do takiejszybkości rozkładu, że wytworzy się ciśnienie mogące w skrajnym przypadku rozerwać zbior-nik.

Zwykle jednak proces tego rodzaju rozkładu przebiega wolno i daje się w porę rozpoznać postałym wzroście temperatury. Jako środek zapobiegawczy jest dlatego konieczna ciągła kontrolatemperatury. Tylko w przypadku zanieczyszczeń bardzo silnie katalizujących rozkład (np. solewymienionych wyżej metali) już w ciągu kilku godzin przybiera rozmiar wręcz krytyczny, także nie może już przeciwdziałać temu stanowi ani chłodzenie, ani rozcieńczanie, ani też dodateksubstancji stabilizującej. Roztwory nadtlenku wodoru mogą także ulegać rozkładowi pod wpły-wem światła (zwłaszcza promieni ultrafioletowych) oraz niektórych enzymów.

Pomieszczenia, w których przechowywany jest nadtlenek wodoru muszą być dobrze prze-wietrzane. Niekiedy, przy większych ilościach H2O2, wymagany jest montaż typowej wentylacjitechnicznej. Jej przewody wywiewne powinny być tak poprowadzone, by nie przechodziły przezmiejsca, w których przebywają pracownicy. Podłogi zaś w pomieszczeniach roboczych oraz ma-gazynowych nie powinny być wykonane z materiałów palnych, lecz z odpowiednich, szczelnychpowłok np. z tworzywa sztucznego odpornego na H2O2, tak aby były nienasiąkliwe oraz zapew-niały swobodny odpływ w razie wycieku.


Wstęp na instalację i do tych części zakładu, w których nadtlenek wodoru stosowany jest docelów technologicznych w niebezpiecznych stężeniach lub też ilościach, dozwolony jest tylko za-trudnionym tam pracownikom, posiadającym na sobie odpowiednie wyposażenie ochronne BHP.Inne osoby mogą tam wejść tylko za zezwoleniem kierownika zakładu lub upoważnionego przezniego pracownika. Należy rozwiesić odpowiednie tablice informacyjne. Należy także wprowadzićtakie metody pracy, by jeśli to możliwe, unikać kontaktu skóry zatrudnionego z nadtlenkiemwodoru. Muszą być ponadto dostępne urządzenia umożliwiające natychmiastowe przepłukaniewystarczającą ilością wody miejsc zwilżonych nadtlenkiem wodoru. Dodatkowo, należy przy-gotować dostateczną ilość wyraźnie oznaczonych natrysków i buteleczek do przemywania oczu.Jeśli już dojdzie do przypadkowego kontaktu stężonego H2O2 ze skórą, to na skórze poszkodo-wanego natychmiast pojawią się białawe, swędzące plamy. Należy natychmiast przemyć popa-rzone miejsca wodą. Plamy takie wówczas relatywnie szybko znikają, praktycznie bez żadnychnastępstw (inaczej aniżeli np. w przypadku poparzeń stężonym kwasem azotowym, który po-woduje trudno gojące się rany, z martwicą koagulacyjną włącznie).

Nadtlenek wodoru klasy HTP można przechowywać tylko oryginalnych pojemnikach lub pro-fesjonalnie wykonanych i zamontowanych instalacjach magazynowych, najwyżej w temperatu-rze pokojowej. Pojemniki transportowe, a w szczególności wykonane z przezroczystychmateriałów, powinny być, na ile jest to możliwe, chronione przed oddziaływaniem promieni sło-necznych (tak aby uniknąć rozkładu wywołanego promieniowaniem ultrafioletowym) w zada-szonych pomieszczeniach, bezpiecznych pod względem pożarowym. Należy regularniekontrolować temperaturę w zbiornikach magazynowych oraz ich szczelność. Nadtlenek wodoruklasy HTP należy składować w oryginalnych pojemnikach z odpowiednimi, oryginalnymi za-mknięciami, których kołpaki są wyposażone w zawory zapobiegające wypływowi, ale umożli-wiające odlot gazów. W żadnym przypadku nie wolno raz pobranej, nawet najmniejszej ilościH2O2, ponownie nalewać do zbiornika magazynowego. Z pojemników takich (magazynowych)można pobierać nadtlenek wodoru tylko przez ostrożne wylewanie lub przy użyciu odpowied-nich urządzeń (tj. pompek z polietylenu lub stali szlachetnej, które wolno stosować tylko do nad-tlenku wodoru i których stan czystości należy sprawdzać przed każdym użyciem. Należy przytym unikać rozpryskiwania oraz rozlewania roztworu H2O2. Pojemniki zaś używane do przeno-szenia roztworów H2O2, nie mogą być pod żadnym pozorem napełniane jakąkolwiek inną sub-stancją. Opróżnione pojemniki należy natychmiast przepłukać dużą ilością wody destylowaneji oznaczyć jako czyste. Zanieczyszczone zaś zbiorniki należy odseparować, ich zawartość roz-cieńczyć dużą ilością wody i spuścić do ścieków. Pozostałe chemikalia, a w szczególności zasady,sole metali i ich roztwory oraz wszelkiego rodzaju substancje organiczne (paliwa) należy bez-względnie składować z dala od nadtlenku wodoru klasy HTP, ewentualnie należy odizolowaćtakie substancje przed możliwością jakiegokolwiek kontaktu z H2O2.

Wspomniana w poprzednim rozdziale korozyjność H2O2 klasy HTP jest generalnie dużomniejsza aniżeli większości stężonych kwasów, zwłaszcza utleniających, takich jak siarkowy czyazotowy, jednakże przy długotrwałym działaniu prowadzi do degradacji struktur konstrukcyj-nych materiałów. Prowadzi to z kolei do obniżania ich walorów użytkowych, nie wspominająco możliwości przedwczesnego, niekontrolowanego rozkładu H2O2 na skutek jego zanieczysz-czenia. Na szczęście istnieją (względnie niewielka liczba) metale oraz stopy metaliczne, którewykazują doskonałą wręcz kompatybilność z nadtlenkiem HTP (zaliczane do pierwszej klasykompatybilności – a więc o nieograniczonym czasie kontaktu). Znajdują się tutaj przede wszyst-kim specjalne stopy aluminium (np. typ 5254A), tytan, stal nierdzewną (np. typ 304L lub 316L)oraz cyrkon (tab. 6).


Tab. 6. Objętość uwolnionego gazu podczas 20-dniowego kontaktu próbki

danego metalu (stopu) z 30% roztworem H2O2 w temperaturze 25°C [22]

Jak wynika, m.in. z danych przedstawionych w tabeli 5, zbiorniki zawierające większą ilośćH2O2 klasy HTP (powyżej ilości kilku litrów, które można przechowywać w naczyniach poliety-lenowych typu Jerrycans), typu kanistry, beczki, cysterny, itp. muszą być wyposażane w urzą-dzenia do upustu zbierającego się gazu (tlenu).

2. HISTORIA ZASTOSOWANIA NADTLENKU WODORU W TECHNICE NAPĘDOWEJ

2.1. Początki oraz apogeum

Historia stosowania nadtlenku wodoru w szeroko pojętych technikach związanych z napę-dami liczy sobie już blisko 70 lat. Odkrywca H2O2, Thenard, jako pierwszy zatężył tę substancjędo stopnia, który dziś określa się mianem HTP. On także jako pierwszy zbadał i opisał procesjego rozkładu (znana i wykorzystywana obecnie reakcja katalitycznego rozkładu H2O2). Pomimofaktu, że udało mu się otrzymać (na drodze destylacji pod obniżonym ciśnieniem) bardzo stężoneroztwory H2O2, to w owych czasach (napoleońskich) widział on zastosowanie tej substancji je-dynie w medycynie oraz jako czynnik wybielający.

W okresie kilkudziesięciu lat od odkrycia Thenarda zaproponowano kilka różnych sposobówuzyskiwania H2O2 (patrz pkt. 1). Pod koniec lat 60. XIX wieku po raz pierwszy zaczęto produko-wać H2O2 (w postaci 3% roztworu) na sprzedaż. Jednakże, jak to już zostało zaznaczone wcześ-niej, wielkoskalowa produkcja tak naprawdę rozpoczęła sie dwie dekady później, głównie w USAoraz Anglii. W okresie międzywojennym w Niemczech również produkowano H2O2. Po dojściuHitlera do władzy (1933 roku) opracowano tam bezpieczny sposób produkcji oraz stabilizacji80% roztworów H2O2 [23]. Bazując na tym nowym, obiecującym utleniaczu, niemiecki koncernHellmuth Walter Kommanditgesellschaft (HWK), znany jako , w 1935 roku rozpoczął intensywneprace nad jego wykorzystaniem w praktyce. Już w 1936 roku firma ta opracowała pierwszy star-towy silnik pomocniczy (RATO) o ciągu 1000 kg oraz 400 konną turbinę dla okrętów podwod-nych (pracującą na zasadzie wtrysku H2O2 oraz roztworu nadmanganianu potasu, sodu lubwapnia, jako katalizatora rozkładu). W 1938 roku opracowany przez Walter-Werke silnik R1(RATO) zastosowano w samolocie rakietowym He 176, który pracując około 30 sekund, pozwoliłna zbliżenie się do ówczesnego rekordu prędkości [24].

W okresie tuż poprzedzającym wybuch II wojny światowej, oraz w jej pierwszych latach, nie-mieccy konstruktorzy opracowali bardzo wiele konstrukcji napędowych, które wykorzystywałyrozkład 80% H2O2 (plus dodatek hydroksylowej pochodnej chinoliny jako stabilizator – T-Stoff)oraz roztwór nadmanganianu potasu lub sodu (Z-Stoff) jako katalizator tegoż procesu [25].Z samolotów rakietowych najbardziej udana konstrukcją niemiecka tamtych czasów okazał sięMe 163 Komet, napędzany ulepszoną wersja silnika rakietowego R1. Z kolei na okręcie podwod-nym V 80 Walter zastosował z powodzeniem turbiny napędzane H2O2. Pod koniec wojny Niemcywprowadzili nowy rodzaj napędu swoich okrętów podwodnych (typu 18-X), który wykorzy-stywał spalanie nafty z H2O2 [23]. Równolegle wprowadzono wówczas kilka rozwiązań,wykorzystujących H2O2 do napędu torped, będących na uzbrojeniu U-botów.

metal lub stop objętość uwolnionego gazu (cm3)

stal nierdzewna 304 130

stal nierdzewna 316L 475żelazo 290chrom 100nikiel 150

aluminium 475

cyrkon 2


Najbardziej chyba jednak znanym zastosowaniem produkowanego wówczas w NiemczechH2O2 było jego wykorzystanie do napędu pocisków latających, a zwłaszcza w rakietowym po-cisku z głowicą burzącą A4 (V-2). Walter wyprodukował kilkaset katapult do wyrzucania latają-cych pocisków-samolotów V-1, które wykorzystywały rozkład H2O2. Zastosowanie zaś roz kładutego samego medium do napędu wydajnej turbopompy o mocy 675 KM w rakiecie V-2 przyczy-niło się do tego, że po II wojnie światowej nadtlenek wodoru zyskał ogromne znaczenie w tech-nice rakietowej (rys. 10). Stało się tak głównie z tego powodu, że po zakończeniu wojny Wernhervon Braun przechwycony został przez Amerykanów. Konstrukcja zaś rakiety V-2 stał się dosłow-nie podstawą do dalszego rozwoju pocisków balistycznych w USA, ZSRR, Chinach oraz Francji.

Po zakończeniu II wojny światowej Anglicy przejęli znaczne zapasy niemieckiej produkcjiH2O2, które z powodzeniem wykorzystali do opracowywania własnych rozwiązań w dziedzinieRATO. W następnym okresie opracowali także własny sposób produkcji 85% H2O2 (przez La-Porte, obecnie Solvay Interox). Posłużył on do napędu silników typu RATO o nazwie Sprite orazSuper Sprite, produkowanych przez firmę Havilland Engine Co., i wykorzystywanych przezówczesne samoloty, takie jak pierwszy samolot pasażerski z napędem odrzutowym, tj. de Ha-villand Comet oraz bombowce klasy V.

W 1952 roku Anglicy zaczęli opracowywać koncepcję rakietowego silnika Spectre do napędusamolotów Saunder Roe SR 53 oraz SR 177. Silnik ten wykorzystywał H2O2 klasy HTP oraz naftę.Poza tym równolegle prowadzili pracę nad kolejnymi systemami pomocniczego startu typuRATO (np. programy Gamma 2 oraz Gamma 201), które także wykorzystywały H2O2 oraz opra-cowali systemy turbopomp dla napędu okrętów podwodnych i torped.

Angielski program budowy rakiety badawczej Black Knight, zainicjowany w połowie lat 50.ubiegłego wieku przez Royal Aircraft Establishment oraz Saunders-Roe, bez wątpienia należydo najbardziej udanych przedsięwzięć wykorzystujących H2O2 klasy HTP w technice rakietowej.Rakieta wykorzystywała silniki serii Gamma, spalające naftę oraz HTP. W sumie odbyło się 22udanych startów tych rakiet w latach 1958¸1965 w Woomera w Australii [26]. Ostatecznie pro-gram zawieszono w związku z pracami na rzecz jeszcze większego przedsięwzięcia, jakim okazałsię brytyjski program budowy rakiety kosmicznej do wynoszenia własnych satelitów – czyliBlack Arrow. Koncepcja rakiet Black Arrow rozwijana była przez całe lata 60. ubiegłego wieku,

Rys. 10. Start jednej z wielu przejętych

przez Amerykanów rakiet A4/V-2, na po-

ligonie White Sands w Nowym Meksyku

( h t t p : / / h i s t o r y . n a s a . g o v / S P -

-4312/ch2.htm)


i zaowocowała m.in. wyniesieniem sztucznego satelity przez UK. Zarówno pierwszy jak i dru-gi stopień tych rakiet wykorzystywał silniki serii Gamma pracujące na H2O2 oraz nafcie(RP-1/HTP). Program został ostatecznie zakończony na początku lat 1970, zaś dwustopniowarakieta Black Arrow jak dotąd pozostaje jedyną taką konstrukcją, która wykorzystując H2O2 jakoutleniacz (i to w obydwu swoich stopniach), była zdolna do wynoszenia sztucznych satelitów(o masie 135 kg na LEO) (rys. 11) [27].

Rys. 11. Rakieta Black Arrow na stanowisku startowym w Woomera w Australii (www.spaceuk.org)

Podobnie w Stanach Zjednoczonych po zakończeniu II wojny światowej został zainicjowanygwałtowny rozwój technik rakietowych, w początkowym etapie głównie na użytek wojska,w których H2O2 odgrywał kluczową rolę. Substancja ta stała się w USA podstawowym, jedno-składnikowym materiałem pędnym, wykorzystywanym w napędach rakietowych (też w syste-mach kontroli położenia statku kosmicznego). Najbardziej znane obiekty tamtych czasów,wykorzystujące 90% H2O2 klasy HTP (wyprodukowany przez Bell Aircraft Co.), to przedewszystkim samoloty o napędzie rakietowym X-1 oraz X-15 [23]. W następnych latach intensyw-nego rozwoju technologii kosmicznych w USA, H2O2 klasy HTP stanowił główne źródło napęduszeregu różnorakich turbopomp (np. w rakietach Redstone, Jupiter oraz Viking), na wzór swojejpierwotnej aplikacji w pocisku rakietowym A4/V-2. Warto w tym miejscu ponownie zauważyć,że HTP jest niezwykle atrakcyjnym medium do napędu układów typu turbopompy, jako że jegorozkład generuje produkty gazowe o temperaturze zbliżonej do dopuszczalnej dla łopatek nie-chłodzonej turbiny. Poza tym temperaturę tego gazu łatwo można kontrolować poprzez zawar-tość wody w roztworze H2O2. W praktyce pozwala to uzyskać odpowiednią temperaturę gazudla danej turbiny, unikając jej przegrzewania się.

Poza znaczącymi zastosowaniami, w których zużywano relatywnie duże ilości H2O2 klasyHTP (w przypadku kiedy związek ten używany buł jako utleniacz lub jednoskładnikowy materiałpędny), istniały także jego mniej znane aplikacje. Z ciekawszych warto wymienić choćby szybkisystem generowania próżni o nazwie Hyprox, opracowany przez firmę Thiokol, i z powodzeniemwykorzystywany na wielu stanowiskach badawczych [27]. Podobnie jak to miało miejsce w UK,także U.S. Navy w połowie lat 50. ubiegłego wieku, także wykorzystała H2O2 (70%) do napędutorped MK 16. Firma General Electric zaś jako pierwsza po II wojnie światowej, na tak dużą skalę,prowadziła zaawansowane prace nad wykorzystaniem H2O2 klasy HTP w rakietowych silnikachhybrydowych [28].


Oczywiście H2O2 klasy HTP stosowano po II wojnie światowej w znacznych ilościach równieżw innych krajach, które pracowały nad rozwojem technik rakietowych. Na pewno miało tomiejsce w byłym ZSRR, i zapewne nadal substancja ta jest użytkowana w dzisiejszej Rosji, którama przecież znaczący potencjał rakietowy (zarówno kosmiczny jak i militarny). Brak jednakżejednoznacznych i przejrzystych danych na ten temat. Bez wątpienia zaś HTP służy do napęduturbopomp w rosyjskich kosmicznych rakietach nośnych typu Sojuz.

W latach 1974‚87 w DLR Lampoldshausen w Niemczech wykonano serię badań nad silnikamihybrydowymi, w których stosowano m.in. H2O2 klasy HTP jako utleniacz [29].

Należy zaznaczyć, że w okresie zimnej wojny osiągi materiału pędnego były dużo bardziejważne, aniżeli kwestie kosztów operacyjnych, aspektów ochrony środowiska czy też bezpieczeń-stwa (toksyczności). Dlatego też, począwszy od końca lat 1960, trwały intensywne prace nad za-stosowaniem coraz wydajniejszych układów napędowych, także i na polu nie kriogenicznychmateriałów pędnych. W tej swoistej rywalizacji H2O2 niejako „przegrał”, zwłaszcza w militarnychaplikacjach, z takimi związkami chemicznymi jak NTO oraz hydrazyna (układ hipergoliczny).Skutkiem takiego stanu rzeczy H2O2 coraz rzadziej uwzględniano w powstających układach na-pędowych. Ostatecznie, w latach 1980 H2O2 pozostał już jedynie w niszowych zastosowaniach,tj. takich, w których inne materiały pędne nie mogły być użyte, np. ze względu na drastyczneograniczenia przestrzeni oraz narażenie załogi (okręty podwodne).

Pod koniec lat 1980 H2O2 stał się niemal zapomnianym materiałem pędnym również i w USA.Przy braku zamówień, większość jego dostawców wstrzymało produkcję H2O2. Ostatnim zna-czącym amerykańskim programem, w którym HTP znalazł jeszcze zastosowanie, był programbudowy rakiet kosmicznych Scout, zastopowany w 1982 roku [23].

2.2. Aktualne trendy

Począwszy od końca lat 1990, aż do chwili obecnej, niejako „ponownie” wzrasta zaintereso-wanie H2O2 klasy HTP jako bezpiecznym (także dla środowiska naturalnego), łatwo przecho-walnym oraz wydajnym materiałem pędnym, który de facto może służyć zarówno jako utleniacz(zwłaszcza w silnikach hybrydowych, ale też w sozotechnice) oraz wygodny, jednoskładnikowymateriał pędny. Do tej pory odbyło się już kilkanaście ważnych, międzynarodowych konferencjipoświęconych tematyce H2O2 oraz zastosowań tego związku, nie tylko zresztą w dziedzinie na-pędów.

2.3. Udział prac własnych

Autorzy wzięli udział w pracach badawczych nad rakietowym silnikiem hybrydowym, którezostały przeprowadzone w listopadzie i grudniu 2007 roku w Instytucie Techniki Cieplnej w Po-litechnice Warszawskiej. Do najważniejszych celów badań należało sprawdzenie własnej kon-cepcji silnika oraz porównanie wyników doświadczeń z obliczeniami projektowymi. Koncepcjapolegała na zastosowaniu ziarna materiału pędnego, w którego skład wchodził: sproszkowanyglin, HTPB oraz azotan amonu. Zgodnie z założeniem, masowy udział polimeru był niewielki –nie przekraczał 30% i służył przede wszystkim jako matryca dla pozostałych składników. Udziałglinu zawierał się w przedziale 30÷50%. Dziesięć procent stanowiły dodatki: plastyfikator, ka-talizator (rys. 12). Azotan amonu posłużył do zainicjowania reakcji podpowierzchniowych i w re-zultacie wzrostu prędkości spalania oraz redukcji niskoczęstotliwościowych pulsacji ciśnieniaw komorze.


a) b)

Rys. 12. Test silnika hybrydowego (a) oraz materiał pędny użyty podczas badań (b) [28]

Docelowym utleniaczem miał być stężony nadtlenek wodoru (HTP). Jednak z powodu brakudostępności substancji w rozsądnej cenie, badania rozpoczęto od zastosowania gazowego tlenu.Wykonano również testy z nadtlenkiem wodoru 60% – było to wówczas największe stężeniemH2O2, jakie można było zdobyć w Polsce. Zgodnie z przewidywaniami, próby zakończyły się nie-powodzeniem. Użyteczne dla celów napędowych stężenie nadtlenku wodoru nie powinno byćniemniejsze niż 80%. Doświadczenia z gazowym tlenem były natomiast udane. Wykresy ciągui ciśnienia w komorze, uzyskane podczas jednej z przeprowadzonych prób, przedstawia rysunek13 [28].

a) b)

Rys. 13. Wyniki testu silnika hybrydowego: siła ciągu (a) oraz ciśnienie w komorze (b) [28]

W badania i rozwój rakietowych silników hybrydowych włącza się również Instytut Lot-nictwa. Obecnie powstają projekty i koncepcje, mające na celu wybór ścieżki rozwoju: zastoso-wanie napędu, materiały pędne, współpraca, plany badań.


3. SILNIKI HYBRYDOWE NA H2O2

3.1. Historia rozwoju silników hybrydowych

Koncepcja hybrydowego silnika rakietowego, w ogólnych zarysach, polega na fizycznym roz-dzieleniu utleniacza oraz paliwa, które dodatkowo występują w różnych fazach (najczęściej pa-liwo jest w fazie stałej, zaś utleniacz występuje w postaci ciekłej lub też gazowej). Mamy więcdo czynienia w takim przypadku ze spalaniem heterogenicznym. Silnik taki jest więc jakby po-średnią konstrukcją, pomiędzy rozwiązaniami, które pracują wyłącznie na materiałach ciekłych,a silnikami na paliwo stałe, i przez to łączy w sobie wady i zalety tych dwu grup napędów rakie-towych (rys. 14).

Rys. 14. Typowa konfiguracja rakietowego silnika hybrydowego

Pierwszy w historii rakietowy silnik hybrydowy został użyty w latach 1932¸1933 w radziec-kiej rakiecie GIRD-9, której twórcami byli S. Korolow i M. K. Tichonrawow (rys. 15). Do napęduzastosowano ciekły tlen oraz półpłynną benzynę (otrzymaną poprzez rozpuszczenie kalafoniiw benzynie). Był to przełom w technice rakietowej: pierwszy na świecie silnik hybrydowy orazpierwsza rakieta radziecka, w której użyto ciekłego materiału pędnego. Pierwszy start odbył siępod Moskwą 17 sierpnia 1933 roku. Rakieta osiągnęła wysokość 400 metrów. W styczniu 1934roku GIRD-9 wzniosła się na wysokość 1500 metrów. Ciąg silnika, równy 500 N był osiąganyprzez 15 sekund [30].

Rys. 15. Silnik rakiety GIRD-9

W latach 1937¸39 prace nad rakietowym napędem hybrydowym prowadzili Niemcy. I. G. Far-ben testował silniki hybrydowe, w których paliwem był węgiel, natomiast utleniaczem – pod-tlenek azotu. W tym samym czasie H. Oberth wykonywał doświadczenia z ciekłym tlenem orazmieszaniną smoły, drewna i saletry potasowej. Również w Stanach Zjednoczonych na przełomielat 30. i 40. dwudziestego wieku, odbywały się prace eksperymentalne z zakresu rakietowegonapędu hybrydowego. Organizacja Californian Rocket Society, testowała silniki na węgiel i ga-zowy tlen. W 1947 roku Pacific Rocket Society pracowała nad kombinacją drewna i ciekłegotlenu.


Kolejnym etapem w historii rakietowego napędu hybrydowego było zapoczątkowanie w 1951roku przez General Electric prac badawczych nad zastosowaniem polietylenu i nadtlenkuwodoru 90%. W tym samym roku Rocket Missile Research Society w Kalifornii dokonała udanejpróby uruchomienia silnika hybrydowego z samoczynnym zapłonem. Użyto mieszaniny kwasóworaz asfaltu i chloranu potasu. Również Europa włączyła się w latach 1950 w rozwój napęduhybrydowego. Francuska ONERA dokonała pierwszego startu rakiety z silnikiem hybrydowym25 kwietnia1964 roku, uzyskując ciąg 10 kN. Do 1967 roku francuskie rakiety LEX, stosującenapęd hybrydowy, osiągały wysokość 100 km. W latach 1965‚71 Szwedzi wynosili ładunkio masie 20 kg na wysokość 80 km za pomocą rakiet meteorologicznych FLGMOTOR, napędza-nych silnikami hybrydowymi.

W latach 1979‚83 w Stanach Zjednoczonych zrealizowano program budowy i eksploatacjilatających celów, opartych na napędzie hybrydowym: Sandpiper, HAST, Firebolt. Do budowyobiektów wykorzystane zostały silniki, których rozwój firma UTC (United Technologies Corp.)rozpoczęła w 1961 roku. Stosowanymi tam materiałami pędnymi były: plexiglas oraz tlen. W la-tach 1981‚85 firma Starstruck opracowała rakietę meteorologiczną Dolphin, startującą z plat-formy wodnej. Ciąg startowy silnika hybrydowego wynosił 175 kN, natomiast materiałamipędnymi były HTPB i ciekły tlen. Start rakiety odbył się 3 sierpnia 1984 roku. Był to kolejnyprzełom w dziedzinie transportu rakietowego: pierwszy lot dużej rakiety komercyjnej i jedno-cześnie pierwsza próba w locie dużego silnika hybrydowego.

W latach 1974‚87 w DLR Lampoldshausen w Niemczech wykonywano doświadczenia spa-lania z zastosowaniem czterotlenku azotu, kwasu azotowego, nadtlenku wodoru oraz polimerów,również z dodatkiem proszków metali (magnez, glin).

James C. Benett – twórca i fundator przedsiębiorstwa Starstruck, w 1985 roku został współ-założycielem American Rocket Company (AMROC). Organizacja zajmowała się między innymibudową i testowaniem silników hybrydowych o ciągu do 324 kN. W 1995 roku AMROC upadła.Cztery lata później firma SpaceDev przejęła jej prawa do technologii rakietowych silników hy-brydowych.

W 1995 roku NASA wspólnie z DARPA rozpoczęły program HPDP (Hybrid Propulsion Demon-stration Program). W ramach projektu został opracowany i przetestowany największy dotych-czas zbudowany silnik hybrydowy, o ciągu 1,1 MN uzyskiwanym przez 15 sekund. Ponadto,w ramach HPDP, powstało kilka wersji rakiety Hyperion, której silnik hybrydowy spalał HTPBw podtlenku azotu. Były to pierwsze loty systemów hybrydowych realizowane dla NASA. RakietaHyperion 1A wykonała cztery loty, osiągając każdorazowo wysokość 36 km. Projekt Hyperion 2przewiduje zastosowanie silnika o ciągu 890 kN. Rakieta ma osiągnąć wysokość 150 km.

W 2002 roku Lockheed opracował i wykonał udaną próbę w locie rakiety HYSR, wyposażonejw silnik hybrydowy HTPB/LOX o ciągu startowym 300 kN. Dalszy intensywny rozwój współ-czesnych rakietowych napędów hybrydowych przypisuje się firmie SpaceDev.

Na przestrzeni zaś ostatnich lat zauważalne są zaawansowane badania (przy współpracyz NASA) prowadzone przez amerykańskiego uniwersytetu Purdue w dziedzinie rozwoju nowo-czesnych silników hybrydowych, pracujących m.in. na H2O2 klasy HTP [31]. Jednym z ich efektówma być powstanie rakiety napędzanej silnikiem hybrydowym na bazie 90% H2O2, która byłabyzdolna osiągać wysokość 100 km oraz zabierać sprzęt do prowadzenia badań w warunkach mi-krograwitacji [32].

3.2. Perspektywy rozwoju rakietowych silników hybrydowych na bazie H2O2

Rakietowe silniki hybrydowe na bazie H2O2 klasy HTP stanowią obecnie przedmiot zainte-resowania wielu wiodących w dziedzinie napędów rakietowych ośrodków badawczo-rozwojo-wych. Sama koncepcja wykorzystania H2O2 w silniku hybrydowym nie jest novum. Podobniezresztą jak zastosowanie polimerowego paliwa typu HTPB. Jednakże w praktyce, w dziedziniehybrydowych silników rakietowych, istnieją wyraźne, ciągle widoczne braki, przede wszystkim


w zakresie: sprawdzonych rozwiązań konstrukcyjnych, modelu spalania, wpływu dodatków (ka-talizatorów) na osiągi oraz sprawności rozkładu samego H2O2, jednolitej i przejrzystej normyodnośnie stężenia i czystości H2O2 klasy HTP, itp.). Tak więc ogólnie można stwierdzić, że tech-nologia rakietowych silników hybrydowych nadal nie osiągnęła swojej dojrzałości. Co więcej,wyraźnie zauważalny jest brak, zwłaszcza w Europie (o Polsce nie wspominając) wyspecjalizo-wanej kadry technicznej w tej branży (w odróżnieniu od np. napędów rakietowych opartycho silniki na paliwo stałe czy też ciekłe).

Jednocześnie jest obecnie oczywistą kwestią, że w także w dziedzinie napędów rakietowychtrwają intensywne prace badawcze nad wydajnymi materiałami pędnymi o minimalnym oddzia-ływaniu na środowisko naturalne (np. projekt GRASP). Nadtlenek wodoru wręcz idealnie wpi-suje się w taką strategię, stąd też zresztą ogólny powrót do technologii napędowych opartycho to medium.

Badania związane z preparatyką ziarna paliwa dotyczą wytwarzania próbek nowoczesnych,funkcyjnych polimerów sieciowanych. Rozkład zaś H2O2 na odpowiednim łożu katalitycznymjest oddzielną kwestią badawczą współczesnej katalizy. Na świecie zaś istnieje kilka ważnychośrodków badawczo-naukowych, które aktualnie zajmują się tematyką hybrydowych silnikówrakietowych z H2O2 jako utleniaczem (np. Uniwersytet Purdue, USA). Główny nacisk obecnieprowadzonych w nich prac położony jest na kluczowe kwestie w tym zakresie, takie jak stabil-ność spalania (próba stworzenia odpowiedniego modelu tego zjawiska), optymalizacja geometriioraz składu ziarna paliwa, dobór utleniacza, katalizatorów (np. spalania, rozkładu, a w przy-padku stosowania H2O2 także katalizator jego rozkładu), itp. Działania takie w praktyce angażująnajbardziej zaawansowane narzędzia naukowe (zarówno obliczeniowe jak i laboratoryjne) i do-tyczą styku takich dziedzin nauk specjalistycznych, jak: spalanie, mechanika płynów, wymianaciepła, chemia, inżynieria materiałowa, itp.

4. H2O2 JAKO JEDNOSKŁADNIKOWY MATERIAŁ PĘDNY

4.1. Zjawisko rozkładu H2O2

Jednoskładnikowe rakietowe materiały pędne mają relatywnie długą, bo ponad wiekową, his-torię zastosowań w technice napędów rakietowych (np. proch nitrocelulozowy). Jak już zostałoto wspomniane w przedstawionym wcześniej rysie historycznym, w historię tę już od lat mię-dzywojennych wpisuje się H2O2. Najintensywniejsze wykorzystanie roztworów H2O2 w roli jed-noskładnikowego materiału pędnego nastąpiło w okresie tuż przed II wojną światowąw Niem czech.

Nadal prowadzone są prace w kierunku opracowania teoretycznego odpowiednich mecha-nizmów reakcji rozkładu H2O2. Mechanizm ten bowiem bezpośrednio zależy od wielu czynni-ków, spośród których najważniejsze są takie jak stężenie oraz postać H2O2, rodzaj katalizatora,faza reagenta i katalizatora, itp., stąd można wyróżnić proces homogenicznej, heterogenicznejoraz enzymatycznej reakcji rozkładu H2O2. Kationy żelaza (III) wykazują jeden z najwyższychpotencjałów do rozkładu H2O2, są zatem przykładem katalizatora homogenicznego. Zasadniczokatalityczny efekt jonów Fe3+ można wytłumaczyć za pomocą dwóch różnych mechanizmówreakcji, bazujących na częściowo wspólnym przejściu typu redox, a mianowicie; Fe(III)/Fe(V)(mechanizm Kremer-Stein) oraz Fe(III)/Fe(II) (mechanizm Haber-Weiss) [40]. Stosownie domechanizmu zaproponowanego przez Kramera oraz Steina, przejściowa forma w postaci kom-pleksu tlenu i żelaza na V stopniu utlenienia, powstaje w początkowej fazie reakcji pomiędzyFe3+ oraz H2O2. Kompleks ten wchodzi następnie w reakcję z kolejną cząsteczką H2O2, prowadzącdo powstania cząsteczek wody i tlenu oraz odtworzenia jonu Fe3+ (10)

Fe3+ + H2O2 « [FeIIIOOH]2+ + H+« [FeVO]3+ + H2O + H2O2 ® Fe3+ + 2 H2O + O2 (10)

Stosowanie zaś do mechanizmu zaproponowanego przez Habera i Weissa, to jony Fe3+ inicjująreakcję rodnikową, po której reakcja łańcuchowa prowadzi do zużywania H2O2. Wydaje się, że


mechanizm ten lepiej tłumaczy duże szybkości reakcji rozkładu H2O2 (11,12,13).

Inicjacja łańcucha: Fe3+ + H2O2 « [FeVOOH]2+ + H+« Fe2+ + HOO• + H+ (11)

Propagacja łańcucha: Fe2+ + H2O2 ® Fe3+ + 2 OH• (12)

Fe3+ + H2O2 + OH•® Fe3+ + HOO• + H2O ® Fe2+ + H+ + O2 + H2O (13)

Istnieje również, bardzo ważna z punktu widzenia biochemicznego, także dla procesów za-chodzących w organizmach ludzkich, kataliza enzymatyczna rozkładu H2O2. W porównaniu dohomogenicznej katalizy chemicznej, za ten rodzaj rozpadu H2O2 odpowiedzialne są duże (w po-równaniu z rozmiarami np. jonów Fe3+) cząsteczki białek (o rozmiarach rzędu 10 do 100 nm),najczęściej rozproszone w postaci koloidalnej zawiesiny. Okazuje się, że nadtlenek wodoru jestco-produktem wielu reakcji biochemicznych zachodzących w żywych komórkach. Zwłaszcza ko-mórki (mikroorganizmy) beztlenowe wykształciły skuteczne mechanizmy obronne przeciwkoH2O2, jako reaktywnej, szkodliwej formie tlenu. Należą do nich przede wszystkim odpowiednieenzymy z grupy katalaz. Także i organizmy wyższe, z człowiekiem na czele, posiadają takie zdol-ności (największy poziom katalazy nadtlenkowej obserwuje się w wątrobie człowieka oraz czer-wonych ciałkach krwi). Również w świecie roślinnym powszechnie występują enzymyrozkładające H2O2, znajdując się przeważnie w największej ilości w organach pełniących funkcjemagazynujące dla rośliny, takich jak np. bulwy ziemniaka.

Szczegóły budowy molekularnej katalazy różnią się, w zależności od grupy organizmówz której dany enzym pochodzi, jednakże pewne cechy budowy czwartorzędowej struktury białeksą analogiczne jak w przypadku hemoglobiny (tetrameryczna struktura, każdy z polipeptydówskłada się z więcej niż 500 aminokwasów, zawiera pierścień porfirynowy z centrycznym jonemżelaza). Jednakże w odróżnieniu od hemoglobiny, centralny atom żelaza w katalazie znajduje sięna drugim stopniu utlenienia. Enzym ten wykazuje bardzo wysoką (wyższą aniżeli swobodnejony Fe3+ w roztworze) aktywność katalityczną.

Doskonałym katalizatorem heterogenicznego rozkładu H2O2 jest niewątpliwie dwutlenekmanganu (MnO2). Zwłaszcza rozdrobniona postać MnO2 zapewnia doskonałą, zwiększoną po-wierzchnię kontaktu oraz środowisko do rozkładu katalitycznego H2O2. Jakkolwiek, mechanizmrozkładu H2O2 na MnO2 nie jest jeszcze w pełni wyjaśniony.

Inna, również badana obecnie opcja, polega na wykorzystaniu zjawiska samoistnego rozkładuH2O2 w miarę podwyższania jego temperatury, a więc tzw. termicznego rozkładu H2O2 (85%HTP uwalnia 2453,5 J/g ciepła w 25°C) [41]. Wykorzystanie tego zjawiska w praktyce być możeumożliwiłoby stosowanie lżejszych i tańszych zarazem konstrukcji, gdyż nie istniałaby koniecz-ność instalowania w układzie łoża katalitycznego (które, dodatkowo, jest silnie podatne na za-trucie oraz w przypadku srebra, stapianie się). Jakkolwiek, aby możliwym stało sięwykorzystywanie tego zjawiska w pełni, należy znaleźć dogłębne wyjaśnienie mechanizmu reak-cji chemicznych odpowiedzialnych za nie, w szerokim zakresie temperatur oraz ciśnień. Przedewszystkim należy zidentyfikować pierwsze, elementarne reakcje, prowadzące w szeregu następ-czych, rodnikowych reakcji, do ostatecznego powstawania tlenu oraz wody w danych warunkachciśnienia oraz temperatury.


Tab. 7. Podstawowe reakcje elementarne, odpowiedzialne za rozkład H2O2 (stałe przedstawio-

no w formie zgodnej z równaniem Arrheniusa, dane te pochodzą z kodu numerycznego GRI-

-Mech 3.0) [41]

Mechanizm reakcji przedstawiony w powyższej tabeli (tab. 6) przedstawia szereg reakcji, któ-rych szybkość silnie zależy od wartości ciśnienia. Dlatego też modelowanie termicznego rozkładuH2O2 w rzeczywistości wymagać będzie ustalenia szeregu istotnych parametrów, takich jakchoćby właśnie wartości szybkości reakcji względem ciśnienia (szczególnie dla reakcji silnie za-leżnych od ciśnienia). Przykładowo, jedną z najważniejszych reakcji, umieszczonych w powyższejtabeli (tab. 7) jest reakcja nr 20. Reprezentuje ona pierwszy etap rozkładu H2O2 – powstaniedwóch rodników OH•. Rodniki te następnie inicjują kolejne reakcje oraz powstawanie kolejnychproduktów przejściowych, takich jak rodnik wodoronadtlenkowy, HOO• oraz atomowy tleni wodór. Reakcje te, w stopniu dotychczas w pełni nieokreślonym, silnie zależą m.in. od ciśnie-nia.

Reakcje A n Ea/R D H

1 2O + M« O2 + M 0.120E + 12 –1.00 0.0 –4.9832E + 08

2 O + H + M« OH + M 0.500E12 –1.00 0.0 –4.2780E + 08

3 O + H2« H + OH 0.387E + 02 2.70 0.32E + 04 8.1700E + 06

4 O + HO2« 02 + OH 0.200E + 11 0.00 0.0 –2.2237E + 08

5 O + H2O2« OH + HO2 0.963E + 04 2.00 0.20E + 04 –6.1392E + 07

6 O2 + H + M «HO2 + M 0.280E + 13 –0.86 0.0 –2.0543E + 08

7 2O2 + H« O2 + HO2 0.208E + 14 –1.24 0.0 –2.0543E + 08

8 O2 + H + H2O« HO2 + H2O 0.113E + 14 –0.76 0.0 –2.0543E + 08

9 O2 + H« O + OH 0.265E + 14 0.67 0.86E + 04 –7.0519E + 07

10 2H + M« H2 + M 0.100E + 13 –1.00 0.0 –4.3597E + 08

11 2H + H2« 2H2 0.900E + 11 –0.60 0.0 –4.3597E + 08

12 2H + H2O« H2 + H2O 0.600E + 14 –1.25 0.0 –4.3597E + 08

13 H + OH + M« H2O + M 0.220E + 17 –2.00 0.0 –4.9914E + 08

14 H + HO2« O + H2O 0.397E + 10 0.00 0.34E + 03 –2.2319E + 08

15 H + HO2« O2 + H2 0.448E + 11 0.00 0.54E + 03 –2.3054E + 08

16 H + HO2« 2OH 0.840E + 11 0.00 0.32E + 03 –1.5185E + 08

17 H + H2O2« H2 + HO2 0.121E + 05 2.00 0.26E + 04 –6.9562E + 07

18 H + H2O2« OH + H2O 0.100E + 11 0.00 0.18E + 04 –2.8458E + 08

19 OH + H2« H + H2O 0.216E + 06 1.51 0.17E + 04 –6.3171E + 07

20 2OH + M« H2O2 + M 0.740E + 08 –0.37 0.0 –2.1456E + 08

21 2OH« O + H2O 0.357E + 02 2.40 –0.11E + 04 –7.1341E + 07

22 OH + HO2« O2 + H2O 0.145E + 11 0.00 –0.25E + 03 –2.9371E + 08

23 OH + H2O2« HO2 + H2O 0.200E + 10 0.00 0.21E + 03 –1.3273E + 08

24 OH + H2O2« HO2 + H2O 0.170E + 16 0.00 0.15E + 05 –1.3273E + 08

25 2HO2« O2 + H2O 0.130E + 09 0.00 –0.82E + 03 –1.6097E + 08

26 2HO2« O2 + H2O2 0.420E + 12 0.00 0.60E + 04 –1.6097E + 08

27 OH + HO2« O2 + H2O 0.500E + 13 0.00 0.87E + 04 –2.9371E + 08


4.2. Praktyczne aplikacje

Gazy powstałe w wyniku rozpadu katalitycznego H2O2 klasy HTP mogą być wyrzucane bez-pośrednio przez dyszę, co zapewnia odpowiedni ciąg. Zjawisko to było i jest podstawą wyko-rzystania H2O2 jako jednoskładnikowego materiału pędnego, począwszy już od prac zespołubadawczego Wernhera von Brauna (rozdział 2.1). Już w 1936 roku rozpoczęto instalowanie sil-ników rakietowych opartych o rozkład H2O2 do napędu samolotów. Rezultaty eksperymentówBrauna zainteresowały przedstawicieli niemieckiego przemysłu lotniczego m. in Heinkla i Mes-serschmitta. W 1939 roku Heinkel He 176 został pierwszym samolotem napędzanym silnikiemzasilanym wyłącznie przez ciekły, jednoskładnikowy materiał pędny, czyli H2O2 klasy HTP.

Zwłaszcza na przestrzeni ostatnich lat, pojawiają się coraz to nowsze, zróżnicowane podwzględem sfery swoich zastosowań (związane nie tylko z techniką napędową), innowacyjne roz-wiązania technologiczne, bazujące na rozkładzie H2O2 jako medium roboczym.

Poza techniką rakietową technologie angażujące użycie stężonych roztworów H2O2 mogą byćstosowane również w awaryjnych rozrusznikach (np. w rozrusznikach odrzutowych silnikówstatków powietrznych – zamiast toksycznej hydrazyny). Poza tym w przypadku większych kon-strukcji zbiorników z H2O2 jako materiałem pędnym (czy też utleniaczem) można z powodze-niem wykorzystać jego zdolność do zapewnienia odpowiedniego ciśnienia zasilania (zużywającjego relatywnie bardzo małą część), bez potrzeby instalowania dodatkowego układu z gazemobojętnym.

Tak więc obecnie postulowane są, oraz wdrażane, coraz to nowsze, bardziej innowacyjne,w stosunku do powszechnie znanych, aplikacje H2O2 klasy HTP. Oczywiście większość z nichnadal dotyczy niemal „standardowej” roli jaką H2O2 dotychczas odgrywał w technice napędowej,czyli uniwersalnego, jednoskładnikowego materiału pędnego. Pojawiają się również konstrukcjewykorzystujące H2O2 w mikroukładach napędowych (tzw. micro-thrusters) dla mikrosatelitów(technologie typu MEMS, rys. 16) [43, 44].

Nadtlenek wodoru klasy HTP jest podstawowym reagentem, umożliwiającym działanie Air-borne Laser (ABL), (Laser lotniczy) – elementu amerykańskiego systemu obrony antybalistycz-nej, którego zadaniem jest zwalczanie wrogich pocisków balistycznych (SRBM i ICBM),w pierwszej atmosferycznej fazie ich lotu, do momentu zaprzestania pracy silników napędzają-cych pocisk balistyczny (Boost Phase Defense). Głównym zadaniem ABL ma być dotarcie do do-wolnego miejsca na ziemi w ciągu mniejszym od doby i patrolowanie granic państw przez 18godzin oraz niszczenie wystrzelonych w sąsiedni kraj pocisków balistycznych, poprzez podgrza-nie powłoki ich zbiorników z paliwem.

Rys. 16. Schemat budowy mikro-układu na-

pędowego typu MEMS [44]


Zainstalowany na pokładzie specjalnej wersji samolotu Boeing 747-400F tlenowo-jodowylaser Chemical Oxygen Iodine Laser (COIL) o mocy trzech megawatów z lustrem o średnicy 1 mi zasięgiem 700 kilometrów do zwalczania pocisków rakietowych z paliwem ciekłym, lub ponad300 km dla paliwa stałego, mogący na jednym naładowaniu wykonać 40 wystrzałów wraz z sa-molotem tworzy system ABL (Airborne Laser) ma być elementem walki w tzw. Boost Phase zin-tegrowanym z pozostałymi elementami amerykańskiego systemu Missile Defense. Pozaniszczeniem pocisków balistycznych krótkiego i międzykontynentalnego zasięgu ABL może„przepalać” czujniki satelitów umieszczonych na niskiej orbicie okołoziemskiej czy niszczyć my-śliwce oraz wystrzelone z nich pociski powietrze-powietrze. Sam ABL przechodzi fazę testów,jednak laser chemiczny był do tej pory testowany jedynie na lądzie. Do początku 2007 roku prze-prowadzono około 70 próbnych strzałów z lasera. W kwietniu 2009 roku rozpoczęto testy kom-pletnie wyposażonego systemu w powietrzu. W lutym 2008 roku Missile Defense Agencypoinformowała, iż ukończono instalacje kompletu sześciu modułów lasera chemicznego COIL napokładzie wysoko zmodyfikowanego samolotu 747-400F. W grudniu zaś tego samego roku prze-prowadzono pierwsze udane próbne lądowe strzelanie z lasera zintegrowanego już w samolocieABL, a nie jak wcześniej, zamontowanego osobno na specjalnej konstrukcji. Pierwsza próba ze-strzelenia pocisku balistycznego w fazie startowej odbyła się w 2009 roku. W 2011 roku USAFma posiadać 7 ABL.

Inne, nowatorskie zastosowania technologii katalitycznego rozkładu H2O2 to robotyka orazwdrażanie endoszkieletowych protez, czyli biorobotyka, oparta o siłowniki napędzane „gorącąparą”. Intensywne prace w tym obszarze prowadzone są zwłaszcza przez amerykański uniwer-sytet Vanderbilt University, który realizuje program finansowany z funduszy DARPA (rys. 17)[39, 42].

Rys. 17. Schemat siłownika napędzanego za pomocą H2O2 klasy HTP [42]

Pierwsze prace w tym względzie wyraźnie udowodniły, że H2O2 klasy HTP posiada nieza-przeczalne zalety względem, np. stosowanych do tej pory w tego typu rozwiązaniach zestawówkonwencjonalnych baterii. Napęd bowiem tego typu urządzeń za pomocą H2O2 klasy HTP oferujemożliwość wykorzystania w praktyce znacznie większych gęstości energii, a przez to obniżeniemasy jednostki zasilającej (rys. 18).


Rys. 18. Schemat protezy przedramienia napędzanej za pomocą H2O2 klasy HTP [39]

Poza tym H2O2 klasy HTP (lub też RGHP) zaczyna być coraz intensywniej badany jako obie-cujące medium do wytwarzania odpowiedniego natężenia rodników (tlenu singletowego) dorozkładu toksycznych wyziewów z spalinowych elektrowni węglowych (w tzw. radical injectors).Technologie tego typu badane są m.in. przez KSC (Kennedy Space Center), Phoenix Systems In-ternational oraz Swift Enterprises [35, 36, 38]. Przeprowadzone w tym względzie przez PhoenixLtd. badania w instalacji pilotowej dowiodły m.in., że możliwe jest niemal 100% usunięcie NOz gazów odlotowych (poprzez utlenienie NO do NO2 a następnie związanie chemiczne powsta-łego dwutlenku azotu do związku, który można wykorzystać jako nawóz.

H2O2 ® 2 HO• (14)

HO• + H2O2 ® H2O+HOO• (15)

HOO• + NO ® NO2 + HO• (16)

2 HO•® H2O2 (17)

Powyższe reakcje przedstawiają typowy zapis rozkładu katalitycznego nadtlenku wodoru.Równania (15) oraz (16) odpowiadają zapisowi reakcji łańcuchowych, co oznacza, że powstałew wyniku rozpadu katalitycznego H2O2 (reakcja 14) rodniki hydroksylowe (HO•) są w ich wynikupowielane, aż do momentu kiedy ulegną rekombinacji na cząstkach np. zanieczyszczeń lub teżwzajemnej rekombinacji (reakcja 17). Dlatego też reakcja (14) jest kluczową dla zajścia począt-kowej fazy rozkładu H2O2. W praktyce zaś okazuje się, że wystarczający jest nawet relatywnieniewielki udział części rozłożonego H2O2 (zaledwie kilka procent) do tego, aby wystąpiłaznaczna konwersja obecnego w spalinach NO do NO2. Powstały w wyniku powyższych reakcjiNO2 może z kolei zostać utleniony w wodnym roztworze H2O2 do HNO3 (18)

2 NO2 + H2O2 ® 2 HNO3 (18)

Kwas azotowy podlega odseparowaniu w odpowiednio w tym celu zaprojektowanym skru-berze.

W testowej instalacji firma Phoenix Systems International zastosowała 70% H2O2 klasy HTPoraz odpowiedni katalizator do jego rozkładu. Ostatnie zaś wspólne testy polowe z NASA wyka-zały jeszcze lepszą skuteczność w usuwaniu NO, m.in. poprzez zastosowanie wydajniejszych ka-talizatorów rozkładu nadtlenku HTP (poza tym EPA potwierdziła bardzo wysoką skutecznośćnowego systemu oczyszczania dymów spalinowych w usuwaniu innych zanieczyszczeń, takichjak tlenki siarki oraz rtęć) [35].


Bardzo obiecujące są również prace badawcze nad wykorzystaniem H2O2 klasy HTP w szybkoprzepływowych ogniwach paliwowych (tzw. High Flow Fuel Cells), prowadzone m.in. przez firmęSwift Enterprises oraz Jet Propulsion Laboratory [36,37]. Wyniki uzyskane przez zespół z JetPropulsion Laboratory z California Institute of Technology (oraz programu DARPA) sugerują, żeminiaturowe ogniwa paliwowe, bazujące na technologii bezpośredniego wykorzystania w nichmetanolu (tzw. DMFC – direct methanol fuel cell) oraz 70% H2O2, pozwolą w najbliższej przy-szłości na uzyskiwanie gęstości energii powyżej 50 Wh/kg [37].

LITERATURA

[1] Puzanowska-Tarasiewicz H., Kuźmicka L., Tarasiewicz M.: Wpływ reaktywnych form

azotu na organizm człowieka. Pol. Merk. Lek., 2009, XXVII, 162, 496.[2] Gierżatowicz R., Pawłowski L.: Nadtlenek wodoru w sozotechnice – perspektywy wykorzys-

tania. Politechnika Lubelska, 1996.[3] Schumb W. C., Satterfield C. N., Wentworth R. L.: Hydrogen Peroxide – Report No. 45.

A monograph Prepared with Support from the Office of Naval Research Contract No. N5ori-07819 NR – 092 – 008, 1953.

[4] Patnaik P.: Handbook of Inorganic Chemicals. ISBN, 2002.[5] http://www.h2o2.com/technical-library/physical-chemical-properties/[6] Schumb W. C., Satterfield C. N., Wentworth R. L.: Hydrogen Peroxide. ACS Monograph,

Reinhold Publishing Corp., New York, 1955.[7] Bartosz G.: Druga twarz tlenu – Wolne rodniki w przyrodzie. Wydawnictwo Naukowe PWN,

Warszawa, 2003.[8] Advance Oxidation Processes. Department of Chemical Technology, Chemical Faculty, Gdansk

University of Technology.[9] Thénard L. J.: Annales de chimie et de physique. 8, 1818.[10] Andrews D.: Advantages of Hydrogen Peroxide as a Rocket Oxidant. Journal of the British

Interplanetary Society, Vol. 43, No. 7, London, 1990.[11] Kirk-Othmer: Encyclopaedia of Chemical Technology. 4th Edition, 1993, vol. 13, 1993.[12] http://www.zapulawy.pl/index.php[13] Gałecki J.: Preparatyka nieorganiczna – czyste odczynniki chemiczne. Wydawnictwa Nau-

kowo-Techniczne, Warszawa 1964.[14] http://www.peroxidepropulsion.com[15] Hellmuth W.: Experience with the Application of Hydrogen Peroxide for Production of Power

Jet Propulsion, unknown date.

[16] Dove J. E., Riddick J.: Concerning the preparation of anhydrous hydrogen peroxide. Depar-tment of Chemistry, University of Toronto, 1967.

[17] http://www.swissrocketman.com/perochem/index.html[18] Military specification propellant, Hydrogen Peroxide, MIL-P-16005E, USA, 1968.[19] Military specification, Stabilized 70% and 90% Hydrogen Peroxide for Torpedo Use, MIL-

-H-22868, Bureau of Naval Weapons, USA, 1961.[20] Wernimont E., Ventura M.: Review of Hydrogen Peroxide Specification MIL-P-16005E. Ge-

neral Kinetics, LLC, 2001.[21] Ventura M. C.: Long Term Storability of Hydrogen Peroxide. 41st IAA/ASME/SAE/ASEE Joint

Propulsion Conference & Exhibit, Tucson, 2005.[22] Chang W.: Zirconium in Hydrogen Peroxide Applications. Allegheny Technologies, Technical

Data Sheet, USA, 2003.[23] Wernimont E., Ventura M., Garboden G., Mullens P.: Past and Present Uses of Rocket Grade


Hydrogen Peroxide. General Kinetics, LLC Aliso Viejo, CA 92656.[24] Stokes P. R.: Hydrogen Peroxide for Power and Propulsion. Science Museum, London, 1998.[25] Ford R.: Germany’s Secret Weapons in World War II. Amber Books Ltd, 2000.[26] http://www.spaceuk.org/bk/bk.htm[27] Hill N. C.: Black Arrow. A Vertical Empire: The History of the UK Rocket and Space Pro-

gramme, 1950-1971, London: Imperial College Press., 2006.[28] Rarata G., Surmacz S.: Rozwój i zastosowanie rakietowych napędów hybrydowych. Prace

Instytutu Lotnictwa 2009, nr 198.[29] The 3rd International Conference on Green Propellant for Space Propulsion in combination

with the 9th International Hydrogen Peroxide Propulsion Conference, Poitiers, France, 2006.[30] Karabeyoglu A.: Hybrid Rocket Propulsion for Future Space Launch. Department of Aero-

nautics and Astronautics, Stanford University, Aero/Astro 50th Year Anniversary, 2008.[31] https://engineering.purdue.edu/AAE/Research/ByProfessor/Propulsion[32] Tsohas J., Appel B., Rettenmaier A., Walker M., Heister S. D.: Development and Launch

of the Purdue Hybrid Rocket Technology Demonstrator. 45th AIAA/ASME/SAE/ASEE JointPropulsion Conference & Exhibit, Denver, 2009.

[33] Lewkiewicz-Małysa A., Rogowska-Kwas R., Winid B.: Redukcja zanieczyszczeń węglowo-

dorowych w procesie utleniania chemicznego. Wydwanictwo Politechniki Krakowskiej, 2008.[34] Sellers J. J., Brown R., Malcolm P.: Practical Experience with Hydrogen Peroxide Catalysts.

2nd International Hydrogen Peroxide Propulsion Conference, Purdue University, 1999.[35] Chung L., Huang H. S.: Phoenix-NASA Low Temperature Multi-Pollutant (NOx, SOx and Mer-

cury) Control System for Fossil Fuel Combustion. International Conference for Power Engi-neering, Hangzhou, China, 2007.

[36] Rusek J. J.: Hydrogen Peroxide for Propulsion and Power Applications: A Swift Perspective.Swift Enterprises, Ltd., West Lafayette, Indiana.

[37] Valdez T. I., Narayanan S. R.: Hydrogen Peroxide Oxidant Fuel Cell systems for Ultra-Portable

Applications. Jet Propulsion Laboratory, Pasadena.[38] Parrish C. F.: High temperature decomposition of hydrogen peroxide. National Aeronautics

and Space Administration, USA.[39] http://research.vuse.vanderbilt.edu/cim/research_monopropellant.html[40] Winterbourn C. C.: Toxicity of iron and hydrogen peroxide: the Fenton reaction. Toxicology

Letters, 82/83, 1995.[41] Sengupta D., Mazumder S., Cole J. V. Lowry S.: Controlling Non-Catalytic Decomposition

of High Concentration. CFD Research Corporation, 215 Wynn Drive, Huntsville, USA.[42] Goldfarb M., Barth E. J., Gogola M. A., Wehrmeyer J. A.: Design and Energetic Characteri-

zation of a Liquid-Propellant-Powered Actuator for Self-Powered Robots. IEEE/ASME Trans-actions on Mechatronics, vol. 8, no. 2, June 2003.

[43] Chih-Kuang K., Guan-Bang Ch., Yei-Chin Ch.: Development of a High Test Hydrogen Pero-

xide (HTP) Micro-Thruster. Institute of Aeronautics and Astronautics, National Cheng KungUniversity Tainan, Taiwan.

[44] Takahashi K., Ikuta T., Dan Y., Nagayama K., Kishida M.: Catalytic Porous Microchannel

for Hydrogen Peroxide MEMS Thruster. Proceedings of the 23rd Sensor Symposium, 2006.


G. Rarata, P. Surmacz

HYDROGEN PEROxIDE HTP CLASS AS A UNIVERSAL MEDIUMFOR PROPULSION AND OxIDISER

Abstract

Nowadays space propulsion technologies are urgent for less toxic, storable and environmentally

friendly propellants and oxidizers – to replace nitrogen tetroxide (NTO) and hydrazine in certain

applications. Hydrogen peroxide is a very attractive replacement oxidizer and monopropellant as

well. The history of its use proves that H2O2 has high specific impulse, is cheap, safe and possesses

desirable storage properties. It is commonly misunderstood that hydrogen peroxide cannot be sto-

red for long periods of time. But it can, and It also can be utilized with success as a hypergolic fuel

oxidizer combination and in such systems it would be highly desirable for virtually any high energy-

density applications such as small but powerful gas generating systems, attitude control motors

(hybrid ones for example), or main propulsion systems. These systems would be implemented on

platforms ranging from guided bombs to replacement of environmentally unfriendly existing sys-

tems to manned space vehicles. Besides, hydrogen peroxide is a currently used as a storable, accep-

table propellant which is finding use in various emerging systems, not only in propulsion

technologies.


ANALIZA WYTRZYMAŁOŚCI ELEMENTÓW TURBINY WODNEJ ... 159

ANALIZA WYTRZYMAŁOŚCI ELEMENTÓW TURBINYWODNEJ TYPU MICHELL-BANKI ZA POMOCĄ MES

Andrzej SzotInstytut Lotnictwa

Streszczenie

W pracy przedstawiono obliczenia wytrzymałościowe turbiny wodnej typu Michell-Banki o mocy

7,25 kW, wykonane przy użyciu MES. Analizowano korpus turbiny oraz tarczę i łopatkę wirnika

w różnych wariantach konstrukcyjnych, z zastosowaniem jako materiałów kompozytu szklano-

epoksydowego, sklejki sosnowej, stali, duraluminium i betonu. Projekt konstrukcji turbiny i obli-

czenia powstały w ramach Projektu Celowego – Umowa Nr 03996/C.2R-6/2007 z MNiSzW.

OBIEKT OBLICZEŃ

Turbina wodna jest silnikiem, w którym energia mechaniczna wody płynącej zamieniana jestna pracę użyteczną. W zależności od postaci wykorzystywanej energii, rozróżniamy turbiny ak-cyjne i reakcyjne. Pierwsze z nich przetwarzają w wirniku wyłącznie energię kinetyczną wody.W tych drugich woda jest doprowadzana do łopatek wirnika pod ciśnieniem wyższym niż at-mosferyczne, co pozwala na korzystanie zarówno z energii kinetycznej, jak i energii początko-wego ciśnienia wody.

Turbina Michell-Banki należy do turbin akcyjnych. Strumień wody o przekroju prostokątnymi szerokości równej długości wirnika przepływa w niej dwukrotnie przez łopatki, umocowanew tarczach (rys. 1). Turbiny tego typu używane są w małych elektrowniach wodnych, przy spa-dach od 2 do 50 m.

Rys. 1.Turbina Michella-Banki. Przekrój poprzeczny

turbiny z pionowym – a i poziomym napływem wody

– b. Rysunki na podstawie [1]


W Centrum Nowych Technologii Instytutu Lotnictwa, przy współpracy z przyszłym produ-centem turbin, firmą Darek&Co, opracowano projekt turbiny wodnej Michell-Banki małej mocy.Rozważano możliwości wykonania turbiny z użyciem materiałów kompozytowych w trzech róż-nych technologiach: płytowej, cienkościennej i betonu modyfikowanego.

Obliczeniami objęto korpus turbiny (rys. 2) oraz tarczę i łopatkę wirnika (rys. 3). Stosowniedo przyjętych technologii analizie poddano trzy konstrukcje korpusu, w których zastosowanoodpowiednio:a) kompozyt szklano-epoksydowy EKONIT i sklejkę sosnową,b) kompozyt szklano-epoksydowy, sklejkę sosnową i piankę poliuretanową jako wypełniacz;

w obu powyższych koncepcjach rozważano wiele wariantów, różniących zestawem mater -iałów, grubościami płyt i rozwiązaniami konstrukcyjnymi,

c) beton modyfikowany klasy 2 CEM I 42,5R.

W wersjach płytowej i cienkościennej użyto płyt o grubościach 5 do 15 mm. Ścianki korpusubetonowego mają grubość 80 mm. Tarcza wirnika grubości 10 mm rozpatrywana była w war-iantach wykonania z kompozytu szklano-epoksydowego i ze stali nierdzewnej 1H18N9. W przy-padku łopatki obliczenia przeprowadzono dla konstrukcji wykonanych całkowicie ze staliniestopowej St3, w postaci blach grubości 10 lub 4 mm oraz duraluminium PA7ta i kompozytuszklano-epoksydowego grubości 10 mm, a także dla konstrukcji warstwowej. Struktura łopatkiwarstwowej złożona jest z dwóch blach ze stali St3 o grubości 2 mm każda, przedzielonych2 mm warstwą gumy.

(a) (b)

Rys. 2. Dolna – a i górna – b części szkieletu jednego z wariantów korpusu turbiny, zaprojektowanego

w technologii płytowej. Rysunek, a także rys. 3 na podstawie [2]

Rys. 3. Wirnik turbiny

Tab. 1. Właściwości mechaniczne materiałów zastosowanych w konstrukcji turbiny

1)Wg [5]; 2) wg [6] dla stali 1H18N9T E » 173 GPa; 3) wartości minimalne wg [7]; 4) naprężenie zrywające

wg [8]; 5) naprężenie ściskające przy zrywaniu wg [8]; 6) wytrzymałość na ścinanie równolegle do warstw

wg [8]; 7) orientacyjnie wzdłuż włókien; 8) orientacyjnie w poprzek włókien; 9) wytrzymałość na ściskanie

wg [9]; 10) wg [10]; 11) wytrzymałość na rozciąganie wg [10]

W obliczeniach, wykonanych metodą elementów skończonych w zakresie liniowym, wyko-rzystano programy MSC.Patran 2005 i MSC.Nastran 2005.

OBCIĄŻENIA

Wartości obciążeń turbiny wyznaczono, po odpowiednim ich skorygowaniu do wielkości tur-biny rzeczywistej, korzystając z obliczeń numerycznych przepływu w modelu w skali 1:5, przyspadku wody wynoszącym 2,145 m. Do obliczeń użyto programu Fluent 6.3.26 [3]. W analizieobciążeń rozważono trzy przypadki, zamieszczone w tabeli 2. Przypadki 1 i 3 wykorzystanow obliczeniach wytrzymałościowych, natomiast przypadek 2 w programie próby zmęczenio-wej [4].

Wnętrze korpusu obciążono ciśnieniem, o rozkładzie wynikającym z przepływu w przypadku3, w którym osiąga ono największe wartości. Obciążenie komory korpusu widoczne jest na ry-sunku 4. Wprowadzono także siłę skupioną, działającą na korpus dolny, pochodzącą od oddzia-ływania wirnika w przypadku 1 – tabela 1, rys. 5.

Maksymalne obciążenie łopatki równomiernym ciśnieniem i tarczy wirnika siłą pochodzącąod nacisku łopatki wyznaczono dla przypadku 1 – rozruch turbiny.

Nazwa materiału OznaczeniaE n R0,2 Rm

[GPa] – [MPa]

stal niestopowa konstruk-cyjna

St3 200 0,30 2351) 3601)

stal nierdzewna 1H18N9 1732) 0,30 1753) 5203)

duraluminium PA7ta 72 0,33 260 430

kompozyt szklano-epoksy-dowy (płyta)

EKONIT 24 0,26 –3004)

1805)

306)

sklejka sosnowa – 1¸10 0,20 –1047)

38)

pianka poliuretanowa – 0,053 0,20 – –

guma – 0,1 0,40 – –

beton klasy 2CEMI I 42,5R9)

odpowiednikC40/5010)

50 0,20 –42,59)

3,511)


Tab. 2. Obciążenie turbiny rzeczywistej

a) b)

Rys. 4. Rozkład ciśnienia wewnątrz korpusu konstrukcji płytowej i cienkościennej – a oraz betonowej

– b. Maksymalna wartość nadciśnienia wynosi 0,0307 MPa

a) b)

Nrprzyp.

Nazwa

Obrotyn

Moment siłhydrodyna-

micznychM

Moc turbinyN

Siły obciążającewał turbiny

Px Pz

[1/s] [Nm] [W] [N]

1 Rozruch, M = Mmax 0 3025 0 -370 -4830

2 Praca ciągła, N = Nmax 46 1513 7250 -185 -2415

3 Praca ciągła, p = pmax 76 725 5800 -89 -1158


Rys. 5. Siły obciążające wał turbiny – a; pokazano przyjęty

układ współrzędnych i dodatnie zwroty wektorów sił.

Położenie obciążonych łopatek turbiny – b

OBLICZENIA

Modele dyskretne konstrukcji

Modele analizowanych konstrukcji przedstawiono na rysunkach 6¸8. Zbudowano je z ele-mentów typu QUAD4, TRIA3, HEXA8 oraz PENTA6 i podparto zgodnie z ich warunkami pracy.

a) b)

c)

a) b)

Rys. 7. Modele tarczy wirnika turbiny – a i łopatki o strukturze jednorodnej – b

Rys. 6. Modele korpusu wykonanego w technologii

płytowej – a, cienkościennej – b (pominięto podział

na elementy) i z betonu – c



Rys. 8. Model łopatki warstwowej, obejmujàcy ¼ łopatki. Oznaczenie warstw: wewnętrzna – od

strony wklęsłej, zewnętrzna – od strony wypukłej

Wyniki obliczeń

Na rysunkach poniżej zamieszczono przykładowe rozkłady przemieszczeń konstrukcji i na-prężeń w materiale modeli a ich maksymalne wartości zestawiono w tabelach. Użytymi jednost-kami są odpowiednio [mm] i [MPa]. Naprężenia zredukowane obliczono zgodnie z hipoteząHMH.

I. Korpus turbiny

Tab. 3. Największe przemieszczenia całkowite i naprężenia zredukowane w modelach korpusów tur-

biny w wersjach płytowej i cienkościennej

Tab. 4. Największe przemieszczenia całkowite i naprężenia zredukowane w modelu korpusu turbiny

wykonanego z betonu

Wariant modelu ucałkowite Materiał w miejscu

wystąpienia

sredHMH Materiał w miej-scu wystąpienia[mm] [MPa]

płytowy 2,08 kompozyt 20,5 kompozyt

cienkościennyz wypełniaczempiankowym

1,88 kompozyt 10,3 sklejka

ucałkowite sredHMH sgłówne maks sgłówne min

[mm] [MPa]

0,08 2,53 2,69 -1,06

a) b)

Rys. 9. Szkielet modelu korpusu wykonanego w technologii cienkościennej. Przemieszczenia całko-

wite – a i naprężenia zredukowane – b

a) b)

Rys. 10. Model korpusu wykonanego z betonu. Przemieszczenia całkowite – a i naprężenia zreduko-

wane – b


a) b)

Rys. 11. Model korpusu wykonanego z betonu. Naprężenia główne maksymalne – a i minimalne – b

II. Tarcza wirnika

Tab. 5. Największe przemieszczenia całkowite i naprężenia w modelach tarczy turbiny

a) b)

Rys. 12. Wyniki obliczeń modelu tarczy stalowej. Przemieszczenia wypadkowe – a i naprężenia

zredukowane – b

Wariant modelu tarczyucałkowite sred HMH

[mm] [MPa]

tarcza kompozytowa 0,50 68,7

tarcza stalowa 0,07 68,9


III. Łopatka wirnika

Tab. 6. Największe przemieszczenia całkowite i naprężenia w modelu łopatki o strukturze jedno-

rodnej

a)

b)

Rys. 13. Model 1a. Przemieszczenia wypadkowe – a i naprężenia zredukowane – b

Nr modeluGrubość łopatki

Materiałucałkowite sred HMH

[mm] [mm] [MPa]

1a

10

stal 0,25 70,9

1b duraluminium 0,40 42,9

1ckompozyt szklano-

-epoksydowy1,20 43,7

2 4 stal 0,50 143,0


Tab. 7. Największe przemieszczenia całkowite i naprężenia w modelu łopatki warstwowej

Rys. 14. Model łopatki warstwowej. Przemieszczenia wypadkowe – a; naprężenia zredukowane

w warstwie wewnętrznej – b i w warstwie zewnętrznej – c

Warstwa wewnętrzna zewnętrzna

materiał stal

grubość[mm]

2 2

ucałkowite 0,24

sred HMH

[MPa]

70,9 42,9

szrozciąganie 67,9 61,1

ściskanie -29,3 52,4


a)

b)

Rys. 15. Model łopatki warstwowej. Naprężenia sz w warstwie wewnętrznej – a i w warstwie

zewnętrznej – b

PODSUMOWANIE

1. Korpusy turbiny w obu rozpatrywanych wersjach, płytowej i cienkościennej, mają wystar-czającą wytrzymałość statyczną. Konstrukcja cienkościenna jest lepsza, ze względu na mniej-sze przemieszczenia struktury i zwartą konstrukcję.

2. Zastosowanie betonu do budowy korpusu nie budzi zastrzeżeń z punktu widzenia wytrzy-małości statycznej i jest uzasadnione kosztowo. Konieczne jest jednak wykonanie próby zmę-czeniowej, w oparciu o opracowany w I.Lot. program badań -[2], której wynik mógłbypotwierdzić odporność konstrukcji na generowane przez wirnik obciążenia zmienne.

3. Tarcza turbiny, zarówno wykonana ze stali nierdzewnej jak i z kompozytu szklano-epoksy-dowego, spełnia wymagania wytrzymałościowe. Jednak wariant stalowy zapewnia lepsze wa-runki współpracy z korpusem, gdyż ugięcia segmentów między łopatkami są kilkakrotniemniejsze.


4. Najlepszym materiałem, spośród tych, które rozpatrywano w zastosowaniu do łopatki turbiny,jest stal St3s. Z uwagi na największą sztywność daje, przy tej samej grubości, najmniejszeugięcie krawędzi łopatki między podporami. Pozwala także na wykonanie jej z blachy o gru-bości 4 mm, co jest ważne dla zmniejszenia oporów przepływu.

5. Wykonanie łopatki z dwóch blach stalowych o grubości 2 mm każda, rozdzielonych warstwągumy, również grubości 2 mm, znacznie zmniejszyło maksymalne ugięcia łopatki i wartościnaprężeń w porównaniu z łopatką o grubości 4 mm. Jednakże to rozwiązanie nie zostało prze-widziane do realizacji, z uwagi na duże trudności technologiczne wykonania.

LITERATURA

[1] Hoffman M.: Małe elektrownie wodne – poradnik. Wyd. Nabba, Warszawa 1992 r.[2] Dobór i badania materiałów pod kątem stabilności własności użytkowych dla podzespołów

turbiny wodnej. Opracowanie I.Lot. Nr arch. 178 / BP1 - SR/09.[3] Analiza przepływu przez model turbiny wodnej typu Michell-Banki. Opracowanie I.Lot. Nr

arch. 12/BA-A2/08/P.[4] Szot A.: Program próby zmęczeniowej korpusu turbiny wodnej typu Michell-Banki o mocy

7,25 kW. Opracowanie I. Lot. Nr arch. 170/BP1-PP/09.[5] Norma PN-88/H-84020: St3s. Stal niestopowa konstrukcyjna ogólnego przeznaczenia.

[6] Skubaczewskij G. S.: Awiacionnyje gazoturbinnyje dwigatieli. Konstrukcija i rascziet dietaliej.

Moskwa 1955 r.[7] Stale nierdzewne, kwasoodporne. Podstawowe gatunki. Katalog ofertowy firmy ITALINOX

Polska.[8] Katalog EKONIT „Płyty elektroizolacyjne i konstrukcyjne. Płyty szklano-epoksydowe.”

[9] Norma PN-EN-197 -1: Cement. Część 1. Skład, wymagania i kryteria zgodności dotyczące ce-

mentów powszechnego użytku.

[10] Norma PN-B-06265: 2004 Krajowe uzupełnienia PN-EN 206 -1: 2003 Beton – część 1: Wyma-

gania, właściwości, produkcja i zgodność.

A. Szot

STRENGTH FEM ANALYSIS OF MICHELL-BANKI WATER TURBINE ELEMENTS

Abstract

The paper presents strength calculations of the water turbine type Michell-Banki with autput

power 7,25 kW, calculations performed by using the FEM method. The case of turbine was analysed

as well as the rotor disc and the rotor blade in different constructional variants, using materials as

glass-epoxy composite, pine plywood, steel, duralumin and concrete. Turbine structural design and

calculations were created in frameworks of the Purposeful Project – the Contract No. 03996/C. 2R-

-6/2007 from MNiSzW.


WPŁYW LUZÓW NA WŁAŚCIWOŚCI DYNAMICZNEOBIEKTÓW LATAJĄCYCH

Witold WiśniowskiInstytut Lotnictwa

Streszczenie

W pracy omówiono zjawiska wynikające z luzów, zaobserwowane podczas prób rezonansowych.

Tradycyjnie luzy w układzie sterowania samolotu mierzy się metodą statyczną. Poznanie przebiegu

zależności częstości drgań rezonansów rzeczywistych konstrukcji od amplitudy drgań (luz uogól-

niony) zaowocowało opracowaniem rezonansowej metody pomiaru luzów. Metoda rezonansowa

ma szereg zalet w stosunku do standardowej metody statycznej a wyznaczony luz jest określony

jako część całkowitej amplitudy każdego z rezonansów. W pracy zaprezentowano oryginalną pro-

cedurę badania wpływu luzów na częstości rezonansowe konstrukcji. Metoda rezonansowa po-

zwala ocenić jaki jest udział amplitudy luzu w całkowitej amplitudzie drgań, ponieważ częstość

rezonansowa jest parametrem zależnym od luzu. W celu porównania wyników pomiaru luzu me-

todą statyczną i rezonansową, za pomocą obu metod wykonano pomiary luzu tego samego układu

sterowania samolotu.

1. WSTĘP

Właściwości dynamiczne obiektów latających nie są ich cechą stałą i niezmienną. Zmiany wła-

ściwości dynamicznych poszczególnych typów statków powietrznych zachodzą w trzech skalach

czasowych:

• W skali całej eksploatacji jako efekt modernizacji, remontów i zmian konstrukcyjnych [2].

• W skali jednego lotu ze względu na stan załadowania oraz ubytek masy paliwa i zrzucanych

ładunków [3].

• W mikroskali czasowej ze względu na wpływ luzów na drgania o względnie małych amplitu-

dach [4].

Praca omawia zjawiska wynikające z luzów, zaobserwowane podczas prób rezonansowych

przeprowadzonych przez autora w Instytucie Lotnictwa w Warszawie.

2. CEL PRACY I PREZENTACJA BADANYCH OBIEKTÓW

Cel pracy postawiono w formie czterech pytań:

• Jaki jest model wpływu luzów na rezonanse złożonych struktur ?

• Jak duży może być wpływ luzów na częstości rezonansów obiektów latających ?

• W jakich typach rezonansów miał miejsce największy wpływ luzów ?

• Które z tych zjawisk warte są szczegółowego przeanalizowania i powinny być przedmiotem

dalszych badań ?

WPŁYW LUZÓW NA WŁAŚCIWOŚCI DYNAMICZNE ... 171

3. PRÓBY REZONANSOWE

Próby rezonansowe są doświadczalnym sposobem wykrywania i badania rezonansów rze-

czywistej konstrukcji poprzez odpowiednie wzbudzanie drgań oraz pomiar odpowiedzi.

Wynikiem prób rezonansowych jest lista rezonansów zawierająca wartości częstości rezonan-

sowych, współrzędne (rysunki) postaci drgań rezonansowych oraz wartości uogólnionych

współczynników masy, sztywności i tłumienia [5].

Technologia prób rezonansowych umożliwia pomiar zależności częstości rezonansowych od

amplitudy drgań. Zależność ta w bezpośredni sposób odzwierciedla udział luzów w drganiach

rezonansowych.

Aparatura badawcza Wzbudniki drgań

4. LuZ uOgÓLNIONY

Luz jest to odcinek niesprężystego ruchu względnego współpracujących ze sobą elementów

konstrukcji. Luzy istniejące w elementach konstrukcji ujawniają się w różnym stopniu w za -

leżności od postaci drgań. Model układu drgającego z luzem przedstawiono na rysunku 1.

Rys. 1. Model układu z luzem

Na rysunku 2 przedstawiono zależność częstości drgań rezonansowych od wielkość luzów

modelu i rzeczywistej konstrukcji.


Rys. 2. Zależność częstości drgań rezonansowych od wartości luzów modelu oraz rzeczywistej

konstrukcji gdzie: A – układ bez luzu, B – model według rys. 1, C – rzeczywista konstrukcja

Wraz ze wzrostem amplitudy drgań maleje w nich udział luzu. Wraz ze zmniejszeniem się

udziału luzu w całkowitej amplitudzie drgań częstość rezonansowa zbliża się do częstości układu

bez luzu. Dla modelu układu z luzem względną zależność amplitudy luzu od częstości rezonan-

sowych opisuje zależność [1]:

gdzie:

L – wielkość luzu,

a – amplituda drgań rezonansowych,

f0rez – częstość drgań rezonansowych bez luzu,

frez – częstość drgań rezonansowych z luzem L.

Zależność tę przedstawiono graficznie na rysunku 3.


Rys. 3. Zależność względnej wartości luzu od zmian częstości rezonansowych

W rzeczywistej złożonej strukturze jaką jest statek latający w każdym rezonansie luzy sumują

się i korelują ze sztywnością „biorącą” udział w drganiach. Luz „przypisany” do postaci drgań

nazwano luzem uogólnionym.

Zależność przedstawiona na rysunku umożliwia doświadczalną ocenę luzu uogólnionego [4].

Zależność częstości drgań rzeczywistych rezonansów od ich amplitudy jest identyczna

z teoretyczną wynikającą z modelu w przedziale drgań porównywalnych z amplitudą luzów.

W zakresie mniejszych amplitud zjawisko wzrostu częstości drgań rezonansowych można

wyjaśnić jako wynik stanu „niepełnego” rozwinięcia się drgań całego układu z powodu

niewystarczającej energii wzbudzania która jest potrzebna do pokonania np. tarcia suchego.

Największe luzy mogą wystąpić w mechanicznych układach sterowania w których nie zas-

tosowano wzmacniaczy.

W takich przypadkach przy zgodnym ruchu sterownic i powierzchni sterowych mamy do

czynienia z nieograniczonym luzem. Ewentualnych sztywności potrzebnych dla ruchu drgającego

można doszukiwać się w mięśniach pilota oraz „własnej sztywności elementów sterowania”.

Rys. 4. Algorytm rezonansowego pomiaru luzu uogólnionego


Znaczące luzy mogą występować w rezonansach układów sterowania z jednym węzłem,

w któ rych sterownica w kabinie drga w przeciw-fazie do powierzchni sterowych.

W oparciu o zależ ności wynikające z modelu układu z luzem przedstawionym na rysun-

kach 1, 2 i 3 można prowadzić pomiar wielkości luzu uogólnionego według algorytmu, jak na

rysunku 4.

5. PORÓWNANIE WYNIKÓW POmIARu LuZu mETODą STATYCZNąORAZ REZONANSOWą

Luzy w układzie sterowania samolotu najczęściej mierzy się metodą statyczną. W tym celu

ster blokuje się za pomocą sztywnych obejm, sterownice obciąża się siłą statyczną (np. obciążniki

nakładane na szalki), mierząc ich przesunięcie. Amplitudę luzu odczytuje się z wykresu

zależności siły i amplitudy obciążanych sterownic.

W celu porównania wyników pomiaru luzu metodą statyczną i rezonansową, za pomocą oby-

dwóch metod wykonano pomiary luzu tego samego układu sterowania samolotu. Pomiary pow-

tarzano kilkakrotnie po rozmontowaniu i powtórnym montażu układu starowania.

Wyniki pomiarów statycznych przedstawiono na rysunku 5, a wyniki pomiarów rezonan-

sowych na rysunku 6.

Rys. 5. Pomiar luzu układu sterowania samolotu metodą statyczną



Rys. 6. Pomiar luzu układu sterowania samolotu metodą rezonansową

Metoda rezonansowa ma szereg zalet w stosunku do standardowej metody statycznej:

• pomiar luzu nie wymaga (sztywnego) mocowania konstrukcji, stosowania specjalnych obejm

i systemów obciążania,

• pomiar jest pozbawiony wpływu luzów układy obciążającego i usztywniającego,

• wyznaczony luz jest określony jako część całkowitej amplitudy każdego z rezonansów co uza-

sadnia nazwanie go luzem uogólnionym.

6. WYNIKI BADAń LuZÓW mETODą REZONANSOWą

Badania wpływów luzów poprzez pomiary zależności częstości drgań rezonansowych od am-

plitudy drgań przeprowadzono dla rezonansów kilkunastu obiektów latających. Przykład

wyników badań przedstawiono na rysunku 7, gdzie zaprezentowano wpływ luzów na często ści

drgań rezonansowych układów sterowania pierwszego prototypu samolotu I-22 Iryda.

Rys. 7. Wpływ luzów na częstości drgań

rezonansowych układów stero wania

samolotów

Wyniki przedstawione na rysunku 7 oznaczają, że częstości prezentowanych rezonansów

mogą przyjmować wartości z podanych przedziałów (drgania te są na ogół małe, porównywalne

z wartościami luzów). Przedziały, w których mogą zmieniać się częstości rezonansów odpo -

wiadają przedziałom A*B* wyznaczonym z wykresów, jak na rysunku 8, gdzie:

Na odcinku A’ B’ wraz ze wzrostem amplitudy drgań ujawniają się i aktywizują luzy co skutkuje

spadkiem częstości drgań rezonansowych.

Na odcinku B’ C’ na skutek dalszego wzrostu amplitudy drgań maleje w nich udział luzów co

skutkuje wzrostem częstości rezonansowej.

Na odcinku C’ D’ wartość luzu staje się pomijalnie mała w stosunku do amplitudy drgań, wobec

tego częstość rezonansowa nie zmienia swojej wartości.

Odcinek B*A* jest miarą wpływu luzu na zmianę częstości rezonansowej.

Rys. 8. Typowy przebieg zależności częstości drgań rezonansowych od amplitudy drgań

Dla odpowiedzi na pytanie, jak duży może być wpływ luzów na częstość rezonansów obiektów

latających, sporządzono statystyczne podsumowanie wyników badań, które przedstawiono na

rysunku 9.

Z badań kilkudziesięciu rezonansów wynika, że na skutek istnienia luzów częstości rezonan-

sów struktury zmieniały się średnio w zakresie 3,9%, zaś częstości rezonansów układów

sterowania zmieniały się w zakresach 10 do 60%.


Rys. 9. Wyniki statystyczne badania wpływu luzów na zmianę częstości drgań rezonansowych

7. OmÓWIENIE WYNIKÓW I WNIOSKI

W pracy zaprezentowano oryginalną procedurę badania wpływu luzów na częstości rezonan-

sowe konstrukcji.

Wpływ luzów ma miejsce gdy amplitudy drgań rezonansowych są porównywalne z war -

tościami luzów.

Zjawisko wpływu luzów zanika gdy drgania stają się kilkakrotnie większe od luzów, tzn. gdy

wielkość luzów przestaje dominować w amplitudzie drgań. Zjawisko wpływu luzów dotyczy am-

plitud uważanych za amplitudy małe.

Największy wpływ luzów – do 60% zmian częstości rezonansowych stwierdzono w układach

sterowania obiektów latających. W przypadku rezonansów struktury przedział zmian

częstotliwości rezonansowych był mniejszy niż 8%.

Poznanie przebiegu zależności częstości drgań rezonansów rzeczywistych konstrukcji od am-

plitudy drgań (luz uogólniony) zaowocowało opracowaniem, rezonansowej metody pomiaru

luzów.

LITERATuRA

[1] Osiński Z: Teoria drgań. PWN. Warszawa 1078.

[2] Wiśniowski W.: Wpływ zmian niektórych parametrów konstrukcji na właściwości dyna-

miczne samolotu. Journal of Kones vol. 17, nr 1. Warszawa 2010.

[3] Wiśniowski W.: Wpływ ubytku masy na cechy dynamiczne obiektów latających. Journal of

Kones vol. 17, nr 2. Warszawa 2010.

[4] Wiśniowski W.: Luz uogólniony i rezonansowy sposób jego oceny. Politechnika Poznańska

1986r.


[5] Wiśniowski W.: Identyfikacja właściwości dynamicznych układów mechanicznych metodą

badan rezonansowych. Rozprawa doktorska. Politechnika Warszawska 1980.

[6] Wiśniowski W.: Porównanie wyników prób rezonansowych prototypów wyrobu 300. Spra-

wozdanie Instytutu Lotnictwa nr 24/BW-W2/90.

W. Wiśniowski

EffECT Of BACKLASH ON THE fLYINg OBJECTSSTRuCTuRES DYNAmIC PROPERTIES

Abstract

The paper discusses the phenomenon resulting from the backlashes in the structure, observed

during resonance tests. Traditionally, the backlashes in the aircraft control system are measured

by a static method. Knowing the course of the real structure resonance frequencies in dependance

on the vibrations amplitude (generalized backlash) has resulted in the development of the reso-

nance method of backlash measuring. Resonance method has several advantages over standard

static method and the designated backlash is defined as the proportion of each resonance total am-

plitude. The paper presents an original procedure for testing the backlash impact on the structure

resonant frequency. The resonance method allows one to evaluate how big is the share of backlash

amplitude in the total vibrations amplitude, because the resonant frequency is a parameter de-

pendent on backlash. In order to compare the results when using backlash static and resonance

measuring methods, the measurements of backlash in the same aircraft control system with both

methods were performed.



OPTYMALIZACJA KONSTRUKCJI I OSIĄGÓWTURBINY WODNEJ PRZY WYKORZYSTANIUMETOD OBLICZENIOWEJ MECHANIKI PŁYNÓW CFD

Wiesław ZalewskiInstytut Lotnictwa

Streszczenie

W artykule przedstawiono przebieg procesu analizy numerycznej zjawiska przepływu czynnika

roboczego przez turbinę wodną. W wirniku turbiny i kanale wylotowym występuje złożony prze-

pływ dwufazowy woda-powietrze. W omawianym przypadku jako obiekt obliczeń wykorzystano

turbinę wodną typu Michell-Banki z pionowym doprowadzeniem wody skonstruowaną w Instytucie

Lotnictwa w Zakładzie Samolotów BP1. Przedstawiono przegląd dostępnych metod i narzędzi ob-

liczeniowych dla tego typu przepływów wielofazowych oraz wyniki obliczeń i ich wykorzystanie

w procesie projektowania i optymalizacji konstrukcji turbiny. Wyniki obliczeń numerycznych od-

niesiono do uzyskanych później wyników badań doświadczalnych przeprowadzonych na modelu

turbiny.

1. WSTĘP

W większości turbin wodnych ze względu na charakter ich pracy występuje konieczność mo-

delowania złożonych przepływów czynnika roboczego. Trudności modelowania wynikają z obec-

ności szybkoobrotowych elementów (wirnik turbiny) oraz przepływu w którym czynnik roboczy

wypełnia jedynie część objętości kanałów turbiny. Najczęściej kanał dolotowy turbiny wypeł-

niony jest całkowicie wodą. Woda wpływająca do przestrzeni roboczej wirnika wypełnia ją je-

dynie częściowo. Pozostała część jest stale wypełniona powietrzem. Podobnie jest w kanale

wylotowym turbiny. Miedzy wodą i powietrzem tworzy się swobodna powierzchnia kontaktu

stanowiąca granice między tymi dwoma różnymi płynami (fazami). W celu analizowania prze-

pływu konieczne jest wyznaczenie położenia tej granicy. Dodatkowym utrudnieniem jest, że dy-

namika i złożoność przepływu najczęściej wymuszają traktowanie go w obliczeniach jako

nieustalony, nawet jeśli wydaje się mieć wszystkie cechy przepływu ustalonego w czasie.

2. NARZĘDZIA I METODOLOGIA

W przypadku analizy przepływu w turbinach wodnych tego typu podstawowym wymaganiem

stawianymi narzędziom obliczeniowym obok możliwości liczenia dynamiki płynów jest umie-

jętność modelowania przepływów dwufazowych z powierzchnią swobodną. Powszechnie

stosowane podejście do zagadnienia wyznaczania powierzchni swobodnej w obliczeniowej me -

cha nice płynów to model VOF (Volume of Fluid). Model jest stosowany przy założeniu, że dwie

(lub więcej) fazy nie reagują ze sobą chemicznie i nie penetrują się nawzajem. Po dyskretyzacji

OPTYMALIZACJA KONSTRUKCJI I OSIĄGÓW TURBINY WODNEJ ... 181

obszaru obliczeniowego, każdej komórce obliczeniowej przyporządkowuje się funkcję udziału

fazy w komórce. Jeśli wartość tej funkcji dla danej komórki obliczeniowej wynosi 1 komórka jest

całkowicie wypełniona pierwszą fazą. Jeśli wartość funkcji wynosi 0 komórkę wypełnia całko-

wicie druga faza. Komórki w których wartość funkcji należy do przedziału (0,1) są wypełnione

częściowo pierwszą i drugą fazą i wyznaczają obszar kontaktu faz (interfejs). Większość kodów

komercyjnych oferuje uproszczony model VOF w którym ruch obu faz jest opisany wspólnymi

równaniami. Jedynie Flow-3D zawiera model True VOF w którym stosuje się oddzielne równania

dla obu faz i uwzględnia warunki brzegowe na powierzchni kontaktu faz w danej chwili. Model

uproszczony jest na ogół wystarczająco dokładny do analizy przepływów w których faza gazowa

ma niewielki wpływ na przepływ fazy ciekłej. Najczęściej wykorzystywane oprogramowanie

umożliwiające modelowanie przepływów wielofazowych to:

Tab. 1. Oprogramowanie wykorzystywane do symulacji numerycznej przepływów wielofazowych

W omawianym przypadku do analizy przepływu użyto oprogramowania Fluent.

3. BIEKT OBLICZEŃ I ZAKRES PRAC

Turbina wodna Michell-Banki (rys. 1) jest akcyjną turbiną przepływową stosowaną w małych

elektrowniach wodnych. Celem analizy była symulacja przepływu wody przez model turbiny

Michell-Banki z pionowym doprowadzeniem wody oraz wyznaczenie jej osiągów. Obliczenia

wykonano na modelu turbiny o średnicy wirnika 162 mm i długości łopatek 200 mm, pracują-

cym dla spadków wody o wysokości 1000, 1500 i 2145 mm licząc od poziomu osi wału turbiny.

Natężenie przepływu wody w pierwszej wersji turbiny było sterowane przez przepustnicę. Taki

sam model został wykonany później do badań doświadczalnych.

Zakres prac obliczeniowych obejmował:

– wyznaczenie charakterystyk turbiny dla różnych warunków pracy: obciążenia, wysokości

spadku wody, położenia przepustnicy sterującej przepływem,

– wizualizacja przepływu wody, określenie rozkładu ciśnień i prędkości przepływu,

– optymalizacja geometrii łopatek wirnika turbiny,

– optymalizacja i uproszczenie technologiczne kształtu kanału dolotowego i wylotowego tur-

biny.

L.p. Program Model

1. Fluent VOF

2. CFX VOF

3. Flow-3D VOF, True VOF

4. Open FOAM VOF

5. PHOENICS VOF

Rys. 1. Badany model turbiny wodnej typu

Michell-Banki


4. MODEL OBLICZENIOWY

Na potrzeby obliczeń wykonano dwuwymiarowy model turbiny z obracającą się siatką obli-

czeniową symulującą ruch obrotowy turbiny (moving mesh). W obliczeniach przyjęto następu-

jące założenia i modele:

– zagadnienie policzono jako stan nieustalony,

– zastosowano dwufazowy model przepływu typu: Volume of Fluid,

– model turbulencji: k-epsilon,

– grawitacja.

Przyjęte warunki brzegowe przedstawiono na rysunku 2.

Rys. 2. Warunki brzegowe przyjęte w modelu obliczeniowym

5. WYNIKI ANALIZY NUMERYCZNEJ PRZEPŁYWU

Program badań numerycznych objął w sumie obliczenia dla około 80 wariantów obciążenia

i geometrii turbiny. Poniżej przedstawiono jedynie przykładowe wyniki. Ze względu na szeroki

zakres prac dużą uwagę poświęcono na optymalizację modelu numerycznego pod kątem szyb-

kości obliczeń. Dotyczyło to zwłaszcza doboru kroku czasowego obliczeń w stanie nieustalonym

oraz konstrukcji siatki obliczeniowej.

Optymalizacja obliczeniowa geometrii łopatek

Na rysunku 3 przedstawiono przykładowe dwa warianty geometrii łopatek turbiny, różniące

się promieniem zakrzywienia. Turbina miała zostać zoptymalizowana do pracy przy spadkach

wody 1000 i 1500mm. Najlepsze wyniki osiągnięto dla łopatki o promieniu krzywizny 26 mm

oznaczonej jako G260 (wykorzystana potem w modelu do badań doświadczalnych) oraz dla wa-

riantu łopatki o promieniu krzywizny 24,2 mm oznaczonej jako G242. Łopatka G242 pracowała

lepiej przy spadku wody 1500 mm ale ustępowała modelowej przy spadku wody 1000 mm.

Ostatecznie jako wariant produkcyjny wybrano G260. Na przytoczonym przykładzie widać jak

stosunkowo niewielka zmiana w geometrii łopatki istotnie zmienia przebieg charakterystyki

obciążeniowej turbiny.

Rys. 3. Charakterystyka mocy turbiny w funkcji prędkości obrotowej dla spadku wody 1500 i 1000 mm

dla dwóch różnych geometrii łopatek wirnika

Wizualizacja przepływu wody przez turbinę

Poniżej przedstawiono dwa przykłady wizualizacji przepływu przy spadku wody 1500 mm,

przy tym samym ustawieniu przepustnicy sterującej przepływem i różnych obciążeniach turbiny.

Rys. 4. Wizualizacja przepływu wody

przez turbinę. Moment oporowy na

wale turbiny: 5,6 Nm na lewym ry-

sunku i 3,6 Nm na prawym rysunku


Optymalizacja kształtu kanału dolotowego i wylotowego turbiny

Poniżej przedstawiono kształt kanałów dolotowego i wylotowego przed i po optymalizacji

oraz charakterystyki mocy turbin w obu układach. Zmiana kształtu kanałów została przepro-

wadzona ze względu na wymagania technologiczne wykonawcy.

Rys. 5. Turbina przed i po optymalizacji. Po lewej turbina w układzie początkowym (wariant 1). Po

prawej turbina zmodyfikowana (wariant 2)



Rys. 6. Charakterystyki turbiny przed i po mo dy fikacji

6. PORÓWNANIE WYNIKÓW OBLICZENIOWYCH I DOŚWIADCZALNYCH

Przeprowadzenie prób modelu turbiny i porównanie z wynikami obliczeń numerycznych wy-

kazały akceptowalną zgodność modelu obliczeniowego z rzeczywistym obiektem. W większości

przypadków błąd obliczeń nie przekraczał 14%. Największy wynosił 19%.

Rys. 7. Wyniki obliczeń numerycznych na tle wyników doświadczalnych dla turbiny pra cującej przy

spadku wody 1500 mm (po lewej) i 2145 mm (po prawej)

Rys. 8. Turbina wodna w czasie pracy na stanowisku badawczym

6. WNIOSKI

Obecnie dostępne narzędzia obliczeniowej mechaniki płynów dobrze nadają się do modelo-

wania przepływów w turbinach wodnych tego typu. Dokładność obliczeń pozwala na efektywne

wykorzystanie ich w procesie kształtowania konstrukcji już na poziomie projektu wstępnego.

Dzięki temu możliwe jest znaczne obniżenie kosztów projektowania głównie poprzez skrócenie

czasu i szybką optymalizację zastosowanych rozwiązań. Nadal jednak potrzebna jest walidacja

doświadczalna wyników. Model obliczeniowy jest czuły na dobór takich parametrów jak wiel-

kość kroku czasowego, konstrukcja siatki obliczeniowej, model turbulencji itp. Dużym utrud-

nieniem jest zupełny brak publikacji z wynikami badań doświadczalnych podobnych maszyn

przepływowych. W bardziej złożonych przypadkach wymagających modelowania 3D ogranicze-

niem jest stosunkowo długi czas obliczeń. Większość zagadnień przepływowych tego rodzaju

daje dobre wyniki obliczeń przy stosowaniu modelu przepływu nieustalonego.

LITERATURA

[1] Christopher Earls Brennen: Fundamentals of Multiphase Flow. Published by Cambridge

University Press 2005.

[2] Mikko Manninen, Veikko Taivassalo, Sierpa Kallio, Abo Akademi: On the mixture model

for multiphase flow. VTT PUBLICATIONS 288.

[3] Fluent Users Guide.

[4] Sprawozdanie nr 12/BA-A2/08/P. Analiza przepływu przez model turbiny wodnej typu Mi-

chell-Banki. Warszawa, 11.12.2008. Instytut Lotnictwa.

[5] Sprawozdanie nr 174/BP1-SR/08. Badania stoiskowe modelu turbiny Banki. Warszawa. In-

stytut Lotnictwa.


W. Zalewski

WATER TURBINE DESIGN AND PERFORMANCE OPTIMIZATION USING CFDFLUID DYNAMICS CALCULATION METHOD

Abstract

The article presents the process of numerical analysis of the working medium flow phenomenon

through the water turbine. The two-phase water-air flow is made up through the turbine rotor and

the outlet channel. In this case, a Banki-Mitchell water turbine with a vertical water supply designed

at the Institute of Aviation at the Aircraft Department BP1 was used as the object of the calculations.

An overview of available methods and computational tools for this type of multiphase flows and

the results of calculations and their use in the design and optimization of the turbine structure. Re-

sults of numerical calculations were related to a subsequently obtained experimental results per-

formed on a model turbine.


prace instytutu lotnictwa...issn 0509-6669 prace instytutu lotnictwa kwartalnik naukowy 7/2009 (202)...

Documents