CC BY
90
ANALIZA NISKOFREKVENTNOG SPEKTRA VIBRACIJA NA ELEMENTIMA STRUKTURE HELIKOPTERA „GAZELA“
Jovanović M. Miroslav, Tehnički Opitni Centar - Sektor za vazduhoplovna sredstva, Beograd
UDK: 623.746.17:534.13
Sažetak:
U radu je prikazan postupak i metodologija ispitivanja vibracija na helikopteru „gazela“ radi definisanja efikasnosti prigušenja vibracija na ve-zi struktura - sedište pilota. Posebna pažnja posvećena je teorijskim osnovama vibracija na helikopteru, određivanju radnih frekvencija, defini-sanju režima rada i profila leta helikoptera u toku ispitivanja. Na kraju rada prikazani su rezultati merenja vibracija u frekventnom domenu.
Ključne reči: helikopter, vibracije, frekvencija, merna oprema.
Mogućnost i sposobnost određivanja opterećenja i vibracija helikoptera u današnje vreme je jedan od najvažnijih zahteva u pro-cesu projektovanja i modifikacija ove vrste vazduhoplova, tj. preciznijim određivanjem i predviđanjem aeromehanike nosećeg rotora ostvaruje se kvalitativna karakteristika kompletnog projekta helikoptera. Opterećenja koja se javljaju na glavnom rotoru helikoptera u toku leta su dominantni izvori vibracija helikoptera, koje su kritičan aspekt, kako pri projektovanju i razvoju, tako i u fazi eksploatacije. Zbog toga celokupni današnji trend razvoja helikoptera teži ka smanjenju uticaja prenosa pobuda sa izvora vibracija (glavnog rotora) na ostale delove strukture u fazi eksploatacije.
Merenja i analiza nivoa vibracija pojedinih elemenata strukture helikoptera u operativnoj upotrebi služi razvoju elemenata sistema radi što efikasnijeg prigušenja vibracija. Ovakav razvoj ima za cilj smanjenje štet-nog uticaja vibracija na posadu i putnike (povećanje komfora sistema), smanjenje troškova održavanja i povećanje veka upotrebe helikoptera.
Ocena uspešnosti prigušenja vibracija na helikopteru definisana je svetskim standardima ISO 2631/1 i MIL-H 8501A. Prvi ISO 2631/1 defini-še ograničenja izloženosti vibracijama i dozvoljene doze vibracija posade helikoptera (humane vibracije), a drugi MIL-H 8501A definiše dozvoljene nivoe vibracija na komandama, sedištima pilota, posade i putnika pri raz-ličitim režimima leta (strukturalne vibracije).
Uvod
Jovanović, M., Analiza niskofrekventnog spektra vibracija na elementima strukture helikoptera „gazela“, str. 17-36
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 4 / 10
Imajući u vidu kontinualno pooštravanje zahteva kvaliteta svetskih standarda, koji definišu vibracije (humane i strukturalne), merenja i anali-za vibracija na helikopteru preuzimaju ulogu pokretača razvoja i modifika-cija sistema u operativnoj upotrebi.
Nivo vibracija helikoptera izražava se u RMS (root mean square -srednji kvadratni koren) ubrzanja (g), brzine (m/s) ili pomeranja (mm) u frekventnom spektru.
Uspešnost merenja i analize vibracija na helikopteru umnogome za-visi od: pravilnog izbora lokacije merenja (montaže mernih pretvarača), izabranih profila i parametara leta (brzina, visina, opterećenja...), posedo-vanje savremene ispitno-merne opreme visoke tačnosti sa računarskom podrškom za akviziciju i obradu prikupljenih signala odmah nakon izvrše-nog opita.
U radu je prikazan postupak merenja i analize vibracija radi definisa-nja efikasnosti prigušenja vibracija na vezi struktura helikoptera - sedište pilota na helikopteru „gazela", upotrebom savremenog akvizicionog sistema NetdB12 i pripadajućeg softvera dBFA Suite, francuskog proizvođača 01dB-Metravib.
Teorijska analiza izvora vibracija na rotoru helikoptera
Rotor helikoptera je operativan u kompleksnom aerodinamičkom polju. Aerodinamička opterećenja na lopaticama rotora znatno variraju pri njihovom kretanju oko ose rotacije, a u slučaju stacionarnog leta op-terećenja su periodična. U letu unapred brzina dolazeće struje vazduha na lopatice rotora zavisi od njihovog azimutalnog položaja u odnosu na ravan obrtanja rotora. Relativna brzina vazduha uzrokovana je brzinom rotacije lopatica i brzinom kretanja helikoptera. Aerodinamička optere-ćenja se superponiraju za lopatice koje napreduju kroz dolazeću struju vazduha, u odnosu na lopatice koje beže od dolazeće struje, tj. kreću se u istom pravcu kao i dolazeća struja, smanjujući brzinu ovog struja-nja za vrednost komponente brzine kretanja lopatice. Ovakva pojava na rotoru vodi ka transoničnim uslovima opstrujavanja lopatica koje napreduju kroz dolazeću vazdušnu struju i ka oblastima povratnog strujanja na lopaticama koje beže od te struje (slika 1). Ove promene aerodina-mičkih uslova strujanja su stvarni uzroci stvaranja vibracija na helikopteru koje se preko veznih elemenata glavčine, vratila reduktora i reduk-tora prenose na strukturu helikoptera, tj. na prostor posade, putnika ili tovarnog prostora [1].
Slika 1 - Aerodinamički efekat povezan sa rotorom helikoptera Figure 1 - Aerodynamic effects associated with helicopter rotors
Sile i momenti koji se stvaraju na lopaticama rotora helikoptera u toku leta prenose se na glavčinu rotora, a sa glavčine preko glavnog reduktora na strukturu helikoptera mogu se razložiti na komponente sile X, Y i Z, i momente L, M i W u vezanom koordinatnom sistemu helikoptera (slika 2).
Slika 2 - (a) Komponente sila i momenta glavnog rotora, i (b) Reakcija u tački vezivanja lopatica i glavčine Figure 2 - (a) Components of the main rotor forces and moments, i (b) Reaction at the joint point of the blades and the rotor hub
Sa stanovišta kvalitativne analize spektra vibracija dovoljno je po-smatrati samo sile. One su rezultat jednovremenog delovanja aerodina-mičkih sila, sila inercije, elastičnih sila i konstrutivnih geometrijskih para-metara lopatica, glavčine i cikličnog prstena helikoptera [2] .
Jovanović, M., Analiza niskofrekventnog spektra vibracija na elementima strukture helikoptera „gazela“, str. 17-36
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 4 / 10
Ako u sistemu rotora od tri lopatice izaberemo „nultu" lopaticu (bilo koja se proizvoljno usvaja za početnu) y/t, onda je azimutni ugao k-te lo-patice:
k
Vk =Wi + k (1)
gde je:
kt - broj lopatica.
Posmatrajući sile reakcije delovanja lopatica na glavčinu R1, R2 i R3 (slika 2) dobijaju se odgovarajuće komponente rezultujuće sile kojom rotor deluje na helikopter Xk, Yk i Zk. Jednačine sila rotora na helikopter date su sledećim jednačinama:
Xk = -Rik cos^ + R2k sin^k (2)
Yk = Rik sin Wk + R2k cos^k (3)
Zk =-R3k (4)
Pri pretpostavci ustaljenog leta sile R1k, R2k i R3k su periodične i mo-gu se izraziti u vidu Furijeovih redova. Međutim, na osnovu teorijske anali-ze, kao i rezultata letnih ispitivanja različitih tipova helikoptera, zaključuje se da je vertikalna komponenta rezultujuće sile najuticajnija, tako da će se u daljoj analizi vibracija unetih sa glavnog rotora samo ona tretirati. Na osnovu iznetog stava i relacijom (4) vertikalna komponenta rezultante data je sledećim Furijeovim nizom:
k, -1
Z = -£R3k, tj.
k=0
Z = -k,
Uo + Uki cosk,w + U2k, cos2k/^/ +...
+ Vk, sink/џ/i + V2k, sin2k,^k +...
(5)
(6)
Iz jednačine za rezultantu vertikalne komponente Z se zaključuje da u njoj figurišu samo frekvencije deljive sa brojem lopatica.
Primetno je da su vibracije uzrokovane periodičnošću aerodinamič-kih sila glavnog rotora harmonijske. Osnovna učestanost lopatica helikoptera se u daljem tekstu naziva učestalost prolaženja lopatica (UPL), u stranoj literaturi BPF - Blade Pass Frequence:
(7)
gde je: n = 1, 2, 3, ..
N - broj obrtaja u minuti glavnog rotora.
U dosadašnjem razmatranju pošlo se od pretpostavke da su sve lopa-tice jednog rotora po aerodinamičkim i mehaničkim karakteristikama iden-tične. Ukoliko to nije slučaj jedna ili više lopatica kreću se tako da naruša-vaju konus rotora, zbog čega se javljaju debalansi i vibracije učestanosti:
Može se zaključiti da glavni rotor helikoptera prouzrokuje vibracije zbog periodične promene reakcija u tačkama vezivanja lopatica za glavči-nu učestanosti fno = n ■ kt -Q (ove vibracije su rezultat principa leta helikoptera) i vibracije učestanosti fnl = n ■ Q kao rezultat neidentičnosti u meha-ničkom i aerodinamičkom smislu svih lopatica jednog rotora [3] .
Izvori vibracija i određivanje radnih frekvencija
helikoptera „gazela“ (H-45)
Helikopter „gazela“ (SA-342, H-45) jeste laki transportni helikopter, druge generacije, namenjen za transport ljudstva i opreme, dok se u voj-ne svrhe koristi za: protivoklopnu borbu, izviđanje bojišta, održavanje ve-ze i korekturu artiljerijske vatre (slika 3).
Glavni (primarni) izvori vibracija ovog helikoptera su: glavni rotor, motor i repni rotor.
Glavni rotor helikoptera sastoji se od 3 lopatice i glavčine helikoptera. Lopatica nosećeg (glavnog) rotora (krakovi) ima ulogu noseće površi-ne helikoptera, tj. na njegovom aeroprofilu se u toku obrtanja stvara sila uzgona koja nosi helikopter. Na glavčinu se montiraju tri kraka i radi lak-šeg praćenja stanja označavaju se kao: crveni, žuti i plavi krak. Glavčina (glava glavnog rotora) služi kao vezni element lopatica glavnog rotora, tj. osnovnih nosećih aerodinamičkih površina helikoptera. Osnovna funkcija glavčine helikoptera je promena napadnog ugla lopatica glavnog rotora, tj. upravlja se helikopterom.
(8)
Izvori vibracija na helikopteru
Jovanović, M., Analiza niskofrekventnog spektra vibracija na elementima strukture helikoptera „gazela“, str. 17-36
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 4 / 10
Slika 3 - Helikopter „gazela“ (SA 342, H-45) Figure 3 - Gazelle Helicopter (SA 342, H-45)
Motor Astazou XIV M je turbovratilni motor sa reduktorom. Poseduje aksijalno-radijalni kompresor (dvostepeni aksijalni deo kompresora i radi-jalni deo kompresora). Motor ima konstantnu brzinu obrtanja od 43 000 min-1. Na izlaznom vratilu motora nalazi se reduktor koji služi da broj obr-taja vratila turbine redukuje sa 43000 min-1 na 6334 min-1, a to su obrtaji izlaznog vratila iz motora (izlaz snage). Prenosni odnos reduktora motora je 1:6.788.
Motor je ispitan do maksimalne termičke snage od 640 kW i do mak-simalnog stalnog režima od 575 kW. S obzirom na ove vrednosti motoru je na maksimalnom vremenski ograničenom režimu određena granična vrednost snage od 440 kW koju može da izdrži transmisija helikoptera „gazela“.
Sklop repnog rotora služi da uravnoteži obrtni moment glavnog roto-ra i da omogući upravljanje helikopterom po vertikalnoj osi, tj. po pravcu. Repni rotor dobija pogon od repnog reduktora, sa brzinom obrtanja od 5918 min-1. Repni rotor helikoptera sastoji se od 13 duralnih lopatica.
Osnovna uloga transmisije helikoptera je da prenese snagu motora na rotore (glavni i repni) helikoptera. Ostvarena snaga motora se preko određenih sklopova prenosi na glavni i repni reduktor. Svi elementi koji služe za prenos snage, podmazivanje sklopova, održavanje hidrauličkog pritiska elemenata helikoptera spadaju pod transmisiju helikoptera. Transmisija helikoptera je veza između izvora vibracija i konstrukcije helikoptera koja prima sve vibracije. Kao i svaki element koji u svom sastavu
ima obrtne delove i transmisija helikoptera ima određene frekvencije rada po kojima mogu da se prepoznaju određeni elementi sklopa. Transmisija je izvor vibracija određenih frekvencija, kao i element koji prima aerodina-mička opterećenja stvorena na rotorima helikoptera, tako da transmisiju možemo posmatrati i kao izvor i kao prenosnik vibracija. Na slici 4 prika-zani su svi elementi transmisije helikoptera, dok je uz rotirajuće elemente sistema transmisije dat i njihov broj obrtaja u minuti.
1 - Motor
2 - Glavni reduktor
3 - Disk kočnice rotora
4 - Koso vratilo
5 - Međureduktor
6 - Horizontalno vratilo
7 - Repno apojno vratilo
8 - Repni reduktor
9 - Vratilo uljne pumpe
10 - Uljna pumpa glavnog reduktora
11 - Hidraulična pumpa
12 - Komanda kočnice rotora
13 - Sklop kočuice rotora
Slika 4 - Transmisija helikoptera „gazela“ Figure 4 - Transmission of the Gazelle helicopter
Sa stanovišta vibracija strukturu helikoptera možemo posmatrati kao prijemnik vibracija, tj. sve vibracije nastale od izvora vibracija (primarnih i sekundarnih - transmisije) imaju tendenciju da se preko veza prenesu na strukturu i da egzistiraju na njoj u toku rada helikoptera. Na helikopteru „gazela“ vibracije se unose preko centralnog dela trupa od glavnog rotora, reduktora i motora, dok se preko repnog konusa unose vibracije ge-nerisane od međureduktora, horizontalnog i repnog vratila, repnog reduktora i rotora. Od kvaliteta prigušne karakteristike veznih elemenata zavisi nivo vibracija koji će biti unesen na strukturu helikoptera, a zatim prosle-diti do posade i putnika helikoptera, elektro-elektronskih uređaja, goriv-nog sistema (rezervoara) i komandi helikoptera. Od frekvencije i veličine amplitude koja se apsorbuje kroz vezne elemente zavisi karakteristika komfornosti helikoptera.
Jovanović, M., Analiza niskofrekventnog spektra vibracija na elementima strukture helikoptera „gazela“, str. 17-36
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 4 / 10
Određivanje radnih frekvencija helikoptera
Na osnovu iznetih teorijskih analiza, radi pripreme merenja vibracija, potrebno je odrediti radne frekvencije helikoptera.
Na osnovu izraza 7 i 8, slike 4 i tehničke dokumentacije helikoptera „gazela", određuju se radne frekvencije elemenata i sklopova.
U tabeli 1 navedene su radne frekvencije u niskofrekventom spektru do 105 Hz.
Tabela 1 Table 1
Karakteristične radne frekvencije helikoptera „gazela"
Typical working frequencies of helicopter Gazelle
RB Element helikoptera Brzina obrtanja (min-1) Frekvencija (f) (Hz)
1. Rotor helikoptera, fnj 387 6.45
2. Glavno vratilo reduktora 3089 51.48
3. Učestalost prolaženja lopatica glavnog rotora, fno 387 19.35
4. Motor 43000 716.67
5. Reduktor motora (izlaz) 6334 105.57
6. Koso vratilo, fvrr 3627 60.45
7. Horizontalno vratilo, fvtr 3627 60.45
8. Spojno vratilo repnog reduktora, fvtr 3627 60.45
9. Repni reduktor, fvrr 3627 60.45
10. Repni rotor, frr 5918 98.63
11. Hidraulična pumpa 3627 60.45
12. Uljna pumpa 3627 60.45
Niskofrekventni spektar podrazumeva opseg frekvencija od 2 Hz do 105 Hz. Niskofrekventni spektar vibracija u tehničkim sistemima predsta-vlja opseg koji ima najveći uticaj na zamor i oštećenje strukture, kao i na zamor posade helikoptera.
Telo čoveka može se posmatrati kao visokoelastični mehanički si-stem, koji raspolaže sopstvenim frekvencijama oscilovanja (oči 12 do 27 Hz, vrat 6 do 27 Hz, grudni koš 2 do 12 Hz, noge i ruke 2 do 8 Hz, glava 8 do 27 Hz, stomak 4 do 14 Hz) i u priličnoj meri izraženim rezonantnim svoj-stvima. Pri projektovanju helikoptera njegove pobudne frekvencije treba da budu van opsega frekvencija koje štetno utiču na telo čoveka. U slu-čaju nemogućnosti izbegavanja štetnih vibracija na datim frekvencijama ove vibracije je neophodno prigušiti, od izvora, preko strukture, pa do po-sade helikoptera. Ovaj zahtev važi i za sistem komandi, kojim se vibracije prenose na ruku pilota [4].
C2D
Metodologija i postupak ispitivanja vibracija
na helikopteru „gazela“
Tok merenja niskofrekventnih vibracija do 105 Hz na strukturi heli-koptera zahteva određen sled koraka, međusobno zavisnih, kako bi dobi-jeni rezultati merenja bili adekvatni stvarnom stanju vibracija helikoptera. Svako merenje za sobom povlači tri osnovne faze: prva faza je priprema ispitivanja (predtest), zatim faza ispitivanja, i treća, najvažnija, faza je ob-rada i analiza rezultata ispitivanja (posttest).
Na slici 5 dat prikazan je dijagram faza primenjivih u postupku ispitivanja niskofrekventnih vibracija na helikopteru „gazela“.
Slika 5 - Primenjene faze u procesu ispitivanja vibracija na helikopteru „gazela“ Figure 5 - Phase in process of the vibration testing on the Gazelle helicopter
Predmet ispitivanja je kruta veza strukture trupa helikoptera (donja barka) sa sedištem pilota (slika 6). Cilj ispitivanja ove veze bio je da se utvrdi da li postoji smanjenje nivoa vibracija (absorbcija) kroz ovu vezu, tj. da li postoji smanjenje nivoa vibracija koje se sa strukture prenose na se-dište pilota, a zatim i na njegovo telo.
Faza teorijske analize vibracija helikoptera „gazela“ izvršena je u prethodnom delu ovog rada, u kome su objašnjeni izvori, prenosnici i pri-jemnici vibracija. Takođe, date su i karakteristične radne frekvencije na kojima se može očekivati povišeni nivo vibracija u toku rada helikoptera.
СЖ>
Jovanović, M., Analiza niskofrekventnog spektra vibracija na elementima strukture helikoptera „gazela“, str. 17-36
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 4 / 10
Izbor i integracija ispitno-merne opreme na helikopteru
Merenje niskofrekventnih vibracija na helikopteru „gazela“ izvršeno je sledećom ispitno-mernom opremom: digitalnim akvizicionim sistemom Damian Vi digitalnim akvizicionim sistemom NetdB12-01 Metravib.
Za potrebe ispitivanja na helikopter je ugrađen magnetni digitalni registrator podataka leta Damian V na namenskom nosaču postavljenom na zadnju klupu kabine helikoptera. Na komandni pult kabine ugrađena je odgovarajuća upravljačka kutija.
Potrebni merni pretvarači za merenje parametara leta, parametara rada pogonske grupe i njihova instalacija ugrađeni su na odgovarajuće pozicije u strukturu helikoptera i motoru. Digitalnim akvizicionim sistemom Damian V vršena je akvizicija 17 parametara leta (brzina, visina, temperature, otkloni komandi, itd.).
NetdB12 namenjen je za različite aplikacije sa internim baterijskim napajanjem i rekorderom. Karakteristike ove opreme prikazane su u ta-beli 2, a izgled opreme na slici 6. NetdB12-01 Metravib je višekanalni digitalni akvizicioni sistem za merenje vibracija i buke, a opremljen je na-menskim softverom dBFASuite za obradu podataka u realnom vremenu.
Tabela 2 Table 2
Karakteristike sistema NetdB12 Characteristics of NetdB12 system
Ulazni kanali
Broj kanala 12 BNC
Rezolucija 24 bits
Napajanje AC / DC /AC ICP
Opseg -20 db: 14.1 V (10 V RMS) 0 db: 1.41 V (1 V RMS) +20db: 141 mV (100 mV RMS)
СНР > 105 dB RMS pune skale
Slika 6 - Izgled akvizicionog sistema NetdB12 sa akcelerometrima Figure 6 - NetdB12 acqusition system with accelerometers
Za potrebe ispitivanja obezbeđeno je 5 pijezo-akcelerometra proiz-vođača Bruel&Kjaer, tipa 4393, prosečne osetljivosti ~5x10-4 mV/ms-2.
Montaža akcelerometara na helikoptersku strukturu
Na osnovu izabranog cilja, prethodne teorijske analize rada eleme-nata i sistema helikoptera, kao i mogućnosti opreme za merenje vibraci-ja, odlučeno je da se akcelerometri instaliraju u pravcu vertikalne ose (z-ose) helikoptera. Na slici 7 dat je prikaz montiranih akcelerometara na prednjoj desnoj vezi trup helikoptera - sedište pilota.
Slika 7 - Pozicije mernih pretvarača na vezi struktura - sedište pilota Figure 7 - Positions of accelerometers at the structure - pilot seat connection
Lokacije montaže akcelerometara su:
- na prednjem delu poda helikoptera - ispod šine,
- na prednjem delu sedišta pilota - iznad šine,
- na zadnjem delu poda helikoptera - ispod šine,
- na zadnjem delu šine helikoptera.
Izbor profila leta helikoptera
Za ispitivanje niskofrekventnih vibracija na helikopteru „gazela", a u skladu sa njegovim operativnim mogućnostima, ispitivanja se vrše na ze-mlji i u letu. U radu su prikazani rezultati merenja u toku leta sa tačno de-finisanim programom i zahtevanim profilima leta. Izabrani profili leta su: ubrzanje do maksimalne brzine helikoptera (Vi=Vimax) na visini Hi=1000 m, i zaokreti (levi i desni).
CiD
Jovanović, M., Analiza niskofrekventnog spektra vibracija na elementima strukture helikoptera „gazela", str. 17-36
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 4 / 10
Rezultati ispitivanja i analiza izmerenih vibracija na vezi struktura - sedište pilota
Na osnovu postavljenog cilja ispitivanja i izabranih profila leta heli-koptera „gazela", sva merenja se mogu prikazati u vremenskom i fre-kventnom domenu.
Na slici 8 prikazan je vremenski domen vibracija izmerenih na pred-njem delu sedišta pilota (ispod i iznad šine). Na slici 8 označeni su profili leta helikoptera: 1 - lebdenje sa uticajem tla, 2 - penjanje do Hi=1000 m, 3 - ubrzanje do 4=Vimax, 4 - levi zaokret i 5 - desni zaokret.
Envelop Џ|>2| Oh 3 - z пая - [pfednji deo eedišta imed Sine| зд| 0| -З.ЗТЗЈј 1045.46 -9,919Ј
Slika 8 - Vremenski zapis vibracija u toku leta Figure 8 - Time domain of vibration in flight
Na osnovu prikazanog vremenskog domena (slika 8) ispitivanja, za davanje ocene kvaliteta prigušenja vibracija izvršiće se analiza nivoa vibracija u frekventnom domenu do 105 Hz, za sledeće karakteristične profile leta: ubrzanje do Vi=Vimax i zaokreta (levi i desni).
Nivo vibracija u fazi ubrzanja do Vimax
Faza ubrzanja helikoptera podrazumeva upravljanje cikličnom ko-mandom od sebe i povlačenjem komande skupnog koraka radi korekcije potrebne snage leta. U toku ubrzanja neophodno je da se vrši i korekcija obrtnog momenta glavnog rotora otklonima nožnih komandi udesno, kao korekcija ciklične komande po nagibu (slika 9).
Slika 9 - Parametri leta helikoptera u fazi ubrzanja na Hi=1000 m Figure 9 - Parameters of flight during the phase of acceleration at Hi=1000 m
Na slici 10 prikazan je usrednjeni niskofrekventni opseg vibracija. Pri ovom profilu leta helikoptera dominantna je frekvencija obrtanja repnog reduktora sa pripadajućim vratilima (koso, horizontalno i spojno) na fvrr = 60.45Hz , vrednosti avrr = 0.012g(RMS). Ova vrednost ubrzanja repnog reduktora je konstantna u toku faze ubrzanja. Ostali dominantni piko-vi su na frekvenciji fno = 19.35Hz i njegovim harmonicima 2 • fno, 3 • fno i 4 • fno. Osrednjeni nivoi vibracija na datim frekvencijama su niži od nivoa vibracija frekvencije obrtanja sklopa vratila i repnog reduktora, pa se nivoi ovih frekvencija prate u funkciji brzine leta. Nivoi vibracija u toku faze ubrzanja helikoptera prikazani su u tabeli 3.
Jovanović, M., Analiza niskofrekventnog spektra vibracija na elementima strukture helikoptera „gazela“, str. 17-36
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 4 / 10
Slika 10 - Osrednjeni frekventni spektar vibracija u fazi ubrzanja na Hi=1000 m Figure 10 - Average frequency domain during the phase of acceleration at Hi=1000 m
Tabela 3 Table 3
Frekvencije i nivoi vibracija pri različitim progresivnim brzinama Frequencies and amplitudes of vibration at different helicopter velocity
Vi f ispod sedišta iznad sedišta
[km/h] [Hz] [g RMS] [g RMS]
19.35 0.0036 0.0034
0 38.70 0.0055 0.0055
58.05 0.0035 0.0033
77.40 0.0025 0.0024
19.35 0.0043 0.0044
40 38.70 0.0071 0.0070
58.05 0.0018 0.0017
77.40 0.0061 0.0057
19.35 0.0045 0.0045
80 38.70 0.0153 0.0148
58.05 0.0051 0.0037
77.40 0.0068 0.0052
19.35 0.0061 0.0053
130 38.70 0.0075 0.0075
58.05 0.0136 0.0105
77.40 0.0151 0.0122
19.35 0.0042 0.0051
180 38.70 0.0121 0.0108
58.05 0.0231 0.0193
77.40 0.0274 0.0223
19.35 0.0044 0.0050
240 38.70 0.0211 0.0186
58.05 0.0241 0.0213
77.40 0.0302 0.0243
Na osnovu podataka iz Tabele 3 možemo odrediti zavisnost amplitude vibracija za određenu frekvenciju u funkciji brzine helikoptera, ova zavisnost je data dijagramom na slici 11.
Slika 11 - Vibracije na sedištu pilota u toku faze ubrzanja na f = 2 • fno = 38.7 Hz Figure 11 - Vibration on the pilot seat during the phase of acceleration f = 2 • fno = 38.7 Hz
Na osnovu iznetih podataka zaključuje se da najveći uticaj na vibracije helikoptera u toku leta vrši glavni rotor u funkciji brzine: indukovane brzine na lopaticama i progresivne brzine leta helikoptera.
Na slici 11 prikazane su vibracije na sedištu pilota u funkciji promene brzine leta u fazi ubrzanja helikoptera od (V, = 0km/h ^ Vimax). Na osnovu rezultata za različite brzine leta mogu se izvesti dva zaključka: prvi, vibracije rastu sa brzinom leta, kao rezultat porasta asimetrije vučne sile glavnog rotora, što uvećava harmonijsko mahanje lopatica, a drugi za-ključak je da dijagram na slici 11 prikazuje određenu „grbu". Dati pregib nedvosmisleno pokazuje da su, u letu helikoptera „gazela" pri brzinama od Vj = 40km/h do V, = 90km/h, nivoi vibracija helikoptera izraženiji na nižim brzinama nego na brzinama bliskim krstarećoj brzini.
Razlog ovih vibracija leži u činjenici da su indukovana brzina i progresivna brzina u dijapazonima od 40km/h<Vj < 90km/h i pri brzinama Vj >Vculise veli-čine istog reda, a njihovim vektorskim sabiranjem dobija se brzina koja na kra-jevima lopatica dolazi pod uglovima bliskim kritičnom. Zbog toga je struja iza
Jovanović, M., Analiza niskofrekventnog spektra vibracija na elementima strukture helikoptera „gazela", str. 17-36
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 4 / 10
lopatica jako zavihorena i sve lopatice bivaju zahvaćene vrtložnim tragom pret-hodne lopatice. Istovremeno, blizu prednje ivice diska javljaju se veliki gradijen-ti brzine koji stvaraju intenzivne više harmonike mahanja. Krajnji rezultat delo-vanja ovog mehanizma ogleda se u snažnim vibracijama celog helikoptera.
Oscilovanje lopatica na višim harmonicima je pojava koja se javlja iznad brzina preko V = 120 km/h. Sa povećanjem progresivne brzine helikoptera javlja se trešenje helikoptera, tj. oscilovanje lopatica na višim harmonicima, pri nestacionarnom kretanju se povećava tako da je pri maksimalnim brzinama dominantna frekvencija, fn3 = 4 • fno = 77.4 Hz.
Dominantno oscilovanje rotora helikoptera na datoj frekvenciji ima za posledicu osetno trešenje celokupne strukture helikoptera, a samim tim i dinamički debalans rotora, koji se preko reduktora i veza sa struktu-rom helikoptera prenosi do pilotskog sedišta. Na osnovu principa leta helikoptera napadni ugao (a) helikoptera pri ubrzanju je negativan, a u ta-kvom profilu leta dominantni su treći i drugi harmonik fno.
Na osnovu dijagrama datog na slici 11 može se zaključiti da funkcional-nost veze struktura helikoptera - sedište pilota na frekvenciji 2fno = 38.70 Hz zavisi od brzine leta. Na brzinama manjim od 140 km/h, ne postoji prigu-šenje vibracija na vezi, dok je sa porastom brzine preko 140 km/h veza funkcionalna, tj. postoji prigušenje vibracija. [5]
Nivo vibracija u toku levog i desnog zaokreta
Nakon izvršene frekventne analize rezultata merenja u toku izvođe-nja levog i desnog zaokreta dobijeni su frekventni spektri dati na dijagra-mima na slikama 12 i 13.
Slika 12 - Osrednjeni frekventni spektar vibracija u fazi levog zaokreta na Hi=1000 m Figure 12 - Average frequency domain during the left turn at Hi=1000 m
Slika 13 - Osrednjeni frekventni spektar vibracija u fazi desnog zaokreta na Hi=1000 m Figure 13 - Average frequency domain during the right turn at Hi=1000 m
Osnovna razlika u frekvenciji i nivou vibracija u toku izvođenja zaokreta jeste što je u toku faze izvođenja levog zaokreta dominantna frekvencija od
2 fno = 38.70 Hz, dok je u desnom zaokretu dominantna frekvencija
3 fno = 58.05 Hz. Nivoi vibracija u toku izvođenja levog zaokreta su izrazito ve-ći i uslovljeni su elastičnim pojavama lopatica usled opstrujavanja vazduha.
Analizom ova dva profila leta uočava se pojava pojačanja vibracija na frekvenciji fno = 19.35 Hz, kroz ispitivanu vezu u toku levog zaokreta (slika 14). Na drugim frekvencijama u toku ispitivanih profila leta nije uočena pojava pojačanja vibracija, ali potrebno je napomenuti da je i pri-gušenje vibracija izuzetno nisko. [6]
Slika 14 - Pojačanje vibracija kroz vezu struktura - sedište pri levom zaokretu Fgure 14 - Amplification of vibrations at the structure - pilot seat connection during the left turn
Jovanović, M., Analiza niskofrekventnog spektra vibracija na elementima strukture helikoptera „gazela“, str. 17-36
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 4 / 10
Zaključak
Na osnovu iznetih teorijskih osnova, rezultata i analize izvršenih ispi-tivanja stanja veze strukture helikoptera i sedišta pilota na helikopteru „gazela" može se sa sigurnošću konstatovati da postojeća veza nije filter vibracija u svim režimima rada helikoptera.
Ispitivana veza se u određenim profilima leta ponaša kao multiplika-tor vibracija u frekventnom opsegu od 3 Hz do 35 Hz, dok se na frekvent-nom opsegu iznad 35 Hz ponaša kao prigušivač vibracija. Funkcional-nost (prigušenje vibracija) veze se povećava sa povećanjem brzine helikoptera (bliske maksimalnim).
Na osnovu dobijenih rezultata može se zaključiti da posmatrana veza zadovoljava propisani kvalitet standarda MIL-H 8501A i da nije potreb-no vršiti modifikaciju ove veze.
Prikazana metodologija i postupak merenja i analize niskofre-kventnog opsega vibracija na helikopteru „gazela" može se primeniti na sve tipove letelica koje se nalaze u operativnoj upotrebi Vojske Sr-bije. Prikazanim postupkom ispitivanja može se vršiti merenje i analiza vibracija na svim elementima sistema helikoptera čiji je krajnji cilj za-dovoljenje svetskih standarda, kontinualnim razvojem i modifikacijama tehničkih sistema, ili otkrivanjem potencijalnih oštećenja sistema. Stal-nim usavršavanjima i modifikacijama tehničkih sistema iz sastava Vojske Srbije postiglo bi se podizanje celokupnog tehnološkog nivoa si-stema odbrane.
Literatura
[1] Thomas. M., Helicopter Vibration Reduction Using Robust Control, Dissertation, Von der Fakultat Luft- und Raumfahrttechnik der Universitat Stuttgart, Munchen, 2003.
[2] Johnson, W., Helicopter theory, Dover Publications, New York, 1994.
[3] Heffernan, R., Precceti, D., Johson, W., Vibration analysis of the SA349/2 Helicopter, NASA Technical Memorandum 102794, USA, Januar 1991.
[4] Jovanović, S., Đurić, A., Analiza štetnog uticaja vibracija na posadu u transportnim sredstvima Vojske Srbije, Vojnotehnički glasnik, 4/2009, str. 93-107.
[5] Jovanović, M., Uticaj promene brzine leta na niskofrekventni spektar vibracija helikoptera Gazela, Zbornik radova III konferencije OTEH, Beograd, ok-tobar 2009.
[6] Jovanović, M., Ispitivanje niskofrekventnog spektra vibracija na helikopteru Gazela, Magistarski rad, Beograd, januar 2010.
ANALYSIS OF LOW FREQUENCY VIBRATIONS ON THE STRUCTURAL CONNECTION ELEMENTS OF THE GAZELLE HELICOPTER
Summary:
In this paper the procedure and methodology of vibration testing on a Gazelle helicopter are presented with the aim to define efficiency of vibration damping at the structure- pilot seat connection. A particular attention is paid to the theoretical basis of helicopter vibrations, definition of working frequency, regime and profile of flight during the test. The results of the vibration measurment are shown in the frequency domain.
Introduction
Nowadays, possibility of defining loads and vibrations is one of the most important requests in the design and modification of processes on helicopters. The loads occuring on the main rotor during flight are the basic source of vibrations on the helicopter. Possibilities to satisfy international standards in the area of structural and human vibrations are based on continuous and adequate measurement and analysis of the vibration levels on all elements of helicopters. This paper shows the procedures of vibration measuring and analysing in order to define efficiency of vibration damping using a modern acquisition system NetdB 12 and its software dBFA Suite.
Theoretical analysis of vibration sources on the helicopter main rotor
The helicopter rotor operates in a complex aerodynamic flow field. The aerodynamic loads on the rotor blade vary considerably as it moves around the rotor disc, and in steady flight these loads are periodic. A particular attention is paid to a theoretical basis of vibration sources on a helicopter. A complex aerodinamic field in the plane of the helicopter main rotor during different profiles of flight is shown and explained. This part of the paper gives the equations of force and moments on the main rotor with the aim to define basic working frequencies.
Sources of vibrations and the determination of working frequencies on the gazelle helicopter
The sources of vibrations on the Gazelle helicopter (main rotor, tail rotor and engine) are described as well as the vibration transfer from the sources to the structure through the helicopter transmission and the structure as a receiver of vibrations. Tthe working frequencies of the Gazelle helicopter are defined and the causes for avoiding the low vibration frequency range are explained.
Methodology and procedure of vibration testing on the gazelle helicopter
The procedure of vibration testing has a few steps (pre-test, test and post test step), given in Fig. 5. After the determination of working frequencies and the testing point, the next step is selecting test equip-
Jovanović, M., Analiza niskofrekventnog spektra vibracija na elementima strukture helikoptera „gazela“, str. 17-36
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 4 / 10
ment and installement of the accelerometers and other probes. After these preparations, the last step in the pre-test procedure is chosing the flight profiles in which the vibrations are measured.
The results of testing and analysis of vibration damping at the structure - pilot seat connecting point
The testing results are collected in the test phase. The results of the vibration measurment are shown in the time and frequency domain for the chosen flight conditions of the Gazelle helicopter. The results are given for two profiles of flight (for acceleration and for the left and right turn). The analysis must give an answer about the efficiency of vibration damping at the structure - pilot seat connecting point. The conclusions must not be ambiguous and must give enough elements for making a decision about subsequent actions.
Vibration levels of in the acceleration phase
For this phase of flight, all helicopter flight parameters are recorded and given as a function of time (velocity, altitude, drift of commands, loads und angular velocity) while the vibrations are given in the frequency domain. The vibrations at the tested connecting point are analysed in the function of velocity, followed by the conclusions and comments about the level of vibrations in the phase of acceleration.
Level of vibrations during the left and the right turn
For this profile of flight, the frequency spectrum for both turns is given and the fundamental difference in that spectrum is explained. The analysis of these two turns reveals the increase of the vibration level at the test point at a particular frequency.
Conclusion
The illustrated methodology and the procedures of measuring and analysing the low-frequency vibration range on the Gazelle helicopter can be applied for all types of aircraft which are in operational use in the Serbian Air Forces. The shown procedure can be used for measuring and analysing vibrations on all elements of helicopter systems, aiming at meeting international standards, continious system developing, modifying technical systems and detecting potential failure elements in the systems in operational service.
Key words: helicopter, vibration, frequency, test equipment
Datum prijema članka: 23. 03. 2010.
Datum dostavljanja ispravki rukopisa: 29. 03. 2010.
Datum konačnog prihvatanja članka za objavljivanje: 01.04. 2010.
