Optymalizacja pasywna w procesie projektowania łopat wirnika nośnego wiropłatów

Transkrypt

1 RACZYŃSKI Radosław 1 WENDEKER Mirosław 2 GRABOWSKI Łukasz 3 Optymalizacja pasywna w procesie projektowania łopat wirnika nośnego wiropłatów WSTĘP Gwałtowny rozwój wiropłatów wyznaczył nowe kierunki i trędy budowy statków powietrznych. Istotne znaczenie w konstrukcji współczesnych śmigłowców i wiatrakowców, zyskał aspekt środowiskowy przy jednoczesnym zachowaniu i rozwoju cech osiągowych. W celu osiągnięcia kompromisu pomiędzy aspektami środowiskowymi a osiągami wiropłata stosuje się szeroko pojęty proces optymalizacji. Proces doboru parametrów projektowych zależy w dużym stopniu od wybranego schematu projektowego oraz sposobu optymalizacji konstrukcji. 1 DOBÓR PARAMETRÓW W PROCESIE OPTYMALIZACJI WIRNIKA NOŚNEGO ŚMIGŁOWCA Wirnik nośny z łopatami jest jednym z najważniejszych zespołów konstrukcyjnych śmigłowca. Odpowiedzialny jest za zamianę energii wygenerowanej przez jednostkę napędową na siłę nośną oraz kontrolę wektora ciągu w poszczególnych płaszczyznach sterowania. Poniższy rysunek 1 przedstawia schemat procesu projektowania wraz optymalizacją pasywną. Rys.1 Schemat procesu projektowania i optymalizacji konstrukcji łopaty wirnika nośnego na etapie projektu koncepcyjnego. Celem projektowania wstępnego jest opracowanie modelu łopaty, która zostanie przeznaczona do dalszych analiz numerycznych struktury z wykorzystaniem metody elementów skończonych. 1 PZL Świdnik S.A, Wydział Wydział Mechaniki Lotu; Świdnik; al. Lotników Polskich 1. Tel: , radoslaw.raczynski@agustawestland.com 2 Politechnika Lubelska, Wydział Mechaniczny, Katedra Termodynamiki, Mechaniki Płynów i Napędów Lotniczych; Lublin; ul. Nadbystrzycka 36. Tel: , Fax: , m.wendeker@pollub.pl 3 Politechnika Lubelska, Wydział Mechaniczny, Katedra Termodynamiki, Mechaniki Płynów i Napędów Lotniczych; Lublin; ul. Nadbystrzycka 36. Tel: , Fax: , l.grabowski@pollub.pl 9054

2 Poprawnie wykonany projekt wstępny oraz proces optymalizacji jest istotnym czynnikiem decydującym o sukcesie przyszłego prototypu. Z punktu widzenia całkowitego kosztu projektu poprawny dobór parametrów ma decydujące znaczenie. Jednym z ostatnich elementów w procesie projektu wstępnego jest analiza FSI(Fluid Structure Interaction) mająca na celu walidację numeryczną wyznaczonych wstępnie charakterystyk osiągowych pozwalając na uwzględnienie wpływu zjawisk aeroelastycznych. Ze względu na znaczącą odkształcalność łopat, może to mieć istotny wpływ na ostateczny optymalny kształt konstrukcji. W poniższych rozdziałach przedstawiono proces doboru konstrukcji wirnika nośnego dla śmigłowca o maksymalnej masie startowej 100kg. Charakter wykonywanych misji to prace dźwigowe oraz misje transportowe. 1.1 Założenia konstrukcyjne Dla w/w założeń projektowych został dokonany wstępny dobór parametrów konstrukcyjnych oraz wielkości [parametr] będących zmiennymi projektowymi w procesie optymalizacji konstrukcji. Tabela 1 przedstawia wykaz oraz definicje niezbędnych wielkości fizycznych. Tab. 1. Podstawowe parametry doboru wstępnego w procesie projektowania Oznaczenie Definicja Wartość jednostka R Promień wirnika 1 m c Cięciwa łopaty 0,07 m N Liczba łopat 3 - ω Częstość kołowa wirnika [parametr] 1/s Vtip Prędkość końca łopat [parametr] m/s Vc Prędkość opadania/wznoszenia [parametr] m/s 0-10 V Prędkość lotu [parametr] m/s 0-41,6 θ Kąt nastawienia łopat wirnika 0-20 deg P1-P11 Profil aerodynamiczny NACA23012; NACA 8H-12 - K Współczynnik kompensacji wahań i przekręceń 0,31 - σ Wypełnienie tarczy wirnika 0, ρ Gęstość powietrza [parametr] kg/m3 Wg AW 1,225-0,875 T Temperatura powietrza [parametr] [parametr] m Wg AW a0 Lokalna prędkość dźwięku [parametr] m/s M Liczba Macha [parametr] - µ Lepkość kinetyczna powietrza 14, kg/ms Re Liczba Reynoldsa [parametr] m 3 /kg 1x105 1x106 ψ Azymut deg 1.2 Wstępny dobór profili aerodynamicznych W celu zapewnienia wymaganych osiągów śmigłowca, niezbędny jest dobór odpowiednich profili aerodynamicznych, cechujących się stałym gradientem siły nośnej oraz niskim współczynnikiem oporu aerodynamicznego. Istotne znaczenie w dalszych analizach ma również moment aerodynamiczny, mający duży wpływ na obciążenie układu sterowania oraz zjawiska aeroelastyczne występujące na łopacie. Do wyznaczenia charakterystyk aerodynamicznych w funkcji kąta natarcia, wykorzystana została metoda Numerycznej Dynamiki Płynów (Computational Fluid Dynamics CFD). Dla łopat wirnika jako rodzinę profili referencyjnych wybrano NACA oraz NACA 8H- 12, są to typowe profile stosowane we współczesnych śmigłowcach np. PZL SW-4, PZL-W-3. Na poniższych rysunkach 2 i 3 przedstawiona została charakterystyka przykładowego profilu w funkcji kąta natarcia oraz prędkości napływu odniesionej do lokalnej prędkości dźwięku, wyznaczona na podstawie obliczeń CFD. 9055

3 Rys. 2. Charakterystyka współczynnika siły nośnej w funkcji kąta natarcia i liczby Macha. Rys. 3. Charakterystyka współczynnika siły oporu w funkcji kąta natarcia i liczby Macha Referencyjne wartości współczynników siły nośnej oraz oporów aerodynamicznych zostały określone dla przekroju 0,7R. Na rysunku 4 przedstawiony został schemat ideowy analizy CFD. 9056

4 0,7R Rys. 4. Analiza 2D CFD profilu referencyjnego 0,7R W celu dokładniejszej weryfikacji osiągów niezbędne jest wyznaczenie charakterystyk dynamicznych profilu. Ciągły ruch oscylacyjny łopaty wokół osi przekręceń powoduje cykliczną zmianę opływu co wpływa na istotną zmianę charakterystyk aerodynamicznych w stosunku do charakterystyk statycznych. W wyniku dodatkowej oscylacji powietrza wokół profilu, charakterystyki aerodynamiczne przyjmują postać pętli histerezy. Na rysunku 5 przedstawiono wyniki analiz CFD dynamicznych charakterystyk profilu NACA Contour of Static Pressure Contour of Static Pressure

5 Cz 1.4 Cl vs AOA Cl vs AOA kąt natarcia profilu Rys. 5. Pętla histerezy współczynnika siły nośnej profilu NACA Cx 0.3 Cd vs AOA Cd vs AOA Rys. 6. Pętla histerezy współczynnika siły oporu profilu NACA Wstępny dobór rozkładu skręcenia geometrycznego. Na podstawie wstępnych analiz osiągowych bazujących na wynikach otrzymanych z obliczeń CFD wyznaczony został rozkład geometrycznego kąta skręcenia. Na poniższym rysunku7 przedstawiony został rozkład idealnego kąta skręcenia. Jest to wartość otrzymana w wyniku analiz numerycznych. Z punktu widzenia technologicznych ograniczeń procesów wytwarzania takiej łopaty uzyskanie w praktyce takiego rozkładu skręcenia jest bardzo trudne. Stosując aproksymacje liniową wyznaczone zostało skręcenie zastępcze, technologiczne przy założeniu, że na 0,7R kąt skręcenia wynosi 0[deg]. 9058

6 Skręcenie technologiczne Skręcenie Idealne Rys. 7.Wizualizacja rozkładu kąta skręcenia geometrycznego wzdłuż profilu 1.3 Wyznaczenie optymalnej prędkości obrotowej wirnika nośnego śmigłowca. Jednym z podstawowych parametrów śmigłowca jest prędkość obrotowa wirnika. Od tej wielkości zależą osiągi oraz przeznaczenie zadaniowe wiropłat. Można wyróżnić wirniki wolnoobrotowe przeznaczone głównie do zadań operacyjnych na małych i średnich prędkościach postępowych, oraz szybkoobrotowe cechujące się dobrymi osiągami przy dużych prędkościach postępowych. Problem doboru optymalnej prędkości obrotowej pojawia się w przypadku konieczności pogodzenia cech wirnika dobranego dla wykonania zawisów z cechami wirnika przeznaczonego do zadań operacyjnych na dużych prędkościach postępowych. Posługując się wcześniej wyznaczonymi i dobranymi parametrami wyznaczony zostanie nomogram dla jednej maksymalnej masy startowej MTOW=100kg w funkcji prędkości obrotowej wirnika. Na rysunku 8. przedstawiony został nomogram doboru prędkości końca łopaty w funkcji zapotrzebowania mocy. Linia logarytmiczna symbolizuje zapotrzebowanie siły ciągu, natomiast pionowe linie opisane bezwymiarowym współczynnikiem ty' siły ciągu symbolizują teoretyczną dopuszczalną wartość ciągu rozporządzalnego dla poszczególnej prędkości końca łopaty ωr. 9059

7 Ciąg niezbędny dla MTOW=100kg Rys. 8.Nomogram doboru prędkości obrotowej wirnika Przecięcie linii symbolizującej ciąg niezbędny z ciągiem rozporządzalnym jest tożsama z momentem równowagi na wirniku. Powyższy nomogram został wyznaczony tylko dla zawisu oraz stanów okołozawisowych dla prędkości postępowej nie większej niż 40km/h Wstępna ocena osiągów wirnika w zawisie. Kolejnym etapem w procesie optymalizacji osiągów wirnika nośnego jest dobór odpowiedniego skręcenia w funkcji prędkości końcówki łopaty. Istotnym parametrem w procesie projektowania jest sprawność wirnika nośnego (FM-Figure of Merit). Współczynnika jakości wirnika w zawisie został wyznaczony zgodnie z definicją: (1) gdzie: CT- współczynnik ciągu, k- współczynnika sprawności mechanicznej układu przeniesienia mocy na wirnika; k 1,15, σ- wypełnienie tarczy wirnika, Cd0- maksymalny współczynnika oporu dla profilu. Na poniższym rysunkach przedstawione zostały wyniki analiz współczynnika FM dla poszczególnych prędkości końca łopaty i kątów skręcenia geometrycznego. 9060

8 Rys. 9. Sprawność wirnika w zawisie Z powyższych wykresów wynika, że najwyższy współczynnik jakości wirnika otrzymujemy dla najniższej prędkości obrotowej wirnika i największego liniowego kąta skręcenia geometrycznego łopaty wirnika nośnego Wstępna ocena osiągów wirnika w locie postępowym W celu pełnej oceny sprawności wirnika niezbędna jest ocena osiągów wirnika w locie postępowym. Analiza porównawcza została przeprowadzona dla różnych prędkości końca łopaty i przy różnych kombinacjach skręcenia geometrycznego łopat wirnika nośnego. Celem analizy jest ocena mocy niezbędnej na wirniku oraz wygenerowanej siły ciągu. Na rysunkach10 i 11 przedstawiono porównanie kombinacji konfiguracji wirnika w funkcji mocy do siły ciągu. Rys. 10.Osiągi wirnika w locie postępowym 9061

9 Rys. 11.Osiągi wirnika w locie postępowym WNIOSKI Proces optymalizacji pasywnej jest kluczowy z punktu widzenia poprawności procesu projektowania, jak również doboru odpowiednich parametrów konstrukcyjnych na wstępnym etapie projektowania. Na podstawie przeprowadzonych analiz można stwierdzić, że sprawność wirnika nośnego zależy w dużym stopniu od jego prędkości obrotowej. Im większa prędkość obrotowa tym sprawność wirnika w zawisie jest mniejsza. Dla lotu postępowego prędkość obrotowa ma istotne znaczenie z punktu widzenia zapewnienia wymaganych osiągów. Istotne znaczenia dla osiągów wirnika oraz jego sprawności ma geometryczny kąt skręcenia łopaty, z którego wynika, że im większy stosunek kąta przy nasadzie łopaty do konta ostatniej sekcji, jest większy, tym łopata wirnika ma lepsze cechy w zawisie. Im ten stosunek kątów jest mniejszy, tym łopata ma lepsze właściwości w przypadku lotów postępowych. Na rysunku 9 przedstawiono widmo typowego lotu transportowego śmigłowca, wraz z wizualizacją doboru skręcenia łopaty dla uzyskania lepszych własności wirnika dla poszczególnych zakresów prędkości lotu w trakcie wykonywania misji. Rys. 12Wizualizacja profilu lotu śmigłowca. 9062

10 Streszczenie W artykule przybliżona została uproszczona metodyka doboru podstawowych parametrów konstrukcyjnych stosowanych w procesie projektowania łopat wirnika nośnego wiropłatów. Proces projektowania zakłada wykorzystanie pasywnej metody optymalizacji osiągów modelowego izolowanego wirnika nośnego. W analizach numerycznych wykorzystano algorytmy metody elementu łopaty z uwzględnieniem dynamiki i kinematyki ruchu, przy założeniu braku zjawisk aeroelastyczności. W prezentowanym przykładzie przedstawiona została problematyka równowagi sił na wirniku na skutek zmiany parametrów konstrukcyjnych dla 3-łopatowego przegubowego wirnika o promieniu R=1m i cięciwie łopaty C=0,07m, dla stanów lotu związanych z zawisem oraz lotami z prędkością postępową do V=150km/h. Założona maksymalna masa startowa teoretycznego wiropłata MTOW=100kg.Powyższe analizy nie uwzględniają procesów związanych z doborem i redukcją oporów szkodliwych profili aerodynamicznych. Nie zawarto również analiza momentu statycznego łopaty względem przegubu wahań pionowych. Wartości współczynnika kompensatora wahań i przekręceń, oraz współczynnika strat mechanicznych zostały dobrane doświadczalnie oraz na bazie literatury [1,2] i doświadczenia zawodowego. Passive optimization methodology utilize in main rotor blades designee process Abstract The article describe simplified methodology selection of elementary technical parameters used in main rotor blades designee process. Designee process that utilize passive methodology of optimization isolate rotors performance. In numerical analysis were used blade elements algorithms take into account the dynamic behavior of full articulated main rotor hub and without aeroelasticity effect. In article example was presented problematic of rotor forces equilibrium and correlation with designee parameters. All analysis were performed for 3 blades main rotors, 1m of rotor radius and 0,07m of blade chord. For calculation were used theoretical Maximum Take Of Weight MTOW=100kg, and speed range V=0-150km/h. All analysis were performed without process of justification suitable airprofile and drag reduction. Selection of blade inertial moment(flapping hinge) and pitch-flap coupling were omitted. Preliminary value of above mentioned parameters was selected base on literature[1, 2] and work experiences. BIBLIOGRAFIA 1. J. Gordon Leishman. Principles of Helicopter Aerodynamics 2. Wayn Jonson. Rotorcraft Aeromechanics 9063