BADANIA NAUKOWE WSPIERAJĄCE PROCES EKSPLOATACJI SAMOLOTÓW F-16 W SIŁACH ZBROJNYCH RP

Transkrypt

1 BADANIA NAUKOWE WSPIERAJĄCE PROCES EKSPLOATACJI SAMOLOTÓW F-16 W SIŁACH ZBROJNYCH RP ALEKSANDER OLEJNIK, ROBERT ROGÓLSKI ŁUKASZ KISZKOWIAK Instytut Techniki Lotniczej Wydział Mechatroniki i Lotnictwa Wojskowa Akademia Techniczna aleksander.olejnik@wat.edu.pl, robert.rogolski@wat.edu.pl, lukasz.kiszkowiak@wat.edu.pl ANDRZEJ KRZYSIAK, ADAM DZIUBIŃSKI Zespół Aerodynamiki Instytut Lotnictwa robert.placek@ilot.edu.pl, adziubinski@ilot.edu.pl

2 Geneza Tematu Fakty, w następstwie których zdecydowano się na podjęcie podanego tematu badań: zwycięstwo w przetargu na myśliwiec wielozadaniowy dla SZ RP konsorcjum Lockheed Martin Corporation z ofertą samolotu F-16 C/D Block 52+ (2002), umowa offsetowa pomiędzy skarbem Państwa RP a LMC zobowiązująca producenta do zainwestowania 6 mld USD w polską gospodarkę narodową (2003), realizacja w ITL WAT pracy badawczej pt.: Opracowanie zbioru analiz wspomagających proces wdrażania do eksploatacji samolotu F-16 w Siłach Zbrojnych RP. /Grant Nr 0 T00B / ( ), pierwsza dostawa nowych WSB do eskadr taktycznych SP RP (2006), 2

3 Pomiar geometrii samolotu - doświadczenia D n n-1 k C x Ślad płaszczyzny ZY z 1 n 2 k P k 2 y L c P (P) P L P n 1 ( P ) O 2 A k n-1 n B O1 O 1 O1 z B O2 eksploatowanych samolotów w Lotnictwie RP do analiz wytrzymałościowych i zmęczeniowych drogą precyzyjnych pomiarów współrzędnościowych 3

4 Pomiar geometrii samolotu - doświadczenia... eksploatowanych samolotów w Lotnictwie RP do analiz wytrzymałościowych i zmęczeniowych drogą precyzyjnych pomiarów współrzędnościowych 4

5 Pomiar geometrii samolotu - doświadczenia System pomiarowy ATOS II Triple Scan Cechy: 1. Rozdzielczość kamer: 5 mln pixeli 2. Odległość punktów: mm 3. Ilość mierzonych punktów: 5 mln 4. Blue Light Technology 5. Pomiary automatyczne Zastosowanie wysokiej rozdzielczości kamer rejestrujących w połączeniu z wysokiej klasy dedykowaną optyką wpłynęło na zwiększenie dokładności wykonywanych pomiarów. System pomiarowy ATOS II Triple Scan zapewnia możliwość wykonywania pomiarów na obiektach o zróżnicowanych kształtach. 5

6 Pomiar geometrii samolotu Przykładowe pole pomiarowe systemu pomiarowego ATOS II Triple Scan oświetlone niebieskim światłem. Pomiar geometrii samolotu przy użyciu systemu pomiarowego ATOS II Triple Scan. 6

7 Opracowanie wyników pomiaru Dokładny pomiar punktów referencyjnych wykonano za pomocą systemu pomiarowego TRITOP. Oprogramowanie wyszukuje powtarzające się konfiguracje punktów referencyjnych i dzięki temu możliwe jest umieszczenie pomiaru we właściwym miejscu w przestrzeni. 7

8 Pomiar geometrii samolotu Gotowy model powierzchniowy samolotu F-16C Block 52 Advanced 8

9 Opracowanie modelu numerycznego LOKALIZACJA WŁASNOŚCI MATERIAŁOWYCH W MODELU STRUKTURY Materiały: stopy aluminium - 81% tytan 2,2% stal nierdzewna 4,7% kompozyt węglowy 2% kompozyt zbrojony włóknem szklanym poliwęglan 9

10 IDENTYFIKACJA WEWNĘTRZNYCH KOMPONENTÓW STRUKTURY WRĘGI 10

11 MODELOWANIE STRUKTURY WRĘGI 11

12 KOMPLETNY MODEL DYSKRETNY SAMOLOTU F-16C 12

13 ANALIZA STATYCZNA SAMOLOTU (MD Nastran) [ K] q F Maksymalne wartości przemieszczeń i naprężeń zredukowanych po analizie statycznej modelu 13

14 ANALIZA DRGAŃ WŁASNYCH (MD Nastran) ( K M) q 0 0 f 1 =3.08 Hz f 2 =3.40 Hz f 3 =3.90 Hz f 4 =4.36 Hz f 5 =5.54 Hz f 6 =5.71 Hz 14 f 7 =6.96 Hz f 8 =7.38 Hz f 9 =7.70 Hz

15 MODEL DO AERODYNAMIKI NIESTACJONARNEJ DO ANALIZY FLATTERU M hh p 2 B hh bvq 4 k 1 I hh p K 2 hh 1 V 2 Q R hh u 0 Q hh I - modal aerodynamic damping matrix Q hh R - modal aerodynamic stiffness matrix p= ( i) compex eigenvalue transient decay rate coefficient (g=2 ) k=ωb/2v reduced frequency h 15 Wyniki flatteru poddźwiękowego po analizie programem MD Nastran krzywe g(v)

16 Analiza naprężeń w uszkodzonej strukturze usterzenia... 1 Parametry dla przykładowego modelu: Quad, Tria, Bar, RBE, Mass Elements and 16

17 Modele do aerodynamicznych badań doświadczalnych Model samolotu w skali 1:25 na potrzeby badań w Tunelu Aerodynamicznym Dużych Prędkości N-3 Instytutu Lotnictwa Podział kadłuba na dwa elementy. 17 Kadłub modelu samolotu po obróbce wykańczającej. Obróbka półwykańczająca kadłuba modelu samolotu.

18 Modele do aerodynamicznych badań doświadczalnych Model samolotu w skali 1:25 na potrzeby badań w Tunelu Aerodynamicznym Dużych Prędkości N-3 Instytutu Lotnictwa Gotowy model samolotu F-16C Block 52 Advanced 18

19 Modele do aerodynamicznych badań doświadczalnych Model samolotu w skali 1:32 na potrzeby badań w Tunelu Wodnym Wojskowej Akademii Technicznej Przednia część kadłuba Podział kadłuba na trzy elementy Podział skrzydła na dwa elementy 19

20 Modele do aerodynamicznych badań doświadczalnych Model samolotu w skali 1:32 na potrzeby badań w Tunelu Wodnym Wojskowej Akademii Technicznej Gotowy model samolotu F-16C Block 52 Advanced 20

21 Badania wizualizacyjne Tunel Aerodynamiczny Dużych Prędkości N-3 ILOT Przestrzeń pomiarowa 0,6x0,6 [m] Ma= 0.45; 0.6; 0.8; 1.1 Model w skali 1:25 21

22 Badania wizualizacyjne Ma=0.45, α=14 Ma=0.9, α=8 22

23 Badania wizualizacyjne 23 Wizualizacja olejowa modelu samolotu F-16C Block 52 Advanced

24 Badania wizualizacyjne Tunel Wodny Wojskowej Akademii Technicznej Przestrzeń pomiarowa: 0.6 m x 0.9 m x 1.8 m Zakres prędkości przepływu: m/s 24 Konstrukcja supportu umożliwia ruch modelu w przestrzeni pomiarowej

25 Badania wizualizacyjne Wizualizacja barwna modelu samolotu F-16C Block 52 Advanced 25

26 Aerodynamiczne badania numeryczne Numeryczne badania wizualizacyjne przeprowadzono korzystając z Metody Objętości Skończonych. Model numeryczny samolotu w skali 1:25 26

27 Modelowe zrzuty podwieszeń Porównanie toru lotu zbiornika podszkrzydłowego oraz bomby GBU-31 JDAM z badaniami doświadczalnymi w tunelu aerodynamicznym dla podobnych warunków lotu i konfiguracji. 27

28 Modelowe zrzuty podwieszeń 28

29 Modelowe zrzuty podwieszeń 29

30 Proces przygotowania obiektu do pomiarów przyklejanie markerów 30

31 Wyniki pomiaru 31

32 Wyniki pomiaru 32

33