BADANIA SYMULACYJNE FLATTERU ŁOPAT ŚMIGŁOWCA

1. WPROWADZENIE BADANIA SYMULACYJNE FLATTERU ŁOPAT ŚMIGŁOWCA mgr inż. Rafał ZYMON Politechnika Lubelska Przedstawiona analiza flatteru zawiera symulacje prób prowadzonych na rzeczywistych śmigłowcach oraz prób, które ze względu na duże ryzyko uszkodzenia łopat wykonywane mogą być tylko metodą symulacyjną. Wykazana została duża odporność łopat na drgania typu flatter w różnych warunkach użytkowania i przy różnych wartościach parametrów łopat. Przedstawiony przy tym został wpływ różnych parametrów łopaty na granicę flatteru w obliczeniach oraz interpretacja graficzna otrzymanych wyników obliczeń w postaci wykresów odkształceń końca łopaty w funkcji azymutu oraz analizy widmowej. Flatter łopat wirnika nośnego śmigłowca, jako drgania samowzbudne o rosnącej amplitudzie, może być przyczyną uszkodzenia łopaty, a w konsekwencji doprowadzić do katastrofy śmigłowca [1], [4]. Bliskość tego typu niestabilności na łopatach wirnika nośnego wiąże się również ze wzrostem obciążeń, co powoduje zmniejszenie trwałości łopat i wzrost poziomu drgań elementów konstrukcji śmigłowca. Zwiększenie trwałości konstrukcji można uzyskać poprzez odseparowanie granicznego stanu użytkowania od jej granicy niestabilności. W fazie projektowania można to uzyskać poprzez zmianę wyważenia łopaty, dobór odpowiednich profili łopat, optymalizację sprzężenia sprężystego, aeroelastycznego i masowego. W fazie użytkowania zwiększenie trwałości można uzyskać poprzez odpowiednią technikę lotu oraz modyfikacje konstrukcyjne, które związane są najczęściej z doborem odpowiedniej prędkości obrotowej wirnika, zmniejszeniem wzbudzeń i stosowaniem tłumików [6]. Najwłaściwsze rozwiązanie dla danej konstrukcji można wybrać podczas modelowania. Każda nowa konstrukcja wirnika nośnego musi być zbadana na możliwość wystąpienia flatteru łopat w różnych warunkach użytkowania śmigłowca. Jeśli zostanie stwierdzona niedostateczna odporność łopat wirnika na flatter to konieczne są zmiany konstrukcyjne. Badania symulacyjne na etapie projektowania pozwalają na wprowadzenie zmian konstrukcyjnych łopat i przeprowadzenie badań bez narażania się na znaczne koszty. Główną ideą badań symulacyjnych flatteru [5] jest wyznaczenie granicy niestabilności (w tym przekroczenie granicy) poprzez symulowane pogorszenie własności łopaty (np. wyważenia) i prowokację wychyleniem drążka sterowania, a następnie próbę powrotu w warunki stabilne. Ocenia się również tempo zmian narastania i wyciszania flatteru. W przypadku badań symulacyjnych nie ma ograniczeń co do wartości parametrów destabilizujących, dlatego możliwa jest ich zmiana na wielkości niemożliwe do uzyskania na obiektach rzeczywistych. Pozwala to badać zachowanie się łopat wirnika w różnych warunkach i fazach lotu śmigłowca bez ryzyka destrukcji układu. Ze względu na przyczyny powstawania i objawy flatter łopat wirnika nośnego można podzielić na [5]: Flatter klasyczny charakteryzujący się występowaniem sprzężonych drgań giętno-skrętnych łopat. Pojawienie się tego typu flatteru powodowane jest przez zmianę wyważenia w kierunku krawędzi spływu łopaty, zwiększenie prędkości obrotowej wirnika nośnego, zwiększenie prędkości lotu, zmniejszenie sztywności skrętnej łopaty, sterowanie skokiem cyklicznym i turbulencje atmosfery. Flatter oderwania powoduje zwiększanie się poziomu drgań łopaty, zwiększenie obciążeń skręcających łopatę, pogorszenie sterowności śmigłowca oraz zmniejszenie pochodnej ciągu względem kąta nastawienia lub kąta pochylenia wirnika. Flatter oderwania można wywołać poprzez zwiększenie prędkości lotu, zwiększenie obciążeń wirnika i wysokości lotu. Parametrem destabilizującym może być również wzrost temperatury powietrza. BADANIA SYMULACYJNE FLATTERU ŁOPAT ŚMIGŁOWCA 347

Flatter ściśliwości powoduje zwiększenie momentów aerodynamicznych skręcających łopatę. Pojawienie się tego typu niestabilności związane jest ze zjawiskiem przekraczania krytycznej liczby Macha (M kr ) na łopacie nacierającej (na azymucie Ψ = 90 ). Najwcześniej tego typu niestabilność pojawia się na końcowej części łopaty ze względu na dodawanie się prędkości obrotowej wirnika i prędkości postępowej śmigłowca. Flatter cięciwowy typowy dla wirników bezprzegubowych, a charakteryzuje się występowaniem sprzężonych wahań łopaty w płaszczyźnie ciągu, odchyleń w płaszczyźnie obrotów i skręceń. Do parametrów destabilizujących w tym przypadku można zaliczyć: wzrost prędkości lotu, szczególne zaklinowanie łopat w płaszczyźnie ciągu i obrotów, kąt nastawienia łopaty, tłumienie materiałowe łopaty oraz odpowiednie proporcje sztywności giętnej i skrętnej nasady łopaty. W artykule podano wyniki badań symulacyjnych dla flatteru łopat wirnika nośnego śmigłowca IS-2 w celu oceny odporności łopat na drgania typu flatter w różnych warunkach użytkowania, ocenę tempa narastania oraz wyciszania flatteru, a także ocenę możliwości powrotu układu w warunki stabilne po przekroczeniu granicy niestabilności. Podano analizy symulacyjne typowych dla badań eksperymentalnych prób na wystąpienie flatteru, jak próby naziemne czy próby w locie oraz symulacje dla warunków lotu niemożliwych do osiągnięcia na obecnej wersji śmigłowca ze względu na ograniczenia osiągowe, ale przewidywanych w kolejnych wersjach rozwojowych śmigłowca. 2. METODA SYMULACYJNA PODSTAWOWE ZAŁOŻENIA Metoda symulacyjna [5] jest metodą modalną. W wyniku analizy modalnej otrzymuje się model modalny konstrukcji (określony jako zbiór częstości własnych oraz odpowiadających im postaci drgań własnych). W przypadku badania niestabilności aeroelastycznych metoda ta pozwala na rozwiązanie przebiegów w funkcji czasu, wykonanie analizy widmowej oraz analizy wzrostu amplitud drgań giętnych i skrętnych. W obliczeniach przyjmuje się uproszczenia. Do obliczeń flatteru przyjęto dyskretny model łopaty [5], w którym osi sprężystej, mogącej jednocześnie podlegać skręcaniu oraz zginaniu w płaszczyznach ciągu i obrotów, przyporządkowano sprężystość łopaty, ciągły rozkład mas zastąpiono dyskretnym rozkładem mas skupionych w przekrojach o długości l i, natomiast przeguby (pionowy, poziomy i osiowy) znajdują się w odległościach odpowiadających rzeczywistym. Masy skupione leżące poza osią sprężystą połączono z nią przy pomocy nieważkich i nieodkształcalnych łączników. Przy określaniu modelu uwzględniono bezwładność elementów łopaty (masowe momenty bezwładności segmentów łopaty przypisano masom skupionym) oraz sprężystość zawieszenia łopaty względem trzech osi, elastyczność skrętną łopaty oraz elastyczność na zginanie w płaszczyznach ciągu i obrotów. Uwzględniono też skręcenie geometryczne i aerodynamiczne łopaty jak również sprzężenie kinematyczne wahań i przekręceń. Tak przyjęty model łopaty może ulegać deformacjom wskutek działania obciążeń. Do głównych sił obciążających łopatę można zaliczyć siły masowe powstające podczas nieustalonego ruchu postępowego i obrotowego śmigłowca, siły aerodynamiczne (związane z szybkimi zmianami kątów natarcia profilu podczas ruchu łopaty), siły grawitacyjne, siły tarcia (w przegubie osiowym) oraz obciążenia od takich układów jak na przykład tłumiki odchyleń łopaty [1],[4]. Wypadkowa deformacja łopaty wyznaczana jest jako suma udziałów odkształceń według kształtów postaci drgań własnych. Wyznaczanie granicy flatteru metodą symulacyjną obejmuje zwykle typowe stany lotu, dla których wykonuje się następnie próby na obiektach rzeczywistych. Przeprowadza się więc badania łopat śmigłowca na wystąpienie drgań typu flatter na ziemi oraz w locie poziomym. Cechą szczególną metody symulacyjnej, w odróżnieniu od innych metod badawczych, jest możliwość wykonywania obliczeń, badania zachowania łopaty i wyznaczania obciążeń również w innych stanach lotu, dla których ze względu na duże niebezpieczeństwo nie wykonuje się prób na obiektach rzeczywistych. Obliczenia takie mają jedynie charakter poglądowy, a otrzymane wyniki mogą w przyszłości stanowić źródło informacji o flatterze łopat wirnika nośnego dla kolejnych koncepcji rozwojowych śmigłowca. 3. OBLICZENIA SYMULACYJNE FLATTERU ŁOPAT W przypadku wyznaczania granicy flatteru metodą symulacyjną [5] wykorzystuje się zjawisko powiększania się drgań łopaty przy zbliżaniu się do granicy niestabilności. Obserwuje się głównie wzrost takich parametrów, jak momenty skręcające łopatę, momenty zginające łopatę, kąty ugięcia i skręcenia łopaty, które wraz z przekraczaniem granicy flatteru i przy sprzyjających warunkach narastają progresywnie i mogą w konsekwencji doprowadzić do zniszczenia układu. Metodą symulacyjną wykonane zostały analizy dla łopaty z wyważeniem proflatterowym w naziemnej próbie flatterowej, bez wyważenia proflatterowego ze zwiększoną prędkością wirnika nośnego oraz symulacja próby w locie. 1. Symulacja klasycznej naziemnej próby flatterowej z wyważeniem proflatterowym: Celem naziemnych prób na flatter łopat wirnika nośnego jest określenie zapasów wyważenia ekwiwalentnego łopat do wystąpienia drgań typu flatter.obliczenia wykonywane są za pomocą programu OBCWN. Parametrem destabilizującym jest wyważenie łopaty. Zmiana wyważenia łopaty realizowana jest w programie poprzez zmianę odpowiednich parametrów (masy segmentu, odległości skupionej masy segmentu łopaty od osi przekręceń, częstości drgań własnych) w pliku z danymi. Zmiana wyważenia realizowana jest poprzez stopniowe dodawanie masy prowokującej flatter na trymerze łopaty aż do wystąpienia objawów flatteru. Dodatkowo flatter prowokowany jest pochyleniem tarczy sterującej odpowiednio do połowy i do pełnego zakresu. Próby prowadzono etapami, gdzie w każdym kolejnym kroku po dodaniu ciężarka wyznaczono odkształcenia i obciążenia łopaty. Odkształcenia (skręcenie i ugięcie łopaty w płaszczyźnie ciągu) wyznaczano dla ostatniego 348 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 194 195

segmentu łopaty, natomiast obciążenia, czyli moment skręcający i moment gnący łopatę w płaszczyźnie ciągu, wyznaczano dla nasady łopaty. Wyniki obliczeń dla łopaty bez ciężarka prowokującego flatter oraz z ciężarkiem dla którego wyznaczona została granica flatteru przedstawiają tabele 1 4. Na podstawie wyników zamieszczonych w tabelach można stwierdzić pojawienie się flatteru dla łopaty z dodanym ciężarkiem prowokującym o masie m c.p. = 400 g przy pochyleniu tarczy sterującej o 3.5. Próby wykonywane były dla nominalnej prędkości obrotowej wirnika nośnego śmigłowca 483.83 obr/min. Graficzną interpretację otrzymanych wyników dla podstawowego wskaźnika drgań jakim są odkształcenia końca łopaty przedstawiają rysunki 1 4. Tab. 1. Wartości odkształceń łopaty przy różnych kątach pochylenia T.S. (tarczy sterującej) dla łopaty bez ciężarka prowokującego Tab. 2. Wartości momentów przy różnych kątach pochylenia T.S. dla łopaty bez ciężarka prowokującego Tab. 3. Wartości odkształceń łopaty przy różnych kątach pochylenia T.S. dla łopaty z ciężarkiem prowokującym o masie m c.p. = 400 [g] Tab. 4. Wartości momentów przy różnych kątach pochylenia T.S. dla łopaty z ciężarkiem prowokującym o masie m c.p. = 400 [g] BADANIA SYMULACYJNE FLATTERU ŁOPAT ŚMIGŁOWCA 349

Rys. 1. Wykres kąta skręcenia końca łopaty w funkcji azymutu dla łopaty bez ciężarka prowokującego Rys. 3. Wykres kąta skręcenia końca łopaty w funkcji azymutu dla łopaty z ciężarkiem prowokującym o masie m = 400 g i pochyleniu tarczy sterującej o 3.5 [deg] Rys. 2. Wykres ugięcia końca łopaty w płaszczyźnie ciągu dla łopaty bez ciężarka prowokującego Rys. 4. Wykres ugięcia końca łopaty w funkcji azymutu dla łopaty z ciężarkiem prowokującym o masie m = 400 g i pochyleniu tarczy sterującej o 3.5 deg Na przedstawionych wykresach odkształceń końca łopaty w funkcji azymutu brak jest jakichkolwiek oznak flatteru również po prowokacyjnym pochyleniu tarczy sterującej do końca zakresu (7 ). Tym samym potwierdzona została odporność na drgania typu flatter łopat bez ciężarków prowokujących w zakresie nominalnych prędkości obrotowych wirnika nośnego. 350 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 194 195 Wykresy na rysunkach 3 4 przedstawiają odkształcenia łopaty w funkcji azymutu dla łopaty z dodanym ciężarkiem prowokującym o masie m = 400 g i prowokacyjnym pochyleniu tarczy sterującej o 3.5. Widoczna rozbieżność skrętna oraz duża amplituda wahań łopaty w płaszczyźnie ciągu świadczące o pojawieniu się flatteru. Analiza kąta skręcenia oraz ugięcia końca łopaty poprzedzona jest analizą widmową badanego zjawiska. Pozwala to na wykrycie pojawienia się flatteru zanim amplitudy drgań łopaty osiągną wartości niebezpieczne. Na rysunkach 5 i 6 przedstawiona została analiza widmowa dla łopaty z ciężarkiem proflatterowym o masie m = 380 g dla kąta skręcenia końca łopaty (rys. 5) i ugięcia w płaszczyźnie ciągu końca łopaty (rys. 6). Dla porównania na rysunkach 7 i 8 zamieszczona została również analiza widmowa dla łopaty z ciężarkiem prowokującym o masie m = 400 g. Widoczny wzrost amplitudy świadczy o pogłębianiu się zjawiska flatteru. Widoczna pierwsza częstość skrętna i odpowiadająca jej częstość giętna (~5 harmonicznej), świadczące o pojawieniu się flatteru.

Rys. 5. Analiza widmowa kąta skręcenia końca łopaty dla łopaty z ciężarkiem prowokującym o masie m = 380 g Rys. 8. Analiza widmowa ugięcia końca łopaty w płaszczyźnie ciągu dla łopaty z ciężarkiem prowokującym o masie m = 400 g W ramach symulacji próby naziemnej wykonano analizy do oceny możliwości wytłumienia drgań typu flatter. W celu szybszego wywołania flatteru zwiększono masę ciężarka prowokującego i pochylono tarczę sterującą o 7. Następnie sprawdzono możliwość wytłumienia flatteru poprzez symulacyjne wycofanie drążka sterowania (rys. 9) oraz poprzez wycofanie drążka i zmniejszenie prędkości obrotowej wirnika nośnego (rys. 10). Przedstawione rysunki pozwalają stwierdzić, że samo wycofanie drążka nie spowoduje całkowitego wytłumienia flatteru, a jedynie ustabilizowanie się drgań na pewnym poziomie. Dopiero wycofanie drążka i zmniejszenie prędkości obrotowej wirnika pozwala w pełni ustabilizować łopaty. Rys. 6. Analiza widmowa ugięcia końca łopaty w płaszczyźnie ciągu dla łopaty z ciężarkiem prowokującym o masie m = 380 g Rys. 9. Próba wytłumienia flatteru poprzez symulowane wycofanie drążka sterowania Rys. 7. Analiza widmowa kąta skręcenia końca łopaty dla łopaty z ciężarkiem prowokującym o masie m = 400 g BADANIA SYMULACYJNE FLATTERU ŁOPAT ŚMIGŁOWCA 351

Rys. 10. Próba wytłumienia flatteru poprzez symulowane wycofanie drążka sterowania i zmniejszenie prędkości obrotowej wirnika 2. Symulacja naziemnej próby flatterowej bez wyważenia proflatterowego ze zwiększoną prędkością obrotową wirnika: Celem tej próby jest sprawdzenie w warunkach naziemnych odporności łopat na flatter dla prędkości kątowej wirnika wyznaczonej tak aby prędkość końca łopat w próbie naziemnej równa była sumie maksymalnej prędkości jaką należy uzyskać w locie poziomym dla potrzeb próby flatterowej i prędkości końca łopaty przy nominalnej prędkości obrotowej wirnika. Zatem ekwiwalentną prędkość końca łopaty, do oceny swobody od flatteru przy uwzględnieniu, że nominalna prędkość obrotowa n nom = 483.83 obr/min = 50.667 rad/s, prędkość końca łopaty dla n nom jest równa 190 m/s i prędkość maksymalna śmigłowca równa jest 245 km/h, można wyznaczyć ze wzoru: V k = V max 1.22 + ωr = 68.1 m/s 1.22 + 190 m/s = 273.1 m/s Stąd prędkość kątowa w próbie stoiskowej naziemnej powinna wynosić: Vk 273. 1 ω 1 = = = 72. 827 R 373. rad/s. W przypadku gdy dla danej prędkości kątowej i wychylenia drążka sterowania nie pojawią się oznaki flatteru próbę można uznać za zakończoną, a dany zakres prędkości kątowej wolny od drgań typu flatter. Na rysunkach 11 12 przedstawione zostały wykresy odkształceń łopaty w funkcji azymutu dla prędkości kątowej ω 1 i dla wy chylenia tarczy sterującej na 7 i nie obserwuje się wzrostu amplitud wywołanego zjawiskiem flatteru. Przeprowadzona analiza pozwala zatem stwierdzić odporność łopat na drgania typu flatter w pełnym zakresie prędkości kątowej wirnika, aż do ω 1 = 72.827 rad/s. Rys. 11. Wykres kąta skręcenia końca łopaty w funkcji azymutu dla prędkości kątowej wirnika ω 1 = 72.827 rad/s Rys. 12. Wykres ugięcia końca łopaty w funkcji azymutu dla prędkości kątowej wirnika ω 1 = 72.827 rad/s 3. Ocena swobody od flatteru w próbie naziemnej dla prędkości kątowej odpowiadającej prędkości lotu V = = 308 km/h: Celem tej próby jest ocena (w warunkach naziemnych) możliwości wystąpienia drgań typu flatter na łopatach przy prędkości kątowej wirnika odpowiadającej prędkości lotu śmigłowca V = 308 km/h. Wersje rozwojowe śmigłowca w tym jako latającego laboratorium, przewidują osiągnięcie prędkości maksymalnej ponad 300 km/h. W tym przypadku założono prędkość maksymalną lotu poziomego V max = 308 km/h (85.6 m/s). Ekwiwalentna prędkość końca łopat dla danej próby wynosi 294.5 [m/s]. Zatem prędkość kątowa w danej próbie wynosi: Vk 294. 5 ω 2 = = = 78. 533 R 375. rad/s. W przypadku prowadzonej analizy przy rozkręceniu wirnika do prędkości obrotowej ω 1 wartości sił odśrodkowych w przegubach poziomym i pionowym wyniosły odpowiednio: 164 kn oraz 162 kn. Dla porównania siły odśrodkowe w przegubach, powstałe przy nominalnej prędkości 352 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 194 195

obrotowej wirnika ω = 483.83 obr/min wyniosły 68 kn w przypadku przegubu poziomego oraz 67 kn w przypadku przegubu pionowego. Siły odśrodkowe wzrosłyby więc ~2.4-krotnie. Przewidywane zapasy oceniane obliczeniowo i potwierdzone próbami statycznymi, są ~4-krotne. Zapasy wytrzymałościowe dźwigara łopaty i piasty dla doraźnego poziomu obciążeń są zatem wystarczające, a więc próba taka byłaby realna. Na rysunkach 13 14 przedstawiono wykresy odkształceń łopaty w funkcji azymutu dla prędkości kątowej wirnika ω 2 = 78.533 rad/s. 4. Symulacja próby flatterowej w locie. Ocena swobody od flatteru w próbie w locie: W związku z potrzebą zweryfikowania obliczeń analitycznych oraz prób naziemnych wykonuje się próby w locie, celem których jest osiągnięcie maksymalnej prędkości lotu bez wystąpienia zjawiska flatteru. Próby prowadzi się bez ciężarków proflatterowych. Prowadzona analiza obejmuje symulacyjne zwiększenie prędkości lotu poziomego do wartości 1.22 V max. Ze względu na możliwość pojawienia się zjawiska oderwania strug powietrza na łopatach, próby prowadzi się przy stosunkowo niskiej masie śmigłowca. Na rysunkach 15 16 przedstawiono odkształcenia końca łopaty dla prędkości lotu V = 245 km/h. Przeprowadzona analiza potwierdziła odporność łopat na drgania typu flatter w pełnym zakresie prędkości lotu śmigłowca dla prób w locie. Widoczne na wykresie kąta skręcenia chwilowe skoki na powracającej łopacie świadczą o pojawieniu się zjawiska oderwania strug z łopat. Rys. 13. Wykres kąta skręcenia końca łopaty w funkcji azymutu dla prędkości kątowej wirnika ω 2 = 78.533 rad/s Rys. 15. Wykres kąta skręcenia końca łopaty w funkcji azymutu dla prędkości lotu śmigłowca V = 245 km/h Rys. 14. Wykres ugięcia końca łopaty w funkcji azymutu dla prędkości kątowej wirnika ω 2 = 78.533 rad/s Przeprowadzona analiza potwierdziła odporność łopat wirnika nośnego śmigłowca na drgania typu flatter w pełnym zakresie prędkości lotu śmigłowca, oraz w zakresie prędkości postępowych niemożliwych do uzyskania na obecnej wersji śmigłowca, ale przewidywanych w wersjach rozwojowych. Rys. 16. Wykres ugięcia końca łopaty w funkcji azymutu dla prędkości lotu śmigłowca V = 245 km/h BADANIA SYMULACYJNE FLATTERU ŁOPAT ŚMIGŁOWCA 353

4. OCENA WYNIKÓW BADAŃ W niniejszej pracy potwierdzona została odporność łopat wirnika nośnego śmigłowca na wystąpienie drgań typu flatter w każdym zakresie prędkości kątowej wirnika i prędkości lotu. Naziemne próby flatterowe Przeprowadzona analiza symulacyjna próby naziemnej wirnika nośnego śmigłowca pozwala wykluczyć możliwość pojawienia się flatteru łopat bez ciężarków proflatterowych, przy nominalnej prędkości obrotowej. Pokazane na rysunkach 1 2 wykresy odkształceń końca łopaty dla przypadku bez masy flatterowej potwierdzają stabilność układu, również dla wychylenia tarczy sterującej do pełnego zakresu (do 7 ). Oznacza to, że łopaty wirnika śmigłowca podczas pracy na ziemi, w całym zakresie prędkości obrotowych są wolne od flatteru. Flatter pojawił się na łopatach z dodanym ciężarkiem proflatterowym o masie m = 400 g umieszczonym na trymerze łopaty i przy symulacyjnym wychyleniu tarczy sterującej o 3.5 (rys. 3 4). Przemieszczenie w kierunku krawędzi spływu położenia środka ciężkości segmentu łopaty spowodowało znaczne obniżenie odporności na flatter. W niniejszej pracy przedstawiona została również analiza możliwości powrotu układu w warunki stabilne. Przeprowadzone próby z wycofywaniem drążka sterowego oraz z wycofaniem drążka i zmniejszeniem prędkości obrotowej wirnika wykazały, że istnieje możliwość powrotu układu w warunki stabilne. Samo wycofanie nie eliminowało niestabilności, konieczne było zmniejszenie prędkości obrotowej. Próby naziemne bez wyważenia proflatterowego ze zwiększoną prędkością obrotową wirnika Przeprowadzona analiza pozwala wykluczyć możliwość pojawienia się drgań typu flatter w całym zakresie prędkości obrotowych. Rozkręcenie wirnika nośnego do prędkości obrotowej ω = 72.827 rad/s przy położeniu drążka sterującego w neutrum nie powodowało niestabilności oraz znaczącego wzrostu obciążeń. Również wychylenie drążka nie powodowało niestabilności, a jedynie niewielki wzrost obciążeń. Zwiększenie prędkości obrotowej do ω = 78.533 rad/s (ekwiwalentnej prędkości lotu dla koncepcji rozwojowych śmigłowca równej 308 km/h) również nie spowodowało niestabilności łopat, a jedynie niewielki wzrost obciążeń. Zatem dla obu przypadków rozkręcania wirnika wykazana została swoboda od flatteru w całym zakresie prędkości obrotowych. BIBLIOGRAFIA [1] Bogdanow J. S., Szabelski K.: Podstawy konstrukcji śmigłowców. Wydawnictwa Uczelniane Politechniki Lubelskiej, 1991. [2] Parszewski Z.: Drgania i dynamika maszyn. Wydawnictwa Naukowo Techniczne, Warszawa, 1982. [3] Pierzchanowski K: Projekt kompozytowej łopaty wirnika śmigłowca IS-2.Prace Instytutu Lotnictwa 2000, nr 158-159. [4] Szabelski K., Jancelewicz B., Łucjanek W.: Wstęp do konstrukcji śmigłowców. WKiŁ, Warszawa 1995. [5] Szumański K.: Teoria i badania śmigłowców w ujęciu symulacyjnym. Biblioteka Naukowa Instytutu Lotnictwa. Warszawa 1997. [6] Przepisy budowy śmigłowców FAR-27. Projektowanie i Budowa: 27.629 Flatter. R. Zymon SIMULATION INVESTIGATIONS OF THE HELICOPTER ROTOR BLADES FLUTTER Summary The submitted flutter analysis contains the results of modeling tests performed on the real helicopters and tests, which considering the large risk of the rotor blades damage can be carried out only by modeling method. The large resistance of blades on the of flutter type vibrations in the different usage conditions and with the different values of the blades parameters was proven. Submitted at the same time is the influence of different blade parameters on the flutter border in the calculations and the graphic interpretation of obtained calculations results in the form of graphs of the blade tip deformations in the function of blade azimuth and spectral analysis. Р. Зымон КОМПЬЮТЕРНОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ФЛАТТЕР ЛОПАСТЕЙ ВЕРТОЛЁТА Резюме Представленный анализ флаттера содержит симуляции испытаний веденных на вертолетах и испытаний, которые, учитывая большой риск повреждения лопастей, могут быть проведены только компьютерным моделированием. Предъявлена была устойчивость лопастей на вибрации типа флаттер при разных условиях эксплуатации и при разных значениях параметров лопастей. Представлено при этом влияние разных параметров лопастей на границу флаттера в расчетах, а также графическая интерпретация полученных результатов расчетов в виде графиков деформации конца лопасти в функции азимута и спектрального анализа. 354 PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 194 195