Upload
elvis-croitoru
View
646
Download
8
Embed Size (px)
DESCRIPTION
Autor: ing. Elvis CroitoruTitlu: Studiul si analiza CFD si FEA a unei pale neconventionale de elicopter
Citation preview
UNIVERSITATEA “TRANSILVANIA” DIN BRA ŞOV
Facultatea de Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
Departamentul de Ingineria Fabricaţiei
PROIECT DE DIPLOM Ă
Student: CROITORU I.S. Elvis - Constantin Programul de studii: Construcţii Aerospaţiale
nr. .................
Conducător ştiinţific: Şef lucrări dr. Ing. Sebastian Marian ZAHARIA Prof. dr. ing. Ionel MARTINESCU
Braşov, 2013
STUDIUL ŞI ANALIZA UNEI PALE
NECONVENŢIONALE DE ELICOPTER
Student: CROITORU I.S. Elvis - Constantin
Programul de studii: Construcţii Aerospaţiale
grupa 2691
Conducător ştiinţific: Şef lucrări dr. ing. Sebastian Marian ZAHARIA Prof. dr. ing. Ionel MARTINESCU
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industriall Universitatea Transilvania Brasov
CUPRINS 5
CUPRINS
Capitolul 1. INTRODUCERE ...................................................................................... 1.l. Scurt istoric al dezvoltării elicopterului………………….………...................... 1.2. Concepte majore în construcţia rotorului de elicopter.….…….….……............ 1.3. Pale de elicopter.....………….………………………………….....……........... 1.3.1 Condiţii de respectat în alegerea profilelor....................................................... 1.3.2 Forma în plan a palei......................................................................................... 1.3.3 Torsionarea palei............................................................................................... 1.3.4 Forma capătului de pală.....................................................................................
Capitolul 2. STUDIUL PALELOR CONSIDERATE................................................ 2.1 Studiul palei elicopterului IAR 330 Puma………………………..…….............. 2.1.1 IAR 330 Puma................................................................................................... 2.1.2 Studiul palei elicopterului IAR 330 Puma......................................................... 2.1.2.1 Caracteristicile globale ale elicopterului şi caracteristicile rotorului acestuia 2.1.2.2 Desenul de ansamblu al palei şi evaluarea ei constructivă............................. 2.1.2.3 Concepţie structurală...................................................................................... 2.1.3 Modelarea palei elicopterului IAR 330 Puma................................................... 2.1.4 Generalităţi ale materialelor compozite ale structurii interioare ale palei......... 2.1.4.1 Fibra de carbon............................................................................................... 2.1.4.2 Fibra de sticlă.................................................................................................. 2.1.4.3 Structura NIDA............................................................................................... 2.1.4.4 Moltoprenul.................................................................................................... 2.2 Studiul palei neconvenţionale............................................................................... 2.2.1 Introducere......................................................................................................... 2.2.2 Profile utilizate................................................................................................... 2.2.3 Forma în plan..................................................................................................... 2.2.4 Forma capătului de pală..................................................................................... 2.2.5 Torsionarea palei............................................................................................... 2.2.6 Structura interioară a palei neconvenţionale.....................................................
Capitolul 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER …............... ............ 3.1 Introducere în CFD……………………………..……........................................ 3.2 Metodologia de analiză CFD............................................................................... 3.3 Analiza CFD a palei neconvenţionale la unghi de pas general 7⁰....................... 3.3.1 Geometrie – crearea domeniilor de curgere...................................................... 3.3.2 Discretizare – Mesh........................................................................................... 3.3.3 Modulul CFX.................................................................................................... 3.4 Evaluarea rezultatelor analizei CFD pentru pala neconvenţionala la unghi de pas
general 7⁰........................................................................................................................... 3.4.1 Distribuţia presiunii pe extrados....................................................................... 3.4.2 Distribuţia presiunii pe anvergură.....................................................................
7 7 11 13 13 14 14 15 17 17 17 18 18 19 20 23 27 27 30 31 34 38 38 39 41 41 42 43 44 44 45 46 46 47 51 53 53 55
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industriall Universitatea Transilvania Brasov
CUPRINS 6
3.4.3 Reprezentarea zonelor de recirculaţie............................................................... 3.4.4 Reprezentarea fileurilor de aer şi formarea vortexului de aer........................... 3.4.5 Reprezentarea vectorilor viteză de pe pală........................................................ 3.4.6 Reprezentarea vârtejurilor şi a puterii acestora (Vortex Core Region).............
Capitolul 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER ….............. ............ 4.1 Introducere în FEA............................................................................................... 4.1.1 Structura............................................................................................................ 4.1.2 Modelul de calcul.............................................................................................. 4.1.3 Discretizarea...................................................................................................... 4.1.4 Nodul................................................................................................................. 4.1.5 Elementul finit................................................................................................... 4.2 Studiul FEA al palei neconvenţionale de elicopter.............................................. 4.2.1 Structura interioară considerată şi materiale alese............................................ 4.2.2 Metodologia aleasă şi exemplificarea pe pala neconvenţională........................ 4.2.2.1 Importarea geometriei şi verificarea acesteia................................................. 4.2.2.2 Crearea grupurilor de referinţă....................................................................... 4.2.2.3 Discretizarea componentelor majore.............................................................. 4.2.2.4 Crearea materialelor....................................................................................... 4.2.2.5 Crearea proprietăţilor..................................................................................... 4.2.2.6 Crearea constrângerilor şi aplicarea forţelor.................................................. 4.2.2.7 Crearea cazului de analiză.............................................................................. 4.2.2.8 Interpretarea rezultatelor................................................................................ 4.3 Studiu comparativ a celor două pale de elicopter analizate.................................
Capitolul 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR..................................................................................................
5.1 Analiza sistemelor neliniare prin simularea fazelor de fiabilitate........................ 5.2 Studiu de caz........................................................................................................
Concluzii........................................................................................................................ Bibliografie.................................................................................................................... Anexe.
Anexa 1....................................................................................................................... Anexa 2....................................................................................................................... Anexa 3....................................................................................................................... Anexa 4.......................................................................................................................
Anexa 5....................................................................................................................... Anexa 6....................................................................................................................... Anexa 7.......................................................................................................................
56 59 60 61 63 63 63 64 64 65 65 66 66 68 69 70 71 72 73 74 76 76 81 83 83 86 94 96 97 98 99 100 101
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 1. INTRODUCERE 7
CAPITOLUL 1. INTRODUCERE
1.1 SCURT ISTORIC AL DEZVOLT ĂRII ELICOPTERULUI
Încă din antichitate şi evul mediu, încercarea de desprindere de la pământ şi zborul propriu zis a
însemnat o mare încercare pentru omul de rând. Însă lipsa de tehnologie a împiedicat îndeplinirea
acestui mare ţel de a cuceri oceanul albastru numai până la începutul secolului XX când dezvoltarea
tehnologiilor a cunoscut un salt suficient pentru a fi realizabilă în practică ideea de bază a zborului
uman: desprinderea de la sol în siguranţă şi cu mijloace proprii şi continurea zborului în control complet
asupra aparatului de zbor.
Sursele principale de inspiraţie, primele concepte ale oamenilor privind materializarea unui
aparat de zbor au apărut chiar din natura – zborul păsărilor, insectelor, mamiferelor. Observând că
studiul zborului în regnul animal poate constitui el însuşi subiectul unui tratat de specialitate, ne vom
referi aici doar conceptul zborului planat şi conceptul zborului vertical.
La majoritatea păsărilor şi puţinelor mamifere regăsim, în general, conceptul zborului planat în
realizarea majorităţii evoluţiilor lor aeriene. Excepţie face decolarea care se face în mod diferit de la o
specie la alta, de la „saltul” vertical al vrabiei până la „rulajul” pe apă al gâştelor sălbatice.
Pe de altă parte, majoritatea insectelor şi unele păsări mai mici realizează performanţele zborului
vertical, arătând o superioritate evidentă faţă de restul animalelor zburătoare. Libelula este una din
insectele care zboară cu evoluţii demne de admirat pe sol sau deasupra apei, însă puţini au fost cei care
au avut marea oportunitate de a cunoaşte în detaliu mecanismul de mişcare a aripilor pe trasee extrem de
complicate cu o repetitivitate şi sincronizare perfectă.
Băştinaşii aborigeni din Australia au folosit încă din cele mai vechi timpuri o unealtă-armă,
surprinzător de ingenioasă şi anume – bumerangul. Acesta nu vrea sa fie nimic altceva decât un rotor
asimetric în forma de L. Aruncat cu pricepere, bumeragul capătă o mişcare în jurul centrului său de
greutate combinată cu o mişcare de translaţie în planul propriu şi care avea evoluţia spectaculoasă de a-
şi sfârşi mişcarea chiar în dreptul celui care l-a aruncat, în cazul neatingerii unui obstacol sau de ce nu
chiar a unei ţinte/prade.
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 1. INTRODUCERE 8
Concepută iniţial de către Arhimede pentru propulsarea lichidelor, spirala a căpătat un alt rol
odată ajunsă în mâinile geniului renaşterii – Leonardo da Vinci - care a avut inspiraţia de a o monta
vertical şi a realiza astfel o „înşurubare” în aer care să permită deplasarea pe verticală a unei maşini
construită de om. Însă problema de rezolvat mai rămânea aceea de realizare a unei surse suficient de
uşoară şi compactă pentru propulsarea elicei. Savanţii din epoca modernă au propus diferite soluţii:
- M.V. Lomonosov (1793) în faţa Academiei ruse un model de elicopter acţionat de un mecanism de
ceasornic cu greutăţi; - Sir George Cayley (1796) din Anglia a construit o serie de modele de elicoptere
acţionate de resorturi; - W.H. Philips (Anglia, 1842) şi Enrico Forlanini (Franta, 1878) au construit
modele acţionate de forţa aburului; - Thomas Edison (SUA, 1880) a experimentat cu modele acţionate
electric.
În 1907, dupa 7 ani de la succesul zborului primului avion al fraţilor Wright, se ridica în Franţa
şi primul elicopter pilotat de romanul Paul Cornu, echipat cu un motor cu ardere internă de 24 CP.
Totuşi, conceptul zborului vertical rămâne în
umbră din cauza unor serii de probeme
tehnice: sursa de putere, menţinerea aparatului
sub control, combaterea tendinţelor continue
de răsturnare şi starea generală de zmucituri şi
vibraţii a aparatului odată desprins de la
pământ.
La puţin timp, 14 ani mai târziu, romanul
George de Botezat, experimentează în SUA primul
elicopter într-adevăr complet controlabil şi având un
zbor stabil, însă construcţia complicată – 4 rotoare ce
se mişcau simultan a făcut imposibilă producţia de
serie a acestuia.
O contribuţie majoră a avut-o spaniolul Juan
de la Cierva care, pentru a echilibra forţele ce se nasc
pe cele două jumătăţi ale rotorului – cea care se
deplasează în direcţia zborului şi cea care se
deplasează în direcţia contrară – a legat palele la
butuc prin articulaţii, anulând astfel momentul
Fig 1.1. Primul elicopter – Paul Cornu
Fig 1.2. Autogirul C – 4 – primul autogir
zburător
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 1. INTRODUCERE 9
transmis acestuia. Autogirurile construite pe acest princpiu s-au bucurat de un deosebit succes.
Perioada anilor 1930 a cunoscut rezultate
remarcabile prin construirea de elicoptere experimentale,
rezultatele fiind obţinute de: - Rene Brequet în Franţa; - dr
Heinrich Focke în Germania; - I. Bratuhin în U.R.S.S. Şi
totuşi, cel care a schimbat imaginea elicopterului şi a adus-o
la cea pe care o cunoaştem şi noi în ziua de azi – cu un rotor
principal în centru şi un rotor anticuplu în coadă – este
savantul Igor Sikorsky din S.U.A. care în 1941 a reuşit să
zboare cu un prototip stabil, complet manevrabil şi de o
simplitate mecanică deosebită. În aceasta configuraţie
elicopterul a cunoscut o dezvoltare tehnică vertiginoasă şi o mare răspândire în utilizare.
Nume româneşti importante care au participat la dezvoltarea conceptului de zbor pe verticală, în
afara celor amintiţi mai sus, sunt: - 1910, Grigore Brişcu a fundamentat principiile generale ale
elicopterului; - în 1919-1921, Traian Vuia construieşte două prototipuri de elicopter; - în 1923, Stan
Mateescu a construit şi brevetat o aeronavă cu două elicii portante şi o elice tractivă; - în 1930, Cristea
Constantinescu a proiectat şi construit machete funcţionale pentru două elicoptere, rămând doar la
stadiul experimental.
Integrarea industriei aeronautice în programul de dezvoltare a României moderne au pus bazele
producţiei proprii de elicoptere, primele exemplare fiind livrate în 1971 şi fiind construite după licenţa:
elicopterul uşor IAR-316 „Alouette”. În prezent se mai construieşte şi elicopterul de capacitate medie
IAR-330 „Puma”, ambele având utilizări multiple – sanitare, agricole, transport, etc.
În prezent, industria aeronautică mondială parcurge o adevarată revoluţie tehnologică privind
concepţia şi proiectarea elicopterelor. Cercetările de laborator şi experimentările pe prototipuri se
materializează în aparate cu performanţe mult sporite şi cu un registru de caracteristici tehnice
neaşteptate până acum. Prin adoptarea palelor cu vârful în săgeată şi a aripioarelor portante auxiliare s-a
ajuns la extinderea cu mult a ecartului de viteză. Folosirea materialelor compozite din mase plastice
armate cu fibre de înaltă rezistenţă în construcţia palelor a eliminat aproape definitiv pericolul cedării la
oboseală şi dificultăţile legate de limitarea resursei palelor.
În tabelul Tab 1.1 este prezentat un top 10 cele mai bune elicoptere din ultimii ani.
Fig 1.3. Elicopterul prototip al lui Igor
Sikorsky
Nr Nume Fabricant Tip Propulsie Viteza maxima de
croaziera Armament Plafon Capacitate de incarcare
10. Bell 47 OH – 13 Sioux Bell Helicopter Utilitar Un motor cilindric tip
Lycoming V0-435-A1B 6 133 km/h 2 x mitraliera 7.62 mm 4907 m 453 kg
9. Fa 223 Focke-Achgelis Utilitar 1 × BMW Bramo 323D-2
nine-cylinder radial, 750
kW (1,000 hp)
134 km/h 1 × mitraliere MG 15; 2×
bombe 250 kg 4875 m -
8. Lynx Agusta Westland Utilitar usor 2 x turboshaft Rolls-Royce
GEM 41-1 245 km/h
2 x tunuri de 20 mm, 2 x
lansator de rachet de 70
mm, 8 x rachete
3230 m 10 pasageri / 907 kg
7. CH-47 Chinook Boeing Company Transport mediu 2 x turboshaft tip
Honeywell T55-L-712 265 km/h 2 x mitraliera 7.62 mm 5640 m 33-55 pasageri/118000 kg
6. MI-24 Hind Mil Moscow Helicopter
Plant Militar
2 x turboshaft Klimov TV3-
117 MT 297 km/h
1 x YakB mitraliera 12.7
mm, 4 x rachete antitanc
tip 9M17P Skorpion
4500 m 8 pasageri
5. Oh-6 Cayuse Hughes Helicopters si
McDonnell Douglas Utilitar
1 × One Allison T63-A-5A
or T63-A-700 turboshaft,
317 hp (236 kW)
250 km/h 2 x mitraliere M60 sau
M134 Minigun 7.62 mm 4875 m -
4. AH-1 Cobra Bell Helicopters Military 1 × Lycoming T53-L-13
turboshaft, 820 kW 277 km/h
3 x mitraliere M18; 7 x
rachete 70 mm 3475 m
1 x soldat (actionare
mitraliera)
3. Uh-1 Huey Bell Helicopters Utilitar 1 × Lycoming T53-L-11
turboshaft, 820 kW 201 km/h
8 x mitraliere (M60;
Rheinmetall MG3;
Browning Mk II; 7 round
rocket pods
5910 m 1760 kg incluzand 14
soldati, sau 6 targe, sau
incarcatura echivalenta
2. Uh-60 Black Hawk Sikorsky Aircraft Military 2 × General Electric T700-
GE-701C turboshaft, 1,890
hp (1,410 kW) fiecare
278 km/h
6 x mitraliere (M240H;
M134; GAU-19; rachete
70 mm); proiectile AGM-
114 Hellfire ghidate prin
laser; bombe Vulcano
5790 m
1200 kg incarcatura
interioara incluzand 11
soldati sau 6 targi; 3600
incarcatura exterioara
1. Ah-64d Apache
Longbow Boeing Company Military
2 × General Electric T700-
GE-701 turboshaft 265 km/h
1 x mitraliera M230;
rachete Hydra 79 – 70
mm; proiectile AGM-114
Hellfire
6400 m 1 x soldat de tragere
Tab 1.1 Top 10 elicoptere moderne
Universitatea Transilvania Brasov
1.2 CONCEPTE MAJORE ÎN CONSTRUC
Rotoarele se compun din dou
Rotorul articulat este format din trei articula
- În plan vertical
- În planul rotorului
- În jurul axei l
265278201
277250
050
100150200250300350
Viteza de croaziera
Fig 1.4. Viteza de croazier
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 1. INTRODUCERE
1.2 CONCEPTE MAJORE ÎN CONSTRUCŢIA ROTORULUI DE
ELICOPTER
Rotoarele se compun din două mari tipuri şi anume: - rotorul articulat;
t este format din trei articulaţii care permit mişcarea palei:
În plan vertical – articulaţia de bătaie;
În planul rotorului – articulaţia de baleiaj;
n jurul axei longitudinale a palei – articulaţia de pas.
250297265245
134133
Viteza de croaziera6400
57905910
3475
01000200030004000500060007000
Plafon
Fig 1.4. Viteza de croazieră Fig 1.5
Fig 1.6. Articulaţiile unui rotor articulat
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
11
IA ROTORULUI DE
rotorul articulat; - rotorul nearticulat.
carea palei:
3475
487545005640
3230
48754907
Plafon
. Plafon
Universitatea Transilvania Brasov
Rotorul nearticulat – exist
asigură cele trei grade de libertate necesare
În tabelul Tab 1.2. sunt pre
dezavantajele pe care aceastea le prezin
Articulat
• Conţine toate cele 3 articula
baleiaj, de pas;
• Avantaje: din punct de ve
de rezistentă relativ simplu;
• Dezavantaje:caracteristici nesatisf
de manevrabilitate; devin u
(generând fenomenul de rezonan
• Necesităţi de construcţ
articulaţii, lagăre de construc
preiau sarcinile centrifugale, amor
pentru prevenirea vibraţ
Tab 1.2. Rotor articular/Rotor
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 1. INTRODUCERE
există un braţ flexibil ce permite toate cele trei mi
cele trei grade de libertate necesare.
sunt prezentate detalii despre cele două tipuri de rotoare
dezavantajele pe care aceastea le prezintă.
Tipuri de rotor
Nearticulat
ine toate cele 3 articulaţii: de bătaie, de
Avantaje: din punct de vedere al calculului
relativ simplu;
Dezavantaje:caracteristici nesatisfăcătoare
de manevrabilitate; devin uşor instabile
(generând fenomenul de rezonanţă);
i de construcţie: excentricităţi în
ăre de construcţie specială care
preiau sarcinile centrifugale, amortizoare
pentru prevenirea vibraţiilor excesive (se
• Rotor „Triflex”: nu con
convenţionale, cele 3 mobilit
asigurate print
ranforsată cu fibr
de bătaie şi baleiaj nu exist
schimbarea pa
intermediul unui lag
• Rotor cuplat elastic
reduce foarte mult deforma
anterior lagărului de pas
cuplează mobilit
Apare o cuplare bătaie – baleiaj –
ce poate deveni periculoasă
Utilizarea
lagărelor
Tab 1.2. Rotor articular/Rotor nearticulat: avantaje şi dezavantaje
Fig 1.7. Rotor nearticulat - tipuri
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
12 ce permite toate cele trei mişcări ale palei, deci
ă tipuri de rotoare şi avantajele şi
Nearticulat
Rotor „Triflex”: nu conţine articulaţii
ţionale, cele 3 mobilităţi sunt
asigurate printr-o bara de elastomer
ă cu fibră de sticlă; articulaţiile
ă şi baleiaj nu există iar
schimbarea pasului palei se face prin
intermediul unui lagăr de pas;
Rotor cuplat elastic – foarte rigid – se
reduce foarte mult deformaţia ce are loc
ărului de pas şi astfel se
ă mobilităţile de bătaie şi de
pas,
Utilizarea
ărelor
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 1. INTRODUCERE 13
elimina deficienţele semnalate). baleiaj (folosit la elicopterul MBB BP-
105 – R.F. Germania);
• Rotor decuplat elastic – permite
deformaţii elastice de încovoiere,
diminuând eforturile de încovoiere la
rădăcina palei (folosit la elicopterul Lynx
– Marea Britanie);
• Avantaje: simplitatea atinsă prin
eliminarea articulaţiilor, amortizoarelor
şi a stopajelor de pală, reducerea în
general a numărului de parti
componente, micşorarea rezistenţei la
înaintare cât şi a masei totale;
• Dezavantaje: de proiectare, în domeniul
vibraţiilor şi stabilităţii aeroelastice.
1.3 PALE DE ELICOPTER
Palele de elicopter sunt caracterizate de profil (sau profilele din care este formată), forma în plan,
torsionarea, forma capătului său.
1.3.1 Condiţii de respectat în alegerea profilelor
Din punct de vedere al profilelor, pala trebuie să îndeplinească anumite cerinţe:
a. Coeficient de portanţă Czmax mare;
b. Numărul Mach critic cât mai mare (pentru micşorarea pierderilor de putere datorate
compresibilităţii), ceea ce constituie una din limitările pe pala avansantă;
c. Coeficientul de moment la portanţa nulă, Cm0, să fie cât mai mic, sau nul;
d. Coeficient de rezistenţă la înaintare, Cx, la valori mari ale coeficientului de portanţă,
Cz, şi viteze Mach mari;
e. Variaţia de coardă a centrului de presiune cât mai redusa.
Ca şi o primă diferenţă dezvoltată a fost alungirea bordului de atac a profilelor clasice, Fig 1.8,
care nu erau proiectate pentru a funcţiona în condiţiile extreme în care se situează palele de elicopter.
Universitatea Transilvania Brasov
Acest lucru a fost dezvoltat de că
prezentată această diferenţă, dintre profilele NACA 0012, profil simetric
NACA 9615 folosit pentru palele de elicopter
În mod natural a apărut necesitatea de a se
concepe profile destinate special pentru palele
elicopterelor. Sunt binecunoscute astfel profilele
ONERA, caracterizate prin valori ale
maxim de portanţă şi ale numă
Ele sunt simbolizate prin seria O
reprezintă grosimea relativă). Ca
OA207, OA209, OA212, având grosimile maxime
relative de 7%, 9% şi respectiv 12%.
1.3.2 Forma în plan a palei
1.3.3 Torsionarea palei
Se cunoaşte că din punct de vedere al eficacit
sustentaţiei, torsionarea palei este indicat
mare. Pe de altă parte o creştere a torsion
favoriza, la viteze mari, creşterea regimului de vibra
dreptunghiular
Fig 1.9.
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 1. INTRODUCERE
Fig 1.8. Alungirea profilelor clasice
Fig 1.10. Unghiurile d
palei, de la vârf pân
est lucru a fost dezvoltat de către cercetătorii firmelor NPL şi RAE din Marea B
, dintre profilele NACA 0012, profil simetric folosit la aripile avioanelor,
NACA 9615 folosit pentru palele de elicopter.
rut necesitatea de a se
concepe profile destinate special pentru palele
elicopterelor. Sunt binecunoscute astfel profilele
ONERA, caracterizate prin valori ale coeficientului
şi ale numărului Mach critic.
seria OA2xx (unde xx
ă). Ca şi exemple:
nd grosimile maxime
i respectiv 12%.
n plan a palei
palei
din punct de vedere al eficacităţii
torsionarea palei este indicată să fie cât mai
ştere a torsionării palei poate
şterea regimului de vibraţii,
Forma în plan
dreptunghiulară trapezoidalădublu
trapezoidal
Fig 1.9. Forme în plan ale unei pale de elicopter
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
14
Alungirea profilelor clasice [POS 99]
Unghiurile de torsionare ale
palei, de la vârf până la capăt [DEL 03]
i RAE din Marea Britanie. Mai jos este
folosit la aripile avioanelor, şi
dublu trapezoidală
Universitatea Transilvania Brasov
inclusiv creşterea nivelului de zgomot. Pentru a
încovoiere, palele sunt răsucite (torsionate î
să lucreze la incidente mai mici spre vâ
se micşorează, în consecinţă, pe m
diminuare progresivă a portan
1.3.4 Forma capătului de pala
Tehnologia modernă
aerodinamice, şi mai ales în ceea ce prive
Forma de capăt a palei are un rol foarte important în ceea ce prive
nivelului de zgomot al rotorului.
Cercetările de-a lungul timpului au revelat câteva recomand
şi anume:
� Finisarea capătului palei (considerat
cambrări a profilului pentru realizarea unui bun compro
reculantă şi numă
� Accentuarea torsion
turbionare amintite;
� Forma în plan în s
tipuri de forme de cap
Fig 1.11. Accentuarea torsionă
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 1. INTRODUCERE
terea nivelului de zgomot. Pentru a repartiza mai bine eforturile ş
ăsucite (torsionate în jurul axei lor longitudinale) de aş
ze la incidente mai mici spre vârf, unde vitezele relative sunt mai mari. As
ţă, pe măsură ce ne apropiem de vârful palei; acest fapt antreneaz
ţei şi a rezistenţei la înaintare.
legea lui Th
adoptată
constructorilor de elicoptere,
este prezentat
tului de pala
a impus forme specifice ale capătului de pala
i mai ales în ceea ce priveşte caracteristica de curgere a aerului în aceast
n rol foarte important în ceea ce priveşte valoarea puterii de profil
nivelului de zgomot al rotorului.
a lungul timpului au revelat câteva recomandări în ceea ce prive
tului palei (considerat 8% din lungimea ei), adoptarea unei u
ri a profilului pentru realizarea unui bun compromis pentru desprinderile pe pala
ă şi numărul Mach ridicat pe pala avansantă;
Accentuarea torsionării negative a extremităţii pentru atenuarea efectu
turbionare amintite;
Forma în plan în săgeată folosind diferite variante; în Fig 1.12
tipuri de forme de capăt ale palei.
Fig 1.11. Accentuarea torsionării de la capăt până la vârful palei
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
15 repartiza mai bine eforturile şi a diminua momentul de
l axei lor longitudinale) de aşa manieră încât să le facă
rf, unde vitezele relative sunt mai mari. Astfel, unghiul de pas, θ,
ful palei; acest fapt antrenează o
O lege acceptată este
legea lui Thibert, lege care a fost
adoptată de majoritatea
constructorilor de elicoptere, şi
este prezentată în figura Fig 1.11.
tului de pala din considerente
teristica de curgere a aerului în această zonă a palei.
şte valoarea puterii de profil şi a
ări în ceea ce priveşte capătului palei
lungimea ei), adoptarea unei uşoare
mis pentru desprinderile pe pala
tru atenuarea efectului interacţiunilor
Fig 1.12 sunt prezentate câteva
Universitatea Transilvania Brasov
Fig 1.12. – Capături de pala: 1) Baleiat rectangular; 2) Baleiat trapezoidal; 3) Bale
bordul de atac; 4) şi 5) conic trapezoidal scurt
RAE
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 1. INTRODUCERE
turi de pala: 1) Baleiat rectangular; 2) Baleiat trapezoidal; 3) Bale
şi 5) conic trapezoidal scurt şi lung; 6) parabolic; 7) ONERA SPP8; 8) BERP
RAE – Westland; 9) Sikorsky „Growth”.
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
16
turi de pala: 1) Baleiat rectangular; 2) Baleiat trapezoidal; 3) Baleiat doar pe
parabolic; 7) ONERA SPP8; 8) BERP
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 17
Fig 2.1. IAR 330 Puma
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
2.1 STUDIUL PALEI ELICOPTERULUI IAR 330 PUMA
2.1.1 IAR 330 Puma
IAR 330 PUMA este un elicopter de luptă
produs de IAR sub o licență cumpărată de la
firma franceză Aérospatiale; a fost una dintre puținele
colaborări în plan militar dintre o țară NATO și una
din blocul comunist, programul începând în iulie
1974. Au fost produse peste 163 de exemplare,
aproximativ 57 fiind exportate în țări
precum Pakistan, Coasta de Fildeș, Emiratele Arabe
Unite, Sudan, Ecuador. Un număr redus dintre acestea
erau dotate cu flotoare gonflabile, pentru operațiuni
maritime. Cotele de gabarit ale elicopterului IAR 330 Puma – Anexa 1.
VARIANTE CONSTRUITE DETALII
IAR 330H Prima variantă, construită între 1975 – 1977.
IAR 330L Model îmbunătăţit fabricat din 1977, cu palele
din materiale compozite.
IAR 330 Puma SOCAT
Elicopter de atac, specializat în misiuni antitanc.
Un numar de 25 au fost transformate între 1999
– 2005. Trei au fost pierdute în accidente.
IAR 330M
Varianta modernizată, cu echipamente similare
versiunii SOCAT, dar fără armanentul şi senzorii
specifici; un număr de 16 au fost aduse la acest
Tab 2.1 Variantele construite a modelului IAR 330
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 18
standard.
IAR 330 Puma Naval Elicopter navalizat; un număr de 3 au fost livrate
Forţelor Navale Române în martie 2009.
IAR 330 Puma SM
Varianta modernizată destinata Emiratelor Arabe
Saudite; un număr de 15 elicoptere IAR 330/SA
330 modernizate de IAR Braşov şi un număr de
10 vor fi noi.
2.1.2 Studiul palei elicopterului IAR 330 Puma
Pentru a realiza studiul palei elicopterului IAR 330 Puma trebuie luat în vedere anumite aspecte
şi anume:
1. Caracteristicile globale ale elicopterului şi caracteristicile rotorului acestuia;
2. Desenul de ansamblu al palei şi evaluarea sa constructivă;
3. Concepţia structurală.
2.1.2.1 Caracteristicile globale ale elicopterului şi caracteristicile rotorului acestuia
Caracteristici generale
Echipaj 3
Lungime 15 m
Înal ţime 4.6 m
Greutate gol 3615 kg
Încărcătura util ă 1000 kg
Greutate maximă la decolare 7400 kg
Diametru rotor principal 16.2 m
Aria rotorului principal 206.15 m2
Performante
Viteza maximă 263 km/h
Raza de acţiune 550 km
Tab 2.2. Caracteristicile globale ale elicopterului şi caracteristicile rotorului acestuia
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 19
Plafon 4800 m
Viteza de ascensiune 9.2 m/s
Caracteristici rotor
Tura ţia
Zbor cu
un rotor
Minim n = 220 rpm
Regim n = 265 rpm
Zbor in
autorotatie
Minima n = 220 rpm
Maxima n = 310 rpm
Viteza la vârful palei Ve = 750 km /h
Diametru rotor D = 15.08 m
Număr de pale 4
Profil Conic variabil: NPL 9615 12%; NPL 9615 9%;
NPL 9615 6%
Coarda (valoare teoretică) 600 m
Torsiune De la 0 la 8°37’
Lungime 6750 m
Greutate 82 kg
Sarcina de rotor Q = 41 kg / m2
Sens de rotaţie Orar
Unghi de pas general Minim θ = 16°5’
Regim θ = 15°
Distanţa de la axa rotorului până la
articula ţia de
Bătaie d1 = 290 mm
Baleiaj d2 = 270 mm
2.1.2.2 Desenul de ansamblu a palei şi evaluarea ei constructivă
Axa butucului rotorului, fiind axa de rotaţie, va fi considerată şi punct de măsurare al palei. Astfel
pala este construită după anumite cote de gabarit care arată dispunerea ei faţă de axa de rotaţie a
rotorului, forma în plan, schimbările de profil, unghiul de torsionare şi punctul de începere a torsionării.
În Tab 2.2 sunt enuntate distanţele corespunzătoare palei. Desenul de ansamblu este reprezentat în
Anexa 2.
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 20
Distanţe Valoare numerică [mm]
Lungime axa butuc – capăt de pală 7540
Lungime pală 6800
Distanţa axa butuc – articulaţie baleiaj bătaie 260
Distanţa axa butuc – axa bucşe 790
Distanţa axa bucşe – secţiune de debut a
profilului cu grosime relativă de 12% (NPL
9612)
1100
Distanţa axa bucşe – secţiune de debut a
profilului cu grosime relativă de 9% (NPL
9609)
4425
Distanţa axa bucşe – secţiune de debut a
profilului cu grosime relativă de 6% (NPL
9606)
5975
Distanţa axa butuc – punct de începere a
torsionării palei 1790
Unghi de torsionare -8⁰37’
Lungimea corzii 600
2.1.2.3 Concepţia structurală
În general o pală de elicopter trebuie să satisfacă urmatoarele principii generale de concepţie:
• Rezistenţa mecanică;
• Precizie dimensională (în special al profilului);
• Rezistenţa la umiditate şi coroziune;
• Echilibrare statică şi dinamică;
• Rigiditate în raport cu cele trei mişcări posibilie ale palei.
Prin construcţia sa, pala compozită permite o repartiţie exacta a eforturilor:
Tab 2.2. Distanţe corespunzătoare palei elicopterului IAR 330 Puma
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
Fig 2.2. Sec
• Efortul centrifugal este repartizat lonjeronului
• Rigiditatea de bătaie este dată
• Rigiditatea de baleiaj este dată
• Rigiditatea torsională este dat
torsiune.
Din punct de vedere al structurii interne, pala
de tip structură fagure NIDA, înveli
grosimea de 0.46 mm, şi straturi de fibr
atac este din oţel inoxidabil sau titan î
Fig 2.2
Datorită acestei construcţii, profilului conic
elicoptere, CMA=600 mm, pala eli
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
Fig 2.2. Secţiune pe coardă a palei – structura interioară
Efortul centrifugal este repartizat lonjeronului;
este dată prin lonjeron şi o parte din înveliş;
Rigiditatea de baleiaj este dată prin lonjeron şi un element de întărire bine situat în bordul de fug
ă este dată doar prin înveliş, un singur bobinaj de fibră
Din punct de vedere al structurii interne, pala se compune din lonjeron din fibra de sticl
fagure NIDA, înveliş compus din straturi de fibră de carbon plasat
şi straturi de fibră de sticlă având grosimea de 0.13 mm. Blinda
el inoxidabil sau titan în cazul palelor degivrate. Bordul de fugă
ţii, profilului conic şi a corzii medii aerodinamice mai mare decâ
elicoptere, CMA=600 mm, pala elicopterului IAR 330 Puma prezintă urmatoarele avantaje:
Fig 2.3. Straturi de înveli
fibră
grosime 0.13 mm; straturi de
fibră
grosime 0.46 mm ,dispuse la
±45°
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 21
structura interioară
bine situat în bordul de fugă;
, un singur bobinaj de fibră de sticlă sau cheson de
din lonjeron din fibra de sticlă, umplutură
de carbon plasată la ±45° şi având
nd grosimea de 0.13 mm. Blindajul bordului de
alelor degivrate. Bordul de fugă este din fibra de carbon.
odinamice mai mare decât la alte
urmatoarele avantaje:
Fig 2.3. Straturi de înveliş:
fibră de sticlă – exterior,
osime 0.13 mm; straturi de
fibră de carbon interior,
grosime 0.46 mm ,dispuse la
±45°
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 22
Fig 2.3. Zona transversală a palei elicopterului IAR 330 Puma
• Portanţă mai mare, ceea ce implica o greutate mai mare la decolare la aceeaşi putere a sistemului
de propulsie;
• Viteza de croazieră mai mare;
• Calităţi de zbor îmbunătăţite (nivel mai bun al vibraţiilor şi al zgomotului);
• Rezistenţă sporită la impact;
• Absenţa coroziunii;
• Durata de serviciu mai mare şi mai puţine operaţii de întreţinere;
• Posibilitatea degivrării rotorului.
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
Fig 2.4. Captură de ecran a software
În Fig 2.3. se prezintă pala în lungul ei prezentând cele trei zone principale
componente ale palei.
1. Zona de vârf a palei;
2. Zona activă a palei;
3. Zona de prindere a palei
4. Bucşe de prindere;
5. Calareţi;
6. Fibră de sticlă;
7. Protecţie bord de atac (inox)
2.1.3 Modelarea palei elicopterului IAR 330 Puma
Modelarea palei s-a realizat pe baza datelor expuse mai sus
software-ului CAD Dassault Systèmes Catia V5R19, mo
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
de ecran a software-ului CAD Dassault Systèmes Catia V5R19
ă pala în lungul ei prezentând cele trei zone principale
Zona de prindere a palei;
ie bord de atac (inox);
8. Lonjeron;
9. Structura fagure
10. Înveliş fibra de carbon
11. Coama bord de fuga (fibra de carbon)
12. Compensator
13. Greutate de echilibrare bord de atac
Modelarea palei elicopterului IAR 330 Puma
a realizat pe baza datelor expuse mai sus şi s-a putut pune în practic
ului CAD Dassault Systèmes Catia V5R19, modulele Generative Shape Design
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 23
stèmes Catia V5R19
pala în lungul ei prezentând cele trei zone principale şi elementele
Structura fagure;
fibra de carbon-fibra de sticla;
Coama bord de fuga (fibra de carbon);
Compensator;
Greutate de echilibrare bord de atac.
a putut pune în practică cu ajutorul
dulele Generative Shape Design şi Part Design.
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 24
Pentru generarea profilelor, NPL 9615 12%, NPL 9615 9%, NPL 9615 6%, cu coarda medie
aerodinamică de 600 mm, s-a folosit programul Profili v2.16, având posibilitatea de a exporta un fişier
de tip .DAT şi care înserat în Catia V5R19, ne generează în funcţie de distanţele precizate mai sus,
profilul palei. Generarea, Fig 2.5 şi Fig 2.7, se face în trei etape şi anume:
• Etapa 1: alegerea profilului;
• Etapa 2: alegerea corzii medii aerodinamice;
• Etapa 3: exportarea în fişier forma .DAT şi importarea în soft-ul CAD.
Fig 2.5. Generarea profilului necesar, NPL 9615 12% cu coarda medie aerodinamică aferentă de 600 mm
Fig 2.6. Profilul NPL 9615 12% generat
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
În Fig 2.7. este reprezentat
vizibile chiar şi profilele utilizate
torsionare a profilului ne refer
lungimea palei, profil care este consi
presiune aflat la 70% din lungimea palei toate for
Unghiurile de torsionare a palei astfel adoptate conform legii de torsionare sunt:
1. Profil NPL 9615 12%, la 17% din lungimea palei
2. Profil NPL 9615 9%
3. Profil NPL 9615 6%, la 90% din lungimea palei
4. Profil NPL 9615 6%, la cap
Performanţele profilului sunt reprezentate î
de portanţă în funcţie de unghiul de inciden
portanţă şi coeficientul de rezisten
kg/m3, un număr Reynolds Re=2·
se observă că profilul atinge portan
fiind egal cu Cl = 1.25.
Fig 2.7. Reprezentarea profilelor în lungul palei
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
este reprezentată suprafaţa exterioară a palei elicopterului IAR 330 Pu
profilele utilizate şi unghiul de torsionare a fiecarui profil. Câ
torsionare a profilului ne referim la unghiul de aşezare a acestuia faţă de profilul a
lungimea palei, profil care este considerat că are unghi de torsionare de 0
0% din lungimea palei toate forţele se concentrează într-o rezultanta R.
nghiurile de torsionare a palei astfel adoptate conform legii de torsionare sunt:
Profil NPL 9615 12%, la 17% din lungimea palei - Γ = 5⁰
Profil NPL 9615 9%, la 70% din lungimea palei - Γ = 0⁰
Profil NPL 9615 6%, la 90% din lungimea palei – Γ = -1⁰
Profil NPL 9615 6%, la capătul de pala – Γ = - 3⁰ 37’
e profilului sunt reprezentate în figurile Fig 2.8 – diagrama varia
ie de unghiul de incidenţă α, şi Fig 2.9 – diagrama corelaţ
i coeficientul de rezistenţă la înaintare. Testele au fost făcute pentru o densitate de 1.225
r Reynolds Re=2·106 şi o viteză Ma = 0.4, care este egal cu v = 4
profilul atinge portanţa maximă la un unghi de incidenţă α = 12
g 2.7. Reprezentarea profilelor în lungul palei şi a torsionării în dreptul fiec
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 25
a palei elicopterului IAR 330 Puma unde sunt
torsionare a fiecarui profil. Când spunem unghi de
ţă de profilul aşezat la 70% din
re de 0°, deoarece în centrul de
o rezultanta R.
nghiurile de torsionare a palei astfel adoptate conform legii de torsionare sunt:
diagrama variaţiei coeficientului
diagrama corelaţiei dintre coeficientul de
cute pentru o densitate de 1.225
Ma = 0.4, care este egal cu v = 490 km/h. Din Fig 2.8
α = 12⁰, coeficientul de portanţă
ării în dreptul fiecărui profil
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
Pentru modelarea structurii
viitoare lonjeronul, structura NIDA, înt
ca şi prindere, moltoprenul din zona
Fig 2.10. Structura interioar
Fig 2.8. Coeficient de portanţă
incidenţă
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
structurii interioare a palei s-a considerat ca părţi importante pentru testele
re lonjeronul, structura NIDA, întăritura pe bordul de fugă care înspre baza palei este considerat
i prindere, moltoprenul din zona prinderii palei şi moltoprenul din zona buc
Fig 2.10. Structura interioară a palei: lonjeron, NIDA, întăritura bord de fug
Fig 2.8. Coeficient de portanţă – unghi de
Fig 2.9. Coeficient de portan
rezistenţă la î
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 26
i importante pentru testele
spre baza palei este considerată
i moltoprenul din zona bucşelor. Fig 2.8
ritura bord de fugă, moltopren
Fig 2.9. Coeficient de portanţă – coeficient de
ţă la înaintare
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 27
Fig 2.11. Fibre de carbon
2.1.4 Generalităţi ale materialelor compozite ale structurii interioare a palei
2.1.4.1 Fibra de carbon
Fibra de carbon a apărut în 1957 când, pentru a îmbunătăţii
pânza de bumbac şi de mătase care erau singurele disponibile
pentru fabricarea ajutajelor pentru rachete, Barneby-Cheney şi
National Carbon au produs o cantitate mică de fibre. În 1961, A.
Shindo, de la Japanese Governement Industrial Research
Institute, Osaka a produs fibre de carbon din fibre
poliacronitrilice (PAN). În 1967, Rolls Royce, în Anglia, a
anunţat proiectul utilizăţii fibrelor de carbon la componentele motorului cu reacţie.
Astăzi, fibra de carbon este fibra domninată în industria materialelor compozite avansate. În ultimile
două decenii, proprietăţile fibrelor de carbon au crescut spectaculos ca rezultat al cererii de materiale cât
mai rezistente şi cât mai uşoare, mai ales din partea industriei aerospaţiale. Ca şi raport
rezistenţă/greutate, fibra de carbon reprezintă cel mai bun material ce poate fi produs la scară industrială
în acest moment.
Capacitatea mondială de producţie înregistrează o continuă creştere de la apariţia materialului până
în prezent, un salt spectaculos fiind înregistrat odată cu demararea proiectului Boeing 787 Dreamliner.
Fig 2.12. Utilizarea fibrelor de carbon de-a lungul anilor
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 28
Structura Fibrei de Carbon
Ca şi grafitul, fibra de carbon are la bază o
structură atomică plană cu legături foarte puternice între
atomii de carbon, covalente. În cazul grafitului, planurile
sunt paralele, legăturile dintre ele fiind de tip Van der
Walls ce pot fi uşor rupte. În locul straturilor plane de
atomi din carbon, care se găsesc în grafit, fibra de
carbon este formată din panglici de atomi de carbon,
spiralate, aliniate paralel cu axa fibrei.
Producerea Fibrei de Carbon
Pentru obţinerea fibrei de carbon, se folosesc o varietate mare de materiale, numite precursoare. Acestea
sunt filate în filamente subţiri care sunt apoi convertite în fibra de carbon în 4 etape:
• stabilizarea (oxidarea);
• carbonizare;
• grafitizare;
• tratamentul suprafeţiei.
Fig 2.13. Structura fibrei de carbon
2.14. Etapele de producţie a fibrelor de carbon
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 29
Fibrele continue sunt apoi bobinate şi comercializate pentru ţesere sau pentru alte procedee de
obţinere a structurilor din fibra de carbon (filament winding, pultrusion). Astăzi, materialul precursor
predominant în fabricarea fibrelor de carbon este poliacrilonitrilul (PAN). Fibra de carbon astfel
obţinută are un diametru de 5-10 µm.
Clasificarea Fibrelor de Carbon
În funcţie de proprietăţile mecanice ale fibrelor de carbon, acestea pot fi clasificate în:
• Fibre de Carbon High Modulus (HM sau Tipul I) – fibre cu modul de elasticitate mare;
• Fibre de Carbon High Strength (HS sau Tipul II) – fibre cu rezistenţă la tracţiune ridicată;
• Fibre de Carbon Intermediate Modulus (IM sau tipul III).
Simbol Unitate de masura
Fibra de carbon standard
Fibra de carbom HM
Modulul longitudinal E1 GPa 228 345-448 Modulul transversal E2 GPa 120 246-320
Modulul de forfecare în plan
G12 GPa 120 246-320
Coeficientul lui Poisson ν12 - 0.2 0.3 Rezistenţa la rupere σt MPa 380 3420-5520
Rezistenţa la compresiune σc MPa 380 3500-4000 Rezistenţa la forfecarea în
plan S MPa 350 3000-3800
Coeficientul de expansiune termală
α1 Tensiune/K 2.15e-6 0.9e-6
Coeficientul de umezeală/umiditate
β1 Tensiune/K 3.22e-4 2.49e-4
Fig 2.15. Clasificarea fibrelor de carbon
Tab 2.3. Proprietăţile de material ale fibrelor de carbon standard şi HM
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 30
Fibra de carbon este folosită la realizarea întăriturii bordului de fugă al aripii dar şi a celor două straturi de înveliş a palei dispuse la ±45⁰, având o grosime total de 0.46 mm.
2.1.4.2 Fibra de sticlă
Fibra de sticlă este o sticlă care se prezintă sub formă
de fibre fine, care se realizează din sticlă specială. Fibrele de sticlă
se folosesc drept cabluri de transmisie în telecomunicație, ca fibre
textile, sau și ca materiale termoizolante și fonoizolante. Ele
constituie unul dintre cele mai importante materiale de construcție,
fiind rezistent la variații de temperatură, îmbătrânirea materialelor și
la substanțe chimice agresive. Fibrele de sticlă în amestec cu alte substanțe plastice măresc elasticitatea
și rezistența mecanică a acestor materiale.
Iscusința suflătorilor în atelierele de fabricare a sticlei din Turingia. Germania, era deja
cunoscută prin secolul al XVIII-lea, prin producerea fibrelor subțiri de sticlă supranumite „părul
îngerilor”. Pe atunci acesta era folosit numai cu scop decorativ. Proprietățile fibrelor de sticlă și
tehnologia de producere a lor fiind descoperită abia prin anul 1896 de Hermann Schuller la fabrica de
sticlă din Haselbach; acolo au fost produse prima oară pe scară industrială. Procedeul de obținere a
fibrelor de sticlă a fost patentat prin anii 1930.
Din rășini poliesterice armate cu fibră de sticlă se obțin o serie întreagă de bunuri: piscine, căzi,
butoaie, chiuvete, blaturi de bucătărie, bărci și catarge pentru bărci, hidrobiciclete, elemente de
caroserie și rezervoare de carburant pentru autovehicule, fuselaje de planoare, antene parabolice.
Alte utilizări în construcții: vată de sticlă (ca
izolator termic) plasă cu fibră de sticlă (ca element
de fixare a izolațiilor termice exterioare din
polistiren expandat), tapet din țesătură de fibră de
sticlă (pentru hoteluri și spitale, unde legea impune
spălarea frecventă a pereților).
Fibrele de sticlă sunt folosite la realizarea
lonjeronului elicopterului, ele fiind strânse sub forma de roving şi la realizarea învelişului exterior al
palei, cu rol de protecţie. Procedeul de obţinere acestor fibre de sticlă este prezentată în Fig 2.15
Fig 2.17. Etapele elaborării fibrei de sticlă
Fig 2.16. Filamente de fibră
de sticlă
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 31
Fig. 2.18. Structura tip sandwich
Simbol Unitate de măsură Fibra de sticlă tip „S”
Modulul longitudinal E1 GPa 87-90 Modulul transversal E2 GPa 87-90
Modulul de forfecare în plan G12 GPa 60-65 Coeficientul lui Poisson ν12 - 0.28
Rezistenţa la rupere σt MPa 4570-4900 Rezistenţa la compresiune σc MPa 4500-5000
Rezistenţa la forfecarea în plan S MPa 3000-3800 Coeficientul de expansiune
termală α1 Tensiune/K 12e-6
Coeficientul de umezeală/umiditate
β1 Tensiune/K 6.9e-4
2.1.4.3 Structura NIDA
Structura NIDA face parte din ceea ce
numim structuri de tip sandwish, structuri
nedemontabile care au ca principale elemente
o inimă care o reprezintă chiar această
structură fagure şi feţe (înveliş). Aceste
structuri de tip sandwish sunt realizate prin
lipire.
Avantajele structurilor de tip sandwish
faţă de structurile sudate/nituite:
• Câştig substanţial de masă;
• Diminuarea numărului de piese din ansamblu;
• Se pot îmbina materiale diferite;
• Rezistenţa la oboseală mai bună, deoarece au fost eliminaţi concentratorii de eforturi: găuri în
cazul nituirii sau modificări ale structurii cristaline în cazul sudării;
• Căştig în timpul de fabricaţie prin reducerea numărului de muncitori;
• Utilaje simple comparativ cu nituirea;
Tab 2.4. Proprietăţile de material a fibrei de sticlă tip “S”
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 32
• Starea suprafeţelor impecabila (nu se produc deformări locale ca în cazul nituirii);
• Bună izolare termică şi fonică.
Foaie de metal
Structura sandwish
Structura sandwish
Greutate 100 103 (3% creştere în
greutate) 106 (6% creştere în
greutate)
Rezistenţa relativă 100 350 (de 3.5 ori mai
rezistent) 925 (de 9.25 ori mai
rezistent)
Rigiditate relativă 100 700 (de 7 ori mai rigid) 3700 (de 37 ori mai
rigid)
Tipuri de structuri fagure
• Forma celulelor hexagonală – este cea mai comună structură fagure şi se fabrică şi din materiale
metalice, şi nemetalice Fig 2.17a;
• OX–Core – este un tip de structură fagure care este supraexpandată pe direcţia W, are proprietăţi
mai ridicate în cazul forfecării pe direcţia W, dar mai slabe pe direcţia L, comparând cu structura
fagure hexagonală Fig 2.17b;
• Structura fagure hexagonală ranforsată – între celule sunt înserate folii de metal în plus pentru o
ranforsare;
• Flex–Core – oferă formabilitate bună, reduce curbura anticlastică şi elimină buckling-ul pereţilor
învelitori; realizat din aluminiu, NOMEX, straturi de fibră de sticlă Fig 2.17c;
• Double – Flex – este o structură fagure de tip Flex-Core cu o formă a celulelor sub formă de stea
ce ofera o formabilitate foarte bună dar şi rezistenţă la compresiune foarte mare Fig 2.17d;
• Tube-Core – structura fagure sub formă de tub pentru zonele în care structura fagure clasică nu
asigură condiţiile impuse Fig 2.17e.
Tab 2.5. Comparaţie structura sandwich – foaie simpla de metal
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 33
Materiale utilizate pentru structura fagure:
• Hârtie;
• Materiale termoplastice (poliuretan, polipropilenă);
• Aliaje de aluminiu (2024, 5052, 5056, AG3, AG5);
• Oţel;
• Aliaje de titan (TA3V2.5, TU2, TA6V4);
• Superaliaje pe bază de nichel (Inconel, Waspaloy, Rene);
• Superaliaje pe bază de cobalt;
• Fibră de sticlă;
• Fibră de carbon;
• Fibre aramide (NOMEX, KOREX, KEVLAR);
• Ceramice.
În tabelul 2.6 sunt prezentate proprietăţile unei structuri fagure realizată din fibră aramidă de tip
Korex şi va fi tratată această structură deoarece va fi folosită în testele din capitolele următoare.
Fig 2.19. Tipuri de structuri fagure: a – hexagonala; b – OX Core;
c – Flex Core; d – Double Flex; e – Tube Core.
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 34
Tip structur ă fagure Material – M ărime celula[mm] –
densitate[g/cm3]
Compresiune Forfecare în plan Structură stabilizată
După direcţia L După direcţia W
Rezistenţă [GPa]
Rezistenţă [GPa]
Modulul [GPa]
Rezistenţă [GPa]
Modulul [GPa]
KOREX – 3.175 – 0.048 KOREX – 3.175 – 0.072 KOREX – 3.175 – 0.096
1.93 4.00 6.89
1.22 2.48 3.58
99 203 237
0.72 1.51 2.13
48 82 110
KOREX – 4 – 0.038 1.79 1.15 80.6 0.69 45 KOREX – 4.75 – 0.032 KOREX – 4.75 – 0.048 KOREX – 4.75 – 0.072
1.10 1.93 4.55
0.58 1.51 2.55
82 138 213
0.48 0.79 1.51
35 62
78.6 KOREX – 6.35 – 0.024 0.75 0.58 51 0.32 21 KOREX – 9.5 – 0.072 3.86 2.36 154 1.3 57
2.1.4.4 Moltoprenul
Moltoprenul este un material poliuretanic, o spumă poliuretanică; este un material anisotrop,
fiind mai rezistent pe direcţia în care spuma se umflă. Într-o structură fagure, acesta este folosit pe post
de nucleu, adăugând două feţe de răşină ranforsată care sunt foarte bine prinse de spuma pentru a obţine
o rigiditate mare. Această structură se comportă ca un beam în forma de „I”.
Datorită uşurinţei de preparare, inima din spumă poliuretanică poate lua orice forma:
paralelipipedică pentru majoritatea panourilor tip sandwich, sau diferite forme pentru bărci sau protecţii
pentru maşini. Acest tip de structură sandwich, în care inima este din spumă poliuretanică are un raport
rigiditate/masă superioară cu proprietăţi excelente în ce constă izolaţia termică şi fonică.
Tab 2.6. Proprietăţile de material a diferitelor structuri fagure realizate din KOREX
Fig 2.20. Structura sandvich cu inima de spumă, echivalentul unui beam de tip “I”
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 35
Spumele pot fi flexibile şi rigide, în funcţie de locul unde sunt aplicate, cu celule deschise sau
închise, ranforsate sau nu. Proprietăţile lor depind în principal de următorii factori:
• Natura chimică a polimerului;
• Procesul de fabricaţie;
• Densitatea;
• Morfologia celulelor: deschise sau închise, diametrul, grosimea peretelui, etc.
Spumele pot fi împărţite în patru mari categorii:
• Spume pentru uz general: PVC, poliuretanice, PS;
• Spume pentru aplicaţii tehnice: PE, PP, metacrilimide;
• Spume speciale: PEI, PSU;
• Spume sintetice.
În aviaţie, cele mai utilizate spume sunt cele de tip polimetacrilimidele, PEI si PESU, care vor fi
explicate în următoarele rânduri şi exemplificate proprietăţile fiecărora.
I. Spuma polimetacrilimidă – este o spumă rigidă cu celulele închise, dezvoltată de Röhm
Company din Hüls să fie folosită ca inimă în structurile sandwich uşoare, în special pentru
aplicaţiile de transport.
Proprietăţi:
- intervalul de densităţi: 30-300 kg/m3;
- proprietăţi mecanice excelente şi o înaltă stabilitate termică;
- rezistenţă bună la solvenţii de fabricaţie a compozitelor;
- conductivitate termică mică;
- proprietăţi de amortizare bună la impact;
- concentraţie de oxigen mică, care limitează rezistenţa la foc;
- nivel de absorbţie a razelor „X” mică.
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 36
Utilizare:
- aeronautică: părţi din Airbus, ATR, Eurocopter, Dassault, McDouglas Donnel;
- părţi de caroserie maşini: Matra, Volvo;
- medicale: tabele de radiografii (datorită nivelului de absorbţie a razelor „X” mic);
- naval: bărci sportive, iahturi, bărci cu motor de curse.
II. Spuma de tip PEI – numită şi „Airex R82”, dezolvatată de 3A Composites Core Materials
Proprietăţi:
- Densitate mică;
- Celulele sunt închise;
- Rezistenţă la impact mare;
- Temperaturi de serviciu (utilizare) între -194⁰C şi 180⁰C;
- Rezistenţă la foc mare;
- Comportament termic foarte bun;
- Nivel de absorbţie al apei mic;
- Proprietăţi dielectrice atractive.
Utilizare:
- Aeronautică: echipamente pentru avioane, radomuri şi sistemele de comunicatii;
- Automotiv şi transport: structurile căilor ferate şi în general pentru vehicule;
- Industrie: structuri unde se ating temperaturi mari şi aplicaţii criogenice.
Densitate SPU*
[g/cm3]
Rezistenţa la
compresiune [Mpa]
Rezistenţa la
încovoiere [Gpa]
Rezistenţa la
tracţiune [GPa]
Modulul de
elasticitate [GPa]
Rezistenţa la forfecare
[GPa]
Conductivitate termică [W/m·K]
32 0.4 0.8 1 0.036 0.04 0.031 75 1.5 2.5 2.8 0.092 0.1 0.030 110 3 4.5 3.5 0.160 0.2 0.032 190 3.2-7.8 12-12.5 8.5 0.380 0.5 -
Tab 2.7. Proprietăţi ale diferitelor variante de spumă polimetacrimlimida
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 37
Densitate [kg/m3]
Rezistenţa la compresiune
[MPa]
Modulul de compresiune
[GPa]
Rezitenţa la încovoiere
[MPa]
Modulul de încovoiere
[GPa]
Temperatura de serviciu
[⁰C]
Conductivitate termică
[W/m·K]
80 0.950 0.054 1.8 0.052 -194 la +180
0.025
III. Spuma de tip PESU – numită şi „Airex R80.90”, dezvoltată de 3A Composites Core
Materials
Proprietăţi:
- Densitate mică;
- Rezistenţă bună la foc;
- Comportament termic foarte bun;
- Transparenţă la frecvenţe radar.
Utilizare:
- Aeronautică şi aerospaţială;
- Transmisii şi telecomunicaţii.
Densitate [kg/m3]
Rezistenţa la compresiune
[MPa]
Modulul de compresiune
[GPa]
Rezistenţa la încovoiere
[MPa]
Modulul de compresiune
[GPa]
Conductivitate termică
[W/m·K] 90 0.790 0.025 1.5 0.045 0.039
Tab 2.7. Proprietăţile spumei de tip PEI
Tab 2.8. Proprietăţile spumei de tip PESU
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 38
2.2 STUDIUL PALEI NECONVEN ŢIONALE
2.2.1 Introducere
Pala neconvenţională aleasă presupune o pală care la capătul ei are o formă asemenea unei aripi
de rândunică, fapt ce ar duce la crearea unui surplus de portanţă, micşorarea vârtejurilor şi chiar
dispariţia aparaţiei lor în anumite zone ale palei, dar cel mai important faptul că nivelul de zgomot scade
cu circa +4 db, adică mai mult de jumătate din nivelul de zgomot al unei pale obişnuite. Scăderea
nivelului de zgomot a fost demonstrat de către firma Eurocopter pe o pală asemănătoare, testată în
tunelele aerodinamice şi analizate cu senzori dispuşi pe pală. Aceasta încă este în testări şi se încearcă
implementarea pe elicopterele produse de către firma Eurocopter.
Modul prin care nivelul de zgomot scade atât de mult este realizat prin analiza interacţiunii pală
–dâră de vârtejuri, interacţiune puternică care în urma îndoirii nu se va extinde pe toată lungimea palei
ca în cazul palei clasice, ci doar pe partea îndoită exterioară.
Pe baza palei construite şi testate de către compania Eurocopter, s-a modelat pala
neconvenţioanală şi apoi analizată din punct de vedere aerodinamic şi structural.
Pentru a trece în revistă toate detaliile legate de pala neconvenţională aleasă, se vor trata pe
subcapitole următoarele:
• Profile utilizate;
• Forma în plan;
• Torsionarea palei;
Fig 2.21. BVI pală clasică Fig 2.22. BVI pală Blue Edge
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
• Forma capătului de pala
• Structura interioară.
Pala neconvenţională a fost realizat
utilizând aceleaşi profile, aceeaş
singurele diferenţe fiind legate de forma în plan
2.2.2 Profile utilizate
Profilele utilizate în vederea constru
330 Puma: NPL 9615 12%, NPL 9615 9%, NPL 6915 6%
mm. Astfel valoarea coeficienţ
Distanţele profilelor faţă
• Axa rotor – începerea profilului NPL 9615 12%
• Axa rotor – începerea profilului NPL 9615 9%
• Axa rotor –
Fig 2.23. Distan
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
tului de pala;
ţ ă a fost realizată structural asemenea palei elicopterului IA
i profile, aceeaşi formă a capătului de pala – tip somon - şi a
e fiind legate de forma în plan şi torsionarea palei.
ederea construcţiei şi analizei au fost preluate de la p
330 Puma: NPL 9615 12%, NPL 9615 9%, NPL 6915 6% şi coarda medie aerodinamic
valoarea coeficienţilor aerodinamici va fi aceeaşi. (Fig 2.23. si Fig 2.
profilelor faţă de axa rotorului sunt:
nceperea profilului NPL 9615 12% - 1890 mm
nceperea profilului NPL 9615 9% - 4840 mm
începerea profilului NPL 9615 6%
Fig 2.23. Distanţele profilelor faţă de axa rotorului
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 39
copterului IAR 330 Puma,
ceeaşi structură interioară,
i analizei au fost preluate de la pala elicopterului IAR
i coarda medie aerodinamică egală cu 600
si Fig 2.24.)
NPL 9615 6% - 6190 mm
rotorului
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
Diagramele polarelor coeficient de portan
înaintare – unghi de incidenţă Cd
sunt prezentate în Fig 2.25.
Fig 2.24.
Fig 2.25. Diagramele polarelor: a. Cl
a.
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
polarelor coeficient de portanţă – unghi de incidenţă Cl-α
ţă Cd-α şi coeficient de portanţă – coeficient de rezisten
Fig 2.24. Profilele utilizate la pala neconvenţională
Fig 2.25. Diagramele polarelor: a. Cl – α; b. Cl – Cd; Cd
c.
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 40
α, coeficent de rezistenţă la
coeficient de rezistenţă la înaintare Cl-Cd
ţională
Cd; Cd - α
b.
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
2.2.3 Forma în plan
Forma în plan a fost schimbat
a capătului de pală, ajungând la forma ca o arip
lungime totală de 2700 mm. Primul tronson de î
fiind de δ=12.595⁰, măsurat faţă
de 1350 mm, unghiul de îndoire fa
tronsoane are o valoare de ζ=138
tronsoane au fost alese constructiv.
2.2.4 Forma capătului de pala
Forma capătului de pala este t
şi de a asigura o aerodinamicitate câ
capătul de pală tip Hoerner. Capă
Fig 2.26. Forma în plan a palei neconven
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
Forma în plan a fost schimbată de la forma palei clasice şi anume dreaptă
, ajungând la forma ca o aripă de rândunică. Această dubl
de 2700 mm. Primul tronson de îndoire are o lungime de 1350 mm, unghiul de î
ăsurat faţă de axa longitudinală a palei. Al doilea tronson de î
de 1350 mm, unghiul de îndoire faţă de axa orizontală fiind de δ= -29⁰. Unghiul dintre cele dou
=138⁰. Valorile lungimilor şi unghiurilor de
tronsoane au fost alese constructiv.
tului de pala
tului de pala este tip somon. Este cea mai utilizată metodă
a asigura o aerodinamicitate cât mai mare a acesteia, micşorând vârtejurile, în compara
tip Hoerner. Capătul de pală are şi rolul de acoperire a greutăţ
Fig 2.26. Forma în plan a palei neconvenţionale. Zona capă
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 41
anume dreaptă la o mică îndoire dublă
ă dublă îndoire a palei are o
lungime de 1350 mm, unghiul de îndoire
a palei. Al doilea tronson de îndoire are o lungime
. Unghiul dintre cele două
i unghiurilor de îndoire dintre cele două
ă metodă de a închide pala la capăt
orând vârtejurile, în comparaţie cu
i rolul de acoperire a greutăţilor de echilibrare a palei.
ionale. Zona capătului
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
2.2.5 Torsionarea palei
Torsionarea palei s-a realizat pe baza leg
anumit unghi astfel încât torsionarea palei sa fie un
Unghiurile de torsionare alese:
- Baza palei –
pala se va monta cu unghi de calaj î
- La distanţa de 4100 mm
îndoirii palei
Γ=2⁰40’;
- La distanţa
îndoirii în sensul opus trigonometric,
Γ=4⁰52’;
- Până la capă
Γ=8⁰37’.
Se aminteşte faptul că torsionare palei se face î
se observă că, pentru ca în centrul de presiune al corzii med
Fig 2.27. Forma capă
Fig 2.28. Unghiurile de torsionare a palei. Vedere de sus
Facultatea Inginerie Tehnologică
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER
Torsionarea palei
a realizat pe baza legii lui Thibert. Fiecare profil în parte a fost î
ionarea palei sa fie una liniară şi mai accentuată
Unghiurile de torsionare alese:
– profil NPL 9615 12%, unghi de torsionare Γ
se va monta cu unghi de calaj în prinderile rotorului
a de 4100 mm faţă de bază palei, la începerea profilului NPL 9615 9%
ndoirii palei în sensul trigonometric, unghiul de torsionare ajunge la
de 5450 mm faţă de baza palei, la începerea profilului NPL 9615 6%
n sensul opus trigonometric, unghiul de torsionare ajunge la o valoare
ă la capătul de pală, unghiul de torsionare creşte exponen
ă torsionare palei se face în sens negativ. Pe baza ungh
n centrul de presiune al corzii medii aerodinamice aflat la distan
lungimea
să fie maxim
calată la un unghi
la 70% din lungimea palei s
avem unghiul de torsionare
a.
Forma capătului de pală – tip somon; a – vedere render; b
Unghiurile de torsionare a palei. Vedere de sus
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 42
ii lui Thibert. Fiecare profil în parte a fost înclinat cu un
i mai accentuată către vârf.
profil NPL 9615 12%, unghi de torsionare Γ=0⁰; considerăm faptul ca
n prinderile rotorului;
ceperea profilului NPL 9615 9% şi a
, unghiul de torsionare ajunge la o valoare
ceperea profilului NPL 9615 6% şi a
unghiul de torsionare ajunge la o valoare
şte exponenţial până la o valoare
n sens negativ. Pe baza unghiurilor de torsionare
ii aerodinamice aflat la distanţa de 70% din
lungimea palei, rezultanta forţelor
ă fie maximă, în teste pala va fi
la un unghi θ=3⁰, pentru ca
la 70% din lungimea palei să
avem unghiul de torsionare Γ=0⁰.
b.
vedere render; b – vedere catia
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 2. STUDIUL PALELOR DE ELICOPTER 43
2.2.6 Structura interioară a palei neconvenţionale
Structura interioară a palei neconvenţionale a fost adoptată după structura interioară a palei
elicopterului IAR 330 Puma:
- Lonjeron din fibră de sticlă sub forma de roving;
- Întăritură a bordului de fugă, realizat din fibra de carbon;
- Structura fagure realizată din material tip KOREX;
- Moltopren tip spumă polimetacrilimidă.
Fig 2.29. Structura interioară a palei neconvenţionale
Fig 2.30. Structura interioară a palei neconvenţionale
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER 44
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
3.1 INTRODUCERE IN CFD
Dinamica computaţională a fluidului, abreviată mai simplu CFD, reprezintă ramura domeniului
mecanica fluidelor, ce foloseşte metode numerice şi algoritmi numerici pentru a rezolva şi analiza
probleme ce implică curgerea fluidelor.
Calculatoarele sunt cele care fac calculele necesare simulării interacţiunii fluidelor, în care
includem lichidele şi gazele, cu suprafeţe solide definite ca şi condiţii la limită. Dezvoltarea în timp a
sistemelor cumputaţionale a dus la creşterea acurateţii şi vitezei simulărilor complexe precum curgeri
transonice sau turbulente. Toate rezultatele raportate din aceste teste CFD sunt apoi confirmate prin
experimente, întâi folosind tunele aerodinamice şi în cele din urmă validate prin teste de scară 1:1, ex:
teste de zbor.
Analiza CFD a celor două pale se va realiza în software-ul Ansys 14.5 (Fig 3.1). Această analiză
este asemănătoare analizei cu element finit – Finit Element Analysis FEA, diferenţa dintre cele două
fiind că în cazul analizei CFD nu este discretizată pala şi structura acesteia ca în cazul FEA, ci fluidul
considerat ca o parcurge.
Fig 3.1. Interfaţa software-ului Ansys 14.5
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
3.2 METODOLOGIA DE ANALIZA CFD
Metodologia adoptată pentru analiza CFD a celor dou
logică ilustrată în fig 3.2 şi fig 3.3
Geometrie• Înserare
Discretizare
[Mesh]
• Discretizarea“Geometrie
Modul CFX
• Analiza• Evaluarea
Fig 3.3. Ferestrele specific celor trei pasi
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
METODOLOGIA DE ANALIZA CFD
ă pentru analiza CFD a celor două pale de elicopter este bazat
i fig 3.3
nseraremodelşi realizarea geometriei curgerii
Discretizarea domeniului de aer realizatGeometrie”
Analizaîn modulul CFXEvaluareasoluţiilor
Fig 3.2. Metodologia analizei CFD
Fig 3.3. Ferestrele specific celor trei pasi de analiza CFD: geometrie, discretizare
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
45
icopter este bazată pe schema
aerului
în secvenţa
de analiza CFD: geometrie, discretizare şi CFX
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
Prima etapă în scopul unei analize CFD este aceea d
„Geometrie”. În cazul domeniul CFD, când se vorbe
modelului care se vrea analizat, spre exemplu modelarea în fizic
Catia, ci se referă la crearea domeniului de aer care str
A doua etapă a unei analize CFD este de discretizar
a domeniului de aer creat la etapa anterioar
discretizare). Acest lucru presupune împ
de aer într-o reţea de calcul, pentru determinarea î
punct de calcul a parametrilor fizici a cure
energia cinetică a particulelor in
presiunea şi densitatea, etc. Discretizarea este considerat
nestructurată, suprafeţele prezint
triunghiulare Fig 3.4, iar volumul elemente de tip tetra
prism Fig 3.5.
Etapa a treia o reprezintă
anume CFX (Fluent), care în urma set
returna rezultatele şi rapoartele analizei CFD.
Ca şi rapoarte, solver-ul returneaz
precum: distribuţia de presiuni, dâr
la capătul corpului analizat, modul de curgere al
aerului.
În cadrul proiectului se vor analiza cele dou
pale modelate, la câte două unghiuri de pas general
diferite: 7⁰ si 15⁰ (este considerat unghiul de pa
la o înalţime de 1000 m.
Viteza unghiulară
Înal ţimea
Unghi de pas general
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
Fig 3.4. Elemente tip triunghiulare
Fig 3.5. Elemente tip prism
n scopul unei analize CFD este aceea de creare a geometriei, de unde
domeniul CFD, când se vorbeşte despre crearea geometriei
alizat, spre exemplu modelarea în fizică în software
area domeniului de aer care străbate modelul.
a unei analize CFD este de discretizare
de aer creat la etapa anterioară (eng. „mesh” –
tizare). Acest lucru presupune împărţirea domeniului
de calcul, pentru determinarea în fiecare
punct de calcul a parametrilor fizici a curentului de aer –
a particulelor infinitezimale de aer,
. Discretizarea este considerată
ţele prezintă elemente de tip
volumul elemente de tip tetra şi
reprezintă solver-ul ales, şi
anume CFX (Fluent), care în urma setărilor, va
i rapoartele analizei CFD.
ul returnează rezultate
ia de presiuni, dâră de vârtejuri de
modul de curgere al
ectului se vor analiza cele două
unghiuri de pas general
(este considerat unghiul de pas general de regim), la o viteză
Pala IAR 330 Puma
285 rot/min
1000 m
7⁰ 15⁰(regim)
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
46
Fig 3.4. Elemente tip triunghiulare
Fig 3.5. Elemente tip prism
e creare a geometriei, de unde şi denumirea
crearea geometriei, nu se referă la crearea
n software-ul Dassault Systemes
s general de regim), la o viteză de rotaţie de 285 rot/min,
Pala neconveţională
285 rot/min
1000 m
7⁰ 15⁰(regim)
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER 47
3.3 ANALIZA CFD A PALEI NECONVENTIONALE LA UNGHI
DE PAS GENERAL 7⁰
3.3.1 Geometrie – crearea domeniilor de curgere a aerului
Scopul etapei „Geometrie” este de a definit domeniile de curgere a aerului. Pentru uşurinţă, se
consideră că analiza este făcută pe o singură pală care face o rotatie de 360⁰, astfel platoul rotor se
simplifică la o singură pală, adică doar la un sfert din acesta.
Primul domeniu este domeniul static, având dimensiunile:
raza cercului R1=50 m şi înalţimea totală a acestuia h=35 m. Acest
domeniu este împărţit în două: - o porţiune deasupra palei considerat
Inlet, porţiune prin care se consideră că intra aerul, ce are o înalţime
h1=15 m; - o porţiune sub pală considerat Outlet, porţiune prin care se
consideră ca iese aerul, cu o înălţime h2=20 m. Fig 3.6
Al doilea domeniu este domeniul rotaţional, adică porţiunea
care se consideră că realizează mişcarea de rotaţie în jurul axei
rotorului. În acest domeniu se regăseţte ţi pala. Domeniul rotaţional
are ca şi dimensiuni: raza cercului R2=17 m şi o înălţime de 0.25 m, înălţime care permite calarea palei
la orice unghi. Se menţionează faptul că, atât la domeniul rotaţional
cât şi la domeniul static, porţiunea de rază R3=0.8 m se va exclude
deoarece se consideră că în această zonă se află rotorul
elicopterului, şi astfel nu aici viteza curentului de aer este nula v=0
m/s. Fig 3.7
Pentru a considera că acele domenii sunt diferite unul de
celălalt, şi că pala este un corp diferit faţă de domeniul static, se
aplică funcţia „Boolean” atât pentru pală cât şi pentru domeniul
rotaţional cu ajutorul căreia se extrage spaţiul fizic care îl ocupă
pala din domeniul rotaţional, rezultând un corp solid ce conţine
domeniul rotaţional fără pală, şi spaţiul fizic care îl ocupă
domeniul rotaţional din domeniul static, rezultând un corp solid
ce conţine domeniul static fără domeniul rotaţional.
Fig 3.6. Domeniu static
Fig 3.7. Domeniu rotaţional
Fig 3.8. Pala neconvenţională
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER 48
3.3.2 Discretizare – Mesh
Discretizarea celor două domenii, static şi rotaţional, presupune împărţirea aerului într-o reţea de
calcul ce conţin parametrii fizici al fiecărui punct infinitezimal de fluid analizat.
Etapele discretizării sunt:
1. Importarea geometriei – se face automat din fereastra de „Workbench”;
2. Evaluarea geometriei şi realizarea topoligiilor virtuale;
3. Realizarea contactului dintre domeniul static şi rotaţional;
4. Realizarea pereţilor de periodicitate;
5. Setarea discretizării globale şi a tipului de discretizare pentru ambele domenii;
6. Setarea discretizării locale (limitarea dimensiunilor elementelor de discretizare de pe
anumite suprafeţe care impus acest lucru);
7. Selectarea suprafeţelor pe care se doreşte realizarea elementelor de inflaţie (prism elements);
8. Realizarea discretizării.
2. Evaluarea geometriei şi realizarea topoligiilor virtuale
Această operaţie se face pentru a elimina liniile
care nu au rol de a controla discretizarea şi de a finisa
suprafeţele prin unirea celor care au conexiune de
tangentă între ele. Se poate face în patru moduri: - de tip
„low” – realizează conexiunea dintre două suprafeţe
natural tangente; - de tip „medium” – forţează conexiunea
dintre suprafeţe pentru a realiza un număr mai mic de
suprafeţe de control; - de tip „high” – forţează unirea
tuturor elementelor geometrice, încercând să le reducă la
un număr cât mai mic şi o formă simplistă de discretizare, nu este indicată; - de tip „Edges Only” –
uneşte muchiile de ghidare ale suprafeţelor.
Topologia virtuală este folosită la pală în zona de trecere de la profilul aerodinamic la profilul
pătratic în zona de prindere a palei în rotorul elicopterului. Datorită prezenţei a multor linii de ghidare în
Fig 3.9. Topologie virtuală folosită pe
prinderea palei
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
vederea realizării suprafeţei, topologia virtual
discretizării în aceasta zona Fig
3. Realizarea contactului dintre domeniul static
Între domeniul static ş
(bonded=împreună), ce duce la c
4. Realizarea pereţilor de periodicitate
Se realizează pentru a considera continuitatea
domeniului la rotirea acestuia î
realizează şi pentru domeniul
rotaţional.
5. Setarea discretizării globale
discretizare pentru ambele domenii
În aceasta etapă se estimeaz
domeniile create (modulul „Sizin
conformitate cu vâscozitatea aerului (modulul „Inflation”
6. Setarea discretizării locale (limitarea dimensiunilor elementelor de dis
suprafeţe care impus acest lucru)
Este realizată pentru a finisa suprafe
Se optimizează prin mai multe itera
7. Selectarea suprafetţelor pe care se d
Selectarea suprafeţelor pe care se dore
zonelor în care aerul interacţioneaz
este introdusă după recomandă
minimul de straturi de captare a
Reynolds de minim Re=1000000
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
ţei, topologia virtuală se aplică pentru a nu limita
n aceasta zona Fig 3.9. Folosim topologia virtuală şi la capătul de pal
actului dintre domeniul static şi rotaţional
Între domeniul static şi domeniul rotaţional se va realiza o conexiune de ti
), ce duce la crearea interfeţei de tip fluid-fluid.
ilor de periodicitate
pentru a considera continuitatea
domeniului la rotirea acestuia în jurul axei Oz globale. Se
eniul static şi pentru domeniul
ării globale şi a tipului de
discretizare pentru ambele domenii
ă se estimează limitele minimă şi maximă a elementelor de discretizare î
domeniile create (modulul „Sizing”), numărul şi dimensiunilor straturilor de infla
scozitatea aerului (modulul „Inflation”).
rii locale (limitarea dimensiunilor elementelor de dis
e care impus acest lucru).
pentru a finisa suprafeţele dorite, suprafeţe în care calitatea discretiz
prin mai multe iteraţii până se ajunge la o valoare potrivită pentru suprafa
elor pe care se doreşte realizarea elementelor de infla
ţelor pe care se doreşte realizarea elementelor de infla
ţionează cu pala în zona de strat limită. Grosimea primul
recomandările făcute în testele experimentale şi anume o valoare g=1 mm
minimul de straturi de captare a stratului limita este de n=10 şi maxim n=20 straturi pentru numer
Reynolds de minim Re=1000000 şi maxim Re=109.
Fig 3.10. Pereti de periodicitate
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
49 pentru a nu limita şi încurca realizarea
ătul de pală în zona somonului.
se va realiza o conexiune de tip „bonded”
a elementelor de discretizare în toate
ensiunilor straturilor de inflaţie, care se iau în
rii locale (limitarea dimensiunilor elementelor de discretizare de pe anumite
e în care calitatea discretizării este slabă.
se ajunge la o valoare potrivită pentru suprafaţa în cauză.
realizarea elementelor de inflaţie (prism elements).
realizarea elementelor de inflaţie presupune alegerea
. Grosimea primului strat de inflaţie
şi anume o valoare g=1 mm şi
i maxim n=20 straturi pentru numere
Fig 3.10. Pereti de periodicitate
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
8. Realizarea discretiză
inflaţie Fig 3.13
Fig 3.11. Discretizarea domeniului static
Fig 3.13. Reprezentarea straturilor de infla
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
area discretizării: - domeniul static Fig 3.11, - domeniul rotaţ
Fig 3.11. Discretizarea domeniului static Fig 3.12. Discretizarea domeniului
Fig 3.13. Reprezentarea straturilor de inflaţie
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
50 domeniul rotaţional Fig 3.12, - straturi de
Fig 3.12. Discretizarea domeniului rotaţional
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
3.3.3 Modulul CFX
Modulul CFX reprezintă
discretizării obţinute şi a paramet
densitatea aerului, numărul Reynolds la în
Stabilirea condiţiilor de curgere aerodinamic
- Altitudinea la care se face anali
- Densitate: 1.112 kg/m
- Vâscozitate dinamică
- Presiunea relativă la 1000 m: p=89880 Pa
- Viteza de rotaţie a palei: 285
Etape de realizare a CFX
Se realizează două domenii
pentru fiecare dintre domenii: domeniul static cuprinde zona
aerul, zona de OUTLET prin care se
dintre domeniul static şi domeniul rota
explicaţi în modulul „Mesh” şi pere
rotorului în care viteză de curgere a aerului este nul
considerată un gol prin care aerul nu poate trece, interfa
domeniul rotaţional, pereţii de periodicitate aferen
considerată a fi zona rotorului î
Pre
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
Modulul CFX reprezintă solver-ul care îl folosim în scopul obţinerii
i a parametrilor de intrare care cuprind: înălţime de zbor, viteza de rota
ărul Reynolds la înălţimea de zbor aleasă s.a.m.d rezult
ţiilor de curgere aerodinamică:
Altitudinea la care se face analiza CFD: h=1000 m de unde rezultă
Densitate: 1.112 kg/m3;
Vâscozitate dinamică considerată 1.758·105 kg/m·s, cu o temperatura de T=25
la 1000 m: p=89880 Pa;
ie a palei: 285 rot/min.
Etape de realizare a CFX-Pre
ă domenii – unul static şi unul rotaţional, specificând condi
re domenii: domeniul static cuprinde zona de INLET prin care se consider
aerul, zona de OUTLET prin care se consideră că iese aerul care a spălat pala, interfa
şi domeniul rotaţional, pereţii de periodicitate aferenţ
i în modulul „Mesh” şi pereţii ce definesc zona cilindrică de rază R=0.8 m considerat
ă de curgere a aerului este nulă v=0m/s. Domeniul rota
e aerul nu poate trece, interfaţa de tip fluid-fluid dintre domeniul static
ţii de periodicitate aferenţi domeniului ţi zona cilindric
a fi zona rotorului în care viteza de curgere a aerului este nula v=0 m/s.
CFX
Solver
Fig 3.14. Etapele modulului CFX
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
51
inerii rezultatelor. Pe baza
ă ţime de zbor, viteza de rotaţie,
s.a.m.d rezultă rapoarte CFD.
za CFD: h=1000 m de unde rezultă ceilalţi parametrii:
s, cu o temperatura de T=25⁰C;
ional, specificând condiţiile de contur
de INLET prin care se consideră că intră
ălat pala, interfaţa de tip fluid-fluid
citate aferenţi domeniului care au fost
0.8 m considerată a fi zona
v=0m/s. Domeniul rotaţional cuprinde pala,
fluid dintre domeniul static şi
ţi zona cilindrică de raza R=0.8 m
n care viteza de curgere a aerului este nula v=0 m/s.
Post
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER 52
În vederea realizării interfeţelor de tip fluid-fluid dintre domeniul static şi domeniul rotaţional se
crează un nou domeniu de interfaţă („Domain Interface”) în care se completează tipul interfeţei şi
anume „Fluid-Fluid”, şi selectând suprafeţele care interferează. În cazul palelor, tipul de interferenţă
considera este „Frozen Rotor”, ce presupune faptul că aerul se învârte în jurul palei şi o parcurge (o
spală), şi nu pala se învârte şi străbate aerul.
Pereţii de periodicitate se configurează în aceeaşi metodă, selectând suprafeţele pereţilor de
periodicitate şi setând interfaţa de tipul „Rotational Periodicity”, adică domeniile static şi rotaţional
realizează mişcare de rotaţie periodică pentru a simula rotirea aerului în jurul axei Oz global.
Calculul aerodinamic se realizează cu ajutorul CFX Solver şi apoi rezultatele sunt prezentate cu
ajutorul CFX Post.
Fig 3.15. CFX PRE – INLET, OUTLET, pereţi de periodicitate, sensul curgerii aerului înspre pală
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER 53
3.4 EVALUAREA REZULTATELOR ANALIZEI CFD PENTRU P ALA
NECONVENŢIONAL Ă LA UNGHIUL DE PAS GENERAL 7 ⁰
Analiza CFD începe prin înserarea modelului, realizarea geometriei aerului, discretizarea
acestuia, înserarea parametrilor de analiza, toate acestea avand un scop clar definit: de a oferi rezultate
cat mai bune şi plauzibile, dar mai ales, rezultate adevărate care sa fie apoi confirmate fizic în tunelele
aerodinamice şi într-un final în testele la scara 1:1 prin desfăşurarea testelor de zbor.
Cele mai importante rapoarte din analiza CFD a celor două pale vor fi tratate pentru fiecare pală
în parte. Se consideră raport important următoarele:
• Distribuţia presiunii pe extrados;
• Distribuţia presiunii pe anvergura;
• Reprezentarea zonelor de recirculaţie;
• Reprezentarea fileurilor de aer şi formarea vortexului de aer;
• Reprezentarea vectorilor de viteză pe pală;
• Reprezentarea vârtejurilor şi a puterii acestora (Vortex Core Region).
3.4.1 Distribuţia presiunii pe extrados
Fig 3.16. Distribuţia presiunii pe extrados a
palei neconvenţionale
Fig 3.17 Distribuţia presiunii pe intrados a
palei neconvenţionale
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER 54
Din Fig 3.16. şi 3.17. se observă că valoarea minimă a presiunii, denumită astfel valoare maximă
a depresiunii este p=13158 Pa, valoare care se găseşte pe extradosul palei, creând astfel portanţa.
Valoarea maximă a presiunii ajunge până la valoarea p=21848 Pa. Presiunea maximă se găseşte pe
bordul de atac al palei, în zona de capăt a palei unde se defineşte o linie a presiunilor maxime, linie unde
aerul are o viteză nulă v=0 m/s. Fig 3.18.
Este important de menţionat faptul că în zona somonului, presiunile au distribuţie aleatoare, însă
acestea nu trec de valoare presiunii p=6000 Pa. Această distribuţie aleatoare este datorată zonei de
vârtejuri mari ce apare la capătul palei. Fig 3.19.
Fig 3.18. Linia presiunilor maximă, viteze nule – zona bordului de fugă
Fig 3.19. Presiune cu distribuţie aleatoare pe capătul de pală – zona somonului
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
3.4.2 Distribuţia presiunii pe anvergur
Distribuţia presiunii pe anvergu
• Distribuţia presiunii aerului
• Distribuţia presiunii aerului
reprezentată distribuţia de pr
• Distribuţia presiunii aerului
• Distribuţia presiunii aerului
Fig 3.20. Distribuţia presiunii la 2 m înaintea
palei
Fig 3.21. b. Distribuţie presiune la 0 m de pal
– detaliu – zona presiunilor maxime
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
ţia presiunii pe anvergură
ia presiunii pe anvergură va fi reprezentată în cinci puncte
ia presiunii aerului la o distanţă de 2 m în faţa palei; Fig 3.20.
ia presiunii aerului la 0 m faţă de pală (pala este strabătută
ia de presiuni); Fig 3.21. a. şi b.
ia presiunii aerului la 1 m în spatele palei; Fig 3.22. a. şi b.
ia presiunii aerului la 2 m în spatele palei; Fig 3.23.
ia presiunii la 2 m înaintea Fig 3.21. a. Distribuţ
pală
ţie presiune la 0 m de pală
zona presiunilor maxime
Fig 3.22. a. Distribuţ
spatele
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
55
diferite:
a palei; Fig 3.20.
ătută de un plan în care este
i b.
Fig 3.21. a. Distribuţie presiune la 0 m de
pală
Fig 3.22. a. Distribuţia presiunii la 1 m în
spatele palei
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER 56
În Fig 3.20. este reprezentată distribuţia presiunii aerului la 2 m înaintea interacţiunii acestuia cu
pala. Se observă că aerul este antrenat încă din această fază în jos, şi la capătul palei începutul creării de
portanţă.
În Fig 3.21. a. şi b. este reprezentată distribuţia presiunii aerului la 0 m, adică într-un plan care
intersectează pala. Observăm că în această zonă apar valorile maxime ale presiunilor şi anume: valoarea
maximă a presiunii este de p=19905 Pa şi apare în zona de capăt a palei – Fig 3.20 b. şi valoarea
maximă a depresiunii p=9449 Pa pe extradosul palei.
În Fig 3.22. a. şi b. se reprezintă distribuţia presiunii la 1 m în spatele palei. Se observă o
presiune mare în zona de capăt a palei care indică formarea dârei de vârtejuri.
În Fig 3.23. se reprezintă distribuţia presiunii la 2 m în spatele palei, observând că aerul este încă
antrenat în jos.
3.4.3 Reprezentarea zonelor de recirculaţie
Zonele de recirculaţie sunt acele zone în care aerul tinde să se întoarcă către zona de curgere,
ducând astfel la crearea vârtejurilor şi mai departe la creşterea vitezei induse şi la deranjarea zonelor de
importanţă majoră, scade astfel randamentul total al platoului rotor.
Fig 3.22. b. Distribuţia presiunii la 1 m în
spatele palei – detaliu – zona de presiuni
mari, indicaţie a prezentei vârtejurilor
Fig 3.23. Distribuţia presiunilor la 2 m în
spatele palei
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER 57
În plan cu pala neconvenţională, se observă apariţia a două zone de recirculaţie în partea de
prindere a palei, o zonă chiar la unul din colţurile profilului pătratic la prinderea în rotor, şi cealaltă în
zona de trecere de la profilul pătratic la profilul aerodinamic Fig 3.23.
Într-un plan vertical perpendicular pe coarda palei Fig 3.24, se observă efectul rotaţional al palei
şi anume crearea vortexului de aer, adică o recirculare a o parte din aerul care a spălat pala din nou către
zona de curgere.
Prima zonă de recirculare din acest plan şi cea mai importantă dintre toate o reprezintă
recircularea ce o dă capătul de pală. Această recirculare are dimensiuni foarte mari, ajungând chiar până
la 50 m (în analiza CFD, domeniul static este considerat circular de rază R=50 m). Se observă din Fig
Fig 3.24. Reprezentarea zonelor de recirculare în planul palei
Fig. 3.25. Zonele de recirculare ale aerului în plan vertical
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
3.25. că această limitare a domeniul static este insuficient
recirculării aerului din această zona
A doua zonă de recircular
Această zonă se poate împărţi în dou
alunecă pe pală şi la capătul acesteia trece
parte din aerul ce spală pala se intoarce în zona de Inlet
Fig 3.26. Zonele de recirculare în domeniul static
Fig 3.27. Zone de recirculare în domeniul rota
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
omeniul static este insuficientă pentru o reprezentare
rii aerului din această zona Fig 3.26.
de recirculare din planul vertical se observă în zona de prindere a palei î
ă ţi în două şi anume: zona domeniului rotaţional unde a
tul acesteia trece pe partea de extrados a palei, şi zona domeniului static
ă pala se intoarce în zona de Inlet şi din nou trece peste pal
Fig 3.26. Zonele de recirculare în domeniul static
Fig 3.27. Zone de recirculare în domeniul rotaţional
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER
58 pentru o reprezentare clară a mărimii
în zona de prindere a palei în rotor.
ional unde aerul de pe intrados
i zona domeniului static unde o
i din nou trece peste pală. (Fig 3.27.)
Fig 3.26. Zonele de recirculare în domeniul static
ţional
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER 59
3.4.4 Reprezentarea fileurilor de aer şi formarea vortexului de aer
Fig 3.28. Fileurile de aer şi formarea vortexului de aer
Fig 3.29. Fileurile de aer şi vortexul de aer – reprezentare 3D
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER 60
3.4.5 Reprezentarea vectorilor viteză de pe pală
Se observă că în zona bordului de atac, o parte din vectorii de viteză a aerului au sensul pozitiv
axei Oz, iar altă parte sensul negativ axei Oz. Aceasta se datorează faptului că în bordul de atac se
delimitează zona liniei de viteze nule. Astfel, molelculele de aer care se află deasupra acestei linii de
viteze nule vor avea sensul pozitiv, iar moleculele de aer care se află sub linia de viteze nule vor avea
sensul negativ.
Se observă că la bordul de fugă aerul de pe intrados şi aerul de pe extrados se unesc. Importantă
e zona de îndoire la 80% din lungimea palei unde aerul are viteza v=0 m/s şi este direcţionat circular
către celelalte zone din apropiere. (Fig 3.31.)
Fig 3.30. Vectorii de viteză a aerului faţă de suprafaţa palei
Fig 3.31. Zona de redirecţionare circulară Fig 3.32. Zona de legatură între profile
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER 61
O zona importantă o reprezintă trecerea de la profilul pătratic la profilul aerodinamic
unde vectorii viteză au direcţii haotice, menţinând totuşi sensul de curgere. Această zonă este foarte
periculoasă deoarece duce la zone benefice de creare a vârtejurilor. Fig 3.32.
În Fig 3.33. se ilustrează zona de pe intrados aflată în imediata apropiere a liniei vitezelor nule
unde vitezele ajung la valorile maxime datorită formei intradosului profilului NPL 9615 6%. Viteza
maximă atinsă în această zonă are o valoare v=232 m/s, adică 0.68 Ma. Se observă că şi în zona
somonului se ating viteze mari.
3.4.6 Reprezentarea vârtejurilor şi a puterii acestora (Vortex Core Region)
Se observă puterea şi viteza de formare a vârtejurilor pe pala neconvenţională care în principal
apare în zona de capăt a acesteia – în zona somonului, şi în zona de încastrare a palei în rotor. Fig 3.33
Viteza maximă de formare a vârtejurilor se află în zona capătului de pală, pe extrados, înspre
bordul de atac şi are o valoare v=257 m/s. Viteza de formare a vârtejului în zona somonului are o
Fig 3.33. Zona bordului de atac cu viteze maxime şi zona somonului
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 3. ANALIZA CFD A PALELOR DE ELICOPTER 62
valoare v=224 m/s adică 0.65 Ma, Fig 3.34, iar în zona de încastrare a palei, viteza de formare a
vârtejurilor are o valoare v=22.37 m/s, Fig 3.35.
Fig 3.34. Zonele de apariţie a vârtejurilor pe pală
Fig 3.35. Vârtej în zona somonului Fig 3.36. Vârtej în zona de încastrare în rotor
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 63
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
4.1 INTRODUCERE ÎN FEA
În matematică, metoda elementelor finite reprezintă o tehnică numerică pentru găsirea soluţiilor
aproximative a problemelor valorilor limită. Foloseşte metode variaţionale să minimizeze o eroare de
funcţie şi să conveargă la soluţii stabile. Aşa cum putem considera că un cerc este aproximat prin
conectarea a multor linii de dimensiuni foarte mici, metoda elementelor finite cuprinde toate metodele
de conectare a ecuaţiilor simple a tuturor elementelor din subdomenii relativ mici, denumite elemente
finite, în scopul aproximării unei ecuaţii mult mai complexe dintr-un domeniu mult mai mare.
Principiile generale pe care se bazează metoda elementelor finite sunt:
• Reprezentarea cât mai corectă a geometriilor complexe
• Includerea proprietaţilor materialelor diferite
• Reprezentarea într-un mod simplu a soluţiilor
• Evidenţierea fenomenelor locale
Metoda elementelor finite implică împarţirea domeniului în mai multe subdomenii, fiecare din
acest subdomeniu reprezentat de câte un set de ecuaţii, urmată de o recombinare sistematică a tuturor
ecuatiilor elementelor în ecuaţii de calcul finale ale sistemului global. Acestea au definite metode de
găsire a soluţiilor bine definite şi pot fi calculate de la valorile iniţiale de intrare ale problemei originale
şi obţirea lor ca şi răspuns numeric.
4.1.1 Structura
Pentru a avea o eficienţă cît mai ridicată, în analiza cu metode finite se utilizează un concept de
structură mai general şi mai simplu decât în mod obişnuit. Uzual în analiza cu metode finite, prin
structură de rezistenţă se întelege un ansamblu de bare, plăci, învelişuri şi volume (solide) care acceptă
diferite ipoteze şi anume: ipoteza secţiunii plane, a lui Bernoulli, pentru bare, şi ipoteza normalei
rectilinii, a lui Kirchhoff, pentru plăci şi învelişuri. Acceptarea acestor ipoteze face posibilă pentru bare
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 64
şi plăci, în analiza cu element finit, înlocuirea forţelor exterioare reale prin rezultate interne – eforturi N,
T si M (forţe axiale: compresiune/tracţiune, forţe de forfecare, momente: încovoietoare/torsionare) – cu
care sunt static echivalente. În analiza structurilor se poate deci introduce conceptul de forţă concentrată,
fără ca prin aceasta să se producă câmpuri de tensiuni, deformaţii şi/sau deplasări cu singularităţi, aşa
cum se întamplă în teoria elasticităţii, când aplicarea unei forţe concentrate într-un punct al
semispaţiului elastic duce la producerea unor tensiuni şi deplasări infinite în punctul respectic.
4.1.2 Modelul de calcul
Pentru a putea efectua o analiză cu elemente finite a unei structuri, una din cele mai importante
etape o reprezintă elaborarea modelului de calcul al structurii respective. Modelele analizei cu element
finit sunt modele matematice aproximate ale structurii care urmează să fie analizată. Pentru trecerea de
la structura reală la modelul ei de calcul nu există algoritmi şi metode generale care să asigure
elaborarea unui model unic, care să aproximeze cu o eroare prestabilită, cunoscută, structura care
urmează să se aproximeze. Modelul de calcul de rezistenţă al unei structuri se elaborează pe baza
intuiţiei, imaginaţiei şi experienţei anterioare a celui care face modelarea. Modelul trebuie să sintetizeze
eficient toate informaţiile disponibile referitoare la structura respectivă.
4.1.3 Discretizarea
Modelul de calcul al structurii care urmează să fie supusă analizei cu elemente finite, în cazul
general, este format din linii, care sunt axele barelor structurii, din suprafeţe plane şi curbe, care sunt
suprafeţele mediane ale plăcilor componente ale structurii şi volume, care sunt corpurile masive ale
structurii. În aceasta etapă a elaborării, modelul este un continuu, cu o infinitate de puncte, ca şi
structura dată. Discretizarea este demersul fundamental cerut de metoda elementelor finite şi constă în
trecerea de la structura continuă (cu o infinitate de puncte) la un model discret, cu un număr finit de
puncte (noduri). Această operaţie se face “acoperind” modelul cu o reţea de discretizare şi se justifică
prin aceea că din punct de vedere practic, ingineresc, sunt suficiente informaţii privind structura într-un
număr oarecare de puncte ale modelului.
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 65
4.1.4 Nodul
Punctele definite prin reţeaua de discretizare se numesc noduri. În noduri se definesc
necunoscutele nodale primare, ale căror valori sunt rezultatele FEA. Necunoscutele asociate nodurilor
pot fi deplasările ,caz in care MEF se numeşte model deplasare, sau eforturi, când MEF se numeşte
model echilibru. Pentru modelul deplasare se admite că forma deformată a structurii, ca urmare a unei
solicitări oarecare, este definită de deplasările tuturor nodurilor în raport cu reţeaua nodurilor înainte de
deformare, fiecare nod putând avea maxim şase componente ale depasării în raport cu un reper global,
denumite deplasări nodale. Componentelor nenule ale deplasărilor pe care le poate avea un nod al
modelului structurii în procesul de deformaţie li se asociază un versor denumit grad de libertate
geometrică – DOF (eng. „degrees of freedom”) al nodului, care are valoarea DOF=0, dacă pe direcţia
respectivă component deplasării este nulă sau cunoscută şi valoarea DOF=1, dacă deplasarea este
necunoscută. Unele grade de libertate ale modelului trebuie “eliminate” deoarece unele noduri sunt
„legate”, reprezentând reazeme şi deci deplasările lor sunt nule sau au valori cunoscute, impuse şi nu
mai trebuie calculate.
4.1.5 Elementul finit
Procesul de discretizare are drept urmare
împărţirea modelului structurii într-un număr oarecare
de fragmente sau elemente Fig 4.1. Elementele finite
se leaga între ele prin nodurile commune, care sunt
vârfurile patrulaterelor sau triunghiurilor. Un element
finit poate fi privit ca o piesă de sine stătătoare, care
interacţinează cu celelalte elemente numai în noduri.
Studiul structurii reale se înlocuieşte cu studiul
ansamblului de elemente finite obţinut prin discretizare, care devine astfel o idealizare a structurii şi este
un model de calcul al structurii date.
Fig 4.1. Aripă discretizată în elemente finite
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 66
4.2 STUDIUL FEA AL PALEI NECONVE ŢIONALE DE ELICOPTER
4.2.1 Structura interioară considerată şi materiale alese
Structura interioară palei neconvenţionale de elicopter a fost model într-un mod simplist,
adoptând structura interioară a palei elicopterului IAR 330 Puma. Se iau în considerare componentele
majore din structura interioară si anume lonjeronul, structura NIDA, întăritura de pe bordul de fugă al
palei şi moltoprenul dispus în zona de trecere dintre profilul pătratic si profilul aerodinamic.
Grosimea componentelor majore sunt definite de grosimea profilului aerodinamic pe zona de
lucru a palei si de trecerea dintre profilul pătratic si profilul aerodinamic în zona de prindere a palei.
Materiale folosite pentru structurile majore considerate în analiză
1. Lonjeron
Materialul de fabricaţie al lonjeronului este fibra de sticlă cu proprietăţi: Tab 4.1
• Modulul longitudinal: E1 = 90 GPa
• Modulul transversal: E2 = 90 GPa
• Modulul de forfecare în plan: G12 = 45 Gpa
• Coeficientul lui Poisson: ν12 = 0.28
Simbol Unitate de măsură Fibr ă de sticlă tip „E”
Modulul longitudinal E1 GPa 87-90 Modulul transversal E2 GPa 87-90
Modulul de forfecare în plan G12 GPa 60-65 Coeficientul lui Poisson ν12 - 0.28
Rezistenţa la rupere σt MPa 4570-4900 Rezistenţa la compresiune σc MPa 4500-5000
Rezistenţa la forfecarea în plan S MPa 3000-3800 Coeficientul de expansiune
termală α1 Tensiune/K
12e-6
Coeficientul de umezeală/umiditate
β1 Tensiune/K 6.9e-4
Tab 4.1. Proprietăţile de material a fibrei de sticlă tip “S”
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 67
Lonjeronul se realizează prin repetiţia operaţiei de întindere a fibrei de sticlă pe bordul de atac al
profilului generat de o semimatriţă. În zona bucşelor, fibrele de sticlă le înfăşoară creând astfel o zonă
bine întărită. Acest surplus de material din zona bucşelor este necesar datorită tensiunilor mari care apar
în timpul acţiunii forţei centrifuge.
2. Structura NIDA
Structura fagure va fi realizată din materialul KOREX, ce este o hâartie îmbunătăţită cu aramidă
pentru a-i oferi proprietăţi mai bune. Tipul de material KOREX considerat are o marime a celulelor de
3.175 mm, o densitate de 0.048 g/cm3 şi prezintă următoarele proprietăţi:
Tip structura fagure Material – Marime celula[mm] –
densitate[g/cm3]
Compresiune Forfecare in plan Structura stabilizata
Dupa directia L Dupa directia W
Rezistenta [GPa]
Rezistenta [GPa]
Modulul [GPa]
Rezistenta [GPa]
Modulul [GPa]
KOREX – 3.175 – 0.048
1.93
1.22
99
0.72
48
3. Întaritura bordului de fugă
Este realizat din fibră de carbon HM (High Shear Modulus) şi prezintă următoarele proprietăţi:
Simbol Unitate de masura
Fibra de carbom HM
Modulul longitudinal E1 GPa 345-448 Modulul transversal E2 GPa 246-320
Modulul de forfecare in plan G12 GPa 246-320 Coeficientul lui Poisson ν12 - 0.3
Rezistenta la rupere σt MPa 3420-5520 Rezistenta la compresiune σc MPa 3500-4000 Rezistenta la forfecarea in
plan S MPa 3000-3800
Coeficientul de expansiune termala
α1 Tensiune/K 0.9e-6
Tab 4.2. Proprietăţile materialului Korex ales
Tab 4.3. Proprietăţile fibrei de carbon HM
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
4. Moltopren
Moltoprenul este de fapt o spum
denumirea de spumă polimetacrilimid
orange şi bold din Tab 4.4.
4.2.2 Metologia aleasă ş
Analiza FEA se realizează
iar solver-ul folosit este software
Metodologia considerată
Paşii sunt:
1. Importarea geometriei ş
2. Crearea grupurilor de referin
3. Discretizarea componentelor majore
4. Crearea materialelor
5. Crearea proprietăţilor
6. Crearea constrângerilor ş
7. Crearea cazului de analiză
8. Analiza cu ajutorul software
9. Importarea fişierului *.bdf
Paşii metodologiei vor fi
considerate
Densitate SPU*
[g/cm3]
Rezistenta la compresiune
[MPa]
Rezistenta
incovoiere
0.32 0.4 0.75 1.5 1.10 3 1.90 3.2-7.8 12
Tab 4.4 Proprietăţile moltoprenului
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
fapt o spumă poliuretanică. Tipul de moltopren ales în analiz
ă polimetacrilimidă şi prezintă următoarele proprietăţi, eviden
4.2.2 Metologia aleasă şi exemplificarea pe pala neconvenţională
Analiza FEA se realizează în software-ul “Patran 2010”, Fig 4.2, preprocesare si post procesare,
ul folosit este software-ul “Nastran”.
Metodologia considerată se bazează pe câtiva paşi bine definiţi care duc la rezultate favorabile.
Importarea geometriei şi verificarea acesteia
Crearea grupurilor de referinţă
Discretizarea componentelor majore
Crearea constrângerilor şi aplicarea forţelor
Crearea cazului de analiză
Analiza cu ajutorul software-ului de calcul Nastran
şierului *.bdf şi interpretarea rezultatelor
ii metodologiei vor fi detaliaţi în cele ce urmează, în cadrul analizei palei neconven
Rezistenta la
incovoiere [GPa]
Rezistenta la
tractiune [GPa]
Modulul de elasticitate
[GPa]
Rezistenta la forfecare
[GPa]
0.8 1 0.036 0.042.5 2.8 0.092 0.14.5 3.5 0.160 0.2
12-12.5 8.5 0.380 0.5
ile moltoprenului – spumă polimetacrilimidă
Fig 4.2. Captură
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
68
. Tipul de moltopren ales în analiză are
toarele proprietăţi, evidenţiate cu culoarea
ţională
“Patran 2010”, Fig 4.2, preprocesare si post procesare,
ţi care duc la rezultate favorabile.
, în cadrul analizei palei neconvenţionale
Rezistenta la forfecare
[GPa]
Conductivitate termica
[W/m·K]
0.04 0.031 0.1 0.030 0.2 0.032 0.5 -
Fig 4.2. Captură MSC Patran 2010
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
4.2.2.1 Importarea geometriei
Software-ul „Patran 2010
Parasolid.xmt, CATIA, I-DEAS, IGES, STEP, Neutal
importat din formatul STEP. Pentru a putea lucre cu el, software
aceasta fiind extensia cu care opereaz
găsite de software în cadrul transform
acelaşi numărul de solide care le aveam în etapa de proiectare în software
Astfel pentru pala neconvenţional
sa fie egal cu n=4, adică acelaş
V5R19. Fig 4.5
Fig 4.3. Fereastra de importare a geometriei
Fig 4.4. Convertire din STEP în Parasolid
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
4.2.2.1 Importarea geometriei şi verificarea acesteia
ul „Patran 2010” oferă posibilitatea importării geometriei în mai multe formate: ACIS,
DEAS, IGES, STEP, Neutal şi altele Fig 4.3. Modelul nostrum de pal
importat din formatul STEP. Pentru a putea lucre cu el, software-ul il transform în Parasolid.xmt,
aceasta fiind extensia cu care operează Fig 4.4. Ca şi observaţie, subliniem fapt
site de software în cadrul transformării din formatul STEP în formatul Parasolid.xmt trebuie s
rul de solide care le aveam în etapa de proiectare în software-
onală, numărul de solide recunoscute de software
ă acelaşi număr de solide considerat în etapa de proiectare în software
Fig 4.3. Fereastra de importare a geometriei şi tipurile de fişiere posibile de importare
Fig 4.4. Convertire din STEP în Parasolid
Fig 4.5. Număr de solide importate
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
69
rii geometriei în mai multe formate: ACIS,
i altele Fig 4.3. Modelul nostrum de pală este
ul il transform în Parasolid.xmt,
ie, subliniem faptul că numărul de solide
rii din formatul STEP în formatul Parasolid.xmt trebuie să fie
-ul de design a modelului.
rul de solide recunoscute de software-ul Patran 2010 va trebui
r de solide considerat în etapa de proiectare în software-ul Catia
şiere posibile de importare
ăr de solide importate
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
Geometrie
4.2.2.2 Crearea grupurilor de referin
După importarea geometriei, software
solidele găsite. Pentru o controlare mai bun
în care se vor include ori geometria fiec
Grupurile în care vom include geometria vor avea prescurtarea „GEO
în cauză, ex: GEO_LONJ, iar grupurile care vor include discretiz
urmată de denumirea solidului în cauz
Fig 4.6. Captură
Fig 4.7. Crearea grupurilor „Geometrie”
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
Grupuri
Geometrie
GEO_LONJ
GEO_NIDA
GEO_INTART
GEO_MOLTO
Mesh
FEA_LONJ
FEA_NIDA
FEA_INTART
FEA_MOLTO
4.2.2.2 Crearea grupurilor de referinţă
importarea geometriei, software-ul Patran 2010 crează automat grupuri în care include
site. Pentru o controlare mai bună a solidelor create, este de preferat s
în care se vor include ori geometria fiecărui solid importat, şi mai târziu discretiz
Grupurile în care vom include geometria vor avea prescurtarea „GEO”, urmată
, iar grupurile care vor include discretizările vor avea prescurtarea „FEA
denumirea solidului în cauză, ex: FEA_NIDA.
Fig 4.6. Captură ecran – structura interioară a palei neconvenţ
Fig 4.7. Crearea grupurilor „Geometrie” şi „Mesh”
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
70
FEA_LONJ
FEA_NIDA
FEA_INTART
FEA_MOLTO
ă automat grupuri în care include
a solidelor create, este de preferat să se creeze grupuri noi
i mai târziu discretizările solidelor.Fig 4.7.
”, urmată de denumirea solidului
ările vor avea prescurtarea „FEA”,
a palei neconvenţionale
şi „Mesh”
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
4.2.2.3 Discretizarea componentelor majore
Discretizarea se face pentru fiecare component
eliminând nodurile în plus. Discretizarea are forma elementelor de tip „tet
adică forma elementelor de suprafa
de noduri şi elemente în care software
elementelor finite sunt redate în tabelul Tab 4.5
Lonjeron
Structura NIDA
Int ăritura
Moltopren
Fig 4.8. Captură
Tab 4.5. Numărul de noduri ş
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
4.2.2.3 Discretizarea componentelor majore
pentru fiecare componentă în parte şi apoi se leag
eliminând nodurile în plus. Discretizarea are forma elementelor de tip „tet” folosind topologia “tet10”,
forma elementelor de suprafaţă vor fi de triunghiulare, iar elementele de
i elemente în care software-ul împarte fiecare componentă, precum
elementelor finite sunt redate în tabelul Tab 4.5.
Noduri Elemente
53554 170900
143189 519637
8308 23439
14867 65768
Fig 4.8. Captură ecran cu grupurile create şi cele făcute de Patran
rul de noduri şi de elemente; dimensiunile elementelor finite
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
71
şi apoi se leagă solidele intre ele,
” folosind topologia “tet10”,
vor fi de triunghiulare, iar elementele de volum prisme. Numărul
ul împarte fiecare componentă, precum şi dimensiunile
Dimensiunile elementelor
[mm]
10
10
10
10
ăcute de Patran
i de elemente; dimensiunile elementelor finite
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
După discretizarea componentelor este posibil ca unele noduri s
eliminarea dualităţilor si legarea nodurilor intre ele, se face echivalen
Numărul de noduri echivalente gă
4.2.2.4 Crearea materialelor
Componentele interioare sunt fabricate din materialele
amintite la subcapitolul 4.2.1:
• Lonjeronul – fibră de sticl
• Structura NIDA – Korex;
• Întăritura bordului de fugă
• Moltopren – polimetacrilimid
a.
c.
Fig 4.9. Discretizarea componentelor: a
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
discretizarea componentelor este posibil ca unele noduri să
ilor si legarea nodurilor intre ele, se face echivalenţă între elementele suprapune.
rul de noduri echivalente găsite este n=7401.
4.2.2.4 Crearea materialelor
Componentele interioare sunt fabricate din materialele
sticlă;
Korex;
ritura bordului de fugă – fibră de carbon;
polimetacrilimidă.
b.
Fig 4.9. Discretizarea componentelor: a – lonjeron; b – structura NIDA; c
d - moltopren
Fig 4.10. Captur
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
72 discretizarea componentelor este posibil ca unele noduri să se suprapună. Pentru
ţă între elementele suprapune.
d.
structura NIDA; c – întăritură bord fugă;
Fig 4.10. Captură ecran – crearea
materialelor
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 73
4.2.2.5 Crearea proprietăţilor
Cu ajutorul meniului „Properties”, se crează proprietăţi ce conţin materialul din care este
fabricată componenta aleasă. În acest stadiu, fiecărei componente i se dă proprietatea dorită. Pentru
lonjeron, se va crea proprietatea numita “LONJ”, iar din meniul “Input Properties” se allege materialul
din care este făcut lonjeronul – fibră de sticlă. Următorul pas este de selectare a componentei
“FEA_LONJ” pentru a i se implementa proprietatea nou creată. Aceeasi metodă este folosită aceeasi
metodă.
Proprietate Material Grup selectat
LONJ FS (fibră de sticlă) FEA_LONJ
NIDA KOREX FEA_NIDA
ÎNTĂRITURĂ FC (fibră de carbon) FEA_INTARIT
MOLTOPREN MOLTO (polimetacrilimidă) FEA_MOLTO
Tab 4.6. Proprietăţi create
Fig 4.11. Captura meniu „Properties”
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 74
4.2.2.6 Crearea constrângerilor şi aplicarea forţelor
Când spunem constrângeri ne referim la zonele în care modelului i se vor bloca translaţia pe o
anumită direcţie, rotaţia dupa o anumita axă, sau mai multe deodată. În cazul palei, aceasta se va
considera încastrată în zona bucşelor, deci toate nodurile de aici li se vor suprima orice mişcare de
translaţie sau rotaţie.
Forţele care se vor aplica pe pale vor fi preluate din analizele CFD: forţa de portanţă şi forţa de
rezistenţă la înaintare. Forţa centrifugală se calculează cunoscând greutatea palei, viteza de rotaţie a
palei raza platoului rotor. Însă, valoarea care se lua în cadrul analizei este forţa centrifugă experimentală
ce are o valoare Fc=220 kN. Se consideră locul de aplicare a celor două forţe în nodurile de la capătul de
pală.
�� � 0.01097 ∙ ∙ � ∙ �
Unde � 82��
� � 7.54
Fig 4.12. Nodurile din zona bucşelor încastrate
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
� � 285���/��
�� � 0.01097
Forţa
centrifugă
[N]
Pală IAR 330 220 kN
Pală
neconvenţională 220 kN
Fig 4.13. Aplicarea
Fig 4.14. Blocarea transla
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
01097 ∙ 82 ∙ 7.54 ∙ 285 � 550911� � 550
Forţa de
greutate
[N]
Forţă de portanţă [N] Forţă
Unghi pas general
7⁰
Unghi pas general
15⁰
Unghi pas general
0.69 kN 6189 19448
0.69 kN 6189 19448
Tab 4.7. Forţele de pe pală
Fig 4.13. Aplicarea fortelor pe nodurile de la capatul palei
Fig 4.14. Blocarea translaţiilor şi rotaţiilor în zona de prindere a palei
aplicarea forţelor la capătul acesteia
ă şi Management Industrial CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER
75
550��
Forţă de rezistenţă la înaintare
[N]
Unghi pas general
7⁰
Unghi pas general
15⁰
901 3099
901 3099
fortelor pe nodurile de la capatul palei
iilor în zona de prindere a palei şi
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 76
4.2.2.7 Crearea cazului de analiză
Crearea cazului de analiză presupunerea alegerea constrângerilor şi a forţelor care acţionează
asupra modelului. În cazul de faţă, cazul de calcul presupune blocarea translaţiilor în zona bucşelor şi
aplicarea forţelor la capătul de pală. (Fig 4.15.)
4.2.2.8 Interpretarea rezultatelor
Din punct de vedere al interpretării rezultatele, se vor considera cele mai importante de analizat:
deplasările, tensiunea von Mises şi tensorul de deformaţii care apar atât pe pala considerată ca un întreg,
dar şi pe fiecare element al palei individual: lonjeron, structura figure, întăritura bordului de fugă şi
moltoprenul considerat la trecerea de la profilul pătratic la profilul aerodinamic.
Deplasările se vor exprima în mm, tensiunea von Misses în Pascali – Pa (1 N/m2=1 Pa), iar
deformaţiile fără unitate de măsură.
Cazul de încarcare al palei care se va exemplifica va fi cu forţele date de unghiul de pas general
egal cu θ=7⁰:
Forţă centrifugă [N] Forţă de portanţă [N] Forţă de rezistenţă la înaintare [N]
Pală neconvenţională 220000 6189 901
Fig 4.15. Componenţa cazului de calcul considerat
Tab 4.8. Forţe considerate în cazul unghiului de pas general θ=7⁰
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 77
Deplasări
Se observă că deplasarea maximă a palei are o dimensiune de δ=1140 mm. Componentele care
ating acest maxim sunt structura fagure si întăritura de la bordul de fugă, cel mai puţin solicitat fiind
moltoprenul, ajunge la o valoare maximă δ=34.9 mm.
X Y Z Total
Lonjeron 296 52.7 1100 1140
Structura fagure 295 58.3 1090 1130
Întaritura 293 57 1080 1120
Moltopren 31 13.1 21.3 34.9
Maxim 296 58.3 1100 1140
Minim 31 13.1 21.3 34.9
Tab 4.9. Deplasările pe componente si deplasarea totală a palei
Fig 4.15. Deformaţii: a – pală; b – lonjeron; c – NIDA; d
– întăritura bordului de fugă; e - moltopren
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 78
Tensiunea von Mises
Când spunem tensiunea de efort von Mises ne referim de fapt la o teorie numită von Mises –
criteriul Hencky pentru ruperi elastice. Aplicat pe un corp elastic, acesta se referă la sistemul de forţe ce
se aplică pe corp pe toate cele trei dimensiuni, dezvoltând un sistem complex de eforturi. Putem spune
că în orice punct din corp există eforturi care
acţionează în diferite direcţii, iar direcţia şi
intensitatea acestor eforturi se schimba de la
punct la punct. Criteriul von Mises reprezintă
o formulă care calculează dacă toate
eforturile dintr-un punct va cauza ruperea
corpului. Tensiunea von Mises nu este de fapt
o tensiune adevărată, ci un număr cu rol de
index: dacă tensiunea von Mises depăşeşte
tensiunea de rupere, atunci materialul este
considerat a fi în zona de rupere(Fig 4.15).
Teoria von Mises presupune aproximarea unui corp împărţindu-l în forme simple, forme care să
înglobeze şi suprafaţa exterioară a corpului, spre deosebire de teoria Tresca care nu înglobează şi
suprafaţa exterioară. Teoria von Mises se mai numeşte şi teoria a II-a şi se bazează pe formula:
���� � ���� 3 ∙ "�#
Fig 4.16. Diagrama efort – tensiune [ARK C]
Fig. 4.17. a – teoria von Mises b – teoria Tresca. [ARK C]
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 79
Pală neconvenţională
Unghi de pas θ=7⁰
Lonjeron NIDA Intaritura Moltopren
Ten
siun
i [M
Pa
]
X Min -64.3 -69.9 -147 -114
Max 80.4 250 680 519
Y Min -329 -304 -1050 -370 Max 316 1050 5160 1090
Z Min -86.3 -82.1 -84.7 -23.5 Max 83.2 28.4 200 41.4
XY Min -89.4 -232 -367 -182 Max 136 462 1460 152
YZ Min -34.5 -16.7 -108 -29.5 Max 39 72.3 171 66.3
ZY Min -34.7 -27.4 -43.6 -27.4 Max 29 33.4 72.9 31.1
Von Mises
per component
329 1100 5130 1130
MIN 0.135 MAX 5130
Din tabelul 4.10 se observă că tensiunea von Mises este egală cu 5130 N şi cea minimă cu 0.135.
Calculând pe componente, cele mai solicitate component ale structurii palei sunt întăritură care atinge o
valoare von Mises de 5130 N şi moltoprenul şi NIDA cu o valoare de peste 1000 N. În Fig 4.18 sunt
prezentate distribuţia tensiunilor von Mises pe pală, dar şi pe componente, indicând şi zonele
periculoase. Moltoprenul nu este indicat deoarece este solicitat prea puţin în comparaţie cu celelalte
component. Semnul “-“ nu presupune valoare negativă, ci faptul că avem compresiune.
Tab 4.10. Raportul tensiunilor von Mises pentru cazul considerat
Fig 4.18. Tensiunile von Misses: a – pală; b – lonjeron; c – NIDA; d – întăritură bord fugă
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 80
Deformaţii
Termenii deformaţie se referă la gradul de deformare care îl suferă un corp comparat cu mărimea
şi forma originală. De exemplu, daca un corp de 10 cm pe una din dimensiuni este deformat şi ajunge la
dimensiunea de 9 cm, atunci deformaţia va fi egală cu (10-9)/10 sau 0.1 – câteodata este exprimată în
procente, în acest caz 10%. Deformaţia este adimensională.
� � %& unde σ - este tensiunea,
E – modulul de elasticitate longitudinal (modulul lui Young),
ε – deformaţie
& � '(� )∙*+
)∙*+= 1 => ε – adimensional
Pală neconvenţională
7⁰
Lonjeron NIDA Intaritura Moltopren
Str
ain
X Min 7.14E-04 3.62E-02 3.50E-04 3.17E+00 Max 8.93E-04 1.30E-01 1.62E-03 1.44E+01
Y Min 3.66E-03 1.58E-01 2.50E-03 1.03E+01 Max 3.51E-03 5.44E-01 1.23E-02 3.03E+01
Z Min 9.59E-04 4.25E-02 2.02E-04 6.53E-01 Max 9.24E-04 1.47E-02 4.76E-04 1.15E+00
XY Min 9.93E-04 1.20E-01 8.74E-04 5.06E+00 Max 1.51E-03 2.39E-01 3.48E-03 4.22E+00
YZ Min 3.83E-04 8.65E-03 2.57E-04 8.19E-01 Max 4.33E-04 3.75E-02 4.07E-04 1.84E+00
ZY Min 3.86E-04 1.42E-02 1.04E-04 7.61E-01 Max 3.22E-04 1.73E-02 1.74E-04 8.64E-01
Total Per
component 3.66E-03 5.70E-01 1.22E-02 3.14E+01
MIN 3.66E-03 MAX 3.14E+01
Deformaţia are o valoare maximă εmax=31.4 şi o valoare minimă εmin=0.00366.
Tab 4.11. Deformaţii
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 4. STUDIUL FEA AL PALELOR DE ELICOPTER 81
4.3 STUDIU COMPARATIV FEA A CELOR DOU Ă PALE DE
ELICOPTER ANALIZATE
Studiul comparativ a celor două pale de elicopter, neconvenţională şi cea a elicopterului IAR 330
Puma, a avut ca date de intrare forţele aerodinamice rezultate din studiul CFD al palei neconvenţionale.
Ambele pale se consideră încastrate în rotor prin simularea blocării tuturor gradelor de libertate,
translaţii şi rotaţii, din zona bucşilor de prindere a palelor. Deşi forţele aerodinamice rezultate din
studiul CFD au fost citite din zona de 70% din raza palei, pentru o simplificare şi o siguranţă în analiză,
forţele se vor considera că acţionează la capătul de pală. Forţa centrifugă va acţiona în zona capătului de
pală pe lungimea întregii corzi. Forţa de portanţă şi rezistenţă la înaintare vor fi dispune pe lonjeron,
într-unul din nodurile capătului acestuia.
Forţa
centrifugă
[N]
Forţa de
greutate
[N]
Forţă de portanţă [N] Forţă de rezistenţă la înaintare
[N]
Unghi pas general
7⁰
Unghi pas general
15⁰
Unghi pas general
7⁰
Unghi pas general
15⁰
Pală IAR 330 220 kN 0.69 kN 6189 19448 901 3099
Pală
neconvenţională 220 kN 0.69 kN 6189 19448 901 3099
Tab 4.12. Valorile forţelor considerate în studiu
Fig 4.19. Palele considerate în analiză
Lonjeron NIDA Intaritura Moltopren Lonjeron NIDA Intaritura Moltopren Lonjeron NIDA Intaritura Moltopren Lonjeron NIDA Intaritura Moltopren
296 295 293 31 293 292 282 27.5 6.04 7.03 6.99 7.08 205 206 205 6.65
52.7 58.3 57 13.1 66.3 65.8 30.6 12.8 7.84 8.03 3.91 4.19 23.3 27.4 27.5 8.39
1100 1090 1080 21.3 3530 3520 3450 76.5 878 877 862 28.5 3290 3290 3260 98.9
per comp 1140 1130 1120 34.9 3540 3530 3470 80.1 878 877 862 28.8 3300 3300 3270 99
Maxim
Min -64.3 -69.9 -147 -114 -129 -147 -205 -116 -86.9 -49.2 -329 -1.26 -308 -147 -1070 -3.57
Max 80.4 250 680 519 172 250 679 198 95.7 20.2 447 0.978 305 111 1550 2.82
Min -329 -304 -1050 -370 -655 -305 -1210 -407 -217 -21.9 -573 -0.344 -801 -71.7 -3140 -1.73
Max 316 1050 5160 1090 703 1410 5170 1450 282 21.3 2150 0.675 834 71.2 5430 1.92
Min -86.3 -82.1 -84.7 -23.5 -199 -92.3 -249 -88.8 -79 -21.1 -578 -0.274 -287 -62.3 -1990 -8.69
Max 83.2 28.4 200 41.4 195 94.2 260 89.4 96.6 16.9 774 -3.69 298 70.9 2890 1.1
Min -89.4 -232 -367 -182 -153 -233 -366 -211 -53.6 -22.1 -275 -0.468 -187 -22.1 -1180 -1.32
Max 136 462 1460 152 181 461 1460 257 70.8 12.8 513 0.24 163 27.3 1460 1.22
Min -34.5 -16.7 -108 -29.5 -110 -37.8 -411 -93.1 -52.4 -5.01 -482 -0.249 -184 -16.8 -1790 -0.681
Max 39 72.3 171 66.3 102 257 257 192 50.4 5.99 485 0.182 157 18.6 1720 0.551
Min -34.7 -27.4 -43.6 -27.4 -55.2 -103 -118 -103 -49.5 -12 -281 -0.333 -157 -48 -807 -1.33
Max 29 33.4 72.9 31.1 33.4 44.3 181 52.9 42.4 6.2 266 0.232 133 20.1 826 0.704
per component 329 1100 5130 1130 712 1460 5140 1620 267 39.3 2540 1.1 830 100 7050 3.29
MIN
MAX
Min 7.14E-04 3.62E-02 3.50E-04 3.17E+00 1.43E-03 7.62E-024.88E-04 3.22E+00 9.66E-04 2.55E-02 7.83E-04 3.50E-02 3.42E-03 7.62E-02 2.55E-03 9.92E-02
Max 8.93E-04 1.30E-01 1.62E-03 1.44E+01 1.91E-03 1.30E-011.62E-03 5.50E+00 1.06E-03 1.05E-02 1.06E-03 2.72E-02 3.39E-03 5.75E-02 3.69E-03 7.83E-02
Min 3.66E-03 1.58E-01 2.50E-03 1.03E+01 7.28E-03 1.58E-012.88E-03 1.13E+01 2.41E-03 1.13E-02 1.36E-03 9.56E-03 8.90E-03 3.72E-02 7.48E-03 4.81E-02
Max 3.51E-03 5.44E-01 1.23E-02 3.03E+01 7.81E-03 7.31E-011.23E-02 4.03E+01 3.13E-03 1.10E-02 5.12E-03 1.88E-02 9.27E-03 3.69E-02 1.29E-02 5.33E-02
Min 9.59E-04 4.25E-02 2.02E-04 6.53E-01 2.21E-03 4.78E-025.93E-04 2.47E+00 8.78E-04 1.09E-02 1.38E-03 7.61E-03 3.19E-03 3.23E-02 4.74E-03 2.41E-01
Max 9.24E-04 1.47E-02 4.76E-04 1.15E+00 2.17E-03 4.88E-026.19E-04 2.48E+00 1.07E-03 8.76E-03 1.84E-03 1.03E-01 3.31E-03 3.67E-02 6.88E-03 3.06E-02
Min 9.93E-04 1.20E-01 8.74E-04 5.06E+00 1.70E-03 1.21E-018.71E-04 5.86E+00 5.96E-04 1.15E-02 6.55E-04 1.30E-02 2.08E-03 1.15E-02 2.81E-03 3.67E-02
Max 1.51E-03 2.39E-01 3.48E-03 4.22E+00 2.01E-03 2.39E-013.48E-03 7.14E+00 7.87E-04 6.63E-03 1.22E-03 6.67E-03 1.81E-03 1.41E-02 3.48E-03 3.39E-02
Min 3.83E-04 8.65E-03 2.57E-04 8.19E-01 1.22E-03 1.96E-029.79E-04 2.59E+00 5.82E-04 2.60E-03 1.15E-03 6.92E-03 2.04E-03 8.70E-03 4.26E-03 1.89E-02
Max 4.33E-04 3.75E-02 4.07E-04 1.84E+00 1.13E-03 1.33E-016.12E-04 5.33E+00 5.60E-04 3.10E-03 1.15E-03 5.06E-03 1.74E-03 9.64E-03 4.10E-03 1.53E-02
Min 3.86E-04 1.42E-02 1.04E-04 7.61E-01 6.13E-04 5.34E-022.81E-04 2.86E+00 5.50E-04 6.22E-03 6.69E-04 9.25E-03 1.74E-03 2.49E-02 1.92E-03 3.69E-02
Max 3.22E-04 1.73E-02 1.74E-04 8.64E-01 3.71E-04 2.30E-024.31E-04 1.47E+00 4.71E-04 3.21E-03 6.33E-04 6.44E-03 1.48E-03 1.04E-02 1.97E-03 1.96E-02
per comp 3.66E-03 5.70E-01 1.22E-02 3.14E+01 7.91E-03 7.56E-01 1.22E-02 4.50E+01 2.97E-03 2.04E-02 6.05E-03 3.06E-02 9.22E-03 5.18E-02 1.68E-02 9.14E-02
MIN
MAX
14.89362 1.1090909 1.076023 0.8849558 6.8820225 0.835616 1.07393 0.617284 18.35206 31.043257 2.1732283 909.09091 5.9036145 12.2 0.7829787 303.95137Factor de rezerva
Pala neconventionala
7⁰ 15⁰
Pala IAR 330 Puma
7⁰ 15⁰
3.06E-02 9.14E-02
X
Y
Z
Total
X
Y
Z
XY
YZ
ZY
Total
Vo
n M
ises
ZY
Dep
lasa
ri [m
m]
4.50E+01
De
form
atii
Ten
siu
ni [M
Pa]
3.66E-033.14E+01
YZ
XY
Z
Y
X
7.91E-03
1140 3540
0.135
5130
2.97E-03
5140
0.113
878 3300
2.53E-02 1.00E-01
2540 7050
9.22E-03
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR 83
CAPITOLUL 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE
PRIN SIMULAREA FAZELOR
5.1 ANALIZA ŞI MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE
PRIN SIMULAREA FAZELOR DE FIABILITATE
În industria constructoare de aeronave, în cadrul fiabilităţii, când ne referim la diagrama/schema
fazelor, mai specific diagrama fazelor de fiabilitate (DFF), ne referim la o extindere a noţiunii de
diagramă bloc de fiabilitate (DBF), care prin definiţie descrie grafic secvenţele diferitelor faze
operaţionale şi/sau reparaţie încercate de un sistem. Deşi diagrama bloc de fiabilitate (DBF) este
utilizată pentru calculul fiabilităţii unui sistem cu configuraţie fixă, diagrama fazelor oferă
posibilitatea reprezentării unui sistem a cărui configuraţie se schimbă pe parcursul unei durate de
timp, mai succint acest lucru explică faptul că pe durata unei misiuni, sistemul poate avea parte de
schimbări în ceea ce priveste configuraţia de fiabilitate a diagramei bloc, a defecţiunilor, reparaţiilor
şi/sau a proprietăţilor unei componente individuale din sistem. Ca şi exemplu se enumeră:
• Sisteme a căror componente întampină defecţiuni datorită diferitelor solicitări care
acţionează asupra sistemelor;
• Sisteme sau procese care au nevoie de echipamente suplimentare pentru funcţionarea lor de-a
lungul unui ciclu, cum ar fi: pornire (start-up), oprire (shut-down), reparaţii programate
(periodice);
• Sisteme în care configuraţia diagramei bloc a fiabilităţii (DBF) suferă schimbări la diferite
intervale de timp, de exemplu diagrama bloc a fiabilităţii a configuraţiei sistemului de
propulsie a unui elicopter tri-motor în timpul operaţiei de standing (operare motor si
verificare sisteme), decolare, zbor de croazieră si aterizare;
• Sisteme conţinând diferite mecanisme operând în schimburi zi-noapte şi cu nivele diferite de
funcţionare între schimburi.
Condiţii de analiză: pentru analiza unui asemenea sistem, fiecare etapă a unei misiuni trebuie
reprezentată de o fază a căror proprietăţi sunt asociate în cadrul diagramei bloc a fiabilităţii (DBF)
corespunzătoare configuraţiei unei anumite faze a fiabilităţii, alături de alte resurse asociate
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR 84
sistemului din cadrul fazei de fiabilitate. Astfel, o diagramă a fazelor de fiabilitate va fi de fapt o
secvenţă de faze interconectate, dispuse şi ilustrând o anumită ordine cronologică.
Pentru o inţelegere mai bună a acestor lucruri, ilustrăm diagrama fazelor de fiabilitate a unui
elicopter tri-motor:
Etapă de zbor Defectare critică Standing
Decolare
Zbor de croazieră
Aterizare
Standing
Conform tabelului de mai sus (Tabel 1.1), se definesc cinci etape esenţiale a funcţionării
sistemului de propulsie si anume: standing – înainte de decolare, decolare, zbor de croazieră,
aterizare si standing după aterizare. În cadrul fiecărei etape de funcţionare la sistemul de propulsie
pot apărea defectări critice, rezultând astfel diferite configuraţii ale diagramei fazelor de fiabilitate.
În prima etapă de zbor, în cea de standing înainte de decolare, dacă apare o defectare critică,
elicopterul nu va decola si în schimb va fi trimis la reparaţii. Dacă în următoarele etape de zbor:
decolare, zbor de croazieră si aterizare apare o defectare critică, se va considera ca sistemul este
pierdut.
Mai mult, se presupune că pentru etapa de standing, elicopterul poate folosi doar un singur motor
din cele trei; în etapa de decolare toate cele trei motoare vor fi folosite; etapa zborului de croazieră
poate folosi doar două din cele trei la fel ca şi etapa de aterizare şi in final etapa de standing după
aterizare poate folosi doar un singur motor din cele trei prevăzute. Astfel pentru fiecare model de
etapă de zbor este necesară o valoare diferită “k” de motoare din totalul „n” de motoare şi astfel o
diferită diagramă bloc de fiabilitate (DBF). Totuşi, trebuie gasită o tranziţie dintre o diagramă bloc la
alta, într-o anumită ordine/secvenţă, menţinând şi întreaga activitate trecută de până la actuala etapă
a fiecărei componente.
Mai pe scurt, un motor nou va face tranziţia către etapa de decolare cu un număr de ore de
funcţionare egal cu timpul de funcţionare în etapa de standing, sau dacă un motor va suferi o
defectare critică şi se va opri într-o anumită etapă de zbor, atunci el va rămâne oprit şi în următoarele
etape de zbor, ex: dacă un motor din cele trei ale elicopterului se va defecta în etapa de zbor de
croazieră, acesta va rămâne defect şi pe perioada etapei de aterizare. Acest lucru este ilustrat în Fig.
5.1
Reparaţii
STOP
NOD
Tab 5.1. Etape de zbor
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR 85
Fig. 5.1. a. Diagrama fazelor de
fiabilitate – elicopter cu trei motoare;
b. diagramele bloc ale fiecărei faze de
zbor
S S S S S
F
F F F F
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR
În Fig 5.1.a se reprezintă
de decolare, decolare, zbor de croazier
Fiecare din aceste faze operaţionale au câte dou
succes (succes path) şi o traiectorie de defectare (failure path), prezentând consecin
urma alegerii uneia din cele două
se realizează fără apariţia defecţ
următoarea etapă de zbor: decolarea; dac
elicopterul va fi trimis la reparaţ
fi declarate „insucces”, atunci ele vor urma traiectoria de defectare (failure path; STOP), ducând la
oprirea simulării misiunii de zbor. Pentru etapa de zbor: standing dup
de succes si de defectare (NOD) duc c
Toate aceste etape de zbor însumate reprezint
realizate din mai multe cicluri de zbor, testând astfel
inseamnă rezistenta lui de-a lungul timpului la solicit
mediului inconjurător. Transmiterea lor de
utilizare de-a lungul fazelor pentru fiec
implicând repetiţia aceloraşi faze în aceea
zboruri).
5.2 STUDIU DE CAZ
Se consideră un elicopter prev
şi diagramele bloc a sistemului de naviga
astfel că fiecare dintre cele trei bra
vor dispune de cate o diagram
deoarece defectarea oricăruia dintre acestea
duce la abandonarea misiunii ş
lui la sediul de reparaţii sau la î
simulării, după caz.
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR
.1.a se reprezintă cu ajutorul blocurilor fazele operaţionale şi anume: standing înainte
de decolare, decolare, zbor de croazieră şi aterizare, şi un bloc final reprezentând faza de repara
ţionale au câte două traiectorii care derivă din acestea: o traiectorie de
şi o traiectorie de defectare (failure path), prezentând consecin
urma alegerii uneia din cele două traiectorii. De exemplu, dacă etapa de standing înainte de decolare
ţia defecţiunilor şi este declară „succes”, atunci elicopterul va trece la
de zbor: decolarea; dacă etapa de standing este declarată
s la reparaţii. Dacă etapele de zbor: decolare, zbor de croazier
fi declarate „insucces”, atunci ele vor urma traiectoria de defectare (failure path; STOP), ducând la
rii misiunii de zbor. Pentru etapa de zbor: standing după aterizare, ambele traiectorii
de succes si de defectare (NOD) duc către reparaţii.
Toate aceste etape de zbor însumate reprezintă un ciclu de zbor. Astfel simul
realizate din mai multe cicluri de zbor, testând astfel şi fiecare componentă a eli
a lungul timpului la solicitările din timpul zborului dar
tor. Transmiterea lor de-a lungul ciclurilor presupune transferul timpului de
a lungul fazelor pentru fiecare bloc şi reprezentarea funcţionării continue a unui sistem
şi faze în aceeaşi ordine/secvenţă (ex: un elicopter realizeaz
STUDIU DE CAZ
elicopter prevăzut cu trei motoare. Pentru o simulare mai real
i diagramele bloc a sistemului de navigaţie şi a trenului de aterizare. Trenul este de tip triciclu,
fiecare dintre cele trei braţe ale acestuia – roată de faţă şi celelalte două
vor dispune de cate o diagramă bloc,
ăruia dintre acestea
duce la abandonarea misiunii şi trimiterea
ţii sau la încheierea
Fig 5.2. Tren de aterizare tricilu
ă şi Management Industrial MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR
86
ţ şi anume: standing înainte
i un bloc final reprezentând faza de reparaţii.
ă din acestea: o traiectorie de
i o traiectorie de defectare (failure path), prezentând consecinţele apărute în
etapa de standing înainte de decolare
„succes”, atunci elicopterul va trece la
etapa de standing este declarată „insucces”, atunci
etapele de zbor: decolare, zbor de croazieră şi aterizare vor
fi declarate „insucces”, atunci ele vor urma traiectoria de defectare (failure path; STOP), ducând la
aterizare, ambele traiectorii
un ciclu de zbor. Astfel simulările sunt
ă a elicopterului la ceea ce
rile din timpul zborului dar şi acţiunea
a lungul ciclurilor presupune transferul timpului de
ţ ării continue a unui sistem
(ex: un elicopter realizează mai multe
zut cu trei motoare. Pentru o simulare mai reală se vor include
i a trenului de aterizare. Trenul este de tip triciclu,
lelalte două din spate – Fig. 2.1 ,
Tren de aterizare tricilu
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR 87
În vederea analizei, se va folosi software-ul specializat BlockSim 8, dezvoltat de firma
ReliaSoft SUA.
În cazul analizat, diagramele bloc considerate sunt:
• diagrama bloc „Standing”,
• diagrama bloc „Decolare”,
• diagrama bloc „Zbor_croazieră”,
• diagrama bloc de „Aterizare” şi
• diagrama bloc „Aterizare_forţată”.
Aşa cum a fost specificat mai sus, fiecare din aceste diagrame vor avea în componenţa lor
blocuri ce vor reprezenta:
• „Sistem_navigaţie”,
• „Motor 1”,
• „Motor 2”,
• „Motor 3”,
• „Tren_aterizare_1”,
• „Tren_aterizare_2”,
Fig 5.3. ReliaSoft
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR
• „Tren_aterizare_3”,
• un nod care va indica câ
de zbor în cauză
Diagrama bloc a etapei
nu va avea în componenţa sa trenurile de aterizare
deoarece acestea nu sunt folosite pe durata desf
acestei faze de zbor - Fig. 2.3.
Fiabilitatea sistemului de naviga
distribuţie Weibull unde β=1.5 ş
motoarelor urmează o distribuţ
η=20 ore, iar fiabilitatea trenurilor de aterizare urmeaz
o distribuţie Weibull cu β=1.5 ş
Astfel pe baza diagramelor bloc va rezulta diagrama fazelor de fiabilitate cu ajutorul c
se va simula modul de utilizare a sistemului de naviga
Modul de desfăşurare a zborului elicopterului este: în
path”, adică nu apar defecţiuni, el va face trecerea la faza „Decolare”. În caz contrar, va merge pe
calea „fail path” şi va ajunge în blocul „Repara
reparată şi simularea continuă. În fazele „Decolare”, „Zbor_croazier
defectări atunci elicopterul va urma calea „Aterizare_for
Fig 5.4. Diagrama bloc configura
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR
„Tren_aterizare_3”, şi
un nod care va indica câte motoare din cele trei disponibile vor fi func
de zbor în cauză Fig. 2.2.
Diagrama bloc a etapei de zbor „Zbor_croazieră”
ţa sa trenurile de aterizare
deoarece acestea nu sunt folosite pe durata desfăşurării
Fiabilitatea sistemului de navigaţie urmează o
=1.5 şi η=30 ore. Fiabilitatea
o distribuţie Weibull cu β=1.5 şi
=20 ore, iar fiabilitatea trenurilor de aterizare urmează
=1.5 şi η=15 ore.
pe baza diagramelor bloc va rezulta diagrama fazelor de fiabilitate cu ajutorul c
se va simula modul de utilizare a sistemului de navigaţie, a motoarelor şi a trenurilor de aterizare.
urare a zborului elicopterului este: în faza „Standing”, dacă urmeaz
ţiuni, el va face trecerea la faza „Decolare”. În caz contrar, va merge pe
i va ajunge în blocul „Reparaţii”. În cazul din urmă, componenta defectat
simularea continuă. În fazele „Decolare”, „Zbor_croazieră” şi „Aterizare”, dac
ri atunci elicopterul va urma calea „Aterizare_forţată”. Spunem că aceasta are rolul unui nod
Fig 5.4. Diagrama bloc configuraţie “Standing”
Fig 5.5. Diagrama bloc configura
“Zbor_croazier
ă şi Management Industrial MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR
88
le trei disponibile vor fi funcţionale în etapa
pe baza diagramelor bloc va rezulta diagrama fazelor de fiabilitate cu ajutorul căreia
şi a trenurilor de aterizare.
faza „Standing”, dacă urmează calea „succes
iuni, el va face trecerea la faza „Decolare”. În caz contrar, va merge pe
ă, componenta defectată va fi
ă şi „Aterizare”, dacă apar
ă aceasta are rolul unui nod
Fig 5.5. Diagrama bloc configuraţie
“Zbor_croazieră”
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR 89
deoarece, în cazul în care aterizarea forţată are parte de succes, elicopterul este trimis la reparaţii şi
simularea continuă. În caz contrar, elicopterul se prăbuşeşte şi simularea se opreşte. (Fig 2.4)
În faza „Reparaţii”, toate blocurile au o sarcină de întreţinere corectivă cu o durată de trei
ore. Întreţinerea corectivă se face după defectarea totală a elementului (upon item failure). În acelaşi
timp, considerăm că blocurile sunt configurate cu o sarcină de întreţinere preventivă de o durată de
30 minute care este îndeplinită când faza de întreţinere/reparaţii începe (maintenance phase).
Ambele sarcini sunt configurate să refacă blocurile să se comporte ca noi.
Fig 5.6. Diagrama fazelor: Standing, Decolare, Zbor_croazieră, Aterizare,
Aterizare_forţată, Reparaţii, Stop
Fig 5.7. Sarcinile de întreţinere corectivă şi preventivă în cadrul fazei “Reparaţii”
Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR
Durata fiecărei faze de zbor:
• Standing – 5 min
• Decolare – 15 min
• Zbor_croazieră
• Aterizare – 15 min
• Aterizare_forţată
În cadrul simulării, timpului de încheiere al
simulării i se va atribui valoarea de 60 ore, cu
proprietatea de a afişa rezultatele la fiecare itera
de o oră, şi numărul de simulări care se va face este
de 500 de simulări. (Fig 2.6)
În cele ce urmează se vor prezenta rezulta
parametrilor sistemului (Tabel
vs Timp (Block Up/Down), care indic
apariţia defecţiunilor, timpii în care elicopterul zboar
considerate defecte în cadrul simul
Prezentare generalăGeneral Disponibilitate Medie (toate etapele):Abatere standard(Disponibilitate medie):Disponibilitate medie (fFiabilitate(60): Numărul de defectăAbateri standard (NumDurata de timp pânăSistem funcţional/nefuncFuncţional (ore): Sistem nefuncţional datoritSistem nefuncţional datoritSistem nefuncţional datoritTimp total nefuncţActivităţi pe perioada de timp sistem nefuncNumăr de defectări:Număr de reparaţii corective:Număr de inspecţii:Număr de reparaţii preventive:Total defectări:
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial
MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR
rei faze de zbor:
5 min
15 min
Zbor_croazieră – 3 ore
15 min
Aterizare_forţată – 30 min
timpului de încheiere al
rii i se va atribui valoarea de 60 ore, cu
a rezultatele la fiecare iteraţie
rul de simulări care se va face este
ă se vor prezenta rezultatele simulării, începând cu prezentarea gener
Tabel 5.2) şi reprezentarea diagramei „Timp de funcţ
vs Timp (Block Up/Down), care indică timpii în care elicopterul îşi desfăş
iunilor, timpii în care elicopterul zboară deşi anumite componente sunt defecte sau
considerate defecte în cadrul simulării şi timpii în care acesta este în atelierul de repara
Prezentare generală a sistemului
Medie (toate etapele): 0.613749Abatere standard(Disponibilitate medie): 0.258189Disponibilitate medie (fără RP & Inspecţii)*: 0.678847
0.328 rul de defectări preconizate: 0.814
Abateri standard (Numărul de defectări): 0.68142 ână la prima defectare (MTTFF) (ore): 54.825193
ţional/nefuncţional
36.824948ţional datorită reparaţiilor corective (ore): 6.175713ţional datorită inspecţiilor (ore): 0 ional datorită reparaţiilor preventive (ore): 3.905855
Timp total nefuncţional (ore): 23.175052perioada de timp sistem nefuncţional
ri: 0.004 ii corective: 2.106 ii: 0 ii preventive: 7.822
9.932
Fig 5.8. Parametrii simularii
Tab 5.2. Parametrii sistemului
ă şi Management Industrial MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR
90
rii, începând cu prezentarea generală a
i reprezentarea diagramei „Timp de funcţionare/nefuncţionare”
şi desfăşoară activitatea fără
i anumite componente sunt defecte sau
i timpii în care acesta este în atelierul de reparaţii Fig. 2.7
0.613749 0.258189 0.678847
54.825193
36.824948 6.175713
3.905855 23.175052
Parametrii simularii
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR 91
Diagrama va fi astfel citită:
• La timpul t=7.506 ore, motorul 1 se defectează în configuraţia de zbor „Aterizare”, însă
elicopterul îşi continuă aterizarea deoarece conform diagramei bloc „Aterizare”, acesta are
nevoie doar de 2/3 motoare pentru a putea ateriza; astfel el încheie misiunea de zbor cu succes la
timpul t=7.667 ore unde intră direct în atelierul de reparaţii unde motorul 1 este reparat într-un
interval de timp t=3 ore conform sarcinii de întreţinere de corecţie şi celelalte componente au
parte de o sarcină de întreţinere preventivă de 30 min; în tot acest timp t=3 ore de reparaţii,
sistemul este considerat nefuncţional;
• La timpul t=10.667 ore, motorul 1 a fost restaurat;
• La timpul t=13.989 ore, motorul 3 se defectează în configuraţia de zbor „Zbor_croazieră” şi
rămâne defect până când ajunge în atelierul de reparaţii; elicopterul însă îşi păstrează cursul de
zbor deoarece atât pentru configuraţia „Zbor_croazieră” cât şi pentru „Aterizare” are nevoie doar
de 2/3 motoare; elicopterul ajunge cu succes în atelierul de reparaţii unde suferă reparaţii a
motorului 3 şi întreţineri preventive asupra celorlalte componente;
• La timpul t=17.250 ore, motorul 3 este restaurat;
Fig. 5.9. Diagrama „Timp de funcţionare/nefuncţionare” vs Timp (Block Up/Down)
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR 92
• La timpul t=25.417 ore, în configuraţia „Zbor_croazieră”, motorul 2 se defectează, însă
elicopterul continuă zborul;
• La timpul t=28.455ore, motorul 1 se defectează, astfel că nu mai sunt valabile 2/3 motoare
pentru configuratia „Zbor_croazieră”, iar elicopterul intră într-o aterizare forţată;
• La timpul t=28.955 ore, aterizarea forţată se incheie cu succes iar ambele motoare intră în
configuraţia „Reparaţii” unde sunt restaurate; restul componentelor suferă sarcina de întreţinere
preventivă;
• La timpul t=31.955 ore, cele două motoare sunt în totalitate restuarate;
• La timpul t=55.854 ore, sistemul de navigaţie se defectează, elicopterul intră în configuraţie
„Aterizare_forţată”, aceasta nu se desfăşoară cu succes iar simularea se încheie.
Din punct de vedere al fiabilităţii, putem observa în graficul din Fig. 2.8 că are o descreştere
oarecum liniară şi că la jumătatea timpului de simulare aceasta are o valoare de peste 50%.
Fig. 5.10. Diagrama de fiabilitate
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CAPITOLUL 5. MODELAREA SISTEMELOR NELINIARE PRIN SIMULAREA FAZELOR 93
Din graficul RS DECI - ReliaSoft's Downing Event Criticality Index – Fig 2.9, în traducere,
componenta care a dus la cedarea întregului sistem şi intrarea acestuia în configuraţie de
„nefuncţionare”, se observă că acest lucru se datorează în principal motorului 1, cu o proporţie RS
DECI = 84.998%, urmat de motorul 2, RS DECI = 6.847 %, motorul 3, RS DECI = 6.001 %, şi
trenurile de aterizare 1 şi 3 cu o valoare RS DECI sub 1%.
Fig 5.11. RS DECI
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CONCLUZII 94
CONCLUZII
Din punct de vedere al analizei CFD, concluziile sunt următoarele:
1. Presiunea maximă se află în bordul de atac, atinge valori foarte mari p=23099 Pa, iar viteza
este egală cu v=0 m/s în această zonă.
2. Depresiunea maximă apare pe extrados în zona imediată a presiunii maxime, la aproximativ
20% din lungimea corzii.
3. Interacţiune palei cu aerul duce la disturbarea aerului cu mai bine de 1 m înainte de întâlnirea
palei şi cu mai bine de 2 metrii în spatele acesteia.
4. Zonele de recirculare sunt zone în care aerul perturbat tinde să se reîntoarcă în zona
domeniului de rotaţie a palei şi să mai fie încă o dată antrenat de acesta.
5. Zona de recirculare cea mai mare se găseşte la capătul de pală, urmat de zona de recirculare
dată de zona de interferenţă cu rotorul şi în zona de prindere a palei în rotor.
6. Mărimea vortexului de aer generat de rotirea palelor devine tot mai mare pe măsură ce unghiul
de pas colectiv creşte.
7. Atât la capătul de pală, cât şi la baza acesteia apar vărtejuri; vârtejul de la capătul palei atinge
valori ale vitezei de formare de până la v=224 m/s, adică 0.65 Ma, iar cel din zona încastrării palei
atinge o viteză de formare de până la v=22.37 m/s, adică 0.065 Ma, mică în comparaţie cu vârtejul
de la capăt dar semnificativ pentru curgerea aerului.
Din punct de vedere al analizei FEA, concluziile sunt următoarele:
1. Tensiunile von Mises apar pe lonjeron în zona de trecere de la profilul pătratic la profilul
aerodinamic şi în zonele de îndoiri ale palei datorită apariţiei concentratorilor de tensiune.
2. Întăritura bordului de fugă este componenta care este cea mai solicitată după lonjeron datorită
dimensiunilor foarte mici în comparaţie cu celelalte componente.
Facultatea Inginerie Tehnologică şi Management Industrial Universitatea Transilvania Brasov
CONCLUZII 95
3. Utilizând aceleaşi materiale, aplicând aceleaşi forţe pe ambele pale în aceleaşi zone, din analiză
se observă că diferenţa între cele două pale nu este foarte diferită: din punct de vedere al
deplasărilor, diferenţa este de aproximativ 2 mm şi creşte lent odată cu creşterea unghiului de pas
general, pala neconvenţională fiind cea care are o deplasare mai mare; din punct de vedere al
tensiunilor von Mises, diferenţa între cele două pale atinge valori de până la 1000 Pa, pala
neconvenţională fiind mai puţin tensionată; din punct de vedere al deformaţiilor, acestea sunt
mult prea mici pentru a fi luate în considerare, cea mai mare deformaţie fiind de ordinul 10-3.
În vederea obţinerii probabilităţii de urmare a traiectoriei de succes şi/sau pană a unui
elicopter este nevoie de diagrama fazelor de fiabilitate.
Pentru a afla diagrama fazelor de fiabilitate este necesară realizarea diagramelor bloc a
fiecărei componente a elicopterului, care în funcţie de importanţa lor, se impun condiţii de
funcţionare a elicopterului.
Ori de câte ori un elicopter se află în etapa de reparaţii, realizând activităţi specifice în
vederea remedierii unui anumit defect, se fac controale ale fiecăror componente ale elicopterului.
Astfel se elimină sau cel puţin se micşorează pericolul de apariţie a unei defectări în timpul
funcţionării aparatului.
Facultatea Inginerie Tehnologica Universitatea Transilvania Brasov BIBLIOGRAFIE
96
BIBLIOGRAFIE
[POS 99] Postelnicu, A., Deliu, G., Udroiu, R., Elicoptere: caracteristici, performanţe şi elemente de proiectare. Editura Albastră, Cluj – Napoca, 1999
[GIU 83] Giurgiuţiu, V., Elemente de aeroelasticitatea elicopterului. Studiul palei, Ed Tehnică, Bucuresti, 1983
[DEL 03] Deliu, G., Mecanica aeronavelor, Editura Albastră, Cluj – Napoca, 2003
[LEI 06] Leishman, J.G., Principles of Helicopter Aerodynamics, Cambridge University Press, 2006
[BIR 13] Biron, M., Thermoplastics and Thermoplastic Composites, Ed. Elsevier Ltd, 2013
[LI 08] Li, L., Structural Design of Composites Rotor Blades with Consideration of Manufacturing, Durability and Manufacturing Uncertainties, Georgia Institute of Technology, 2008
[HOL 83] Hollman, M., Composite Aircraft Design, published by Martin Hollman, 1983
[USA 76] Headquarters, US Army Material Command, Engineering Design Handbook. Helicopter Engineering. Part Two, 1976
[LEG 64] Legrand, F., Rotorcraft, Higher National School of Aeronautics, 1964
[MIL 67] Mil, M.L., Helicopters. Calculation and Design, National Aeronautics and Space Administration, 1967
[ARK C] Arkin, J.E., FEA Concepts: SW Simulation Overview, Course
[WWW 01] Composites, http://www.hexcel.com
[WWW 02] CFD Forum, http://www.cfd-online.com
[WWW 03] Eurocopter, http://www.eurocopter.com
[WWW 04] Reliability Software, http://www.reliasoft.com