studiul si analiza cfd si fea a unei pale neconventionale de elicopter

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.



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



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


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


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



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


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



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.


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.



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


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


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



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


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


Fig 1.12. – Capături de pala: 1) Baleiat rectangular; 2) Baleiat trapezoidal; 3) Bale

bordul de atac; 4) şi 5) conic trapezoidal scurt

RAE



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”.


16

turi de pala: 1) Baleiat rectangular; 2) Baleiat trapezoidal; 3) Baleiat doar pe

parabolic; 7) ONERA SPP8; 8) BERP


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



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



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.



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



9609)

4425



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



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



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°



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°



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.



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



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



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.



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



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



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



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



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



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



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



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



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



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



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



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


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”



• 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



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.



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”



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.



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



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]


[GPa]

Rezistenţa la încovoiere

[MPa]


[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



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



• 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



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



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



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.



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.



α, coeficent de rezistenţă la

coeficient de rezistenţă la înaintare Cl-Cd

ţională

Cd; Cd - α

b.



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



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



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



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



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



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



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


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



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



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



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



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)


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)



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



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



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



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


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



8. Realizarea discretiză

inflaţie Fig 3.13

Fig 3.11. Discretizarea domeniului static

Fig 3.13. Reprezentarea straturilor de infla



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


50 domeniul rotaţional Fig 3.12, - straturi de

Fig 3.12. Discretizarea domeniului rotaţional



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



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


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



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



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



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



3.4.2 Distribuţia presiunii pe anvergur

Distribuţia presiunii pe anvergu

• Distribuţia presiunii aerului


reprezentată distribuţia de pr



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



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


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



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



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



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



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 3.27. Zone de recirculare în domeniul rotaţional


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.)


ţional



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



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



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



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


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



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.



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



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 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


β1 Tensiune/K 6.9e-4

Tab 4.1. Proprietăţile de material a fibrei de sticlă tip “S”



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 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



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



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



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



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


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



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”



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”


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”



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



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


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



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



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


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



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”



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



� � 285��/��

�� 0.01097

Forţa

centrifugă

[N]

Pală IAR 330 220 kN

Pală

neconvenţională 220 kN

Fig 4.13. Aplicarea

Fig 4.14. Blocarea transla



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


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



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



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



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]



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



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



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 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 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


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



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



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


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.


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


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


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



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”,


Fig 5.3. ReliaSoft




• 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



„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


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”



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”



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:



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


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



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)



• 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



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


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.


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

studiul si analiza cfd si fea a unei pale neconventionale de elicopter

Documents