Bir Hava Aracı Komponentinin Dinamik Karakteristiklerinin Teorik Ve Deneysel Modal Analiz Metoduyla Belirlenmesi

Abstract

Mekanik bir titreşim genellikle bir sistemin kararlı denge konumundan saptırılması halinde ortaya çıkar. Sistem geriye döndürücü kuvvetlerin etkisi altında ilk konumuna dönme eğilimi gösterir. Fakat sistem genellikle ilk konumuna belli bir hız kazanmış olarak döner. Eğer sistemde sönüm yoksa saptırılmış konum ile kararlı konumu arasında daimi olarak gider gelir. Bu gibi bir sisteme örnek olarak, helikopter palleri gösterilebilir. Helikopterlerdeki en belirgin titreşim kaynağı ana rotor ve kuyruk rotorunun aerodinamik formudur. Manevra hareketi sırasında oluşan düşük ve yüksek hız düzensizliğinden dolayı rotor göbeğinde aşırı titresimler oluşur. Oluşan bu aşırı titreşimler nedeni ile rotor üzerinde belirgin yüklenmeler ve bunun sonucunda istenmeyen girdaplarlar (vortex) oluşur. Bu girdaplar aerodinamik yapının bozulmasına, dolayısı ile istenilen performansın alınamamasına neden olur. Helikopterlerin motor ve gövde ömürlerinin uzatılması için titreşimsiz bir uçuşa hazırlanılması şarttır. Titreşimsiz uçabilmesi için rotor pallerinin denge konumunda olması sağlanmalıdır. Bu nedenle, pallere etki eden kuvvetlerin uyum içinde olduğu gerekli kontroller ile test edilmesi gerekmektedir. Helikopter palleri, helikopter uçarken zamanla değişen aerodinamik kuvvetlere maruz kalırlar. Bu kuvvetlerin zamana bağlı oldukları paller dönerken paller üzerindeki hız dağılımlarının ve hücum açılarının değişimlerinden anlaşılabilir. Zamana bağlı olan bu kuvvetlerin palleri izleyerek, pallerin helikopter gövdesine bağlandıkları rotor göbeğinden geçer ve gövdeyi tahrik eder. Bu akış şemasının tam ters yönündeki kuvvet iletimiyle de gövde de oluşan kuvvet ve momentler kök kısmı vasıtasıyla palleri tahrik eder. Bu nedenle titreşim problemi, helikopter palalarında büyük önem arz etmektedir. Eğer sistemin titreşim frekanslarından biri veya birkaçının toplamı sistemin doğal frekanslarından biri ile çakışırsa rezonansa veya flutter’a sebep olur. Bu nedenle titreşim, paller için önüne geçilmeye çalışılan bir problemdir. Bu çalışmada helikopter performansları üzerinde büyük bir etkiye sahip olan rotor palleri ele alınmıştır. Pallerin serbest titreşim doğal frekansları ve mod şekilleri ANSYS yazılımı yardımı ile sayısal olarak incelenmiştir. Sonlu eleman analizi yöntemiyle incelenen rotor pallerinin deneysel modal analiz yöntemiyle de doğal frekans ve mod şekilleri tespit edilmiştir. Daha sonra bulunan bu sonuçlar birbirleriyle karşılaştırılmıştır. Sonlu eleman analizi ile elde edilen sonuçlar deneysel modal analiz yöntemiyle de doğrulanmıştır. Yapıların dinamik davranışını modellemek için ileri modelleme ve analiz yöntemleri mevcut olmasına rağmen karışık yapıların kabul edilebilir seviyede hassasiyete sahip teorik modellerinin oluşturulması hala büyük zorluklar içermektedir. Böyle durumlarda, kritik yapıların dinamik modellerinin deneysel verilere dayanılarak oluşturulması gerekebilmektedir. Bu bağlamda deneysel modal analiz yapıların dinamik modellerinin oluşturulması için oldukça güvenilir bir yaklaşım sunmaktadır. Yapının deneysel verilerine dayanılarak elde edilen matematiksel modeli, teorik model veya modellerin doğruluğunun sınanması ve bu model ve modellerin güncellenmesi için de kullanılabilmektedir. Deneysel modal analiz, son yıllarda gittikçe daha önem arz eden bir konu haline gelmiştir. Özellikle bilgisayar teknolojisinin geliştiği günümüzde bilgisayar destekli ölçüm cihazları bu işlemin daha hızlı yapılmasına olanak sağlamaktadır. Bu yöntemle yapıların dinamik karakteristikleri olarak adlandırılan doğal frekanslar, mod şekilleri ve sönüm oranları deneysel olarak elde edilebilmektedir. Böyle bir deneysel yönteme gereksinim duyulmasının esas sebepleri arasında, yapıların teorik analizinde yapılan kabullerin gerçekte sağlanıp sağlanamadığının tespit edilmesi, teorik analizinin yapılmasında güçlük olan sistemlerin dinamik karakteristiklerinin deneysel olarak belirlenmesi ve kullanılmış ve/veya hasar görmüş yapıların durumlarının belirlenmesi yer almaktadır. Son yıllardaki teknolojik gelişmelere bağlı olarak, dijital sinyal işleme tekniği, bilgisayar sistemleri ve kullanılan yazılımlar da gelişmekte, böylece deneysel titreşim analizi yaygın ve uygulanabilir bir hal almaktadır. Bir yapının ya da sistemin modal parametreleri, onun dinamik davranışının anlaşılmasında önemli rol oynar. Basit bir deneysel titreşim analizinde bulunması gereken temel cihazlar; sinyal üretici, ivmeölçer (transducer) ve analizör olarak sayılabilir. Sinyal üretici adı verilen cihaz farklı özelliklere sahip titreşimler oluşturmaktadır. Sisteme, giriş sinyali olarak verilen ve büyüklüğü bilinen bu titreşim hareketi, ivmeölçer ile elektrik sinyallerine çevrilir. Elde edilen dijital sinyaller, okumayı kolaylaştırmak amacıyla bir sinyal yükselticiden geçirilerek analizöre iletilir. Analizör, içerisinde bulunan yazılım ile sinyal üreticiden gelen ve ivmeölçerin ilettiği sinyalleri ivmeölçerin karakteristik özelliklerine bağlı olarak işleyerek analiz eder ve sistemin dinamik yapısı hakkında bilgi elde edilir. Sinyal üretici yerine titreşim ölçümleri için özel olarak tasarlanan bir çekiç kullanılmış ve sistemlerin serbest titreşimleri ele alınmıştır. Bu tez çalışması beş bölümden oluşmaktadır. Birinci bölümde, modal analiz yönteminin uygulama alanlarından ve bu konuda daha önce yapılan bazı çalışmalardan bahsedilmektedir. İkinci bölümde, hava araçlarında meydana gelen titreşimler incelenmiştir. Üçüncü bölümde modal analiz yönteminin formülasyonu, frekans tepki fonksiyonlarının özellikleri, yöntemin uygulamasına yönelik kullanılan ölçüm düzenekleri ölçümler sonucunda modal parametrelerin elde edilme yöntemleri anlatılmaktadır. Dördüncü bölümde plaka gibi basit bir yapı üzerinden ölçülen veriler yardımıyla gerçekleştirilen modal analizler sonucunda yapıların frekans tepki fonksiyonları ve modal parametreleri elde edilmiştir. Ayrıca modellerin teorik analizleri sonucunda hesaplanan dinamik karakteristikleri ile deneysel ve teorik analiz sonuçlarının karşılaştırılması verilmektedir. Beşinci bölümde, bu testlerden elde edilen deneysel verilerden ve diğer kazanılmış olan tecrübelerden yararlanılarak gerçek helikopter pallerinin dinamik yapısının belirlemek için bu yapılar üzerinden titreşim testleri gerçekleştirilmiştir. Sonunda helikopter ana rotor pali ve kuyruk rotor pali için yapıyı iyi temsil eden bir sonlu elemanlar modeli oluşturulmuştur. Oluşturulan modeller üzerinde, deneysel modal analiz yöntemiyle gerçekleştirilen ölçümlerden ve aynı modellerin teorik modal analizlerinden yapılara ait dinamik karakteristiklerin birbirine oldukça yakın olarak elde edildiği görülmüştür.

Machines which are manufactured today are exposed to force which is extorsive to much vibration because of having high speed and elastic construction. Frequency spectrum of this force is a factor which is worth to know especially in terms of resonance vibrations. Then, resonance vibrations which have destructive quality in terms of vibration amplitude occur when frequency system of one or several extorsive forces clash with natural system of them. Consequently, vibration analysis must be made at design phase in case of resonance vibrations and unexpected dynamic state. Big vibration problems which can be occur in future can be prevented with a set of basic practices which will be made at design phase. A mechanical vibration generally occurs when a system deviates from stable equilibrium position. The system tends to come back to first position under the influence of forces which have the quality of turning around. However; the system comes back to first position by gaining speed. If there is no amortization in the system, it always shuttles between distorted and stable position. Rotor blades of helicopter are an example of this system. The most explicit vibration source in helicopters is aerodynamic form of main rotor and tail rotor. Excessive vibrations occur in rotor hub because of low and high speed malfunctions which arises during manoeuvre. Significant overloads on rotors occur due to excessive vibrations and undesirable vortexes arise as a result of this. These vortexes cause breaking down of aerodynamical construction and accordingly cause not to achieve intended performance. Preparing of helicopters to a vibrationless flight is essential for increasing life-span of engine and body. Being of rotor blades of helicopter in equilibrium position must be provided for vibrationless. Therefore, assaying of whether forces affecting rotor blades, have intercompatibility or not is necessary. Rotor blades are exposed to aerodynamical forces which gradually vary while helicopter is flying. It can be figured out that these forces are bound to time, with velocity distribution on rotor blades while routing and variations of angle of attack. These forces depending on time follow rotor blades, pass thorough rotor hub where rotor blades connect to the body of helicopter and drive the body. Forces and momentums occurring with transmission of force which has reverse direction to flow diagram, in body drive rotor blades by means of root part. For this reason, vibration problem has big importance on rotor blades of helicopter. If all one or several of vibration frequencies of the system clash with one of natural frequencies of the system, it causes to resonance or a flutter. Therefore, vibration is a problem which is tried to prevent, for rotor blades. In this study, rotor blades which have a significant effect on the performance of helicopter, are discussed. Natural vibration frequencies of rotor blades and modes were examined with the help of software “ANSYS” computationally. Natural frequency and modes of rotor blades which were examined with the method “finite element analysis”, were determined with the method “empirical modal analysis”. Then, these findings were compared with each others. The results which were obtained with the method “finite element analysis”, were verified with the method “empirical modal analysis”. Although modern tools are available for developing numerical models in order to predict the dynamic behaviour of structures, it is still quite difficult to obtain such models that will yield results with acceptable accuracy for complex structures such as helicopters and airplanes. In such situations, it is often necessary to obtain a mathematical model from measured data so as to describe the dynamic properties of structures. This makes the experimental model analysis quite suitable and valuable. The mathematical model obtained using measured data can be used for assessing quality of the numerical models. The experimentally derived models can also be used for model updating purposes. The experimental study of structural vibration has always provided a major contribution to our efforts to understand and to control the many vibration phenomena encountered in practice. Since the very early days of awareness of vibrations, experimental observations have been made for the two major objectives of determining the nature and extent of vibration response levels and verifying theoretical models and predictions. Today, structural vibrations problems present a major hazard and design limitation for a very wide range of engineering products. First, there number of structures from turbine blades to suspension bridge, for which structural integrity is of paramount concern, and for which a thorough and precise knowledge of the dynamic characteristics is essential. Then, there is an even wider set of components or assembiles for which vibration is directly related to performance, either by virtue of causing temporary malfunction during excessive motion or by creating disturbance or discomfort, including that of noise. For all these examples, it is important that the vibration levels encountered in service or operation be anticipated and brought under satisfactory control. The two vibration measurement objectives indicated above represent two corresponding types of test. The first is one where vibration forces or, more usually, responses are measured during operation of the machine or structure under study, while the second is a test where the structure or component is vibrated with a known excitation, often out of its normal service environment. This second type of test is generally made under much more closely controlled conditions than the former and consequently yields more accurate and detailed information. This type of test including both the data acquisition and its subsequent analysis is nowadays called Modal Testing. Although modern tools are available for developing numerical models in order to predict the dynamic behaviour of structures, it is still quite difficult to obtain such models that will yield results with acceptable accuracy for complex structures such as helicopters and airplanes. In such situations, it is often necessary to obtain a mathematical model from measured data so as to describe the dynamic properties of structures. This makes the experimental model analysis quite suitable and valuable. The mathematical model obtained using measured data can be used for assessing quality of the numerical models. The experimentally derived models can also be used for model updating purposes.The airvehicles parts are subjected to high levels excitation forces. These forces such that come from aerodynamic loadings on the surface. Therefore, vibration considerations are at the top of the importance during the design of these structures. There is hardly any other measurable parameter in practice that gives information as much as vibration signature gives. Vibration signature includes information about the health and operating characteristics of the structure. Thus, it is vital to establish a reliable model of airvehicles structures in order to predict vibration levels so that undesirable vibratory responses can be predicted and avoided. This thesis consists of five chapters. In the first chapter, firstly modal analysis application areas of this method and literature survey are presented. In the second chapter, occuring vibrations on the air vehicles was examinated. In the third chapter, formulations of modal analysis methods and properties of frequency response function, test equipments used in the experimental modal analysis measurements and modal parameter estimetion methods are introduced in detail. In the fourth chapter, frequency responce functions and modal parameter of a simple structure like a plate model determined by experimental modal analysis of the model and dynamic characteristic of the model determined by theoretical modal analysis are given. In addition, comparisons of experimental and theoretical modal analysis results are done. In the fifth chapter, utilising the experimental results obtained from such tests and the experience gained from previous studies, vibration tests are also performed on an existing real helicopter blades in order to determine its modal properties experimentally. At the end, a more realistic and representative finite element model of the helicopter main and tail rotor blades are obtained. In conclusion of this study, it is seen that dynamic characteristics obtained from experimental and theoretical modal analyses are close to each other.