Bir hava aracı komponentinin dinamik karakteristiklerinin teorik ve deneysel modal analiz metoduyla belirlenmesi

Abstract

Mekanik bir titreşim genellikle bir sistemin kararlı denge konumundan saptırılmasıhalinde ortaya çıkar. Sistem geriye döndürücü kuvvetlerin etkisi altında ilkkonumuna dönme eğilimi gösterir. Fakat sistem genellikle ilk konumuna belli bir hızkazanmış olarak döner. Eğer sistemde sönüm yoksa saptırılmış konum ile kararlıkonumu arasında daimi olarak gider gelir. Bu gibi bir sisteme örnek olarak,helikopter palleri gösterilebilir. Helikopterlerdeki en belirgin titreşim kaynağı anarotor ve kuyruk rotorunun aerodinamik formudur. Manevra hareketi sırasında oluşandüşük ve yüksek hız düzensizliğinden dolayı rotor göbeğinde aşırı titresimler oluşur.Oluşan bu aşırı titreşimler nedeni ile rotor üzerinde belirgin yüklenmeler ve bununsonucunda istenmeyen girdaplarlar (vortex) oluşur. Bu girdaplar aerodinamik yapınınbozulmasına, dolayısı ile istenilen performansın alınamamasına neden olur.Helikopterlerin motor ve gövde ömürlerinin uzatılması için titreşimsiz bir uçuşahazırlanılması şarttır. Titreşimsiz uçabilmesi için rotor pallerinin denge konumundaolması sağlanmalıdır. Bu nedenle, pallere etki eden kuvvetlerin uyum içinde olduğugerekli kontroller ile test edilmesi gerekmektedir. Helikopter palleri, helikopteruçarken zamanla değişen aerodinamik kuvvetlere maruz kalırlar. Bu kuvvetlerinzamana bağlı oldukları paller dönerken paller üzerindeki hız dağılımlarının ve hücumaçılarının değişimlerinden anlaşılabilir. Zamana bağlı olan bu kuvvetlerin palleriizleyerek, pallerin helikopter gövdesine bağlandıkları rotor göbeğinden geçer vegövdeyi tahrik eder. Bu akış şemasının tam ters yönündeki kuvvet iletimiyle degövde de oluşan kuvvet ve momentler kök kısmı vasıtasıyla palleri tahrik eder. Bunedenle titreşim problemi, helikopter palalarında büyük önem arz etmektedir. Eğersistemin titreşim frekanslarından biri veya birkaçının toplamı sistemin doğalfrekanslarından biri ile çakışırsa rezonansa veya flutter?a sebep olur. Bu nedenletitreşim, paller için önüne geçilmeye çalışılan bir problemdir. Bu çalışmadahelikopter performansları üzerinde büyük bir etkiye sahip olan rotor palleri elealınmıştır. Pallerin serbest titreşim doğal frekansları ve mod şekilleri ANSYSyazılımı yardımı ile sayısal olarak incelenmiştir. Sonlu eleman analizi yöntemiyleincelenen rotor pallerinin deneysel modal analiz yöntemiyle de doğal frekans ve modşekilleri tespit edilmiştir. Daha sonra bulunan bu sonuçlar birbirleriylekarşılaştırılmıştır. Sonlu eleman analizi ile elde edilen sonuçlar deneysel modalanaliz yöntemiyle de doğrulanmıştır.Yapıların dinamik davranışını modellemek için ileri modelleme ve analiz yöntemlerimevcut olmasına rağmen karışık yapıların kabul edilebilir seviyede hassasiyete sahipteorik modellerinin oluşturulması hala büyük zorluklar içermektedir. Böyledurumlarda, kritik yapıların dinamik modellerinin deneysel verilere dayanılarakoluşturulması gerekebilmektedir. Bu bağlamda deneysel modal analiz yapılarındinamik 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 modelleringüncellenmesi için de kullanılabilmektedir.Deneysel modal analiz, son yıllarda gittikçe daha önem arz eden bir konu halinegelmiştir. Özellikle bilgisayar teknolojisinin geliştiği günümüzde bilgisayar destekliölçüm cihazları bu işlemin daha hızlı yapılmasına olanak sağlamaktadır. Buyöntemle yapıların dinamik karakteristikleri olarak adlandırılan doğal frekanslar,mod şekilleri ve sönüm oranları deneysel olarak elde edilebilmektedir. Böyle birdeneysel yönteme gereksinim duyulmasının esas sebepleri arasında, yapıların teorikanalizinde yapılan kabullerin gerçekte sağlanıp sağlanamadığının tespit edilmesi,teorik analizinin yapılmasında güçlük olan sistemlerin dinamik karakteristiklerinindeneysel olarak belirlenmesi ve kullanılmış ve/veya hasar görmüş yapılarındurumlarının belirlenmesi yer almaktadır.Son yıllardaki teknolojik gelişmelere bağlı olarak, dijital sinyal işleme tekniği,bilgisayar sistemleri ve kullanılan yazılımlar da gelişmekte, böylece deneyseltitreşim analizi yaygın ve uygulanabilir bir hal almaktadır. Bir yapının ya da sisteminmodal parametreleri, onun dinamik davranışının anlaşılmasında önemli rol oynar.Basit bir deneysel titreşim analizinde bulunması gereken temel cihazlar; sinyalüretici, ivmeölçer (transducer) ve analizör olarak sayılabilir. Sinyal üretici adı verilencihaz farklı özelliklere sahip titreşimler oluşturmaktadır. Sisteme, giriş sinyali olarakverilen ve büyüklüğü bilinen bu titreşim hareketi, ivmeölçer ile elektrik sinyallerineçevrilir. Elde edilen dijital sinyaller, okumayı kolaylaştırmak amacıyla bir sinyalyükselticiden geçirilerek analizöre iletilir. Analizör, içerisinde bulunan yazılım ilesinyal üreticiden gelen ve ivmeölçerin ilettiği sinyalleri ivmeölçerin karakteristiközelliklerine bağlı olarak işleyerek analiz eder ve sistemin dinamik yapısı hakkındabilgi elde edilir. Sinyal üretici yerine titreşim ölçümleri için özel olarak tasarlanan birçekiç kullanılmış ve sistemlerin serbest titreşimleri ele alınmıştır.Bu tez çalışması beş bölümden oluşmaktadır. Birinci bölümde, modal analizyönteminin uygulama alanlarından ve bu konuda daha önce yapılan bazıçalışmalardan bahsedilmektedir. İkinci bölümde, hava araçlarında meydana gelentitreşimler incelenmiştir. Üçüncü bölümde modal analiz yönteminin formülasyonu,frekans tepki fonksiyonlarının özellikleri, yöntemin uygulamasına yönelik kullanılanölçüm düzenekleri ölçümler sonucunda modal parametrelerin elde edilme yöntemlerianlatılmaktadır. Dördüncü bölümde plaka gibi basit bir yapı üzerinden ölçülen verileryardımıyla gerçekleştirilen modal analizler sonucunda yapıların frekans tepkifonksiyonları ve modal parametreleri elde edilmiştir. Ayrıca modellerin teorikanalizleri sonucunda hesaplanan dinamik karakteristikleri ile deneysel ve teorikanaliz sonuçlarının karşılaştırılması verilmektedir. Beşinci bölümde, bu testlerdenelde edilen deneysel verilerden ve diğer kazanılmış olan tecrübelerden yararlanılarakgerçek helikopter pallerinin dinamik yapısının belirlemek için bu yapılar üzerindentitreşim testleri gerçekleştirilmiştir. Sonunda helikopter ana rotor pali ve kuyruk rotorpali için yapıyı iyi temsil eden bir sonlu elemanlar modeli oluşturulmuştur.Oluşturulan modeller üzerinde, deneysel modal analiz yöntemiyle gerçekleştirilenölçümlerden ve aynı modellerin teorik modal analizlerinden yapılara ait dinamikkarakteristiklerin birbirine oldukça yakın olarak elde edildiği görülmüştür.

Machines which are manufactured today are exposed to force which is extorsive tomuch vibration because of having high speed and elastic construction. Frequencyspectrum of this force is a factor which is worth to know especially in terms ofresonance vibrations. Then, resonance vibrations which have destructive quality interms of vibration amplitude occur when frequency system of one or severalextorsive forces clash with natural system of them. Consequently, vibration analysismust be made at design phase in case of resonance vibrations and unexpecteddynamic state. Big vibration problems which can be occur in future can be preventedwith a set of basic practices which will be made at design phase.A mechanical vibration generally occurs when a system deviates from stableequilibrium position. The system tends to come back to first position under theinfluence of forces which have the quality of turning around. However; the systemcomes back to first position by gaining speed. If there is no amortization in thesystem, it always shuttles between distorted and stable position. Rotor blades ofhelicopter are an example of this system.The most explicit vibration source in helicopters is aerodynamic form of main rotorand tail rotor. Excessive vibrations occur in rotor hub because of low and high speedmalfunctions which arises during manoeuvre. Significant overloads on rotors occurdue to excessive vibrations and undesirable vortexes arise as a result of this. Thesevortexes cause breaking down of aerodynamical construction and accordingly causenot to achieve intended performance. Preparing of helicopters to a vibrationless flightis essential for increasing life-span of engine and body. Being of rotor blades ofhelicopter in equilibrium position must be provided for vibrationless. Therefore,assaying of whether forces affecting rotor blades, have intercompatibility or not isnecessary. Rotor blades are exposed to aerodynamical forces which gradually varywhile 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 ofattack. These forces depending on time follow rotor blades, pass thorough rotor hubwhere rotor blades connect to the body of helicopter and drive the body. Forces andmomentums occurring with transmission of force which has reverse direction to flowdiagram, in body drive rotor blades by means of root part. For this reason, vibrationproblem has big importance on rotor blades of helicopter. If all one or several ofvibration frequencies of the system clash with one of natural frequencies of thesystem, it causes to resonance or a flutter. Therefore, vibration is a problem which istried to prevent, for rotor blades.In this study, rotor blades which have a significant effect on the performance ofhelicopter, are discussed. Natural vibration frequencies of rotor blades and modeswere examined with the help of software ?ANSYS? computationally. Natural frequency and modes of rotor blades which were examined with the method ?finiteelement analysis?, were determined with the method ?empirical modal analysis?.Then, these findings were compared with each others. The results which wereobtained 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 topredict the dynamic behaviour of structures, it is still quite difficult to obtain suchmodels that will yield results with acceptable accuracy for complex structures suchas helicopters and airplanes. In such situations, it is often necessary to obtain amathematical model from measured data so as to describe the dynamic properties ofstructures. This makes the experimental model analysis quite suitable and valuable.The mathematical model obtained using measured data can be used for assessingquality of the numerical models. The experimentally derived models can also be usedfor model updating purposes.The experimental study of structural vibration has always provided a majorcontribution to our efforts to understand and to control the many vibrationphenomena encountered in practice. Since the very early days of awareness ofvibrations, experimental observations have been made for the two major objectivesof determining the nature and extent of vibration response levels and verifyingtheoretical models and predictions. Today, structural vibrations problems present amajor hazard and design limitation for a very wide range of engineering products.First, there number of structures from turbine blades to suspension bridge, for whichstructural integrity is of paramount concern, and for which a thorough and preciseknowledge of the dynamic characteristics is essential. Then, there is an even widerset of components or assembiles for which vibration is directly related toperformance, either by virtue of causing temporary malfunction during excessivemotion or by creating disturbance or discomfort, including that of noise. For all theseexamples, it is important that the vibration levels encountered in service or operationbe anticipated and brought under satisfactory control.The two vibration measurement objectives indicated above represent twocorresponding 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 knownexcitation, often out of its normal service environment. This second type of test isgenerally made under much more closely controlled conditions than the former andconsequently yields more accurate and detailed information. This type of testincluding both the data acquisition and its subsequent analysis is nowadays calledModal Testing.Although modern tools are available for developing numerical models in order topredict the dynamic behaviour of structures, it is still quite difficult to obtain suchmodels that will yield results with acceptable accuracy for complex structures suchas helicopters and airplanes. In such situations, it is often necessary to obtain amathematical model from measured data so as to describe the dynamic properties ofstructures. This makes the experimental model analysis quite suitable and valuable.The mathematical model obtained using measured data can be used for assessingquality of the numerical models. The experimentally derived models can also be usedfor 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 asmuch as vibration signature gives. Vibration signature includes information about thehealth and operating characteristics of the structure. Thus, it is vital to establish areliable model of airvehicles structures in order to predict vibration levels so thatundesirable vibratory responses can be predicted and avoided.This thesis consists of five chapters. In the first chapter, firstly modal analysisapplication areas of this method and literature survey are presented. In the secondchapter, occuring vibrations on the air vehicles was examinated. In the third chapter,formulations of modal analysis methods and properties of frequency responsefunction, test equipments used in the experimental modal analysis measurements andmodal parameter estimetion methods are introduced in detail. In the fourth chapter,frequency responce functions and modal parameter of a simple structure like a platemodel determined by experimental modal analysis of the model and dynamiccharacteristic of the model determined by theoretical modal analysis are given. Inaddition, comparisons of experimental and theoretical modal analysis results aredone. In the fifth chapter, utilising the experimental results obtained from such testsand the experience gained from previous studies, vibration tests are also performedon an existing real helicopter blades in order to determine its modal propertiesexperimentally. At the end, a more realistic and representative finite element modelof the helicopter main and tail rotor blades are obtained.In conclusion of this study, it is seen that dynamic characteristics obtained fromexperimental and theoretical modal analyses are close to each other.