Wyniki wyszukiwania - BazTech

Ograniczanie wyników

2 Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

Znaleziono wyników: 2

Liczba wyników na stronie

Wyniki wyszukiwania

Wyszukiwano:
w słowach kluczowych: experimental modal analysis (EMA)

Sortuj według:

Ogranicz wyniki do:

Bezkontaktowe pomiary drgań wybranych elementów wirnikowych turbinowych silników lotniczych

Olejnik A., Rogólski R., Szcześniak M.

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

2018

Vol. 9, Nr 1 (31)

129--146

Celem niniejszego artykułu jest zaprezentowanie metody bezdotykowego pomiaru postaci drgań własnych izolowanych elementów konstrukcyjnych silników turbinowych z wykorzystaniem wibrometru laserowego. Badaniom poddano dwa dostępne elementy konstrukcyjne: zintegrowaną tarczę turbinową silnika rozruchowego AI-9 oraz łopatkę wieńca wentylatorowego sprężarki niskiego ciśnienia silnika RD-33. Pomiary drgań rezonansowych przeprowadzono w sposób bezdotykowy przy użyciu dopplerowskiego wibrometru skanującego Polytec PSV-400-3D. Tarczę turbinową zawieszoną do pomiaru na podatnych odciągach zapewniając w ten sposób warunki zbliżone do warunków swobodnych. Z kolei łopatkę zamocowano w sposób sztywny umieszczając jej stopkę w szczękach nieruchomego zacisku. Opisano procedurę pomiarową oraz zasadę działania użytej aparatury. W celu weryfikacji wyników pomiarowych opracowano modele dyskretne obu elementów, które posłużyły do numerycznej analizy modalnej (MSC Software). Modele geometryczne tarczy i łopatki opracowano z wykorzystaniem technik inżynierii odwrotnej. Modele strukturalnego MES przygotowano w preprocesorze MSC Patran stosując dyskretyzację elementami bryłowymi. Częstotliwości podstawowych postaci rezonansowych zbadanych doświadczalnie porównano z częstotliwościami analogicznych postaci numerycznych. Analiza porównawcza jest punktem wyjścia do kalibracji modeli numerycznych, które w kolejnym etapie badań będzie można wykorzystać do określania krytycznych prędkości obrotowych wirujących elementów.

The purpose of this article is to present the method of non-contact measurement of the normal modes of the insulated turbine engine components using a laser vibrometer. Two available components were tested: integrated shield of the AI-9 engine starter turbine and the RD-33 low-pressure compressor fan blade. Resonance vibration measurements were performed in a non-contact manner using the Polytec PSV-400-3D doppler scanning vibrometer. A turbine disc suspended for measurement on susceptible guidewires thus providing conditions close to free conditions. The blade, in turn, was fixed rigidly by placing its foot in the jaws of the stationary clamp. The measurement procedure and operation principle of the apparatus used have been described. In order to verify the measurement results, discrete models of both elements were developed, which were used for numerical modal analysis (MSC Software). Shield and blade geometry models have been developed using reverse engineering. Structural models for FEM were prepared in the MSC Patran preprocessor using discretization of solid elements. The frequencies of the basic resonant modes tested experimentally were compared with the frequencies of analogous numerical shapes. Comparative analysis is the starting point for the calibration of numerical models, which in the next stage of the research and it will be used to determine the critical speeds of rotating elements.

Pomiary drgań izolowanych fragmentów konstrukcji płatowcowych z zastosowaniem analizatora modalnego LMS SCADAS Lab

Olejnik A., Rogólski R., Szcześniak M.

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

2017

Vol. 8, Nr 3 (29)

127--144

Przed wydaniem świadectwa typu dla wprowadzanego do eksploatacji samolotu nadzór lotniczy w myśl obowiązujących przepisów określa wymogi dotyczące min. testów wibracyjnych. Na etapie uzyskiwania zgody na próby w locie należy wykazać brak zagrożeń konstrukcji ze strony zjawisk dynamicznych poprzez analizy i symulacje drgań oraz wykonanie naziemnych prób rezonansowych GVT (Ground Vibration Testing). W toku pomiarów typu GVT określa się krytyczne częstotliwości i postacie drgań. W niniejszym artykule opisano proces identyfikacji drgań rezonansowych izolowanego skrzydła zastrzałowego przy użyciu aparatury do pomiarów modalnych z analizatorem widma drgań LMS SCADAS Lab. Wykorzystując wskazaną aparaturę w odniesieniu do rzeczywistej konstrukcji płatowcowej, właściwie przygotowanej pod względem rozkładu masy, sztywności, swobody ruchu sterów i klap oraz warunków mocowania, można wyznaczyć kluczowe charakterystyki drganiowe odpowiadające punktom rezonansowym. Opisano tok procesu pomiarowego obejmującego takie etapy, jak: przygotowanie obiektu, konfiguracja aparatury, przygotowanie modelu symulacyjnego, orientacyjna identyfikacja punktów modalnych w trybie przemiatania zakresowego oraz dostrajanie częstotliwości rezonansowych przy różnych konfiguracjach wzbudzania. Wyniki testów doświadczalnych porównano z częstotliwościami analogicznych postaci własnych wyznaczonych dla modelu dyskretnego MES. Zademonstrowano też sposób wyznaczania postaci lokalnych w toku wymuszania drgań całego płatowca (samolot Flaris).

Prior to the issue of a type-certificate for an airplane put into service, aeronautical surveillance, in accordance with the applicable regulations, the requirements concerning, among other things, vibration tests. At the stage of approval for flight tests, no structural hazards from dynamic phenomena shall be demonstrated by vibration analysis and simulations and ground vibration tests (GVT). In the course of GVT measurements, critical frequencies and vibration mods are defined. This article describes the process of identifying resonant vibrations of an isolated strut-braced wing using modal measurement instruments with LMS SCADAS Lab vibration spectrum analyser. Using the indicated apparatus with respect to the actual fuselage structure, properly prepared in terms of mass distribution, stiffness, freedom of movement of the rudder and flap and mounting conditions, key vibration characteristics corresponding to the resonance points can be determined. The process of measuring process has been described including the preparation of the object, the configuration of the apparatus, the preparation of the simulation model, the indicative identification of the modal points in the sweeping mode and the tuning of the resonant frequencies with different excitation configurations. The results of the experimental tests were compared with the frequencies of analogous self-defined characters for the discrete MES model. Also demonstrated is the way of locating the local characters in the course of enforcing the vibration of the entire airplane (Flaris aircraft).