Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Vibration testing of a helicopter main rotor composite blade

Parafiniak M., Skalski P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 9 (218)

72-76

EN

The research presented in this paper focuses on a composite structure test. The object of the investigation is a blade from main rotor of the IS-2 helicopter. The basic methodology which is used is the Experimental Modal Analysis (EMA). The EMA technique is an established tool for the identification of dynamic properties of structure. Based on the experimental data collection, dynamic properties of a research object were estimated. The modal parameters have been estimated using PolyMAX – module of LMS Test.Lab software.

PL

Badania przedstawione w pracy odnoszą się do prób struktury kompozytowej. Badany obiekt to kompozytowa łopata wirnika śmigłowca IS-2. Metoda badawcza jaka została użyta w próbach to eksperymentalna analiza modalna (ang. EMA). Technika ta jest uznanym narzędziem do identyfikacji własności dynamicznych konstrukcji. Na podstawie danych eksperymentalnych, własności dynamiczne zostały wyznaczone, za pomocą PolyMAX – modułu programu LMS Test.Lab.

2

Vibration and damage detections of composite beams with defects

Manoach E., Mitura A., Samborski S., Warmiński J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 9 (218)

44-53

EN

In this work, the geometrically nonlinear vibrations of composite beams subjected to harmonic loading and thermal changes are used to study the sensitivity of selected vibration response parameters to the presence of damage (delamination). The damage detection criterion formulated earlier for non-heated plates, based on analysing the points in the Poincaré sections of the damaged and healthy plate, is modified and tested for the case of beams additionally subjected to elevated temperatures. The mportance of the actual temperature in the process of damage detection is shown.

PL

W niniejszej pracy omówiono wykorzystanie drgań nieliniowych belek kompozytowych, poddanych wymuszeniom harmonicznym i obciążeniom cieplnym, do celów wykrywania uszkodzenia (delaminacji). Przestudiowano czułość wybranych parametrów opisujących dynamiczną odpowiedź układu na obecność wady w strukturze. Kryterium uszkodzenia, sformułowane we wcześniejszych pracach autorów dla niepodgrzewanych płyt, oparte na porównywaniu map Poincaré dla płyty zdrowej oraz uszkodzonej, zostało zmodyfikowane i przetestowane na strukturach belkowych. W modelach numerycznych belek zastosowano dodatkowo działanie podwyższonej temperatury. Pokazano w ten sposób istotne znaczenie temperatury na proces wykrywania uszkodzenia. Zaprezentowano także pierwsze wyniki badań doświadczalnych.

3

Mode shapes variation of a composite beam with piezoelectric patches

Georgiades F., Latalski J., Warmiński J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 9 (218)

36-43

EN

In this paper the modal shapes of a light, thin laminate beam with active elements were evaluated. Cases with one or two Macro Fiber Composite (MFC) active elements adhered onto a glassepoxy cantilever beam were analyzed. The systems under consideration were modeled in ABAQUS finite element software to derive mode shapes numerically. Next, the modes were compared to each other to estimate the influence of PZT patches. First 20 modes of natural vibrations were examined including bending, torsion and axial ones. The comparisons of mode shapes were performed according to Modal Assurance Criterion (MAC) analysis. The examination of changes of mode shapes of the original beam with placement of active elements is the starting point in prior of optimal placements of PZTs with final goal the control of dynamics of helicopter blades.

PL

W pracy przedstawiono wyniki analizy modalnej lekkiej, cienkiej belki kompozytowej, jednostronnie utwierdzonej, z osadzonymi elementami aktywnymi. Na wstępie przeanalizowano belkę wzorcową – tj. wykonaną z laminatu żywiczno-szklanego bez elementów aktywnych. Następnie zbadano tę samą belkę z dodanym jednym, a w dalszej kolejności także z dwoma kompozytowymi elementami aktywnymi typu MFC (Macro Fiber Composite). Częstości i postacie drgań własnych badanych układów określono numerycznie za pomocą metody elementów skończonych – wykorzystano w tym celu oprogramowanie ABAQUS. Wyznaczono i zbadano 20 pierwszych postaci drgań zawierających zarówno mody giętne oraz skrętne, jak i jedną modę wzdłużną. Do oceny wpływu elementów aktywnych na uzyskane postacie drgań badanej belki wykorzystano kryterium dopasowania modalnego (ang. Modal Assurance Criterion, MAC). Zaprezentowana praca stanowi wstępny etap badań, których celem jest wyznaczenie optymalnego położenia elementów aktywnych sterujących dynamiką łopat wirnika śmigłowca.

4

Excitation of a localized nonlinear normal mode of a bladed disk assembly lump mass nonlinear model

Georgiades F., Warmiński J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 9 (218)

28-35

EN

This article examines a lump mass model of a perfectly symmetric bladed disk assembly of five sectors with nonlinearities in blades. Nonlinear modal analysis and the existence of localized Nonlinear Normal Modes (NNMs) has been shown in previous work [1]. In this article, we demonstrate numerically that it is possible to excite the localized NNMs using travelling waves excitation. Practically this is very important, in case of operation of the assembly in nonlinear regime, then the localized modes must be taken into account, for the proper life-assessment of the assembly. Also this work will be continued with the determination of Nonlinear "Cambell’s" diagram of helicopter blades assemblies, with final aim to control their nonlinear dynamics.

PL

Wpracy przedstawiono analizę drgań dyskretnego, idealnie symetrycznego, modelu struktury składającej się z dysku wraz z dołączonymi pięcioma nieliniowymi sektorami, reprezentującymi nieliniowe łopaty wirnika. Szczegółową nieliniową analizę modalną, jak również możliwość lokalizacji nieliniowych postaci drgań (NNM) zawarto w artykule [1]. W bieżącej pracy przedstawiono numeryczną analizę nieliniowych postaci drgań wzbudzonych za pomocą poruszającej się fali. W przypadku gdy badany układ jest nieliniowy możliwe jest wystąpienie tzw. lokalizacji postaci drgań. Zjawisko to ma istotne znaczenie praktyczne. Powinno być wzięte pod uwagę wcelu prawidłowej eksploatacji struktury wielołopatowej oraz zwiększenia jej czasu “życia”. Przedstawione badania będą wykorzystane do wyznaczenia diagramu Cambell’a dla wirnika śmigłowca i w konsekwencji posłużą do opracowania strategii sterowania jego nieliniową dynamiką.