Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

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

PL

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.

EN

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.

2

Methods of modern aircraft aeroelastic analyses in the institute of aviation

Chajec W.

Journal of KONES

|

2018

|

Vol. 25, No. 4

33--42

EN

The aeroelastic phenomena analysis methods used in the Institute of Aviation for aircraft, excluding helicopters, are presented in the article. In industrial practice, a typical approach to those analyses is a linear approach and flutter computation in the frequency domain based on normal modes, including rigid body modes and control system modes. They are determined by means of the finite element method (FEM) model of structure or a result of ground vibration test (GVT). In the GVT case, relatively great vibration amplitudes are applied for a good examination of a not truly linear structure. Instead or apart from the measure of generalized masses, a very theoretical model is used for mode shapes cross orthogonality inspection and improvement. The computed or measured normal mode sets are the basis for flutter analysis by means of several tools and methods, like MSC.Nastran and ZONA commercial software as well as our own low-cost software named JG2 for the flutter analysis of low speed aeroplanes and for a preliminary analyses of other aircraft. The differences between the methods lie in determining normal mode set, unsteady aerodynamic model, flutter equation formulation, time of analysis, costs, etc. Examples with results comparison obtained by means of distinguished methods are presented. Some works in the field of aeroelastic analysis with nonlinear unsteady aerodynamic in the time domain using Tau-code and ANSYS Fluent software were also performed. Aeroelastic properties of deformed structures, like a sailplane with deflected wings, can be also analysed. The simplest way of this analysis is the semi-linear approach in which the deflections modify the aircraft geometry for normal modes determination.

3

Metoda oznaczania form własnych kół zębatych o złożonym kształcie

Noga S., Markowski T., Bogacz R.

Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska

|

2015

|

z. 89

119--127

PL

W pracy analizowane są drgania poprzeczne koła zębatego, rozważanego jako płyta pierścieniowa o złożonym kształcie. Omówiono procedurę oznaczania postaci drgań własnych koła, ulegających deformacji z powodu zaburzonej geometrii układu. Wymagane do analizy modele obliczeniowe opracowano z wykorzystaniem metody elementów skończonych. W obliczeniach uwzględniono wpływ prędkości kątowej koła na wartości częstości drgań własnych. Omówiono także zagadnienia związane z uwzględnieniem własności cyklicznej symetrii układu. Obliczenia numeryczne wykonano w programie ANSYS. Prezentowane zagadnienia mogą być pomocne inżynierom, zajmującym się zagadnieniami wirujących układów mechanicznych.

EN

This work deals with transversal vibrations of the toothed gear, which is discussed as an annular plate with a complex geometry. The procedure for determining the proper distorted normal modes of vibrations of the wheel with discontinuous geometry is discussed. The required models are created by means of the finite element method. The pre–stress effect is included by means of the ANSYS code. The problem of modelling utilizing cyclic symmetry of the system under study is discussed. It is important to note that the issues presented in this work have a practical value for design engineers dealing with the dynamics of rotating systems.

4

Analiza właściwości tłumiących uchwytu z wkładką amortyzującą sprężyn śrubowych

Michalczyk K.

Przegląd Mechaniczny

|

2012

|

nr 5

21-24

PL

W pracy zaprezentowano wyniki badań doświadczalnych, dotyczących skuteczności tłumienia drgań przez wybrane uchwyty mocujące sprężyny śrubowe. Przeanalizowano dwa warianty konwencjonalnego uchwytu mocującego oraz nową konstrukcję amortyzowanego uchwytu mocującego. Wyniki wskazują na wysoką skuteczność nowej konstrukcji, dla której wartości logarytmicznego dekrementu tłumienia były w badanym zakresie częstości drgań o rząd wielkości większe niż dla uchwytów konwencjonalnych. Badania wykazały również, że stosowane obecnie płaskie podkładki elastomerowe umieszczane między uchwytem sprężyny a podstawą nie przynoszą spodziewanych rezultatów w postaci zwiększonego tłumienia drgań.

EN

Results of experimental studies on the efficiency of damping properties of selected types of helical spring holders are presented in this paper. Two variants of conventional holders and new construction of holder were analyzed. The results show, that the new helical spring holder has a high damping efficiency for which the values of logarithmic decrement were one order of magnitude higher than those for conventional holders, measured within the investigated range of frequencies. Research has also shown that the currently used flat elastomeric pads placed between the spring holder and the base do not produce the expected results in terms of increased damping.

5

Parametryczne modelowanie w zastosowaniu do optymalizacji łopatki turbiny na potrzeby analizy drgań własnych

Kachel. S., Kozakiewicz A.

Mechanik

|

2011

|

R. 84, nr 7(CD)

339-352

PL

W artykule zaprezentowano metodykę budowy modelu parametrycznego na potrzeby analizy drgań własnych elementów lotniczego silnika turbinowego. Omówiono proces modelowania w ujęciu systemowym w zastosowaniu do procesu optymalizacji łopatki turbiny. Przedstawiono osobliwości projektowania lotniczego silnika turbinowego i jego zespołów. Opracowano algorytmy wyboru punktów z danych pomiarowych do utworzenia wzorca. Przeprowadzono dyskusję doboru krzywych do parametrycznego modelowania z uwzględnieniem wejść do procesu optymalizacji odwzorowania powierzchni, bazując na technice inżynierii odwrotnej. Przedstawiono proces odwzorowania geometrii od etapu wykonania precyzyjnych pomiarów, identyfikacji danych, weryfikacji krzywych, aż do utworzenia bryły modelowanego obiektu. W pracy zawarto założenia opracowanych przez autorów i zastosowanych algorytmów modelowania elementów struktur lotniczych.

EN

In this paper a parametric model construction methodology for a jet engines components normal modes analysis was presented. A systematical modeling process applied to a turbine blade optimization was discussed. A jet engine and its components design peculiarities were presented. An algorithm of point selections from measurement data to create pattern was developed. Parametric modeling curves selection including surface mapping process optimization based on reverse engineering technique was discussed. Geometry mapping process from precision measurements, data identification, curves verification to creation a solid object was shown. An algorithm developed by authors and used for modeling air structures elements was included.

6

Modeling by finite element methods of impact of erosion on frequency of normal modes of l-0 blade

Gołuński Ł., Augustyniak B.

Advances in Materials Science

|

2011

|

Vol. 11, nr 4(30)

5-10

EN

After some time of exploitation steam turbine rotors blades in energetic industry they are being eroded and also their frequency of normal modes is changed. Those changes can cause to unwanted shift of blades normal mode frequencies. It is necessary to find quick method of rating changes of frequency in connection of mass loss due erosion. The evaluation of this dependence was made by finite element modeling method using HyperWorks 8.0 software. Geometrical model of blade L-0 with mass of 22 kg and length of 74 cm was used. There were calculated frequencies of the first five modes in function of mass loss along the leading blade edge (up to mass loss of 1,2%). Small losses of weight (around 0,2%) cause similar changes in values (around 0,2%) for all modes but with different types of frequency change (decrease or increase). The frequency decreases for all modes except mode the 3rd. For bigger mass loss an monotonic decrease of frequency was observed in 1st, 2nd, 5th mode and maximum (around +1,5 %) for 3rd mode and minimum (- 0,5%) for 4th mode. For maximum mass loss (1,2%) maximal decrease of frequency was observed in 2nd mode around -2%. Results of this modeling can be used to estimate changes of frequencies caused by erosion in exploited blades when their mass loss is known.

7

Cross-polarized normal mode patterns at a dielectric interface

Nasalski W.

Bulletin of the Polish Academy of Sciences. Technical Sciences

|

2010

|

Vol. 58, nr 1

141-154

EN

Basic features of narrow optical beam interactions with a dielectric interface are analysed. As it was recently shown, two types of paraxial beams – elegant Hermite-Gaussians of linear polarization and elegant Laguerre-Gaussians of circular polarization – can be treated as vector normal modes of the interface [1]. In this contribution the problem of normal modes is discussed with special attention paid for the case of beam oblique incidence. Excitation of higher-order modes by cross-polarization coupling is described and it is shown that this process critically depends on a propagation direction of the incident beam. Besides the expected changes of mode indices induced by generalised transmission and reflection matrices, the new phenomenon of optical vortex spectral splitting at the interface is revealed and off-axis spectral placements of the splitted vortices are determined. Results of numerical simulations given here for beam reflection entirely confirm theoretical predictions even for beams beyond the range of paraxial approximation.

8

Sound power radiated from rectangular plates

Zou D., Crocker M. J.

Archives of Acoustics

|

2009

|

Vol. 34, No. 1

25-39

EN

An equation for calculating the sound power radiated from a rectangular plate with arbitrary boundary conditions is derived, in which the sound power radiated from the plate is represented in terms of the normal velocity distribution on the plate and a coupling matrix. The velocity distribution on the plate is expressed in terms of the modal amplitudes and normal modes. The coupling matrix for arbitrary boundary conditions is developed mathematically using the Rayleigh integral. Finally, an approach to compute the radiation efficiency for modes of vibration is presented and the radiation efficiency of the first four most efficient vibration modes for six different boundary conditions is presented.

9

Response of a plate to PZT actuators

Zou D., Crocker M. J.

Archives of Acoustics

|

2009

|

Vol. 34, No. 1

13-23

EN

In this paper, the response of a plate with arbitrary boundary conditions to PZT actuators is derived. It is assumed that the plate and the actuators are rectangular and the edges of the PZT actuators are parallel to the respective edges of the plate. The response of the plate is decomposed into normal modes. The modal amplitude of the normal mode is represented in terms of the shape function of the actuator and the normal mode. The shape function of the actuator is given as a~singularity function. The normal modes for the boundary conditions with which we are concerned are calculated based on theoretical analyses of Magrab. The results of this paper are useful in designing an active noise control system in which the PZT actuators are used as the control sources.

10

Identyfikacja aerosprężystych własności laminatowej konstrukcji nośnej na przykładzie koncepcyjnego samolotu szkolno-treningowego

Olejnik A., Kachel S., Rogólski R., Leszczyński P.

Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej

|

2007

|

Vol. 56, nr 3

73-110

PL

W opracowaniu przedstawiono rozwiązanie zagadnienia aerosprężystej niestateczności kompozytowej konstrukcji płatowcowej. Wdrożono wyznaczania krytycznej prędkości i postaci flatteru samolotu przy wspomaganiu komercyjnego pakietu obliczeniowego. W oparciu o dyskretny model struktury do analiz metodą elementów skończonych oraz model panelowy do aerodynamiki niestacjonarnej wyznaczono numerycznie prędkości wystąpienia drgań samowzbudnych. W ramach nadawania własności materiałowych elementom wirtualnej struktury zrealizowano koncepcję modelowania kompozytu warstwowego. Model obliczeniowy konstrukcji zweryfikowano na podstawie wyników doświadczalnych badań stoiskowych.

EN

The paper presents a solution of aeroelastic instability phenomena of composite airframe. A method of critical flutter airspeed evaluation was applied by support of professional software package. Numerical values of self-excited vibration velocities were determined on the basis of integrated aeroelastic model including a structural FEM model and a panel aero model for unsteady aerodynamics. A conception of laminate composite modelling was put into effect. The aircraft structure discreet model was verified then by equalling the results and the results from test-bed experiments.