Presentazione Finale dell’attività svolta nel

Presentazione sul tema: "Presentazione Finale dell’attività svolta nel"— Transcript della presentazione:

1 Presentazione Finale dell’attività svolta nel
corso di studi di dottorato in Aeromobili A Decollo Verticale Dottorando: Alex Zanotti Ciclo: XXIV Relatore: Prof. Giuseppe Gibertini

2 Didattica Formazione di base alla ricerca
Formazione specialistica alla ricerca Insegnamento Stato Valutazione Crediti Partial differential equations and elements of functional analysis Sostenuto B 5 Aerodynamics and aeroacustics of rotors A 10 Flight dynamics and aeroelasticity of rotary wings aircraft Didattica Seminario didattico Stato Valutazione Crediti Recent Advances in Particle Image Velocimetry Sostenuto A 10

3 Elenco della produzione scientifica
Auteri, F.,Campanardi, G.,Gibertini, G., Macchi, C., Stabellini, A. and Zanotti, A. Wind Tunnel Tests of ERICA Tilt-Rotor Modular Model. XX AIDAA Congress, June 29 – July 3 2009, Milan, Italy. Auteri, F.,Campanardi, G.,Gibertini, G., Macchi, C., Stabellini, A. and Zanotti, A. Wind Tunnel Tests of a Tilt-Rotor Aircraft, Aeronautical Journal, Vol. 115, N. 1167, 2011, p Auteri, F., G.,Gibertini, G. and Zanotti, A. Wind tunnel boundary conditions In: De Gregorio(ed.) GOAHEAD - A European Initiative on the Experimental and Numerical Analysis of the Flow about Complete Helicopters, Springer Verlag. Inviato all’Editor. Quaranta, G., Gibertini, G., Masarati, P., Zanotti, A., Sitaraman, J. Analysis of self-activating aerodynamic devices for stall alleviation, 15th International Forum of Aeroelasticity and Structural Dynamics, June , Paris, France. Zanotti, A., Auteri, F., Campanardi, G., Gibertini, G. An Experimental Set Up for the Study of the Retreating Blade Dynamic Stall, 37th European Rotorcraft Forum, September 13-15, 2011, Ticino Park, Italy. Nilifard, R., Guardone, A., Quaranta, G., Zanotti, A., Gibertini, G. Validation of numerical models for the investigation of dynamic stall phenomenon, CEAS 2011-XXI AIDAA Congress, October 24-28, 2011, Venice, Italy. Produzione Scientifica

4 Elenco della produzione scientifica
De Bernardi, S., Gibertini, G., Guardone, A., Motta, V., Nilifard, R., Quaranta, G., Zanotti, A. Experimental-Numerical study of small amplitude oscillations of a pitching airfoil, CEAS 2011- XXI AIDAA Congress, October 24-28, 2011, Venice, Italy. Zanotti, A., Melone, S., Nilifard, R., D’Andrea A. Experimental-Numerical Investigation of the Retreating Blade Dynamic Stall, Memoria accettata per AHS 68th Annual Forum & Technology Display, May , Forth Worth, Texas, USA. Partecipazione a congressi XX AIDAA Congress, October 29/6-3/7 2009, Milan, Italy. 15th International Forum of Aeroelasticity and Structural Dynamics, IFASD 2011, June , Paris, France. 37th European Rotorcraft Forum, September, ERF 2011, 13-15, 2011, Ticino Park, Italy. CEAS 2011-XXI AIDAA Congress, October 24-28, 2011, Venice, Italy. Produzione Scientifica

5 Inquadramento della ricerca
In volo avanzato, la pala di un elicottero subisce rapide variazioni di incidenza causate dal flappeggio, dal comando di ciclico ed dall’influsso della scia delle pale precedenti. La separazione e lo stallo su una pala sono fenomeni dinamici fortemente dipendenti dal tempo: rapide escursioni di incidenza di ampiezza elevata dovute alla combinazione di due moti armonici in pitch e plunge. Inquadramento della ricerca La fisica della separazione del flusso e lo sviluppo dello stallo sulla pala retrocedente presenta modalità differenti da quelle mostrate dallo stesso profilo in condizioni stazionarie: Stallo Dinamico.

6 Inquadramento della ricerca
Effetti dello Stallo Dinamico sulle prestazioni dell’elicottero Limitazione della massima trazione e velocità di avanzamento; Rapide e cospicue variazioni dei carichi agenti sulle pale durante la rotazione; Elevate sollecitazioni strutturali sulla pala e sui comandi in beccheggio; Introduzione di un elevato livello di vibrazioni; Limitazione delle capacità di manovra; Danni strutturali alle pale ed ulteriore introduzione di vibrazioni: Stall Flutter. Inquadramento della ricerca I numerosi effetti negativi provocati dal fenomeno sulle prestazioni di un elicottero sottolineano l’importanza dello studio dello stallo dinamico nell’ambito del progetto aerodinamico ed aeroelastico del rotore Analisi delle prestazioni di sistemi di controllo di tipo passivo ed attivo per l’alleviazione degli effetti dello stallo dinamico

7 Fasi di sviluppo ed obiettivi del progetto di ricerca
Progettazione e realizzazione del modello di pala e dell’attrezzatura per profili oscillanti in beccheggio; Prestazioni dell’attrezzatura riproduce la condizione di una sezione di una pala retrocedente di elicottero in scala 1:1 in volo avanzato; Set up di misura dei carichi aerodinamici e del campo di moto (P.I.V.); Estesa campagna di misure in galleria del vento su una sezione di pala con profilo NACA in condizioni statiche e dinamiche. Analisi dettagliata del fenomeno dello stallo dinamico e delle prestazioni della pala retrocedente di un rotore di elicottero; Validazione di modelli CFD; Analisi delle prestazioni di sistemi di controllo passivo (alette di bordo d’uscita e Gurney flap). Fasi ed obiettivi della ricerca

8 Progetto del modello di pala
NACA è un profilo di tipico impiego elicotteristico utilizzato in diversi lavori nell’ambito dello studio dello stallo dinamico (confronto con letteratura) End plates per ridurre gli effetti di interferenza dello strato limite delle pareti della galleria del vento; Guscio di mezzeria intercambiabile: misure di pressione (21 prese di pressione) e PIV. Alberi di estremità in acciaio con asse al 25% della corda; Struttura metallica interna in alluminio costituita da 4 centine collegate da 3 cassoni alari; Gusci in alluminio realizzati a controllo numerico montati sulla struttura interna; Dimensioni: corda 300 mm, apertura 930 mm (allungamento 3.1) Progetto del modello di pala

9 Progetto dell’attrezzatura per profili oscillanti
Modello di pala montato orizzontalmente in camera di prova ruota attorno all’asse degli alberi di estremità alloggiati su cuscinetti a rulli orientabili; Sistema di movimentazione in beccheggio posizionato su un profilo controventato. Galleria del Vento: Sezione di prova rettangolare 1.5 m ×1 m Massima velocità 55 m/s; Intensità di turbolenza <0.1%; Struttura di supporto costituita da travi in acciaio e profilati in alluminio; (~ 400 Kg) @ Laboratorio di Aerodinamica DIA Progetto dell’attrezzatura per profili oscillanti

10 Progetto dell’attrezzatura per profili oscillanti
Sistema di movimentazione in beccheggio: motore brushless con (10 N·m coppia in uso continuo), riduttore epicicloidale 12:1 e giunto metallico a doppio diaframma; Due encoder montati su un albero di estremità: encoder assoluto digitale per feedback del sistema di controllo; encoder relativo analogico 4096 imp/giro per la posizione del modello; Modello di pala installato nella camera di prova della galleria del vento in modalità PIV. Progetto dell’attrezzatura per profili oscillanti

11 movimentazione in beccheggio Sistema di controllo per la
Sistema di controllo del motore per la movimentazione in beccheggio Motore controllato in velocità tramite un segnale sinusoidale analogico in tensione; Encoder digitale assoluto (EnDat 2.2) fornisce il feedback in posizione al controllo; Controllo proporzionale-derivativo su un periodo T = n/f; Differenza tra la media della storia temporale in posizione del motore in un periodo e l’incidenza media del ciclo imposto al modello (Δαm); Controllo dell’ampiezza del ciclo di oscillazione (Qα0). movimentazione in beccheggio Sistema di controllo per la

12 tramite integrazione della pressione Misura dei carichi aerodinamici
Misura dei carichi aerodinamici tramite integrazione della pressione Inserto centrale equipaggiato con 21 trasduttori di pressione piezoresistivi ad elevata risposta in frequenza (Kulite); Acquisizione contemporanea dei segnali di pressione con il segnale dell’encoder; Periodo di acquisizione pari a 30 cicli di oscillazione completi; Integrazione dei segnali discreti di pressione mediati in fase. tramite integrazione della pressione Misura dei carichi aerodinamici

13 Studio dello stallo statico del
Studio dello stallo statico del profilo NACA 23012 Confronto con letteratura (Leishman 1990); Confronto con simulazioni numeriche eseguite con EDGE (URANS full-turbulent modello EARSM k-w) nell’ambito di un lavoro di Dottorato IA presso DIA. Studio dello stallo statico del profilo NACA 23012

14 Campagna di misura sul profilo oscillante in beccheggio
Performance del profilo in diverse condizioni tipiche dell’inviluppo di volo di un rotore di elicottero; Condizione di volo avanzato di una pala retrocedente di rotore al 75% di apertura in scala 1:1; Analisi degli effetti dei parametri che caratterizzano il ciclo di oscillazione in beccheggio (incidenza media, ampiezza e frequenza ridotta). 5°< αm <15° 2°< α0 <10° 0.05< k <0.1 Campagna di misura sul profilo oscillante in beccheggio Regimi di Stallo Dinamico Light Dynamic Stall: si verifica quando si raggiunge un valore massimo di incidenza di poco superiore al valore di stallo statico del profilo; Deep Dynamic Stall: si verifica quando αm è simile all’incidenza di stallo statico del profilo ed α0 assume valori cospicui (> 5°).

15 Risultati delle misure di pressione
Risultati delle misure di pressione non stazionarie in stallo dinamico Effetto dell’angolo di incidenza media del ciclo α(t) = 10°+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 1e6 α(t) = 5°+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 1e6 α(t) = 20°+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 1e6 α(t) = 15°+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 1e6 Deep Dynamic Stall: Separazione e formazione di vortici; Flusso separato per gran parte del ciclo di oscillazione in beccheggio; Isteresi dei carichi aerodinamici cospicua; Ritardo dello stallo del profilo rispetto alla condizione stazionaria; Aumento non lineare della portanza (DSV); Ritardo dello stallo del CL rispetto al CM. Deep Dynamic Stall: Formazione di vortici secondari. Light Dynamic Stall: Separazione del flusso di piccola entità; Flusso attaccato al profilo per gran parte del ciclo di oscillazione in beccheggio; Isteresi dei carichi aerodinamici piccola; Risultati delle misure di pressione in stallo dinamico

16 Risultati delle misure di pressione
Risultati delle misure di pressione non stazionarie in stallo dinamico Confronto con la letteratura (Leishman 1990) Risultati delle misure di pressione in stallo dinamico Leishman set-up: c = 0.55 m; Sezione camera 2.13 m × 1.61 m ottagonale Diverso numero di Reynolds e set-up di prova con maggiore bloccaggio.

17 Risultati delle misure di pressione
Risultati delle misure di pressione non stazionarie in stallo dinamico Confronto con simulazioni numeriche (EDGE full-turbulent con due modelli EARSM k-w) α(t) = αm+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 1e6 Risultati delle misure di pressione in stallo dinamico

18 Software di gestione PIV
Software di gestione della strumentazione PIV Controllo della sincronizzazione dell’emissione dei due laser con l’esposizione delle immagini della telecamera comandato da un trigger generato in corrispondenza di α del modello in cui si vuole effettuare la misura Software di gestione PIV

19 Misure PIV sul dorso del profilo
Misura PIV sul dorso del profilo NACA 23012 Laser Nd-Yag a doppio impulso (200 mJ di energia e 532 nm lunghezza d’onda); Laser montato su un traverso ad asse longitudinale per centrare la lama laser sulla finestra di misura; Lama laser passa attraverso un’apertura sul tetto in mezzeria del modello; Telecamera double-shutter con sensore CCD 1280 × 1024 pixel; Telecamera montata su una piastra ad L collegata ad un sistema di traversing a due assi ortogonali; Campo di misura composto da 4 finestre 104×83 mm che percorrono la corda del profilo sul dorso. Misure PIV sul dorso del profilo

20 Misure PIV sul dorso del profilo
Misura PIV sul dorso del profilo NACA 23012 k = 0.1, Re = 6e5 Misure PIV sul dorso del profilo

21 Misure P.I.V. sul dorso del profilo
Misura P.I.V. sul dorso del profilo NACA 23012 α(t) = 10°+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 6e5 NACA 23012 α = 18° Downstroke α = 19° Downstroke α = 8° Downstroke α = 16° Downstroke α = 6° Downstroke α = 14° Downstroke α = 10° Downstroke α = 12° Downstroke α = 4° Downstroke α = 2° Downstroke α = 4° Upstroke α = 14° Upstroke α = 2° Upstroke α = 0° Upstroke α = 6° Upstroke α = 8° Upstroke α = 12° Upstroke α = 10° Upstroke α = 0° Upstroke α = 18° Upstroke α = 16° Upstroke α = 19° Upstroke α = 20° Upstroke Misure P.I.V. sul dorso del profilo

22 Misure P.I.V. sul dorso del profilo
Misura P.I.V. sul dorso del profilo NACA 23012 α(t) = 15°+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 6e5 NACA 23012 α = 24° Upstroke α = 25° Upstroke α = 23° Upstroke α = 20° Upstroke α = 21° Upstroke α = 18° Upstroke Misure P.I.V. sul dorso del profilo

23 Studio di sistemi di controllo passivo
Studio di sistemi passivi per il controllo dello stallo dinamico I dispositivi di controllo attivi necessitano di una potenza disponibile nel sistema rotante non trascurabile e di un sistema di controllo per comandarne l’attivazione, introducendo quindi un notevole aumento della complessità di realizzazione della pala. Studio di sistemi di controllo passivo Per questo motivo i sistemi di tipo passivo rappresentano una soluzione molto attraente in quanto non necessitano di potenza per l’attuazione ed hanno costi di realizzazione sicuramente più bassi rispetto a sistemi di tipo attivo.

24 (Meyer et al. 2007) Pop-up flap Meccanismo del “Pop-up” flap
La separazione al bordo d’uscita produce un flusso controcorrente che genera l’apertura del flap; l’apertura del flap produce un parziale riattacco del flusso ritardando lo stallo; a bassi angoli di incidenza il flusso rimane attaccato ed il flap rimane chiuso senza produrre effetti. Pop-up flap (Meyer et al. 2007)

25 Analisi sperimentale di alette
Analisi sperimentale degli effetti di alette di bordo d’uscita α(t) = 10°,15°+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 6e5 Due profili provati: NACA e NACA 23015 Analisi sperimentale di alette di bordo d’uscita

26 Analisi sperimentale di alette
Analisi sperimentale degli effetti di alette di bordo d’uscita α(t) = 10°,15°+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 6e5 Due configurazioni di spoiler provate: Spoiler costituito da un foglio di alluminio di spessore 0.6 mm con corda pari all’8% della corda del profilo, incernierata al 91% c a partire dal bordo d’attacco; Spoiler ad ‘L’ realizzato in fibra di carbonio che termina sul bordo d’uscita del profilo come un Gurney flap (corda 25 mm, altezza Gurney 5 mm) ; Moto dello spoiler ad ‘L’ regolato sulla frequenza di oscillazione del profilo (verifica con sistema immagini PIV). Analisi sperimentale di alette di bordo d’uscita

27 Analisi sperimentale di alette
Analisi sperimentale degli effetti di alette di bordo d’uscita α(t) = 10°+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 6e5 NACA 23012 Analisi sperimentale di alette di bordo d’uscita Spoiler liberi non producono effetti significativi sui carichi aerodinamici misurati rispetto alla configurazione pulita; Angoli di apertura piccoli durante l’oscillazione del profilo in beccheggio.

28 Analisi sperimentale di alette
Analisi sperimentale degli effetti di alette di bordo d’uscita α(t) = 15°+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 6e5 NACA 23012 Analisi sperimentale di alette di bordo d’uscita Spoiler liberi non producono effetti significativi sui carichi aerodinamici misurati rispetto alla configurazione pulita; Angoli di apertura piccoli durante l’oscillazione del profilo in beccheggio.

29 Analisi sperimentale di alette
Analisi sperimentale degli effetti di alette di bordo d’uscita α(t) = 10°+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 6e5 NACA 23015 Analisi sperimentale di alette di bordo d’uscita Spoiler liberi non producono effetti significativi sui carichi aerodinamici misurati rispetto alla configurazione pulita; Angoli di apertura piccoli durante l’oscillazione del profilo in beccheggio.

30 Analisi sperimentale di alette
Analisi sperimentale degli effetti di alette di bordo d’uscita α(t) = 10°+ 10°sin(2πft) k = 0.1, Re = 6e5 NACA 23015 Analisi sperimentale di alette di bordo d’uscita Spoiler liberi producono un ritardo dello stallo ad un’incidenza maggiore in upstroke rispetto alla configurazione pulita; Non introducono effetti significativi sull’isteresi e sul picco del momento di beccheggio.

31 Analisi sperimentale di un Gurney flap
Analisi sperimentale degli effetti di un Gurney flap Per la configurazione con Gurney flap, i picchi del coefficiente di pressione sono maggiori su un intervallo di incidenze più estese durante l’upstroke. Efficienza maggiore ad incidenza moderata durante l’upstroke prodotta da un basso aumento della resistenza di pressione dovuto al Gurney flap rispetto al cospicuo incremento di portanza. Analisi sperimentale di un Gurney flap Aumento della portanza per tutto il moto di upstroke del profilo (15%).

32 Analisi di un moto di beccheggio
Analisi sperimentale degli effetti di un moto di beccheggio a frequenza superiore Sovrapposizione di un’oscillazione in beccheggio con ampiezza 1° a frequenza pari alla 5/giro (effetti di elasticità della pala durante un ciclo di rotazione). Analisi di un moto di beccheggio a frequenza superiore

33 Analisi di un moto di beccheggio
Analisi sperimentale degli effetti di un moto di beccheggio a frequenza superiore Analisi di un moto di beccheggio a frequenza superiore Ritardo dello stallo ad un’incidenza maggiore in upstroke (velocità angolare maggiore attorno all’incidenza di separazione); Riduzione del picco del coefficiente di momento in beccheggio (9%).

34 Misura della resistenza
Misura della resistenza aerodinamica del profilo oscillante Calcolo della resistenza del profilo oscillante a partire dalla misura delle componenti di velocità in scia attraverso l’utilizzo delle equazioni che governano il moto del flusso. Equazione integrale di Navier-Stokes per un dominio 2D in direzione x: quantità di moto Misura della resistenza Misura di u e v tramite sonde anemometriche a filo caldo ad X (traverso di scia).

35 Conclusioni e sviluppi futuri
Validazione delle prestazioni dell’attrezzatura di prova per profili oscillanti e delle tecniche di misura; Analisi dettagliata del fenomeno dello stallo dinamico e delle prestazioni del profilo NACA 23012; Validazione di modelli CFD bidimensionali; Analisi degli effetti di dispositivi di controllo di tipo passivo su due modelli di pala (NACA23012 e NACA23015); Confronto dei risultati sperimentali con modelli CFD più sofisticati (DES) e modelli tridimensionali che riproducono l’esperimento in galleria del vento; Post-processing delle misure in scia per la valutazione della resistenza aerodinamica. Conclusioni e sviluppi futuri

36 Indice della tesi Indice della tesi