Ανάλυση του αεροδυναμικού θορύβου και της σκέδασης του από την άτρακτο σε πλήρη ελικόπτερα

Abstract

Τα βασικά χαρακτηριστικά του ελικοπτέρου ως πτητική μηχανή , σε συνδυασμό με τις ανάγκες της σύγχρονης κοινωνίας οδήγησαν στην αυξανόμενη χρήση του ελικοπτέρου . Η μείωση των επιπέδων θορύβου αποτελεί τρέχον τεχνολογικό πρόβλημα . Οι κυρίαρχες πηγές θορύβου στο ελικόπτερο είναι αεροδυναμικού τύπου , οφείλονται δηλαδή στο μη μόνιμο χαρακτήρα της φόρτισης των πτερυγίων των δρομέων . Η αντιμετώπιση του τεχνολογικού προβλήματος μείωσης του θορύβου απαιτεί την επίλυση του μη μόνιμου πεδίου ροής γύρω από τη γεωμετρία του ελικοπτέρου . Η παρούσα εργασία έθεσε ως στόχο την ανάπτυξη υπολογιστικού εργαλείου ικανού να αντιμετωπίσει το πλήρες ελικόπτερο , δηλαδή να λάβει υπ’όψιν το κέλυφος του ελικοπτέρου, και να συμβάλλει στην κατανόηση των φυσικών μηχανισμών που αναπτύσσονται . Για την επίτευξη του στόχου αυτού αναπτύχθηκε αριθμητική μέθοδος για την ένταξη της γεωμετρίας του κελύφους στο αεροακουστικό πρόβλημα . Συγκεκριμένα δημιουργήθηκε η μέθοδος των ψευδοπηγών και της κατευθυντικότητας τους και επιλύθηκαν διάφορα γεωμετρικά προβλήματα . Η μέθοδος αυτή αποτελεί μετάβαση από το κινούμενο πραγματικό σύστημα των πηγών σε ακίνητο . Για την ανάλυση του αεροακουστικού προβλήματος και τον υπολογισμό του χαμηλόσυχνου αεροδυναμικού θορύβου χρησιμοποιήθηκε μέθοδος επίλυσης της εξίσωσης Fcowcs-Williams , Hawkings . Η μέθοδος έχει το χαρακτηριστικό της ολοκλήρωσης των ακουστικών σημάτων μέσω χρονικής παρεμβολής στο χρόνο του παρατηρητή . Τα συμπεράσματα που προέκυψαν είναι : • Το υπολογιστικό εργαλείο μπορεί να εφαρμοστεί για διαφορετικές γεωμετρίες κελύφους και δρομέων και σε διαφορετικές περιπτώσεις του φακέλου πτήσης του ελικοπτέρου . • Σε όλες τις περιπτώσεις η επιρροή του κελύφους στο τελικό αποτέλεσμα είναι σχετικά μικρή . • Στις περιπτώσεις οριζόντιας πτήσης η προσθήκη του κελύφους στους υπολογισμούς προκαλεί μείωση των επιπέδων του ήχου σε σχέσεις με τις πρότερες προλέξεις. • Στην περίπτωση της καθόδου η προσθήκη του κελύφους στους υπολογισμούς προκαλεί εξάπλωση των περιοχών των μέγιστων επιπέδων ήχου των μέχρι τώρα προλέξεων. • Η προσθήκη του κελύφους στους υπολογισμούς βελτιώνει ελαφρώς τις απεικονίσεις που λαμβάνουμε , σε σχέση με τα πειραματικά αποτελέσματα . Παρόλα αυτά συμπεραίνουμε ότι το πρόβλημα ταύτισης των προλέξεων με τις πειραματικές μετρήσεις οφείλεται στον τρόπο υπολογισμού των ακουστικών πιέσεων και όχι στην παρουσία ή μη του κελύφους.

Helicopter’s basic characteristics as a flying machine together with the needs of modern society lead to an increased use of helicopters. The reduction of noise levels is a major problem of helicopter technology. The dominant sources of noise of helicopters are of aerodynamic type , caused mainly by the unsteady character of the loads on the surface of the rotor blades . Thus , the reduction of the levels of the noise demands a method of solution of the unsteady flow field around the complete helicopter geometry. The scope of the present work was to develop computational tool capable of facing the complete helicopter , including the fuselage , and contributing in the understanding of the dominant physical mechanisms. In order such a task to be accomplished a numerical method that includes the fuselage to the aeroacoustic problem was developed . More specifically the method of the pseydosources and their directivity was developed and several geometric problems were solved . This method is a transition from the real rotating system to a non rotating . For the analysis of the aeroacoustic problem and the computation of the low to med frequency noise a method was used that solves the governing equation of Fcowcs-Williams , Hawkings . The method is characterized by the technique of integration of the acoustic signals through time interpolation at the observer’s time. The following conclusions arise : • The computational tool can be applied on different geometries of the fuselage and the rotors and also on different flight cases of the helicopter. • In all cases fuselage effect to the final result is relatively small . • At horizontal flight cases , adding the fuselage effect causes reduction of noise levels . • At descending flight case , adding the fuselage effect causes extension of the areas of the maximum noise levels. • Adding the fuselage effect improves the resultant contour of the noise, as regards the experimental results . Nevertheless we conclude that the difference between the experimental results and the computational results is caused by the way aeroacoustic pressure is calculated , not by the presence of the fuselage.