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

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

Μακρής, Ιωάννης Ν. (EL)

Makris, Ioannis N. (EN)

Βουτσινάς, Σπυρίδων (EL)

Ζερβός, Αρθούρος (EL)

Τσαγγάρης, Σωκράτης (EL)

bachelorThesis

2007-11-06T06:06:41Z

2007-10-06

2007-11-06

2007-10-25

2007-10-31

89 σ. (EL)

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. (EL)

Ιωάννης Ν. Μακρής (EL)

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. (EN)

Κατευθυντικότητα (EL)

Ελικόπτερο (EL)

Αεροακουστική (EL)

Κέλυφος (EL)

Σκέδαση (EL)

Άτρακτος (EL)

Ψευδοπηγές (EL)

Ήχος (EL)

Θόρυβος (EL)

Ανάκλαση (EL)

Directivity (EN)

Helicopter (EN)

Noise (EN)

Scattering (EN)

Reflection (EN)

Pseydosourses (EN)

Aeroacoustics (EN)

Fuselage (EN)

Εθνικό Μετσόβιο Πολυτεχνείο. Σχολή Μηχανολόγων Μηχανικών. Τομέας Ρευστών. Εργαστήριο Αεροδυναμικής (EL)

ETDFree-policy.xml (EN)

National Technical University of Athens

Digital Library of National Technical University of Athens | Dspace@NTUA

Κεντρική Βιβλιοθήκη Ε.Μ.Π.

Ιδρυματικό Αποθετήριο

Διπλωματικές Εργασίες