Design of semi and fully active actuators to reduce rotor-induced vibrations on a helicopter fuselage

Helicopters are subjected to intensive vibration phenomena that are due to their mechanical complexity and high demanding performance. Considerable efforts have been expended by industry to reduce vibrations at levels that are comparable to those registered on the other aircrafts. The potential benefits are straightforward: reduced crew fatigue, improved electronic equipment reliability, increased fatigue life, an extended flight envelope, increased passenger comfort and enhanced reliability. The most prominent source of vibrations is represented by the main rotor: the interaction between the airflow and rotor blades generates cyclic aerodynamic loads on the rotor hub that are transmitted to the gearbox and then to the fuselage, with a risk of amplification. The mechanical linkage between fuselage and gearbox has always been object of study and improvement as it provides the structural sustain of the fuselage during flight, and hence, represents the principal transmission path of both static and dynamic loads from rotor to the airframe. Therefore, the fuselage suspension system has been referred to as an important benchmark for the development of the most advanced vibration control devices, that nowadays become integral parts of the suspension itself. This doctoral thesis proposes two different innovative actuators that work as both structural linkage elements and anti-rotor induced vibration devices, obtaining two fully embedded solutions which satisfy the ultimate target of compactness. The first solution is a semi-active actuator which applies a collocated vibration control at the attachment points between the fuselage and the suspension system, while the second one is a fully-active actuator which is designed to implements both AGVR (Active Gyrox Vibration Control) and ACSR (Active Control of Structural Response) logics, that respectively represent a collocated and a non-collocated vibration control strategies. The detailed design of both solutions is discussed, describing features and performance at different operating conditions that have been extracted by experimental flight tests. The work presented in this doctoral thesis has been developed in collaboration with Leonardo Helicopters® and represents one of the research activities involved into the Comfort Project (http://www.leonardocompany.com/en/-/futuro-elicotter-futurehelicopter) whose reference aircraft is the AW139 helicopter.

Gli elicotteri sono soggetti ad intensi fenomeni di vibrazioni a causa della complessità meccanica e delle elevate prestazioni. Considerevoli sforzi sono stati impiegati dalle industrie per ridurre le vibrazioni ad un livello comparabile con quelle che si manifestano sugli altri velivoli. I potenziali benefici sono chiari: fatica ridotta dell’equipaggio, aumento della vita a fatica dei componenti meccanici, una maggiore capacità volo, un miglioramento dell’affidabilità dell’elettronica di bordo e un aumento del comfort dei passeggeri. La sorgente maggiore di vibrazioni è rappresentata dal rotore principale: l’interazione tra il flusso d’aria e le pale genera dei carichi ciclici aerodinamici che vengono scaricati sul rotore e poi trasmessi alla fusoliera tramite il sistema di sospensione, con un rischio di amplificazione. Il collegamento meccanico tra fusoliera e l’unità di trasmissione è sempre stato oggetto di studio e miglioramento, dato che provvede al sostentamento strutturale della fusoliera durante il volo, rappresentando così il principale mezzo di trasmissione dei carichi statici e dinamici dal rotore alla fusoliera. Perciò il sistema di sospensione della fusoliera è diventato un importante banco di prova per lo studio e lo sviluppo dei più avanzati sistemi di controllo delle vibrazioni, che oggi sono diventati parte integrante della sospensione stessa. Il presente lavoro di tesi di dottorato propone due differenti soluzioni innovative di attuatori che ricoprono il duplice ruolo di elemento strutturale di supporto e di dispositivo anti vibrazioni indotte dal rotore, entrambe progettate per soddisfare l’obiettivo principale di elevata compattezza. La prima soluzione è un attuatore semi-attivo che applica un controllo di vibrazioni co-locato ai punti di attacco tra la fusoliera e l’unità principale di trasmissione. Mentre la seconda soluzione è un attuatore totalmente attivo progettato per implementare entrambe le logiche di controllo AGVR (Active Gyrox Vibration Control) e ACSR (Active Control of Structural Response), le quali applicano delle strategie di controllo co-locata e non co-locata, rispettivamente. Viene discussa la progettazione dettagliata di entrambe le soluzioni, descrivendo le caratteristiche e le prestazioni a differenti condizioni di lavoro che sono state estrapolate da una serie di test di volo. Il presente lavoro di tesi di dottorato è stato sviluppato in collaborazione con Leonardo Elicotteri e rappresenta una delle attività di ricerca coinvolte nel progetto Comfort (http://www.leonardocompany.com/en/-/futuro-elicotter-futurehelicopter), nel quale si prende come macchina di riferimento l’elicottero AW139.