Application of multidisciplinary design optimization techniques for helicopter vibratory level reduction

Helicopters are the most versatile aircraft and their unique abilities make them the only available solution for several tasks. Besides this great advantages, there are some negative characteristics; between them, the critical issue is related to fuselage vibratory level. From the customer point of view, vibrations are the causes why the trip on an helicopter could be unpleasant or the crew is stressed more than an airplane crew. There are also other, more engineering related, problems deriving from vibrations, like structural fatigue and system effectiveness reduction. Due to those reasons, helicopter manufacturing companies have made significant effort for decreasing the vibration level on the rotary wing aircraft. Decreasing the vibration level of the cabin could lead to several advantages, but it is a relative complicated task. There are several tools available for decreasing the vibratory level: some are related to structural modifications, others with passive devices and others deals with electronics and active control. This work is entirely focused on structural design with vibratory reduction purposes. It show through that those techniques are applicable only late during the design process; it entails that severe restrictions are imposed on the structural modification: these limitations compromise the effectiveness of the modifications and could lead also to the impossibility in modifying really effective variables. This thesis provide some tools and methods that allow to study several aspects of the helicopter design, comprising rotor characteristics and fuselage structure definition. These methodologies are created in order to allow to interface the study of vibration with the mechanical design and with the general rotor characteristics. Obviously, vibration level analysis could not leave rotor characteristics definition and mechanical design out of consideration; the optimization procedure proposed is conceived for managing several aspects of this design process, often counteracting, together. The developed procedure makes an extensive use of substructuration and Craig-Bampton reduced order model. Due to the computational costs related to Craig-Bampton transformation, some re-analysis techniques have been implemented for updating the reduced order model (instead of recomputing them) in response to optimization variables variation. Main rotor dynamics plays an essential role in the vibratory load that is applied on the fuselage. In order to take it into account, an identification procedure has been implemented; a simulated experiment on a multibody rotor model allows the application of an implemented identification algorithm; this procedure lead to the definition of an equivalent (from the fuselage point of view) Linear Time Periodic (LTP) reduced order system. Finally, a two level optimization procedure has been implemented for allowing the use of reduced order models; a simple application example testifies the capabilities of the procedure.

Gli elicotteri sono velivoli estremamente versatili e le loro capacità, in decollo e atterraggio, li rendono l'unica soluzione disponibile per una grande varietà di missioni. Associate a questi enormi vantaggi, ci sono alcune criticità che li contraddistinguono; tra tutte, il problema delle vibrazioni in cabina è assolutamente l'aspetto negativo principale. Dal punto di vista dell'utente, le vibrazioni sono la causa per la quale, spesso, viaggiare su un elicottero risulta spiacevole, sia per l'equipaggio che per i passeggeri. Oltre a questo aspetto, ci sono altri problemi, più ingegneristici, che derivano direttamente dalle vibrazioni, come ad esempio i problemi di fatica strutturale e la riduzione delle prestazioni degli impianti installati. L'industria aeronautica, e in particolare le imprese che si occupano della progettazione, costruzione e manutenzione degli elicotteri, ha effettuato (e sta tuttora effettuando) numerose analisi e ricerche riguardanti il livello vibratorio in cabina. La diminuzione dello stesso comporta numerosi vantaggi; di contro, ottenere questa riduzione è un problema decisamente complicato. In letteratura è possibile trovare diversi strumenti per la diminuzione delle vibrazioni sugli elicotteri; alcuni riguardano modifiche strutturali, del rotore o della fusoliera; altri, più recenti, sono orientati al controllo della risposta strutturale tramite sistemi di controllo ad hoc. L'obiettivo di questa tesi è di sviluppare delle procedure per la progettazione strutturale che tengano conto anche di aspetti relativi alla risposta vibratoria in cabina. Le usuali tecniche di riduzione della vibrazioni tramite modifiche di alcuni parametri (che definiscono la struttura) sono spesso inefficaci, soprattutto a causa delle severe limitazioni alle variazioni da apportare. Queste limitazioni possono essere così stringenti da rendere impossibile la variazione di parametri realmente effettivi per la diminuzione delle vibrazioni. Questa tesi propone alcuni strumenti e procedure per anticipare lo studio della risposta vibratoria durante la progettazione strutturale delle fusoliere di velivoli ad ala rotante. Questi strumenti sono stati concepiti in maniera da tenere in conto, oltre alla risposta dinamica della struttura (l'obiettivo primario) anche altre prestazioni tipiche della progettazione strutturale (sforzi e deformazioni) e altri parametri come quelli che definiscono la geometria del rotore. Spesso, i vincoli sulle modifiche strutturali risultano troppo limitanti perchè le modifiche porterebbero ad un deterioramento delle altre prestazioni, i margini di sicurezza relativi a sforzi e deformazioni. Per questo motivo, in questo lavoro è suggerito un approccio tramite un'ottimizzazione numerica, che permetta di gestire le diverse richieste derivanti da ambiti differenti, e spesso contrastanti, in maniera univoca; un approccio di tal genere permette inoltre di effettuare un'analisi di sensitività dei diversi parametri che definiscono la struttura, defininendo quelli più critici e quelli più effettivi per ottenere il progetto ottimale. La procedura proposta si avvale estensivamente del metodo degli elementi finiti; già nella definizione della griglia di calcolo, ci sono necessità contrastanti: l'analisi statica richiede una griglia molto dettagliata, mentre per l'analisi dinamica, per problemi di costo computazionale, è auspicabile una griglia abbastanza lasca. Questo primo problema è risolto tramite l'utilizzo del metodo Craig-Bampton che permette la sottostrutturazione della fusoliera nelle sue diverse parti, cabina, castello rotore e tronco di coda. L'utilizzo di questo metodo all'interno di una procedura di ottimizzazione può essere estremamente oneroso computazionalmente: per questo motivo, sono stati analizzate diverse tecniche di reanalisi strutturale, quale la Enriched Criag Bampton e la Combined Approximation approach, che permettono di ottenere modelli ridotti, con costi computazionali decisamente ridotti, caratterizzati da un buona accuratezza. Ovviamente la dinamica del rotore principale, la causa preponderante delle vibrazioni in fusoliera, è essenziale per lo studio del problema. Il rotore tipicamente può essere modellato tramite tecniche multicorpo; queste tecniche, di contro, possono essere computazionalmente onerose (sono modelli dettagliati e forniscono molte informazioni non necessarie per lo studio delle vibrazioni in cabina), sono difficilmente accoppiabili con le mesh ad elementi finiti. Per questi motivi, è stata implementata una procedura ad hoc per i rotori. Questa procedura parte con la simulazione di un esperimento in galleria del vento, in cui il rotore è messo in rotazione su di una tavola vibrante. Una volta raggiunte le condizioni di volo, nella galleria del vento simulata, viene azionata la tavola vibrante e vengono misurate le risposte rotoriche, in termini di reazioni vincolari. A questo punto i dati ottenuti, movimento imposto e relative forze e momenti, vengono elaborati tramite una procedura di identificazione (implementata ad hoc), che permette di definire un modello ridotto lineare tempo periodico del rotore all'interfaccia con la fusoliera. Infine è stata concepita una procedura di ottimizzazione su due livelli che permette un utilizzo estensivo di modelli ridotti. Questa procedura è stata verificata tramite alcuni semplici casi di prova, verificando l'accuratezza dei modelli ridotti utilizzati al suo interno e la capacità di migliorare le prestazioni analizzate e di ottenere un ottimo globale.