Testiranje aeroelastičnosti za HALE in UAS z dolgo avtonomijo

Krilo, zasnovano za maksimalno aerodinamično fineso (razmerje med vzgonom in uporom) na letalu z dolgo avtonomijo, je skoraj po definiciji fleksibilno krilo: velika vitkost in minimalna teža konstrukcije sta natanko to, kar zahteva učinkovitost križarjenja, oboje pa deluje neposredno proti togosti. Pri tem razredu letal oblika krila med letom ni enaka obliki na risbi — nenehno se upogiba in zvija, ta deformacija pa vpliva na aerodinamiko na načine, ki jih model s togim krilom ne more predstaviti.

Aeroelastičnost — sklopitev med aerodinamičnimi obremenitvami, strukturno fleksibilnostjo in dinamiko leta — pri tem razredu letal preneha biti sekundarno preverjanje in postane glavno vodilo pri načrtovanju.

1. Kaj se je v resnici zgodilo s Heliosom

Najbolj jasen in dokumentiran primer je Nasin. 26. junija 2003 je konfiguracija prototipa Helios za dolgo avtonomijo (HP03) približno 30 minut po vzletu naletela na atmosfersko turbulenco. V-lom krila — odklon njegovega konca, ki je neposredno merilo, koliko se je fleksibilno krilo upognilo navzgor — je narasel na nenavadno vztrajnih 30 do 40 čevljev (9 do 12 m), kar je precej preseglo približno 11 do 17 čevljev (3,3 do 5,1 m), značilnih za normalen let. Nasina preiskava je pokazala, da je onkraj tega V-loma oscilacija letala okoli prečne osi (pitch) postala dinamično nestabilna: odstopanja zračne hitrosti so se približno podvojila z vsakim ciklom oscilacije. V končnem strmoglavljenju z nosom navzdol je letalo preseglo svojo maksimalno projektirano zračno hitrost za več kot dvakrat. Posledični dinamični tlak je povzročil progresivno odpoved sekundarne strukture napadnega roba krila, solarni paneli in oplata so se odtrgali, letalo pa je izgubilo sposobnost ustvarjanja vzgona in padlo v Tihi ocean. Od prvega poskusa diagnosticiranja težave do razpada letala v zraku: 91 sekund .

2. Zakaj je upogibanje povečevalo nestabilnost, namesto da bi jo popravilo

Nasina analiza po nesreči je identificirala mehanizem, ki je bil resnično aeroelastičen in ne preprosta strukturna odpoved:

Prerazporeditev vzgona po razponu. Ko se je krilo upognilo navzgor, se je vzgon premaknil iz središča letala proti zunanjim panelom — ugotovljeno je bilo, da je ta prerazporeditev zelo občutljiva na sunke vetra, majhne le pol čevlja na sekundo (0,15 m/s), kar je veliko manj od turbulence, na katero so dejansko naleteli.
Samovzdrževalna zanka, ne samopopravljalna. Sistem za krmiljenje leta se je na povečan V-lom odzval z odklonom višinskih krmil z izlaznim robom navzgor; ker so bila zunanja višinska krmila fiksna, je ta odziv odvzel več vzgona v središču kot na koncih — kar je krilo potisnilo še bolj v obliko z velikim V-lomom, namesto nazaj v njegovo nominalno obliko.
Naraščajoča statična stabilnost je hranila fugoidno nestabilnost. Z večanjem V-loma se je prijemališče aerodinamične sile letala premaknilo višje nad njegovo težišče, kar je povečalo vzdolžno statično stabilnost — lastnost, ki je običajno pomirjujoča, vendar se je pri tem plovilu izkazalo, da povečuje nestabilnost dolgoperiodične oscilacije okoli prečne osi.
Vztrajnost okoli prečne osi se je povečala za približno petkrat v območju V-loma, opaženem pri nesreči, kar je temeljito spremenilo dinamiko načina leta med upogibanjem krila.

Nobena od teh ni lastnost togega zmaja letala. Obstajajo samo zato, ker sta bili oblika krila in aerodinamika letala sklopljeni — kar je natanko to, kar pomeni aeroelastičnost.

3. Kaj bi po mnenju Nasine lastne preiskave moralo to preprečiti

Glavni vzroki v poročilu o nesreči so neposredno povezani s tem, kako bi bilo treba testirati in načrtovati ta razred letal: pomanjkanje ustreznih analitičnih metod je privedlo do netočne ocene tveganja učinkov spremembe konfiguracije (dodajanje koncentriranih mas — modula z gorivnimi celicami in rezervoarjev za vodik — na krilo, prvotno zasnovano kot »spanloader« z razporejeno maso), kar je znatno zmanjšalo strukturne in aeroelastične rezerve letala, ne da bi bilo to zmanjšanje predhodno ustrezno predvideno.

Tehnična priporočila same preiskave vključujejo razvoj postopkov in tehnik zemeljskega testiranja, primernih za ta razred plovil, za validacijo novih analitičnih metod in napovedi — neposreden poziv k fizičnemu testiranju, ne le simulaciji, kjerkoli zasnova pomembno odstopa od prejšnjih, z letom preizkušenih konfiguracij.

4. Kaj dejansko potrebuje aeroelastična testna kampanja za fleksibilno krilo

Model s prilagojeno togostjo, ne le geometrijsko prilagojen. Da se aeroelastično obnašanje pravilno pomanjša, se mora porazdelitev strukturne togosti modela ujemati z letalom v naravni velikosti, ne le njegova zunanja oblika — geometrijsko natančen, a preveč tog model bo preprosto skril sklopitev, zaradi katere se test sploh izvaja.
Testiranje odziva na sunke vetra, ne le stacionarne polare. Nestabilnost Heliosa so sprožili sunki vetra velikosti približno pol čevlja na sekundo (0,15 m/s) — dovolj majhni, da podatki iz aerodinamičnega tunela pri stacionarnem toku brez sunkov sami po sebi nikoli ne bi razkrili te občutljivosti.
Sinhronizirana strukturna in aerodinamična instrumentacija. Odklon krila, zvoj in dinamične obremenitve je treba meriti hkrati s silami in momenti, v isti meritvi, tako da se sklopitev med njimi zajame in ne le ločeno sklepa.
Testiranje vseh konfiguracij mase in porazdelitve obremenitev, s katerimi bo letalo dejansko letelo , ne le osnovnega primera — koncentrirana v primerjavi z razporejeno maso koristnega tovora spremeni aeroelastično rezervo, kot je neposredno dokazal Helios.
Spremljanje oblike krila v realnem času med testom , kar odraža Nasino lastno priporočilo za merjenje V-loma v realnem času z vizualnim prikazom — nestabilnost, ki je uničila Helios, je bila za letalsko posadko nevidna, dokler ni bila že nerešljiva.

5. Pet napak, ki jih opažamo

Obravnavanje togosti kot strukturne odobritve, ločene od programa aerodinamičnega testiranja. Pri letalu s fleksibilnim krilom sta strukturno in aerodinamično testiranje isti problem, ne pa dva ločena, ki bi ju odkljukali zaporedoma.
Testiranje samo v stacionarnih pogojih brez sunkov. Konfiguracija, ki je v gladkem toku videti povsem stabilna, je lahko občutljiva na sunke, ki so veliko manjši, kot narekuje intuicija.
Predpostavka, da je sprememba konfiguracije »manjša«, ker ne spremeni zunanje linije oblike. Usodna sprememba Heliosa je bila dodajanje mase, ne sprememba oblike — in kljub temu je močno zmanjšala rezerve letala.
Validacija zakona krmiljenja leta na modelu togega telesa. Krmilni sistem, ki se pravilno odziva na tog zmaj letala, lahko aktivno poslabša aeroelastično nestabilnost, natanko tako, kot je to storil odziv višinskega krmila na HP03-2.
Preskakovanje spremljanja oblike v realnem času, ker se »model ne premika toliko«. Razlika med normalnim in nestabilnim V-lomom pri Heliosu se je merila v desetinah čevljev na 247-čeveljskem (75 m) krilu — odstopanje, ki ga je zlahka podceniti, dokler ni instrumentirano.

6. Kaj to pomeni za vaš program

Zaupajte nam strukturno konfiguracijo vašega krila in morebitne načrtovane spremembe mase , mi pa bomo zasnovali aeroelastično testno kampanjo s prilagojeno togostjo — vključno z odzivom na sunke vetra — zgrajeno tako, da ujame sklopitev, ki bi jo povsem aerodinamični ali povsem strukturni test spregledal. Sorodno branje: naš osrednji članek o

Aerodinamična testiranja brezpilotnih letalnikov dolgega dosega

Aerodinamika HALE na velikih višinah

za isto letalo.

Viri in opombe

Celotno poročilo o nesreči prototipa Helios HP03-2 (26. junij 2003): povečanje V-loma na 30–40 čevljev (9–12 m) v primerjavi z normalnimi 11–17 čevlji (3,3–5,1 m), oscilacija okoli prečne osi s podvojitvijo odstopanj zračne hitrosti na cikel, prekoračitev projektirane zračne hitrosti za več kot dvakrat, progresivna strukturna odpoved, 91 sekund od prve diagnoze do razpada, občutljivost prerazporeditve vzgona po razponu na sunke vetra, majhne le 0,5 ft/sec (0,15 m/s), povratna zanka višinskega krmila/V-loma, mehanizem statične stabilnosti v primerjavi s fugoidno nestabilnostjo, približno petkratno povečanje vztrajnosti okoli prečne osi, glavni vzroki in priporočilo za postopke zemeljskega testiranja, primerne za ta razred plovil: Noll, T.E., Ishmael, S.D., Henwood, B., Perez-Davis, M.E., Tiffany, G.C., Madura, J., Gaier, M., Brown, J.M., Wierzbanowski, T., »Technical Findings, Lessons Learned, and Recommendations Resulting from the Helios Prototype Vehicle Mishap,« NASA/Langley, Dryden, Glenn, Ames in Kennedy Research Centers z AeroVironment Inc. (NASA Technical Reports Server, dokument 20070022260), ki navaja celotno preiskavo v Noll et al., »Investigation of the Helios Prototype Aircraft Mishap,« Volume I – Mishap Report, januar 2004.
Ozadje letala (razpon kril 247 čevljev (75 m), vitkost 30,9:1, konfiguracija letečega krila): skladno z našim objavljenim člankom o višinski aerodinamiki HALE, ki podrobno obravnava aerodinamično zasnovo istega letala.
Priporočila glede metodologije testiranja (modeli s prilagojeno togostjo, testiranje odziva na sunke vetra, sinhronizirana strukturna/aerodinamična instrumentacija, spremljanje oblike v realnem času) so inženirska praksa podjetja TunnelTech, ki se neposredno odziva na priporočila za zemeljsko testiranje v navedeni Nasini preiskavi.

Aeroelastičnost in odziv na sunke vetra pri krilih z veliko vitkostjo in dolgo avtonomijo