بررسي اثر زاويه فلپ و وزن بر پديده فلاتر يك هواپيما با استفاده از آزمون پروازي

Experimental Investigation of the Effect of Flap Angle and Weight on Flutter of an Aircraft Using Flight Test

در اين پژوهش، دستورالعمل اجرايي بر مبناي الزامات استاندارد آزمون فلاتر يك هواپيما تدوين شده است. در اين راستا تحليل الگوريتم هاي شناسايي فركانس تحريك سازه و تخمين هاي ميرايي از داده هاي پاسخ پرنده در شرايط مختلف پروازي مورد بررسي قرار گرفته است. نتايج در شرايط ارتفاع مياني و منطقه پروازي 5600 پايي با اعمال زواياي فلپ صفر، 10 و 38 درجه ارايه شده است. در اين تحقيق داده برداري پارامتريك با پوشش محدوده نمودارهاي عملكردي مورد توجه بوده است. هدف از كار حاضر، دسترسي به سرعت هاي فلاتر با قابليت كاربرد در برنامه اخذ گواهينامه نوع و تكميل كتابچه پروازي براي يك هواپيماي جت آموزشي بوده است. نتايج نشان مي دهد كه با افزايش زاويه فلپ در محدوده هاي بحراني پاكت پروازي، با توجه به جهش پاسخ فركانس ديناميكي پرنده ناشي از تحريك سازه به سمت بينهايت و در نتيجه ورود به نرخ نزولي ميرايي سازه اي، پديده فلاتر در سرعت پايين تري اتفاق مي افتد. اين در حالي است كه با تغيير در تركيب بندي هاي وزني از سبك به سنگين در زاويه فلپ يكسان، اين نرخ نزولي در سرعت فلاتر به صورت محسوس مشاهده نمي شود. در اين تحقيق از هر دو روش پيش بيني سرعت فلاتر به شكل نمودارهاي پاسخ تحريك-فركانس و ميرايي-سرعت به طور موازي و انطباقي بهره گرفته شده است. مقادير ثبت شده از تجهيزات كاليبره با قابليت فيلترينگ داده هاي خطا، نشانگر اين مطلب است كه نمودارهاي ميرايي بدليل تاثيرپذيري كمتر از شرايط اغتشاشي محيطي (تغييرات سرعت باد، نويز، گاست، ارتعاش و موارد مشابه) نسبت به چارت هاي فازي فركانس از اولويت انتخاب و قابليت اعتماد بيشتري برخوردار هستند.

In this research, the operational plan is prepared based on the standard requirement of flutter test for an aircraft. Therefore the analytic recognition algorithms of excitation frequency and damping estimations from response data are surveyed in different flight condition. The resultants are presented in condition of mid height and field elevation (FM); 5600 feet with usage of zero, 10 and 38 degrees flap angles. The results indicate that by increasing the angle of flap in critical limitations of flight envelope attention to leap of the dynamic frequency response due to structure excitation to infinite and entry to less rate of structural damping, flutter phenomenon occur in lower airspeed. Whereas by change in weight configurations from light to heavy in the same flap angle, the decreased rate in flutter airspeed is not observed to be significant.