Simulazione numerica dei fenomeni di interazione fluido struttura in ali ad elevato allungamento

Studente: Matteo Spina

Relatori: Enrico Cestino - Giacomo Frulla

I velivoli ad elevato allungamento sono in genere caratterizzati da una grande flessibilità strutturale, la quale li rende particolarmente sensibili ai cosiddetti fenomeni aeroelastici. Particolare attenzione va posta sul flutter, fenomeno oscillatorio autoeccitato e potenzialmente distruttivo causato dall’interazione tra forze aerodinamiche, elastiche ed inerziali.

Ali molto flessibili portano alla nascita di elevate deflessioni in volo. Come emerso da diversi studi del settore, proprio l’elevata deformata elastica assunta può portare all’introduzione di ulteriori instabilità di tipo aeroelastico (Fig.1). Per questo motivo si definisce:

• Linear Flutter Speed (LFS): velocità di flutter ottenuta tramite le tecniche di analisi convenzionali, le quali ricercano la condizione critica considerando l’ala indeformata;
• Non Linear Flutter Speed (NLFS): velocità di flutter che si ottiene inserendo gli effetti della deformata all’interno del problema aeroelastico.

Figura 1 - Progressiva diminuzione del rapporto NLFS/LFS (Ref.[1]).

A causa dell’evidente correlazione tra deformata (w/b) ed il fattore di carico (n), esprimibile come w/b=D(n), è possibile riportare lo stesso andamento della figura 1 all’interno del generico diagramma di inviluppo (Fig. 2). In particolare, w è lo spostamento in direzione verticale misurato al TIP alare, b è la semicorda e D è una generica funzione che esprime la flessibilità dell’ala.

Figura 2 - LFS e NLFS nel diagramma di inviluppo di volo.

Per motivi di sicurezza, non è consentito l’insorgere di fenomeni di flutter durante tutta la vita operativa del velivolo. La normativa, infatti, impone di verificare, tramite l’utilizzo di opportune tecniche di analisi, che tutti i fenomeni aeroelastici avvengano ad una velocità superiore della VD (velocità massima consentita) moltiplicata per un opportuno fattore di sicurezza. Ma come si può osservare dalla figura 2 le tecniche di analisi convenzionali, trascurando gli effetti della deformata statica, risultano del tutto inadatte nel caso di velivoli molto flessibili. È necessario, dunque, passare a metodi più avanzati.

In letteratura sono presenti diverse teorie dedicate alla NLFS, ma applicabili solamente su modelli molto semplici.

Il presente lavoro, al contrario, permette di studiare il flutter non lineare tramite i software MSC.Nastran-Patran e Flight Loads and Dynamics, al fine di fornire un avanzato strumento di studio applicabile anche a modelli molto complessi.

Per fare ciò, è stata creata una procedura ad hoc per trasferire le informazioni derivanti da una generica analisi aeroelastica statica (SOL144) all’interno dell’analisi di flutter lineare (SOL145). Procedura basata sulla valutazione oggettiva dei macroeffetti della deformata statica (Fig.3). Per questo motivo, è possibile sostituire l’analisi aeroelastica statica con qualsiasi altra analisi statica lineare o non lineare.

Figura 3 - Riassunto della procedura per introdurre gli effetti della deformazione nel flutter.

La procedura è stata applicata sulla semiala destra di un tipico velivolo Solar-UAV HALE (Fig.4 e 5) (High-Altitude Long-Endurance), le cui caratteristiche sono state ottenute in accordo con diversi lavori presenti in letteratura (Ref. [1] [2] [3]).

Figura 4 - Schema velivolo HALE studiato (Ref. [2])

Figura 5 - Modello aeroelastico della semiala DX creato con Patran.

Dallo studio è emerso un progressivo anticipo del flutter all’aumentare della deformata alare rispetto al caso indeformato (Fig.6).

Figura 6 - Progressivo anticipo del flutter all'aumentare della deformata alare.

Nel caso di deformata massima (w/b=4.2), il SOL145 standard fornisce una velocità critica di circa 58 m/s, contro i 31 m/s ottenuti dallo stesso solutore all’interno della procedura creata (SOL145 Mod.) (Fig.8 e 9). L’analisi di flutter lineare, quindi, commette un errore dell’87%, a conferma dell’utilità della procedura proposta.

Figura 7 - Deformata alare e distribuzione di pressione ottenuti con il SOL144, caso w/b=4.2.

Figura 8 – Velocità critica risultante dalla SOL145 Standard.

Figura 9 - Velocità critica risultante dalla SOL145 Mod. (w/b=4.2).

Figura 10 - Simulazione del flutter lineare ottenuto con il SOL145 standard.

Figura 11 - Simulazione del flutter non lineare ottenuto con il SOL145 Mod. (w/b=4.2).

La procedura infine è stata opportunamente validata sia in modo teorico (Ref. [3]) che sperimentale (Ref. [1]). Nel primo caso si è ottenuto un errore compreso tra lo 0% ed il 2%; nel secondo tra il 5% e l’11%.

[1] Frulla, G., Cestino, E. and Marzocca, P., “Critical behavoiur of slender wing configuration”, Proc. IMEchE. 224 Part G: J. Aerospace Engineering, 2009, DOI:10.1243/09544100JAE RO553.

[2] Cestino, E., Frulla, G., Perotto, E., & Marzocca, P. (2014). “Experimental Slender Wing Model Design by the Application of Aeroelastic Scaling Laws.” In: JOURNAL OF AEROSPACE ENGINEERING, vol. 27 n. 1, pp. 112-120. - ISSN 0893-1321

[3] Bruni, C., Cestino, E., Frulla, G., and Marzocca, P., "Nonlinear Slender Beam-Wise Schemes for Structural Behavior of Flexible UAS Wings." SAE Technical Paper 2015-01-2462, 2015, https://doi.org/10.4271/2015-01-2462.