A modular method for the direct coupled aeroelastic simulation of free flying aircraft

Wellmer, Georg; Behr, Marek

doi:urn:nbn:de:hbz:82-opus-52190

A modular method for the direct coupled aeroelastic simulation of free flying aircraft = Ein modulares Verfahren für die gekoppelte aeroelastische Direktsimulation von frei fliegenden Flugzeugen

Wellmer, Georg (Author)

2014

VerantwortlichkeitsangabeGeorg Wellmer

Ausgabe1. Aufl.

ImpressumMünchen : Hut 2014

UmfangXV, 163 S. : Ill., graph. Darst.

ReiheLuftfahrt

Zugl.: Aachen, Techn. Hochsch., Diss., 2014

Druckausg.: Wellmer, Georg: A modular method for the direct coupled aeroelastic simulation of free flying aircraft

Genehmigende Fakultät
Fak04

Hauptberichter/Gutachter
Behr, Marek (Thesis advisor)

Tag der mündlichen Prüfung/Habilitation
2014-02-05

Online
URN: urn:nbn:de:hbz:82-opus-52190
URL: https://publications.rwth-aachen.de/record/459451/files/5219.pdf
URL: http://deposit.d-nb.de/cgi-bin/dokserv?id=4684242&prov=M&dok_var=1&dok_ext=htm

Einrichtungen

Lehrstuhl für Computergestützte Analyse technischer Systeme (416010)

Inhaltliche Beschreibung (Schlagwörter)
Aeroelastizität (Genormte SW) ; Flugmechanik (Genormte SW) ; Numerisches Verfahren (Genormte SW) ; Ingenieurwissenschaften (frei) ; Numerische Aeroelastik (frei) ; partitionierte Verfahren (frei) ; aeroelasticity (frei) ; computational aeroelasticity (frei) ; partitioned methods (frei) ; flight mechanics (frei)

Thematische Einordnung (Klassifikation)
DDC: 620
rvk: ZO 7230

Kurzfassung
Die vorliegende Arbeit behandelt die Erweiterung einer bestehenden aeroelastischen Kopplungsumgebung auf frei fliegende Luftfahrzeuge mit Starrkörperfreiheitsgraden. Aeroelastik beeinflusst die Leistung, Wirtschaftlichkeit und Sicherheit von Luftfahrzeugen. Deswegen muss die Wechselwirkung zwischen Fluid und Struktur bereits früh im Entwurfsprozess Berücksichtigung finden. Im Transschall verhindern allerdings nichtlineare Strömungseffekte die Anwendung von linearisierten Verfahren zur Vorhersage des Strömungsfeldes. Verfahren der Computational Fluid Dynamics (CFD) müssen stattdessen in das aeroelastische Lösungsverfahren mit eingebunden werden. Hier hat sich der partitionierte Ansatz als besonders flexibel erwiesen und wurde auch an der RWTH Aachen mit der Entwicklung des Aeroelastic Coupling Module (ACM) verfolgt. Das ACM ist in einer Reihe von Projekten erfolgreich angewandt worden, allerdings immer auf eingespannte Konfigurationen, also auf Windkanalmodelle. Für die Simulation realer Luftfahrzeuge kann die Einführung einer künstlichen Einspannung eine erhebliche Einschränkung darstellen, wie bei der Berechnung von Böen- und Manöverlasten oder bei der Vorhersage des Trimmwiderstands. Die in dieser Arbeit vorgestellte Erweiterung betrifft stationäre wie instationäre Simulationen von Konfigurationen mit Starrkörperfreiheitsgraden. Im Sinne des verfolgten partitionierten Ansatzes wird die Starrkörperbewegung mit Hilfe zusätzlicher Löser realisiert. Für einen stationären Flugzustand müssen vom Trimmalgorithmus die Steuerflächen geeignet ausgeschlagen werden, um einen Gleichgewichtszustand herbei zu führen. Der umgesetzte Trimmalgorithmus kommt ohne vorherige Kenntnis der Derivativa aus, da sie während der Simulation ermittelt werden. Instationäre Simulationen bedingen die Zeitintegration der Starrkörperbewegung. Dabei muss dafür gesorgt sein, dass Lasten nicht doppelt berücksichtigt werden, einmal in der Starrkörperlösung und einmal in der Strukturlösung. Deswegen wird ein trägheitsgemitteltes Koordinatensystem nach Milne eingeführt. Zudem müssen die verteilten strukturellen Lasten um die Trägheitslasten korrigiert werden, so dass die Gesamtkräfte und -momente im mitbewegten Koordinatensystem verschwinden. Der Algorithmus wird anhand eines generischen Ultra High Capacity Aircraft erprobt. Ausgehend von einem stationären Trimmzustand wird die Konfiguration mit Böen verschiedener Länge beaufschlagt. Bei den definierten Masse- und Steifigkeitsverteilungen entsteht eine Kopplung zwischen der Anstellwinkelschwingung und der symmetrischen Hauptbiegeeigenform. Ein vorläufiger Instabilitätsmechanismus wird identifiziert, der eine gewisse Ähnlichkeit zu “body freedom flutter” aufweist.

The present work describes the extension of an existing aeroelastic coupling environment to free-flying aircraft with rigid-body degrees of freedom. Aeroelasticity affects an aircraft in terms of performance, economics and operational safety. Therefore, fluid-structure interaction has to be taken into account early on in the design process. In the transonic regime non-linear effects preclude the application of linearised methods for the description of the flow field. Instead, Computational Fluid Dynamics (CFD) have to be included into the aeroelastic analysis framework. To do so, the partitioned approach with a dedicated solver for each solution field has proven most flexible, and has been adopted at RWTH Aachen University with the development of the Aeroelastic Coupling Module (ACM). The ACM has been successfully applied in a number of projects, albeit so far only to restrained configurations like wind tunnel models. For the simulation of real aircraft the presence of an artificial restraint presents a major limitation during the investigation of such design cases as the calculation of gust and manoeuvre loads or the prediction of trim drag. The extension presented in this work concerns the steady and unsteady simulation of configurations with rigid-body degrees of freedom. As the partitioned approach is employed, the rigid-body motion is realised by means of additional solvers. For steady flight, controls have to be actuated by a trim algorithm in order to achieve an equilibrium flight state. The trim algorithm works without prior knowledge of the control derivatives, which are determined during the simulation run. During unsteady simulations, the rigid-body motion is integrated in time. To prevent that loads are accounted for twice, once in the rigid-body motion and then again in the structural deformation, a mean axes system according to Milne is introduced. Moreover, the distributed structural loads have to be so modified by inertia loads that their total sum vanishes in this moving reference frame. The algorithm is put to test with a generic Ultra High Capacity Aircraft. Departing from a steady trim state, it is excited with gusts of different lengths. With the mass and stiffness distributions defined for the model, unstable coupling occurs between the short-period mode and the symmetric wing main bending mode. A tentative instability mechanism is identified, which is somewhat similar to body freedom flutter.

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