Flutter di Velivoli con comandi Fly By Wire e Non Linearità

Questa tesi ha inteso fornire alcuni strumenti affidabili e veloci per eseguire analisi di flutter e di risposta aeroelastica dinamica in presenza di non linearità nella movimentazione delle superfici di controllo. Tali strumenti sono stati sviluppati sia per velivoli con comandi manuali sia per velivoli con comandi Fly By Wire. In tal modo è stato arricchito il pacchetto, già a disposizione, di codici in house per l’analisi di flutter, mantenendone invariato l’approccio, che è quello che utilizza la tecnica della sottostrutturazione dinamica (extra modi), fulcro di tutta l’attività. La tesi ha seguito un criterio incrementale di problematiche da affrontare. Si è partiti con un velivolo convenzionale rispondente alle normative di aeronavigabilità europee EASA CS-23, a comandi manuali, con alettone affetto da una non linearità bilineare in rigidezza. È stata messa a punto la tecnica del Bilancio Armonico per linearizzare il problema ovvero per calcolare dei valori di rigidezza equivalente al variare dell’ampiezza di oscillazione. Tali valori sono stati utilizzati per eseguire delle analisi di flutter parametriche in rigidezza (analisi pseudo – lineari). Per confermare la bontà dell’approccio utilizzato, il problema è stato riformulato con la scrittura del sistema in forma stato vettore non lineare, che è stato integrato nel tempo con il metodo di Runge Kutta del quarto ordine. I risultati in termini di velocità di flutter sono in ottimo accordo tra i due approcci, confermando la bontà del Bilancio Armonico per il caso esaminato. Successivamente ci si è posto il problema di assemblare le leggi di controllo delle superfici mobili nelle equazioni della stabilità aeroelastica (ciclo chiuso), in campo lineare. Ciò è stato fatto per un velivolo sperimentale non convenzionale ad ali giuntate, per il quale era disponibile la legge di controllo dell’elevatore. In particolare, per tener conto della legge di controllo, in coda al sistema aeroelastico sono state aggiunte le ulteriori equazioni della legge di controllo. Per rendere possibile la risoluzione del sistema aeroservoelastico è stato necessario ricorrere ad un artifizio che consentisse l’inversione della matrice di massa: è stato applicato un opportuno numero di derivatori alle equazioni aggiuntive in modo da ottenere un sistema completo del secondo ordine. La legge di controllo viene inclusa nel codice (che è stato modificato opportunamente per essere in grado di recepirla) con tre matrici aggiuntive. In tal modo il sistema principale non cambia ed è possibile eseguire calcoli parametrici al variare della legge di controllo. Allo scopo di verificare la consistenza di tale approccio, dello stesso sistema è stata studiata la risposta impulsiva per determinare la velocità di flutter. A tale fine sono state osservate nel tempo le risposte nella direzione Z di nodi situati sull’ala anteriore, fusoliera ed elevatore. I risultati mostrano una velocità di flutter in linea con quella valutata precedentemente con l’approccio derivativo. L’approccio derivativo è stato utilizzato anche per l’aggiunta di un servoattuatore idraulico nella dinamica dell’intero velivolo (ciclo aperto), poiché tali equazioni, per come sono scritte, non formano un sistema completo del secondo ordine, bensì un sistema misto secondo – primo ordine. L’applicazione è stata fatta ad un velivolo convenzionale rispondente alle normative di aeronavigabilità europee EASA CS-25. Il servoattuatore, che muove l’elevatore, è stato dapprima dimensionato in maniera tale da rispondere al requisito minimo di rigidezza. Anche in questo caso l’inclusione delle equazioni aggiuntive è operata mediante delle matrici aggiuntive che vengono riconosciute dal codice. Le equazioni del servoattuatore idraulico sono linearizzate ovvero la funzione portata è linearizzata con uno sviluppo in serie di Taylor arrestato al primo ordine attorno al punto di nullo. Nell’ultimo capitolo della tesi l’ipotesi di linearità della funzione portata del servoattuatore è stata rimossa. Lo scopo è risolvere il sistema aeroelastico non lineare nel tempo, inclusivo delle equazioni del servoattuatore idraulico. È stata dapprima tentata la strada dell’approccio derivativo, con risultati che si sono rivelati fisicamente incoerenti, nel senso che le risposte a delle eccitazioni operate mediante l’input alla servovalvola mostravano delle incongruenze. Questo fatto è legato proprio all’approccio derivativo, che non crea problemi nella risoluzione dell’equazione di stabilità ma non è altrettanto adatto a risolvere la risposta dinamica. È stato quindi necessario cambiare l’approccio: allo scopo di rendere le equazioni del servoattuatore da miste a complete del secondo ordine è stato aggiunto, nell’equazione della servovalvola, un termine fittizio nella derivata seconda della pressione. Il coefficiente moltiplicativo di tale termine fittizio (che nella nostra trattazione è stato denominato “massa fittizia”) è stato scelto molto piccolo ma tale da non dare problemi di overflow nel calcolo. Per validare l’approccio della massa fittizia è stato dapprima studiato l’andamento in velocità degli autovalori del solo sistema attuatore – superficie mobile: sono stati confrontati i risultati di analisi flutter lineare, con funzione portata linearizzata alla Taylor, sia per l’approccio derivativo che quello con massa fittizia: l’accordo è ottimo. Tali risultati sono stati confrontati anche dopo aver aggiunto i modi elastici: gli andamenti sono preservati e la velocità di flutter non varia. È stata inoltre messa a punto, anche in questo caso, una tecnica di linearizzazione simile al Bilancio Armonico utilizzato per affrontare la non linearità in rigidezza (Capitolo 2). Tale tecnica (abbinata all’approccio della massa fittizia) è risultata in preciso accordo con i risultati di flutter ottenuti con la linearizzazione alla Taylor. Ancora una volta l’andamento degli autovalori in velocità sono preservati e la velocità di flutter non cambia. Si precisa che trattasi sempre di analisi a ciclo aperto. A questo punto ci si è sentiti confidenti nell’applicare l’approccio della massa fittizia anche alla risoluzione del problema di risposta aeroelastica dinamica non lineare (a ciclo aperto). Alla velocità presunta di flutter l’input della servovalvola è stato eccitato con un segnale sinusoidale fino a 0.5 [s] e poi zero fino a 4 [s], in modo da prelevare anche la risposta libera del sistema. Le risposte osservate su alcuni nodi strutturali confermano l’insorgenza del flutter. In particolare l’oscillazione persistente si nota proprio sull’ala, coinvolta nel meccanismo di flutter. Le analisi non lineari nel tempo confermano la bontà del modello e sono in preciso accordo con le analisi lineari nel dominio della frequenza, sia con linearizzazione alla Taylor che con Bilancio Armonico. In particolare si è osservato che la non linearità ha influenza trascurabile sul flutter, giacché le frequenze del servoattuatore, per come è stato dimensionato, sono molto superiori a quelle dei modi con cui potrebbe innescarsi l’instabilità. L’eccitazione è stata poi operata anche sull’alettone, portando agli stessi risultati in termini di velocità di flutter. Il fatto che, a ciclo aperto, sia alquanto improbabile che si inneschi un flutter di superfici servoattuate spiega anche perché alcuni autori omettono, nell’equazione di equilibrio intorno all’asse di cerniera, il contributo aerodinamico della superficie di controllo: se già è noto che non vi sarà mai accoppiamento con il sottosistema attuatore è solo un onere in più portare in conto l’aerodinamica della superficie di governo. Al contrario non è detto che ciò sia corretto a ciclo chiuso, dove è molto probabilmente necessario correggere i guadagni della legge di controllo per soddisfare il requisito di stabilità aeroelastica

Plasma wind tunnel characterization of plasma-sprayed UHTC coatings

Ceramic coatings are widely used as thermal barrier or as oxidation barrier, in many industrial applications. The use of UHTC is mandatory when dealing with hypersonic vehicles characterized by high thermal flux in oxidizing environment. Since 2000, in the framework of the national aerospace research program (PRORA-SHS) and within various other National and European programs, CIRA has studied, developed, and tested monolithic UHTCs and UHTC coatings on different high temperature structural materials. Small winglets and nose made in UHTC (EXPERT and SHARK project) or UHTC coated (SCRAMSPACE project) were designed, manufactured and installed on rockets or re-entry vehicles for in-flight qualification. Unfortunately, only the SHARK nose tip experienced the flighty environment. Please click Additional Files below to see the full abstract

On the Preliminary Structural Design Strategy of the Wing of the Next-Generation Civil Tiltrotor Technology Demonstrator

The T-WING project is a Clean Sky 2 research project aimed at designing, manufacturing, qualifying and flight-testing the new wing of the Next-Generation Civil Tiltrotor Technology Demonstrator (NGCTR-TD), as part of the Fast Rotorcraft Innovative Aircraft Demonstrator Platforms (FRC IADP) activities. Requirements, design strategy, methodology and main steps followed to achieve the composite wing preliminary design are presented. The main driving requirements have been expressed in terms of dynamic requirements (e.g., limitations on natural frequencies), aeroelastic requirements, i.e., compliance with European Aviation Safety Agency (EASA) CS-25 and CS-29 Airworthiness Requirements), structural requirements (e.g., target wing structural mass), functional requirements (e.g., fuel tanks, accessibility, assembly and integration, etc.) and wing preliminary loads. Based on the above-mentioned requirements, the first design loop is performed by targeting an optimal wing structure able to withstand preliminary design loads, and simultaneously with stiffness and inertia distributions leading to a configuration free from flutter within the flight envelope. The outcome from the first design loop is then used to refine the model and compute more reliable flight loads and repeat aeroelastic analysis, returning further requirements to be fulfilled in terms of wing stiffness and inertia distributions. The process is iterated till the fulfillment of all the project requirements

Wing structure of the next-generation civil tiltrotor: From concept to preliminary design

The main objective of this paper is to describe a methodology to be applied in the preliminary design of a tiltrotor wing based on previously developed conceptual design methods. The reference vehicle is the Next-Generation Civil Tiltrotor Technology Demonstrator (NGCTR-TD) developed by Leonardo Helicopters within the Clean Sky research program framework. In a previous work by the authors, based on the specific requirements (i.e., dynamics, strength, buckling, functional), the first iteration of design was aimed at finding a wing structure with a minimized structural weight but at the same time strong and stiff enough to comply with sizing loads and aeroelastic stability in the flight envelope. Now, the outcome from the first design loop is used to build a global Finite Element Model (FEM), to be used for a multi-objective optimization performed by using a commercial software environment. In other words, the design strategy, aimed at finding a first optimal solution in terms of the thickness of composite components, is based on a two-level optimization. The first-level optimization is performed with engineering models (non-FEA-based), and the second-level optimization, discussed in this paper, within an FEA environment. The latter is shown to provide satisfactory results in terms of overall wing weight, and a zonal optimization of the composite parts, which is the starting point of an engineered model and a detailed FEM (beyond the scope of the present work), which will also take into account manufacturing, assembly, installation, accessibility and maintenance constraints

Nonlinearities in Flutter Evaluation

Flutter and other aeroelastic instability phenomena have had a significant influence on airplane development and the airworthiness criteria governing the design of civil airplanes. Flutter analyses are usually carried out with the hypothesis of structural linearity, but experience shows that a satisfactory description of the flutter phenomena cannot be made apart from nonlinearities. Nonlinearities can be lumped, typical of control surface mechanisms or distributed, such as those associated with riveted/bolted connections. Because of the huge amount of riveted/bolted joints almost everywhere in the structure, their contribution to nonlinearities can be considered as “distributed” and consequently their effect on normal modes can be neglected. On the contrary experience has taught that lumped nonlinearities strongly affect the aeroelastic stability. The present paper is focused on one of the approaches that can be followed to investigate the flutter behaviour in frequency domain when in presence of nonlinearities in the control circuit mechanism. The I-23 aircraft (Institute of Aviation, Poland) has been used as a test-case of the methodology. In particular the Harmonic Balance technique has been exploited to perform “pseudo-linear” flutter analyses with varying control circuit stiffness. Thanks to a Dynamic Substructuring approach the pseudo-linear flutter analyses have been conducted with a considerable computational time saving because all nonlinearities have been considered at the boundaries between substructures. This way of modelling allows not to recalculate the Generalized Aerodynamic Forces at every changing of control circuit parameters. Finally a set of nonlinear time analyses, by means of a nonlinear State Space representation, have been performed in order to “validate” the Harmonic Balance technique

In-flight Loads evaluation by means of Strain measurements: a Numerical case study

This paper is concerned with one of the steps to be made for recovering of flight loads from strain measurements during flight: the ground calibration aimed at calculating the best Load evaluation matrices for the structural item to be considered. A methodology based on the Skopinski approach and aimed at selecting the best set and numbers of strain measurements on a two-spar wing has been set up. The work is of a numerical nature. It is intended to be a preliminary step before the real ground calibration to be made before flight. “Virtual” calibrations by means of extensive finite element calculations have been performed. The choice of the best set of strain sensors measurements and calibration loads has been made according to Skopinski approach. In particular two calibrations have been performed, the first with simple sets of loads, resulting in unacceptable results in terms of flight loads recovering (high percent errors). The second calibration has been carried out with sets of loads more similar to typical maneuvers or gusts encountered during flight, leading to quite reliable load evaluation matrices resulting in acceptable percent errors coherent with literature

Load Alleviation on a Joined-Wing Unmanned Aircraft

In this paper a method of alleviating wing structural load of a flexible aircraft during a symmetric balanced maneuver is presented. An application on the unmanned aircraft in development at the Italian Aerospace Research Center, high altitude performance demonstrator, characterized by a joined-wing configuration, is illustrated. This load alleviation technique enables a desired value of the bending moment on a fixed wing control station to be obtained. The load reduction is achieved by deflecting a suitable set of flight-control surfaces, by always keeping the vertical load factor constant to preserve the maneuvering performance. The main hypotheses are: significant aeroelastic effects, linear behavior of aerodynamics and structure, and unvarying tensor of inertia under structural deflections. High-altitude performance demonstrator is a scaled performance demonstrator of an 80m-wing span high-altitude and long endurance unmanned aircraft in a joined-wing configuration. The advantages in terms of performance, fatigue life extension, and weight reduction can be achieved from the integration of an onboard load alleviation system. The results show that the attainable value of load alleviation in terms of bending moment reduction at the wing root is 37%. Moreover, the test-case analyses show that the maximum value of the alleviation increases with respect to the dynamic pressure although the load distribution varies because of significant aeroelastic effects

Pre-test Analyses for Flight Flutter Test of an EASA CS-23 Aircraft

Small aircraft manufacturers are typically constrained by stringent budget requirements. Among all the cost headings the certification process cost is a non-negligible part, especially as regards the tests. Flight Flutter Test is a crucial means to state flutter clearance. A fundamental issue connected to this test is the choice of good excitation devices or maneuvers in order to excite the flutter mode. Different types of excitation means are available, each one more or less suitable to the aircraft which will be tested. The choice of the best excitation device among the various available solutions basically depends upon the flutter mode frequency to be excited as well as time and budget constraints. If a rational analysis able to predict the reliability of the excitation is available, significant time/cost expenses reduction can be achieved. In this paper a pre-test analysis aimed at correctly exciting the flutter mode during Flight Flutter test on an EASA CS-23 aircraft is presented. The Aeroelastic Dynamic Response under external forces (State Space representation and modal approach) has been investigated to assess the reliability of two different types of excitation devices: the control surface pulse (with zero additional cost) and the pyrotechnical thruster (bonker). Actually no pre-Flight Flutter Test rational analyses are strictly required by Airworthiness Requirements, but it would be desirable if such an approach was followed, especially in the viewpoint of a better addressing of the test and of course the cost reduction

Ground Vibration Test and Aeroelastic Analyses of the CIRA Unmanned Space Vehicle

This paper deals with the numerical and experimental activities performed by CIRA for the Aeroelastic flutter predictions and the numerical structural model validation of the CIRA Unmanned Space Vehicle in the first phase of the Dropped Transonic Test campaign. Starting from the FE model, the numerical results have been used in order to plan the test strategy and to find the optimal location for sensors and shakers, allowing the optimal control and observation of the structural modes in the frequency range of interest. A dedicated suspension system has been designed and realized in order to achieve the test article free free boundary conditions. The Ground Vibration test has been carried out in order to characterize the experimental dynamic model of the vehicle by using both the Phase Resonance (Normal Mode) and the Phase Separation techniques. A correlation analysis between the experimental modal data and the numerical results has been performed. The aeroelastic model has been updated on the basis of experimental FRFs and modal parameters, by minimizing the discrepancies between the FE model predictions and experimental data. Finally the validated numerical model has been used to investigate the aeroelastic phenomena. The interactions of elastic, inertial and aerodynamic forces have been predicted and the flutter speeds have been calculated

Symmetric Quasi Steady Maneuver Load Alleviation – a method to predict the control surface efficiency when used as load alleviator

The main purpose of the Load Alleviation system on which this paper is focused is a drop in structural wing loads for improved performances, fatigue life, Operative Empty Weight reduction. The driving idea is to perform the alleviation during a quasi-steady symmetric maneuver by means of a symmetric actuation of dedicated control surfaces. The control effectiveness of the load alleviator is evaluated, in terms of required deflection for a desired bending moment reduction in the wing, but keeping the same maximum vertical load factor attained during the unalleviated maneuver. When high performance is important, internal structural loads (maneuver loads) reduction becomes significant, if the alleviated maneuver can be performed with the vertical load factor kept unvarying. Consequently evaluations on the load alleviator effectiveness in the early design process are appropriate to find the best set of controls. The load alleviator deflection time history is evaluated a priori, without feed-back calculations, simply depending upon elevators time history, system characteristics and flight condition. An application on a business aircraft has been performed (not neglecting structural flexibility) for two kinds of symmetric maneuvers. By adopting the ailerons as load alleviators, the maximum bending reduction at the wing root is about 37 percent, with a maximum aileron deflection less than 12 deg