Computational Aeroelasticity with CFD
models
L. Cavagna, G. Quaranta, P. Mantegazza
Dip. di Ingegneria Aerospaziale, Politecnico di Milano
CAPI 2007 Calcolo ad Alte prestazioni in Italia 15-16 Ottobre
Sommario
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• NAEMO Numerical AeroElastic MOdeller based on CFD
 Aeroelasticità Computazionale collaborazione fra POLIMI & Alenia
Aermacchi per M-346
 Procedure di accoppiamento spaziale
 Solutore per il movimento delle griglie
 Deflessione delle superfici mobili
 Tipologie di analisi
• Analisi di trim
• Analisi di stabilità
• Analisi FSI nonlineare accoppiata
• Validazione delle procedure sul test AGARD 445.6 Wing
• Applicazione all’M-346
• Conclusioni e sviluppi futuri
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Computational Aeroelasticity
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• I flussi transonici sono caratterizzati da complessi fenomeni nonlineari
onde d’urto
• Necessario adottare un approccio Computational Fluid Dynamics
(CFD)
Aeroelasticità Computazionale
• Progetto di ricerca congiunto fra il DIAPM & Alenia Aermacchi per
sviluppare delle procedure efficaci per analisi AC
• Requisiti:
 Approccio partizionato
 Utilizzo di software “off-the-shelf”
 ROM delle forze aerodinamiche per analisi rapide di stabilità
 Analisi aeroservoelastiche
• Obiettivi principali:
 Studio aeroservoelastico del velivolo M-346 Advanced Trainer
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NAEMO–CFD
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Collezione di metodi distribuiti come Plug-in per il software commerciale
CFD FLUENT ®
Aerodynamic model
Structural modal base
(FEM / GVT)
CSD
solver
NASTRAN
RANS
Coupling
procedure
CFD-ALE
solver
FLUENT
Grid-motion
solver
Static
Aeroelasticity
Dynamic
Aeroelasticity
Configurazioni di equilibrio
Derivate di stabilità
aeroelastiche
Stabilità nonlineare &
LCO
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Reduced Order
Models
Inviluppo di flutter
aeroservoelastico
Accoppiamento spaziale
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Obiettivo: scambiare informazioni fra il modello strutturale e la
discretizzazione CFD
Requisiti:
 Capacità di gestire:
• Griglie differenti definite sulla stessa geometria
• Griglie differenti su geometrie differenti (e.g. modelli a travi
interfacciati con 3D CFD)
 Gestire correttamente l’estrapolazione
 Controllo della qualità e della regolarità delle informazioni
scambiate
 Assicurare la conservazione dell’energia scambiata
Definizione di un schema di interfaccia Meshless basato su
Minimi Quadrati Mobili pesati attraverso
funzioni RBF a supporto compatto
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Accoppiamento spaziale (Cont.)
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Discontinuità in presenza di
superfici mobili
Corretta deformazione della
fusoliera
Estrapolazione del
movimento
Primo modo flessionale
simmetrico
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Primo modo flessionale
antisimmetrico
Deformazione di griglia
•
•
•
•
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Compito complesso e dispendioso (attenzione ai volumi negativi)
E’ richiesto un metodo robusto ed efficiente
Si sfrutta l’analogia con un continuo elastico
Ogni elemento ha un modulo elastico pari a
Distanza fra i centroidi
Distanza fra I nodi
Si possono utilizzare tutti i tipi di
elementi rappresentandoli come somma
di tetraedri
Lmin
Lmin
Non previene il collasso
Previene il collasso perchè
Lmin = 0  no sfondamento
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Deformazione di griglia (Cont.)
Composizione modale di griglie
deformate
qi +
qk =
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Riduzione dimensioni computazionali:
•
Diradamento della griglia
•
Risoluzione di un problema più
piccolo
•
Interpolazione degli spostamenti
calcolati
Deflessione delle superfici mobili
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• Ampie rotazioni rigide delle superfici possono essere richieste per la
ricerca della soluzione di equilibrio stazionaria
• Remeshing: costoso
• Fenomeno del “mesh shearing” conduce a celle collassate o problemi
mal-condizionati
Celle molto distorte a causa
del mesh-shearing
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Deflessione delle superfici mobili
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Per permettere la corretta formazione delle
aperture in seguito al movimento si utilizza la
tecnica delle mesh non conformi
Si definiscono due superfici coincidenti con nodi
che scorrono su ciascuna in maniera indipendente.
Interpolazione per scambiare informazioni
Quando compare una
nuova superficie interna
della struttura il codice
impone automaticamente
la condizione di parete
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Deflessione delle superfici mobili (Cont.)
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 Definizione di blocchetti interni associati a ciascuna superficie di
controllo
 Confini esterni di ciascun blocco interfacciati con una griglia
esterna attraverso superfici con griglie non conformi
“Non-matching sliding surfaces”
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Ogni sotto-dominio contiene una
superficie mobile di controllo
Deflessione delle superfici mobili (Cont.)
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• Le griglie in ciascun blocco vengono deformate in modo indipendente
• Per tener conto in modo migliore della deformabilità strutturale, ogni
blocchetto può traslare e ruotare rigidamente all’interno della griglia
globale
Corretta formazione del vortice di estremità in corrispondenza della
sezione finale e iniziale dell’alettone
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Analisi di trim sul velivolo flessibile libero
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Risolvere un sistema di equazioni nonlineare
Parametri del flusso fissati
dall’utente
Parametri strutturali e della
meccanica del volo
Equazioni di moto rigido
Equazioni elastiche e quelle di
moto rigido sono disaccoppiate
Equazioni dei modi propri elastici del
velivolo libero
Solo 6 parametri della meccanica del volo possono essere risolti, il
resto deve essere assegnato dall’utente a seconda della manovra in
analisi.
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Analisi di trim sul velivolo (Cont.)
Define fixed and
configuration
parameters
Update CFD
solution
Cruise flight
Newton
step
END
Check
convergence on
flight-mechanics
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GMRES
evaluations
Deform CFD
domain
Update far-field,
reference frame
parameters and rotate
control surfaces
Solve structural
problem
Evoluzione
residuo
a , d piani
di coda
orizzontali
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Ampiezze
modali
Modelli ridotti linearizzati
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• I modelli linearizzati vengono determinati attraverso l’applicazione di
piccole perturbazioni ai contorni solidi del dominio CFD, partendo
dalle condizioni di trim
• L’ingresso modale è applicato utilizzando un segnale temporale a
scalino raccordato
• FFT della risposta: colonna della matrice di trasferimento GAF
• Modello agli stati identificato utilizzando una tecnica agli stati finiti
Se si considerano I modi rigidi le matrici D0, D1 e D2 contengono
informazioni sulle derivati di stabilità aeroelastiche
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Flutter boundaries
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I limiti di flutter vengono determinati risolvendo un semplice problema
agli autovalori
Si possono aggiungere stati addizionali per rappresentare:
• servo-attuatori
• Flight Control Systems
•…
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Soluzioni dirette non-lineari
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• Cosa succede vicino al punto di flutter? Come evolve il sistema?
• Procedura per verificare i risultati ottenuti dal metodo linearizzato
• Approccio partizionato, debolmente accoppiato
Prediction of
structural
motion
Grid-motion
algorithm
Correction of
the prediction
Flow-field
solution
Next time-step
• “Predictor/corrector” basato sull’algoritmo di Crank-Nicholson
• Nonlinearità locali (giochi, saturazioni) possono essere aggiunte.
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Test: AGARD 445.6
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• Classico flutter flesso-torsionale
• Meno dell’1% di errore in regime subsonico e transonico
• 20% di errore in regime supersonico (risultati simili da altri autori)
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Dynamic Aeroelasticity
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Soluzioni CFD strazionarie su M-346
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• Calcoli RANS validati con confronto con misure di galleria con PSP
• Spalart-Allmaras (+ funzioni di parete)
• Buon accordo nella predizione della posizione dell’onda d’urto
bottom
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top
Flutter boundaries: M-346
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• Validazione della tecnica attraverso un confronto con DLM in regime
subsonico, “shock-free”: Mach 0.6
Causato da
una diversa
“efficacia”
delle superfici
mobili di coda
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Flutter boundaries per M-346 (Cont.)
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Frequenza
Diversa pendenza
g-damping
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Conclusioni e sviluppi futuri
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• Una libraria di metodi per analisi aeroservoelastiche è stata sviluppata
e attentamente verificata
• Validazione con classici test sperimentali (AGARD 445.5) e
comparazioni con altri risultati ottenuti per il velivolo M-346
Sviluppi futuri:
 Accoppiamento con software multicorpo per simulare manovre
complete non-stazionarie
 Aggiunta di modelli dinamici dei motori
 Estrazione di modelli ridotti non-lineari per lo studio di LCO
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