Nonlinear Aeroelastic Simulations and Stability Analysis of a Highly Flexible Wing

Abstract

Das Ziel dieser Arbeit ist die Erweiterung der bereits existierenden Simulationstools am DLR und ihre Anwendung zur aeroelastischen Modellierung und Validierung des hochflexiblen Pazy Wing Windkanalmodells. Da aufgrund des speziellen Designs des Flügels große Deformationen erwartet werden, sollten die Simulationen vor allen Dingen das nichtlineare Verhalten der Kraft-Struktur-Interaktion (follower force problem) und geometrische Nichtlinearitäten berücksichtigen. Zu diesem Zweck wird ein am DLR entwickelter aeroelastischer Solver verwendet, der ein geometrisch nichtlineares Wirbelleiterverfahren mit der nichtlinearen statischen Lösungssequenz SOL400 des FEM-Lösers Nastran koppelt. Neben der Bestimmung stationärer aeroelastischer Gleichgewichtspunkte wird die aeroelastische Stabilität des Flügels in Bezug auf Flattern untersucht. Da herkömmliche Flatterlöser nur auf starre Strukturen, die kleine Verformungen aufweisen, angewendet werden können, besteht ein wichtiger Teil dieser Arbeit aus der Entwicklung einer Methode zur Stabilitätsanalyse hochflexibler Flügel. Folglich wird das gesamte aeroelastische System um statische Gleichgewichtspunkte mit großen Deformationen linearisiert. Hierfür wird ein lineares zeitdiskretes Zustandsraummodell verwendet. Die vorgeschlagene Methode wird anschließend mit Hilfe nichtlinearer Simluationstools im Zeitbereich verifiziert. Die statisch gekoppelten Simulationen werden für eine Reihe verschiedener Anströmgeschwindigkeiten und Anstellwinkel durchgeführt. Da die strukturellen Eigenschaften durch die Deformation des Flügels beeinflusst werden, wird die Änderung der Eigenformen und -frequenzen in Abhängigkeit der Deformation untersucht. Abschließend wird die vorgestellte Methode zur aeroelastischen Stabilitätsanalyse des Flügels verwendet. Die Ergebnisse werden mit Referenzergebnissen aus dem Flatterlöser SOL145 in Nastran und mit Daten aus einem zur entwickelten Methode ähnlichen Verfahren validiert.

The goal of this thesis is the extension of the existing simulation tools at DLR and their application for aeroelastic modelling and validation of the highly flexible Pazy wing wind tunnel model. As large deformations are expected due to the wing’s special design, the simulations should in particular account for the nonlinear behaviour of force-structure interaction (follower force problem) and geometric nonlinearities. Therefore, an aeroelastic solver developed at DLR is used, coupling a geometrically nonlinear vortex lattice method with the nonlinear static solution sequence SOL400 of the finite element solver Nastran. Besides determining steady aeroelastic equilibrium points by the means of this solver, the aeroelastic stability of the wing in terms of flutter is also to be investigated. Since common flutter speed prediction methods are only applicable to rigid structures undergoing small deformations, an important part of this thesis is the development of a method for stability analysis of highly flexible wings. Therefore, the whole aeroelastic system is linearised at static equilibrium points with large deformations using linear discrete-time state-space models. The proposed method is then verificated using nonlinear simulation tools in the time domain. Subsequently, static coupling simulations are performed for a range of onflow velocities and angles of attack. Since the structural properties are affected by the deformation of the wing, the change of mode shapes and eigenvalues is evaluated afterwards as a function of the deformation. Finally, the aeroelastic stability of the wing is determined by means of the proposed method. The results are validated with reference results obtained from the Nastran aeroelastic flutter analysis solver SOL145 and with data computed by an approach similar to the method developed in this thesis.