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Transonic Static Aeroelasticity Using the 2.5D Nonlinear Vortex Lattice Method

Atanas Grozdanov

Masters thesis (2017)

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Cite this document: Grozdanov, A. (2017). Transonic Static Aeroelasticity Using the 2.5D Nonlinear Vortex Lattice Method (Masters thesis, École Polytechnique de Montréal). Retrieved from https://publications.polymtl.ca/2899/
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Abstract

RÉSUMÉ Ce mémoire traite de l’évaluation aéroélastique d’ailes peu et très flexibles dans le régime subsonique et transsonique. L’objectif de ce travail est de développer un outil d’aéroélasticité statique pour l’optimisation en phase conceptuelle et préliminaire, capable d’être utilisé en milieu industriel dans lequel les logiciels aérodynamique et de mécanique solide sont en toute probabilité différents. Le grand nombre d’itérations qui doivent être évaluées pour explorer l’espace d’optimisation impose une contrainte de faible coût de calcul. Pour atteindre cet objectif, une méthode potentielle linéaire Vortex-Lattice, combinée avec des données 2.5D RANS à l’aide d’une méthode de couplage alpha modifiée est couplée grâce à une méthode ségrégée avec un modèle d’éléments finis à petites déformations, mais grande déflexions composé de poutres Euler-Bernoulli. Les maillages fluides et solides étant très différents, une méthode d’interpolation conservative est utilisée pour transférer les forces aérodynamiques et les déformations de la structures. Ces transferts d’informations se font de manière consécutive suite aux solutions numériques individuelles du fluide et de la structure. Ce processus est répété itérativement jusqu’à l’atteinte d’une solution convergée. D’abord, le solveur d’éléments finis développé pour les calculs de structure est décrit. Sa précision est par la suite vérifiée pour des cas géométriquement non linéaires statiques et dynamiques. En deuxième lieu, la précision du couplage inviscide par méthode ségrégée est vérifiée en comparant les déformations pour le cas subsonique pour des ailes à grand élancement. En troisième lieu, la précision du couplage visqueux par méthode ségrégée est vérifiée pour le cas subsonique pour des ailes à grand élancement. Cette méthode est par la suite appliquée et validée pour un cas transsonique en comparant avec des solutions 3D RANS numériques publiées précédemment pour le modèle de soufflerie du Common Research Model. Les résultats démontrent que la précision est intéressante pour la prédiction des déformations et des distributions de pression, à un coût de calcul approprié pour les phases conceptuelles et préliminaires d’aéronefs. Finalement, les limites de la méthode et des avenues de recherches sont présentées.----------ABSTRACT This thesis deals with the static aeroelastic evaluation of subsonic and transonic aircraft wings experiencing mild to large deflections. The objective of the work is to develop a static aeroelastic tool for conceptual and preliminary design optimization, capable of performing this task within an industrial environment where computational solvers are likely to be separate for aerodynamic and structural purposes. The high number of design iterations that are necessary to explore the optimization design space requires that the computational cost of the method be low. To this end, a linear potential vortex lattice method combined with 2.5D RANS sectional data through a modified alpha coupling method is coupled to a finite element model consisting of linear Euler-Bernoulli beams in a partitioned fashion. There being a significant mismatch between the aerodynamic meshes and the structure meshes, the aeroelastic coupling uses a conservative interpolation method to transfer the aerodynamic forces and structural deflections between fluid and structural solvers. This procedure is repeated iteratively until a converged coupled solution has been obtained. Firstly, the finite element solver developed for the structural computations is detailed. The accuracy of this solver is subsequently verified for static and dynamic geometrically nonlinear cases. Secondly, the accuracy of the inviscid partitioned coupling is verified by comparing subsonic deflections for large aspect ratio wings with comparable methods that have previously been published. The results show that the method performs well in predicting the deflections of high aspect ratio wings. Thirdly, the accuracy of the viscous partitioned coupling is verified for large aspect ratio wings in the subsonic regime. The method is then applied in the transonic flight regime by comparing it with 3D RANS computation results previously published for the Common Research Model wind tunnel model. The results show impressive accuracy in predicting the wing deflections and pressure distributions, at a computational cost that is appropriate for conceptual and preliminary design. Finally, limitations and possible avenues for research are presented.

Open Access document in PolyPublie
Department: Département de génie mécanique
Dissertation/thesis director: Éric Laurendeau
Date Deposited: 23 Feb 2018 11:58
Last Modified: 27 Jun 2019 16:47
PolyPublie URL: https://publications.polymtl.ca/2899/

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