Passive Aeroelastic Control of Aircraft Wings Via Nonlinear Oscillators

Les phénomènes aéroélastiques ont lieu lorsqu'une structure interagit avec un écoulement qui l'entoure et ils sont une des principaux facteurs qui limitent l'enveloppe de vol des avions. Cette interaction fluide-structure peut entraîner de l'endommagement structurel, immédiat ou dû à la fatigue. Depuis le début de l'histoire aéronautique, l'aéroélasticité a toujours été un facteur important dans la conception des avions. De nos jours, les progrès de l'industrie aéronautique conduisent à la conception d'ailes plus efficaces, présentant généralement des géométries plus allongées et l'utilisation de matériaux plus légers et plus flexibles. Ces nouvelles ailes sont plus sujettes que jamais à un comportement aéroélastique, ce qui signifie que le contrôle aéroélastique reste un domaine d'étude important. De plus, les nouveaux designs des drones peuvent poser de grands défis en termes d'aéroélasticité. L'objectif de ce travail est de présenter, analyser et tester une solution innovante qui contrôle le comportement aéroélastique d'une aile d'avion pour des conditions de vol plus sûres et/ou une enveloppe de vol élargie. La solution présentée est basée sur des absorbeurs secondaires utilisés sur d'autres applications, comme les ponts suspendus. Les absorbeurs secondaires sont des systèmes masse-ressort-amortisseurs qui sont rattachés au système principal afin de modifier son comportement dynamique. Ce système de contrôle est passif, ce qui signifie qu'aucun apport d'énergie externe n'est requis. Le système présenté est intégré dans l'aile, à l'intérieur d'un volet qui oscille librement dans l'écoulement. Les avantages de ce volet sont que l'oscillateur secondaire est placé dans l'écoulement pour bénéficier d'un amortissement aérodynamique et qu'il ajoute une masse négligeable, ce qui est toujours une priorité en aéronautique. Le système de contrôle peut présenter une rigidité non linéaire le rendant efficace sur une plus large plage de fréquences. C'est une caractéristique importante, car les fréquences de l'aile évoluent avec la vitesse du vent. Afin de valider ce dispositif de contrôle innovant dans le domaine complexe de l'aéroélasticité non linéaire, une double approche est suivie utilisant à la fois l'analyse expérimentale et des simulations numériques. Concernant l'approche expérimentale, deux bancs d'essai sont créés et testés en soufflerie: une aile bidimensionnelle et une aile tridimensionnelle. Le premier banc expérimental consiste en une configuration d'aile bidimensionnelle à deux degrés de liberté, avec un volet qui peut être bloqué ou débloqué comme troisième degré de liberté, agissant comme oscillateur secondaire. Cette maquette permet de réaliser une preuve de concept du système de contrôle et met en évidence les avantages des caractéristiques non linéaires par rapport à une version linéaire. On observe que l'aile bidimensionnelle présente du flottement classique par coalescence de ses deux modes structuraux. Lorsque le système de contrôle est débloqué, la vitesse de flottement augmente, élargissant ainsi l'enveloppe de vol. De plus, le système de contrôle montre de bonnes performances de mitigation des vibrations pendant le régime post-flottement, en particulier lorsqu'il est équipé d'une rigidité non linéaire. Le deuxième banc expérimental consiste en une configuration d'aile élastique tridimensionnelle, encastrée à une extrémité et libre à l'autre extrémité. De manière similaire au premier banc d'essai, l'aile a un volet qui peut être bloqué ou débloqué et équipé du système de contrôle passif. Cette fois-ci le volet a un effet plus localisé et donc plus réaliste. L'objectif de la configuration est de faire une deuxième preuve de concept du système de contrôle, mais cette fois en tenant compte des effets structurels et aérodynamiques tridimensionnels. Les caractéristiques non linéaires, avantageuses dans la preuve de concept précédente sont retenues pour le dispositif de contrôle. L'aile tridimensionnelle présente des « vortex induced vibration » (vibration induite par tourbillon) et la mitigation des vibrations a été observée en débloquant le dispositif de commande. L'importance du dimensionnement est démontrée en faisant varier les paramètres du volet de contrôle. Le besoin de réaliser une optimisation paramétrique du dispositif de contrôle fait des simulations numériques un atout majeur. Tout d'abord, différentes méthodes numériques ont été comparées afin d'identifier leur capacité à capturer le comportement aéroélastique non linéaire complexe d'une aile bidimensionnelle. À cela s'est rajoutée une évaluation du temps et du coût de calcul. Pour cela, quatre méthodes différentes sont adaptées aux cas tests sélectionnés de la littérature. Les méthodes vont du code analytique basé sur le modèle de Theodorsen à basse fidélité, aux codes « computer fluid dynamics » de haute-fidélité couplée avec un maillage mobile avec les méthodes Euler et « unsteady Reynolds averaged Navier-Stokes » (moyenne de Reynolds). Une méthode de fidélité moyenne, « unsteady vortex lattice method », est également sélectionnée pour fin de comparaison. Les méthodes ont toutes montré une bonne concordance pour les cas de test sélectionnés et les méthodes de fidélité inférieure gagnent plusieurs ordres de grandeur en vitesse de calcul par rapport aux méthodes de fidélité plus élevée. Le développement et la comparaison de ces outils sont une première étape pour compléter la preuve de concept expérimentale du système de contrôle par des simulations numériques. Dans l'ensemble, le travail présente une nouvelle solution de contrôle innovante et montre son efficacité dans le contrôle aéroélastique des ailes à la fois bidimensionnelles et tridimensionnelles. Les forces et les faiblesses du système de contrôle sont mises en évidence et les outils nécessaires au développement ultérieur du dispositif sont mis en place.

Abstract

Aeroelastic behavior occurs when an elastic structure interacts with a flow surrounding it and is one of the main limiting factors regarding aircraft flight envelopes. This fluid-structure interaction can lead to fatal structural damage either immediate or from fatigue. Since the beginning of aeronautical history, aeroelasticity has always been an important factor in aircraft design. Nowadays, progress in the aeronautics industry is leading to more efficient wing designs, generally featuring more elongated geometries and the use of lighter and more flexible materials. These new designs are more prone than ever to aeroelastic behavior which means that aeroelastic control remains an important area of study. Furthermore, new flying devices such as drones are constantly challenging aeroelasticity. The objective of this work is to present, analyze and test an innovative solution which controls the aeroelastic behavior of an aircraft wing leading to safer flight conditions and/or to a larger flight envelope. The solution presented is based on secondary absorbers used on other applications, such as suspension bridges. These consist of mass-system-damping elements which are attached to the original system in order to alter its dynamic behavior. The control system is passive, meaning no external energy input is required. The system is integrated in the wing by means of a flap which will oscillate freely in the flow. The advantages of this flap are that the secondary oscillator is placed in the flow and therefore benefits from aerodynamic damping and adds negligible mass, which is always a priority in aeronautics. The control system can feature a nonlinear stiffness making it efficient at a larger range of frequencies. This is an important feature as the wing's frequencies will evolve with changing wind speed. In order to validate this innovative control device within the complex field of nonlinear aeroelasticity, a double approach is followed using both experimental analysis and numerical simulations. Regarding the experimental approach, two test benches are created and tested in the wind tunnel: a bidimensional and a tridimensional wing. The first experimental setup consists of a bidimensional wing setup with 2 degrees of freedom with a flap which can be blocked or unblocked as the third degree of freedom acting as the secondary oscillator. This test bench enables a proof of concept of the control system and highlights the advantages of its nonlinear features with respect to a linear version. The bidimensional wing is observed to present classic flutter by coalescence of its two structural modes. When the control system is unblocked, the flutter speed increases, enlarging the flight envelope. Additionally the control system shows good vibration mitigation performances during the post flutter regime, especially when equipped with nonlinear stiffness. The second experimental setup consists of a tridimensional elastic wing setup, clamped at one end and free at the other. Similarly to the first test bench, the wing has a flap which can be unblocked and equipped as the passive control system. In this case the flap has a more localized realistic effect which is therefore more realistic. The objective of the setup was to make a second proof of concept of the control system but this time considering tridimensional structural and aerodynamic effects. The nonlinear features, advantageous in the previous proof of concept, are retained for the control device. The tridimensional wing presents vortex induced vibration and vibration mitigation was observed by unblocking the control device. The importance of a correct design was highlighted by varying as some of the parameters in the passive control flap. The need to carry out parametric optimization of the control device makes numerical simulations a strong asset. First, different numerical methods were compared in order to identify the ability of them to capture complex nonlinear aeroelastic behavior of a bidimensional wing, as well as to assess computational time and cost. For this, four different methods are adapted to literature test cases. The methods range from low fidelity analytic Theodorsen model based code, to higher fidelity CFD codes coupled with a moving mesh with Euler and URANS methods. A medium fidelity method, UVLM, is also selected for comparison. The methods all showed good agreement for the test cases selected and the lower fidelity methods gain several orders of magnitude in computational speed with respect to the higher fidelity methods. The development and comparison of these methods is an important first step to complementing the experimental proof of concepts of the control system with numerical simulations. Overall, the work presents a new innovative control solution and shows its efficiency in wing aeroelastic control both bidimensional and tridimensional. The strengths and weaknesses of the control system are highlighted and numerical methods for complementary analysis and development and optimization of the device are developed.