Resumen de Simulación numérica no lineal de una sección alar típica con oscilaciones autoexcitadas

Walter Castelló, Sergio Preidikman, Alejandro Brewer

• español

  La respuesta de estructuras flexibles a solicitacion es de origen aerodinámic o es generalmente de na- turaleza no lineal. La característica del comportamiento aeroelástico depende, no solo, de las propiedades de los subsistemas involucrados (est ructural y aerodinámico) sino también de la manera en que estos dos subsistemas se combinan. La respuesta no lineal de una sección alar con dos grados de libertad ha sido ampliamente estudia- da. La importancia del análisis de sistemas aeroelásticos radica en su capacidad para predecir la respuesta de al- gunos componentes críticos de una aeronave. Por ejemplo, la pérdida de rigidez en las superfi cies de control es causa de niveles inaceptables de vibraciones de la aeronave. Estas vibraciones deben ser evitadas, pues la transi- ción entre vibraciones indeseables y flutter es en general difusa. Y como es sabido, el flutter de las superficies de control puede dañarlas provocando la pérdida de la aeronave. En este trab ajo se estudia numéricamente la di- námica no lineal de un sistema aeroelástic o con comportamiento estructural no li neal cúbico y �juego� en la ri- gidez torsional de la sección alar. El modelo de or den reducido emplea las hipótesis de la conocida �sección tí- pica�. Las cargas aerodinámica s se obtienen mediante el uso de un mé todo de red de vórti ces bidimensional, inestacionario y no lineal. Las ecuaciones que gobiernan el sistema aeroelástico son in tegradas numérica, simul- tánea, e interactivamente en el dominio del tiempo. El modelo desarrollado permite de terminar la amplitud y la frecuencia de las vibraciones autoexcitada s inducidas por el cambio en la rigi dez torsional, la incidencia en la velocidad de flutter del sistema aeroelástico, y la aparición de ciclos límite. Los resultados provenientes de las simulaciones numéricas muestran una importante correlación con los obtenidos por otros autores, además el modelo matemático presentado en este trabajo resulta ser más eficiente y preciso, en particular para los casos al- tamente no lineales.

• English

  The response of flexible structures to aerodynamic loads is generally of non-linear nature. The char- acteristics of the aeroelastic behavi or depend on the properties of structural-and-aerodynamic subsystems, and also depend on the way in which these two subsystems are combined. The nonlinear response of a wing section with two degrees of freedom has been widely studied. Th e importance of aeroelastic analysis relies on its ability to predict the response of some critical aircraft component s. For example, stiffness loss in the control surfaces causes unacceptable vibration levels in the aircraft structure. These vibrati ons must be avoided because the tran- sition between undesirable vibrations a nd flutter is generally di ffuse. It is well known, that damage to the con- trol surface caused by flutter may lead to the loss of the aircraft. In this paper we study numerically the dynam- ics of a nonlinear aeroelastic system with cubic-nonlinear and freeplay in the torsion stiffness of the wing sec- tion. This reduced order model uses the well-known typical-section hypothesis. The aerodynamic loads are ob- tained through a nonlinear bidimensional unsteady vortex la ttice method. The integration of the governing equa- tions of the coupled aeroelastic system is carried out numerically, simultaneously and interactively in the time domain. Using the proposed model we can determine how a change in torsion stiffness influences the amplitude and frequency of self-excited vibrati ons, the flutter speed of the aeroelastic system, and the occurrence of limit cycles. Results from the numerical simulations show a significant correlation with those reported by other au- thors, in addition, the mathematical model presented here proved to be more efficient and accurate than other models, particularly in highly nonlinear cases.