Kevyen vesilentokonekonseptin pyrstön ja pyrstöpuomien alustava aeroelastinen analyysi

Abstract

Tässä työssä tutkitaan konseptivaiheessa olevan kevyen vesilentokoneen aeroelastisia ominaisuuksia. Koska koneen pyrstö on epätavanomainen, mielenkiinto kohdistuu erityisesti pyrstön keskeisten aeroelastisten tekijöiden määrittämiseen. Näitä tietoja voidaan käyttää viranomaisvaatimusten turvallisen lentonopeusalueen arviointiin. Numeerisessa laskentamenetelmässä rakenne yksinkertaistetaan lineaarisiksi palkki- ja massaelementeiksi. Lähtötietona ensimmäiselle komponenttien massaestimaateille on koneen kokoluokka ja sen päämitat. Tämän ja rakennetta koskevien alkutietojen perusteella rakenne mitoitetaan analyyttistä koodia käyttäen kvasi-staattisessa ylösvetotilanteessa. Tästä saadaan massa, hitausmassa sekä jäykkyysjakaumat modaalija aeroelastista analyysia varten. Laskentaohjelmassa aeroelastisen matriisin muodostamiseen käytetään pyörrehilamenetelmää, minkä vuoksi virtaus oletetaan pyörteettömäksi, isentrooppiseksi ja kitkattomaksi. Flutteriratkaisu on lineaarinen ja pätee alisoonisella nopeusalueella. Menetelmässä kantopinnat diskretisoidaan yksinkertaisiksi paneeleiksi, jotka muodostuvat stationääreistä alkeispyörteistä ja harmonisesti oskilloivista lähteistä. Rungon, puomien tai kellukkeiden aerodynaamisia voimia ei huomioida. Paneelien kuormat lasketaan toteuttamalla kinemaattinen virtausehto niiden pinnalla. Kuormien ja rakenteen siirtymien yhteensovittamiseksi ratkaisijassa käytetään neliösummaan perustuvaa interpolaatioskeemaa.

Käytetty laskentamenetelmä soveltuu konseptivaiheen aeroelastista analyysiä varten, kun koneen rakenteen yksityiskohtaista tietoa ei vielä ole saatavilla. Se mahdollistaa suhteellisen nopean analyysin monille konseptin erilaisten parametrien variaatioille, josta keskeiset aeroelastiset ominaispiirteet saadaan selvitettyä. Menetelmä ei huomioi ohjainpintojen liikemuotoja ja niiden liitos emopintaan oletetaan jäykäksi. Lisäksi muiden komponenttien yhteenkytkennän mahdollista joustavuutta ei mallinneta. Koska konseptin siipi, pyrstö, runko ja siipipuomit ovat yhteenkytkettyjä, muodostuu tästä kompleksinen värähtelysysteemi. Aeroelastisen mallin redusointi pelkäksi puomipyrstö-systeemiksi saattaisi muuttaa olennaisesti värähtelymuotoja, minkä vuoksi systeemin malliin otetaan huomioon kaikki komponentit.

Konseptin alimpia ominaismuotoja hallitsee voimakkaasti pyrstön värähtely, johon kytkeytyy myös siiven ja puomien värähtelyt. Viiden ensimmäisen ominaismuodon värähtely on pääasiassa pyrstön värähtelyä. Vasta kuudennessa ominaismuodossa siiven taivutusvärähtely on hallitseva vaikka tähänkin liittyy puomien poikittaisvärähtely. Näin ollen alimpiin kriittisiin flutterinopeuksiin liittyvät ominaismuodot ovat pääasiassa pyrstön värähtelyä. Merkittävin tekijä kriittisen nopeuden nostamisessa minimi flutterinopeuden yläpuolelle on pyrstöputken jäykkyyden lisääminen, johon on suunnittelussa kiinnitettävä erityistä huomiota. Myös siipipuomien ominaisjäykkyyden lisääminen kasvattaa kriittistä nopeutta, vaikkakin sen merkitys ei ole erityisen suuri.

In this work, the aerodynamic properties of a light aircraft are studied in the conceptual desing phase. Since the tail of the aircraft is unusual, the interest is especially directed to find the key aeroelastic factors of the tail structure. This information can be used to assess the safe airspeed rating of the authorities. In the numerical calculation method used in this thesis the structure of aircraft is simplified to linear beam and lumped mass system. As a starting point for the components first mass estimate are the aircraft size class and its dimensions. Based on this and the preliminary knowledge of the structure, the structure are sized in the analytical code using a quasi-static pull up maneouver. This results in mass, inertia and stiffness distributions for modal and aeroelastic analysis. The flutter solver uses a Doublet–Lattice method to form aeroelastic matrix and flow is assumed irrotational and isentropic. In the method, the surfaces are discretized into simple panels consisting of stationary primitives and harmonically oscillating sources. The aerodynamic forces of the fuselage, booms, propeller or floats are not taken into account. Panel loads are calculated by implementing their kinematic flow condition on their surface. Coordinating the loads and structural displacements between the aero–structural grids the solver uses moving least-square based interpolation scheme.

The calculation method used is suitable for aeroelastic analysis in the conceptual phase, where detailed data on the structure of the aircraft is not yet available. It allows a relatively fast analysis of many variations of the different parameters of the concept from which the key features can be identified. The method does not take account the motion of the control surfaces and their connection to the base surface is assumed to be rigid. Moreover, the possible flexibility of interconnection of other components were not modeled.

Since the wing, tail, body and wing assemblies are interconnected, a complex vibration system is formed. Reducing the model to a boom and tail system could change substantially the oscillating shapes, therefore all components are taken into account in the system's model. The lowest mode shapes of the concept studied in this thesis are drastically dominated by the vibration of the tail, which is also associated with oscillations of the wing and wing booms. The vibration of the first five mode shapes is mainly vibration of the tail. Only in the sixth mode shape the bending vibration of the wing is dominant but there is also transverse oscillation of the wing booms. Thus, the eigenmodes associated with the lowest critical flutter speeds are mainly vibration of the tail. The most important factor in increasing the flutter speed above the minimum allowed is to increase the stiffness of the fuselage tail boom, which must be specifically considered in the design. The specific stiffness of wing booms also affects to critical speed, although its importance is not particularly high.