Computational Aeroelasticity with CFD models L. Cavagna, G. Quaranta, P. Mantegazza Dip. di Ingegneria Aerospaziale, Politecnico di Milano Luca cavagna worked very hard on this project CAPI 2007 Calcolo ad Alte prestazioni in Italia 15-16 Ottobre

Sommario NAEMO Numerical AeroElastic MOdeller based on CFD Aeroelasticità Computazionale collaborazione fra POLIMI & Alenia Aermacchi per M-346 Procedure di accoppiamento spaziale Solutore per il movimento delle griglie Deflessione delle superfici mobili Tipologie di analisi Analisi di trim Analisi di stabilità Analisi FSI nonlineare accoppiata Validazione delle procedure sul test AGARD 445.6 Wing Applicazione all’M-346 Conclusioni e sviluppi futuri Joint Project set up by polimi & alenia aermacchi for setting up a CA library for aeroservoelastic assessment of aircraft. The project Main objective of the program has been the aeroelastic assessment of the new M-346 advanced trainer actually developed at Alenia Aermacchi The main result of this project is the library of tools called NAEMO I will present just few key aspects that have been developed in NAEMO: to exchange information between fluid and structural discretizations the grid motion solver methodology used to achieve the control surface deflection in the numerical models The whole set of procedures has been validated on the classical AGARD 445.6 wing experiment. I will briefly show the main results of such validation Then I will present few application of the library to the M-346 describing also the techniques implemented in NAEMO to achieve such results The CFD and structural model have been validated comparing the results with experiments I will give few details on each of these points I will draw some conclusion regarding the work that has been done so far and few words about future developments of the project

Computational Aeroelasticity I flussi transonici sono caratterizzati da complessi fenomeni nonlineari onde d’urto Necessario adottare un approccio Computational Fluid Dynamics (CFD) Aeroelasticità Computazionale Progetto di ricerca congiunto fra il DIAPM & Alenia Aermacchi per sviluppare delle procedure efficaci per analisi AC Requisiti: Approccio partizionato Utilizzo di software “off-the-shelf” ROM delle forze aerodinamiche per analisi rapide di stabilità Analisi aeroservoelastiche Obiettivi principali: Studio aeroservoelastico del velivolo M-346 Advanced Trainer What is computational aeroelasticity ? All of you know that when transonic fields are analyzed complex nonlinear phenomena such as shock waves appear in the flow field As a consequence it is not possible anymore to use classical approaches for the solution of the fluid flow, and it necessary to switch to more demanding Computational fluid dynamics approaches Polimi and AA deciced to tackle the problem starting a joined effort to develop a set of computational aeroelasticity procedures affordable for a not so large aerospace company Which where the requirements of such a program First of all a partitioned approach must be followed meaning that independent solver must be used for the computation of the structural and aerodynamic field Additionally these two fields have to be solved using what we may call “off-the-shelf” software, no development of a completely new software, which is often the goal of university  Another qualifying point was the capability to extract ROM Aeroservoelastic analysis which means not only the simulation of structure and aerodynamics but also servo-actuators and control logic

NAEMO–CFD Collezione di metodi distribuiti come Plug-in per il software commerciale CFD FLUENT ® Dynamic Aeroelasticity Stabilità nonlineare & LCO Inviluppo di flutter aeroservoelastico Aerodynamic model RANS Structural modal base (FEM / GVT) Coupling procedure Grid-motion solver CFD-ALE solver FLUENT Reduced Order Models Configurazioni di equilibrio Derivate di stabilità aeroelastiche CSD solver NASTRAN Static Aeroelasticity The principal result of this joined effort is the library of tools called NAEMO-CFD NAEMO is a collection of tools distributed as a plug-in for the commercial CFD solver FLUENT The starting points are: on one side a structural finite element model developed in NASTRAN, useful to extract modal information about the structure On the other side the CFD model based on the Reynolds averaged Navier Stokes equations develop in FLUENT, so “off the shelf” software The CFD model uses the Arbitrary Langrangian Eulerian formulation to handle the changes of shape of the aircraft required by aeroelastic solutions These two block cad dialog by a set of coupling procedures to exchage information between the two domains To account for structural deformation the CFD grid must be continuously updated. This point is addressed by the grid motion solver of NAEMO NAEMO can be used to drive different kind of aeroelastic analysis It is possible to run static aeroelastic analysis which means elastic trim and stability derivatives computations NAEMO can be used also to derive ROM of generalized aerodynamic forces which are useful for the flutter assessment of the aircraft Finally for a fully coupled nonlinear solver is implemented

Accoppiamento spaziale Obiettivo: scambiare informazioni fra il modello strutturale e la discretizzazione CFD Requisiti: Capacità di gestire: Griglie differenti definite sulla stessa geometria Griglie differenti su geometrie differenti (e.g. modelli a travi interfacciati con 3D CFD) Gestire correttamente l’estrapolazione Controllo della qualità e della regolarità delle informazioni scambiate Assicurare la conservazione dell’energia scambiata How the spatial coupling algorithms works: The objective is to exchange information between the fluid and the structural solvers The requirements are the following Abiliy to handle different grids defined on the same geometry which means structure and fluid grid on the same surface but with different elements type and size Different grids on different geometry which means that the two parts are not defined on the same geometry look for example to a stick beam model that must be interfaced with a CFD grid Handle extrapolation correctly because there are often parts of the aircraft which are not included in the structural model Definizione di un schema di interfaccia Meshless basato su Minimi Quadrati Mobili pesati attraverso funzioni RBF a supporto compatto

Accoppiamento spaziale (Cont.) Discontinuità in presenza di superfici mobili Corretta deformazione della fusoliera Estrapolazione del movimento Primo modo flessionale simmetrico Primo modo flessionale antisimmetrico

Deformazione di griglia Compito complesso e dispendioso (attenzione ai volumi negativi) E’ richiesto un metodo robusto ed efficiente Si sfrutta l’analogia con un continuo elastico Ogni elemento ha un modulo elastico pari a Previene il collasso perchè Lmin = 0  no sfondamento Distanza fra i centroidi Lmin Non previene il collasso Distanza fra I nodi Lmin Si possono utilizzare tutti i tipi di elementi rappresentandoli come somma di tetraedri Grid deformation is a crucial task. For this application the standard fluent algorithm is not robust enough The continuum is more robust than the spring network used by fluent The exponent is used to have small elements near the aircraft stiffer

Deformazione di griglia (Cont.) Riduzione dimensioni computazionali: Diradamento della griglia Risoluzione di un problema più piccolo Interpolazione degli spostamenti calcolati Composizione modale di griglie deformate qi + qk = Additional techniques Modal superimposition of deformed grid There is not a guarantee that it works, but often it does

Deflessione delle superfici mobili Ampie rotazioni rigide delle superfici possono essere richieste per la ricerca della soluzione di equilibrio stazionaria Remeshing: costoso Fenomeno del “mesh shearing” conduce a celle collassate o problemi mal-condizionati Celle molto distorte a causa del mesh-shearing To move the control deform locally instead of tearing the grid Deformation causes ill conditioning of cell collapse especially for all movable stabilators A better approach is the inclusion of two coincident grid surfaces at the control attachment where the nodes on the two sides may slide independently These are surfaces where the information is again exchanged by means of interpolations

Deflessione delle superfici mobili Per permettere la corretta formazione delle aperture in seguito al movimento si utilizza la tecnica delle mesh non conformi Si definiscono due superfici coincidenti con nodi che scorrono su ciascuna in maniera indipendente. Interpolazione per scambiare informazioni Quando compare una nuova superficie interna della struttura il codice impone automaticamente la condizione di parete

Deflessione delle superfici mobili (Cont.) Definizione di blocchetti interni associati a ciascuna superficie di controllo Confini esterni di ciascun blocco interfacciati con una griglia esterna attraverso superfici con griglie non conformi This technique is defined as non conformal meshes in fluent Ogni sotto-dominio contiene una superficie mobile di controllo “Non-matching sliding surfaces”

Deflessione delle superfici mobili (Cont.) Le griglie in ciascun blocco vengono deformate in modo indipendente Per tener conto in modo migliore della deformabilità strutturale, ogni blocchetto può traslare e ruotare rigidamente all’interno della griglia globale Corretta formazione del vortice di estremità in corrispondenza della sezione finale e iniziale dell’alettone

Analisi di trim sul velivolo flessibile libero Risolvere un sistema di equazioni nonlineare Parametri del flusso fissati dall’utente Parametri strutturali e della meccanica del volo Equazioni di moto rigido Equazioni dei modi propri elastici del velivolo libero Equazioni elastiche e quelle di moto rigido sono disaccoppiate Solo 6 parametri della meccanica del volo possono essere risolti, il resto deve essere assegnato dall’utente a seconda della manovra in analisi.

Analisi di trim sul velivolo (Cont.) Define fixed and configuration parameters Update CFD solution Cruise flight Update far-field, reference frame parameters and rotate control surfaces Newton step GMRES evaluations END Check convergence on flight-mechanics Deform CFD domain Solve structural problem Evoluzione residuo Ampiezze modali a , d piani di coda orizzontali

Modelli ridotti linearizzati I modelli linearizzati vengono determinati attraverso l’applicazione di piccole perturbazioni ai contorni solidi del dominio CFD, partendo dalle condizioni di trim L’ingresso modale è applicato utilizzando un segnale temporale a scalino raccordato FFT della risposta: colonna della matrice di trasferimento GAF Modello agli stati identificato utilizzando una tecnica agli stati finiti Se si considerano I modi rigidi le matrici D0, D1 e D2 contengono informazioni sulle derivati di stabilità aeroelastiche

Flutter boundaries I limiti di flutter vengono determinati risolvendo un semplice problema agli autovalori Si possono aggiungere stati addizionali per rappresentare: servo-attuatori Flight Control Systems …

Soluzioni dirette non-lineari Cosa succede vicino al punto di flutter? Come evolve il sistema? Procedura per verificare i risultati ottenuti dal metodo linearizzato Approccio partizionato, debolmente accoppiato “Predictor/corrector” basato sull’algoritmo di Crank-Nicholson Nonlinearità locali (giochi, saturazioni) possono essere aggiunte. Prediction of structural motion Flow-field solution Correction of the prediction Grid-motion algorithm Next time-step

Test: AGARD 445.6 Classico flutter flesso-torsionale Meno dell’1% di errore in regime subsonico e transonico 20% di errore in regime supersonico (risultati simili da altri autori)

Dynamic Aeroelasticity

Soluzioni CFD strazionarie su M-346 Calcoli RANS validati con confronto con misure di galleria con PSP Spalart-Allmaras (+ funzioni di parete) Buon accordo nella predizione della posizione dell’onda d’urto Pressure sensible paint bottom top

Flutter boundaries: M-346 Validazione della tecnica attraverso un confronto con DLM in regime subsonico, “shock-free”: Mach 0.6 Causato da una diversa “efficacia” delle superfici mobili di coda

Flutter boundaries per M-346 (Cont.) Frequenza Diversa pendenza g-damping

Conclusioni e sviluppi futuri Una libraria di metodi per analisi aeroservoelastiche è stata sviluppata e attentamente verificata Validazione con classici test sperimentali (AGARD 445.5) e comparazioni con altri risultati ottenuti per il velivolo M-346 Sviluppi futuri: Accoppiamento con software multicorpo per simulare manovre complete non-stazionarie Aggiunta di modelli dinamici dei motori Estrazione di modelli ridotti non-lineari per lo studio di LCO

Acknowledgments NAEMO-CFD è un progetto di ricerca finanziato da Alenia Aermacchi che ringraziamo per il supporto e per il permesso di mostrare immagini riguardanti il velivolo M-346 “Advanced Jet Trainer”.