LCO calculations compared with wind tunnel experiment for 2D flutter model

• Autorzy: Potkański W. , Lorenc Z. , Szeląg D.

Warianty tytułu

PL

Obliczenia LCO porównane z badaniami dwuwymiarowego modelu flatterowego w tunelu aerodynamicznym

• Języki publikacji: EN

Abstrakty

EN

The flutter analysis of modern aircraft search for the lowest (critical) flutter speed under given conditions and the variation of the critical flutter speed with certain system parameters, however static tests and ground vibration tests performed on protot ypes show existence of structural nonlinearities that result in LCO. The harmonic linearization and the continuation method, described in the paper, have been successfully used previously to LCO prediction for a two degree offreedom profile with nonlinear pitch stiffness, and a sailplane with nonlinear controls of flaps, ailerons and elevator [10, 18, The „stiff wing" flutter model, supported by the mechanical system that allows for independent movement and simulation of nonlinear stiffness in „plunge" and „pitch", has been used in wind tunnel LCO tests. The nonlinearities in experiment generated electromechanically have given a possibility to perform effective investigation of the influence of different nonlinear characteristics on LCO. The tests have been performed at the Low Turbulence Wind Tunnel in the Institute of Aviation in Warsaw [15, Comparison of LCO calculation with continuation approach against wind tunnel results for 2D flutter model with nonlinear stiffness in „plunge" and „pitch" are presented in the paper.

PL

Klasyczna analiza flatteru współczesnych samolotów polega na poszukiwaniu najniższej (krytycznej) prędkości flatteru w zadanych warunkach oraz zmiany tej prędkości przy zmianach niektórych parametrów układu (samolotu). Badania statyczne i badania rezonansowe prototypów samolotów wykazują zwykle istnienie nieliniowosci strukturalnych co skutkuje oscylacjami o ograniczonej amplitudzie (cykle graniczne LCO). Linearyzacja harmoniczna i metoda kontynuacyjna, opisana w artykule, była z powodzeniem stosowana wcześniej do wyznaczenia cykli granicznych (LCO) dla profilu o dwóch stopniach swobody z nieliniową sztywnością skrętną oraz dla szybowca z nieliniowymi układami sterowania klap, lotek i steru wysokości. Do badań doswiadczalnych LCO wykorzystano "sztywny model flatterowy skrzydła" zawieszony w tunelu aerodynamicznym w sposób umożliwiający niezależne przemieszczenia translacyjne i obrotowe oraz symulacje nieliniowych sztywnosci przy tych przemieszczeniach. Nieliniowości generowane były w eksperymencie przy pomocy układu elektro-mechanicznego co pozwoliło na efektywne badanie wpływu różnych charakterystyk sprawnościowych na LCO. Badania były przeprowadzone w Tunelu Turbulencji w Instytucie Lotnictwa w Warszawie. W artykule porównano wyniki obliczeń cyklu granicznego z wynikami badań doświadczalnych.

Słowa kluczowe

EN

LCO calculations; wind tunnel experiments; 2D flutter model

PL

obliczenia LCO; badania dwuwymiarowego modelu flatterowego; tunel aerodynamiczny

• Wydawca: Wydawnictwa Naukowe Instytutu Lotnictwa
• Czasopismo: Prace Instytutu Lotnictwa
• Rocznik: 2008
• Tom: Nr 2(193)
• Strony: 3--30
• Opis fizyczny: Bibliogr. 25 poz., rys., tab., wzory

Twórcy

autor

Potkański W.

autor

Lorenc Z.

autor

Szeląg D.

• Institute of Aviation, Al. Krakowska 110/114, 02-256 Warszawa

Bibliografia

• [1] Breitbach E.: Treatment of the Control Mechanisms of Light Airplanes in the Flutter Clearance Process, NASA Conference Publication 2085, 1979.
• [2] Breitbach E.: Flutter Analysis of an Airplane with Multiple Structural Nonlinearities in the Control System, NASA TP 1620, March 1980.
• [3] Nowak M., Potkański W.: Flutter Analysis of Light Airplanes, Prace Instytutu Lotnictwa 65, 1976, pp. 3-38.
• [4] Lee C. L.: An Iterative Procedure for Nonlinear Flutter Analysis, AIAA Journal, Vol. 24, May 1986, pp. 833-840.
• [5] Popow E. P., Platow I. P.: Approximate Methods in Analysis of Automatic Systems, Moscow 1960.
• [6] Shen S. F.: An Approximate Analysis of Nonlinear Flutter Problems, Journal of the Aero/Space Sciences, Vol. 28, Jan. 1959, pp. 25-32, 45.
• [7] Breitbach E.: Effects of Structural slyailinearities on Aircraft Vibration and Flutter, AGARD-R-665, Jan. 1978.
• [8] Lee B. H. K., Leblanc P.: Flutter Analysis of a Two-dimensional Airfoil with Cubic Non-linear Restoring Force, NRC No 25438, 1986.
• [9] Lee B. H. K., Desrochers J.: Flutter Analysis of a Two-dimensional Airfoil Containing Structural Nonlinearities, NRC N. 27833, 1987.
• [10 Potkański W.: Flutter Calculations for a System with Interacting Nonlinearities, AIAA CP9213, 1992.
• [11] Rheinboldt W. C.: Numerical Analysis of Parametrized Nonlinear Equations, John Wiley&Sons, Inc. 1986.
• [12] Meyer E. E.: Application of a New Continuation Method to Flutter Equation, 29th Structures, Structural Dynamics and Materials Conference, A Collection of Technical Papers, Virginia April 18-20, 1988.
• [13] Potkański W.: Practical Investigations of Nonlinearities in Aeroelastic Equations, Goettingen 1993, (none published).
• [14] Nowak M.: Unpublished Communication (1995).
• [15] Szeląg D.: Investigation of an influence of styructural nonlinearities on flutter limit cycle, Final Report (in polish), KBN, 1999.
• [16] Grzedziński J.: Flutter Analysis of a Two Dimensional airfoil with nonlinear springs based on center-manifold reduction, Arch. Mech., 46, (1994), pp. 735-755.
• [17] Yang Y. R., Zhao L. C.: Subharmonic bifurcation analysis of wing with store fluter, J. of Sound and Vibration, 157, (1992), pp. 477-484.
• [18] Potkański W.: Flutter analysis for a sytem with Interacting Nonlinearities, International Forum on Aeroelasticity and Structural Dynamics 1991, Aachen, DGLR-Bericht no 91-06, pp. 315-318.
• [19] McIntosh S. C. Jr., Reed E. Jr., Roden W. P.: Experimental and theoretical study of nonlinear flutter, J. Aircraft, 18, (1981), pp. 1057-1063.
• [20] Yang Y. R., Zhao L. C.: Analysis of limit cycle flutter of an airfoil in incompressible flow, J. of Sound and Vibration, 123, (1988), pp. 1-13.
• [21] Zeng Y., Singh N.: Output feedbaeck variable structure adaptative control of an aeroelastic system, J. of Guidance and Control, Vol. 21 (1999), No 6, pp 830-837.
• [22] Kiessling F., Potkański W.: Non-Linear Flutter Analysis by a Continuation Method, 2nd International Conference Engineering Aero-Hydroelasticity, Pilsen-Czech Republic, June 6-10, 1994, pp. 221-226.
• [23] Potkański W.: Nonlinear flutter analysis by application of a harmonic balance and a continuation method. Proc. of the second seminar on recent research and design progress in aeronautical engineering and its influence on eductatin (part 2). Institute of Aeronautics and Applied Mechanics, Warsaw University of Technology, Research Bulletin, No 7 (1997).
• [24] Szeląg D., Lorenc Z., Fornasier L., Posadzy P.: A Digitally Controlled Suspension System for the Real Time Generation of the Structural Nonlinearities in the Flutter Wind Tunnel Validation Testing. IFASD 2005 - Munich, DGLR-Bericht 2005-4.
• [25] Potkański W.: Determination of LCO Parameters by the Harmonic Balance and the Continuation Method – Part II Calculation Results, Institute of Aviation Internal Report No 83/BP/98.