Numerical Simulation of Maneuvering Aircraft by Aerodynamic, Flight Mechanics and Structural Mechanics Coupling
Selected results of the DLR Project SikMa-"Simulation of Complex Maneuvers" are presented. The objective of the SikMa Project is to develop and validate a numerical tool to simulate the unsteady aerodynamics of a free flying aeroelastic combat aircraft, by use of coupled aerodynamic, flight mechanics and aeroelastic computations. To achieve this objective, the unstructured, time-accurate flow-solver TAU is coupled with a computational module solving the flight mechanics equations of motion and a structural mechanics code determining the structural deformations. The numerical results are validated by experimental data. For this purpose several specific wind tunnel experiments with different wind tunnel models are carried out.
INTEGRATED FLEXIBLE DYNAMIC LOADS MODELS BASED ON AERODYNAMIC INFLUENCE COEFFICIENTS OF A 3 D PANEL METHOD
The integration of loads analysis models using so called aerodynamic influence coefficients (AICs) is described. These AICs relate a change of normal velocity at panel control points to a change in panel pressure distribution, allowing to consider aeroelastic effects in a straight forward manner. The aerodynamic method employed for aeroelastic applications is typically the Vortex or Doublet Lattice Method, discretizing mean lifting surfaces. In this paper, the AICs are obtained by a 3D panel method, which significantly increases the geometric fidelity and accounts for previously unmodeled flight mechanical effects. These effects are verified by comparison with the Vortex Lattice Method and CFD results. Further, an interpolation scheme is required, since the AICs of 3D panel methods depend nonlinearly on the underlying flight state. The setup of a reduced order aerodynamic model for AICs (AIC-ROM), based on proper orthogonal decomposition is presented and results are assessed.
Numerische Untersuchungen zum aeroelastischen Verhalten eines hochbelasteten Verdichterrotors
Zur Durchfuhrung numerischer Untersuchungen zum aeroelastischen Stabilitatsverhalten eines hochbelasteten transsonischen Verdichterrotors werden Verfahren im Frequenz- und Zeitbereich entwickelt. Die Schaufeln werden dabei mit einem linearen Strukturmodell in generalisierten Koordinaten beschrieben. Zur Berechnung der instationaren Luftkrafte auf der Schaufeloberflache wird ein bereits bestehender Stromungsloser eingesetzt, der die reynoldsgemittelten, dreidimensionalen Stromungsgleichungen zeitgenau lost. Die Integration der Struktur- und Stromungsgleichungen im Zeitbereich erfolgt mit speziellen Kopplungsalgorithmen, deren Genauigkeit eingehend analysiert wird. Im Frequenzbereich kommt die klassische Eigenwertbestimmung unter Anwendung der p-k-Methode zum Einsatz. Anhand zweier Testfalle werden die aeroelastischen Verfahren und ihre Komponenten uberpruft und damit die Einsatzreife der Verfahren fur aeroelastische Berechnungen bestatigt. Durch gezielte parametrische Untersuchungen wird das aeroelastische Stabilitatsverhalten des hochbelasteten Verdichterrotors analysiert und damit ein detaillierter Einblick in den Flattermechanismus gewonnen. Das an den Flattergrenzen auftretende nichtlineare Schwingungsverhalten wird beschrieben und die Auswirkung auf die Flattergrenzen untersucht.