Flutter di Velivoli con comandi Fly By Wire e Non Linearità

Scopo di questa tesi è lo sviluppo di metodologie affidabili per l’esecuzione di analisi di flutter non lineare, applicabili a velivoli con comandi manuali e a velivoli con comandi Fly By Wire. Lo sforzo è mirato all’arricchimento del pacchetto, già a disposizione, di codici in house per l’analisi di flutter, mantenendone invariato l’approccio, che è quello che utilizza la tecnica della sottostrutturazione dinamica (extra modi). Tale approccio sarà esposto in dettaglio nel Capitolo 2 e rappresenta la costante di tutto ciò che sarà prodotto per il flutter non lineare, [1]. La ragione della scelta degli argomenti della tesi risiede nella necessità, ravvisata dal mondo industriale, di strumenti affidabili e veloci, che consentano di rispondere alle esigenze certificative sia di velivoli di piccole dimensioni che di velivoli di grandi dimensioni. Il cuore della tesi è costituito da tre capitoli (Capitolo 2, Capitolo 3, Capitolo 4), con livello incrementale di problematiche da affrontare. Nel Capitolo 2 si metterà a punto la tecnica del bilancio armonico per effettuare analisi di flutter nel dominio della frequenza per un velivolo di categoria EASA CS 23, in presenza di non linearità nel movimento d’alettone. Nel Capitolo 3 si scriveranno le equazioni del sistema aeroelastico in presenza di leggi di controllo o comandi servopotenziati, nell’ipotesi di linearità del sistema. Il metodo sarà applicato su due casi molto diversi tra loro: un velivolo sperimentale non convenzionale, nel quale sarà considerata la legge di controllo dell’elevatore (flutter a ciclo chiuso) e un velivolo di categoria business jet (EASA CS 25), nel quale sarà considerata la presenza del servoattuatore idraulico dell’elevatore, le cui equazioni sono esposte in APPENDICE A, [2]. Nel Capitolo 4 si utilizzerà l’approccio precedente (Cap. 2), introducendo però le equazioni non lineari della dinamica del servoattuatore idraulico, pervenendo quindi alla scrittura delle equazioni del flutter non lineare, che saranno risolte con integrazione nel tempo. Le analisi di flutter di routine sono condotte con l’ipotesi di linearità: gli spostamenti sono piccoli, le forze aerodinamiche sono proporzionali alla risposta e gli elementi del sistema di controllo rispondono linearmente con l’ampiezza dello spostamento. È noto tuttavia che nei sistemi reali sono presenti fenomeni non lineari sia dal punto di vista strutturale che dal punto di vista aerodinamico. Tali non linearità influenzano il comportamento aeroelastico del velivolo e le metodologie lineari non sono in grado di prevederlo con accuratezza. Le sorgenti di non linearità possono risiedere:  nella struttura, ad esempio la rigidezza cubica degli attacchi dei motori, il gioco nelle superfici mobili, le rigidezze bilineari dovute alla presenza di spring tab o le non linearità distribuite dovute ai giunti meccanici,  nell’aerodinamica, ad esempio nel regime transonico, in cui la posizione dell’onda d’urto dipende dalla risposta dell’ala, quindi vi è una relazione non lineare tra il movimento della struttura e le forze aerodinamiche su di essa agenti.