identificazione Absys

Esperienze di Analisi e Design
Multidisciplinari
i) Design di un assorbitore dinamico per lanciatori; ii) Analisi MDO di velivoli ;
iii) Stabilità e risposta aeroelastica di lanciatori) Analisi FSI
Presented By: Franco Mastroddi
June 15, 2012
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i) Analisi e design di un assorbitore dinamico per LV
Franco Mastroddi, Gianluca Facchini, Paolo Gaudenzi
Mastroddi, F., Facchini G., Gaudenzi, P.,
``Multifrequency dynamic absorber for
improved spacecraft comfort during the
launch phase," accepted for publication on
CEAS Space Journal, June 2012, DOI
10.1007/s12567-012-0026-1
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6/15/2012
Analisi e sintesi di un assorbitore dinamico per
satelliti in fase di lancio
•
I satelliti sono montati sui lanciatori tramite
strutture chiamate payload adapter:
NON sono in grado di attenuare le vibrazioni sul
satellite
•
Notevole sforzo di progettazione per garantire
che il payload e l’ equipment resistano a tali
carichi dinamici.
•
Aggravio in termini di peso, ingombri,tempo,
costi
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•
L’environment meccanico del lancio è
composto di :
I.
accelerazioni quasi statiche
II.
vibrazioni a bassa ed alta
frequenza
III.
sollecitazioni di natura acustica
•
Eventi caratteristici :
I.
Accensione motori
II.
Decollo
III.
Separazione degli stadi
IV.
Rilascio del carico
Studiare la fattibilità di inserire un
assorbitore dinamico nel payload
adapter per ridurre le vibrazioni
6/15/2012
Analisi e sintesi di un assorbitore dinamico per
satelliti in fase di lancio
•
Tramite partizione e analisi delle equazioni del moto e della FRF del modello è possibile
individuare e “sintonizzare” l’assorbitore dinamico sui modi di vibrazione del satellite al fine di
isolarli
é MO
ê OO
ê MO
AO
ê
ê 0
ë
O
M OA
0
O
A
M AA
+ M OO
A
M OA
O
M AO
A
M AA
ù ì xL
úï O
ú ïí x
ú ï AO
ú ï xAL
ûî
ü é KO
ï ê OO
ï ê O
ý + K AO
ï ê
ïþ êë 0
O
KOA
0
O
A
K AA
+ KOO
A
KOA
O
K AO
A
K AA
ù ì xL
úï O
ú ïí x
ú ï AO
ú ï xAL
ûî
ü
ï ì 0 ü
ï
ï ï
ý=í 0 ý
ï ï F ï
þ
ïþ î
L’assorbitore è concepito come un dispositivo di travi vibranti che risuonano a precise
frequenze al fine di assorbire l’energia vibrazionale proveniente dal lanciatore
•
•
Applicazione ad un satellite di classe
Artemis (3.5 ton). Lo scopo è ridurre le
vibrazioni nell’intervallo 0:100 Hz
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Analisi e sintesi di un assorbitore dinamico per
satelliti in fase di lancio
•
Il dispositivo così progettato è in grado di ridurre le vibrazioni sul satellite (riduzione da 25 a 5 dBg della
risposta del primo modo longitudinale
•
Risposta di un punto sull’earth-facing panel del satellite:
Senza
assorbitore
Con assorbitore
Solutori NASTRAN utilizzati:
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•
SOL101 (statica)
•
SOL103 (modale)
•
SOL111 (FRF)
•
SOL112 (transient analysis)
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ii) Analisi MDO (singolo e multi obiettivo) di velivoli
Franco Mastroddi, Valerio Capannolo, Marco Tozzi, Emanuele Mastrella,
Stefania Gemma
•
Mastroddi, F., Tozzi, M., Capannolo, V., ``On
the use of geometry design variables in the
MDO analysis of wing structures with
aeroelastic constraints on stability and
response",
Aerospace
Science
and
Technology,”Vol. 15, No. 3, 2011, pp. 196-206.
DOI: 10.1016/j.ast.2010.11.003.
•
Mastroddi, F., Tozzi, M., Mastrella, E., ``MDO
analyses of wing structures for a complete
aeroelastically constrained aircraft", CEAS
Aeronautical Journal, Vol. 3, No. 1, pp. 67-77,
DOI: 10.1007/s13272-012-0041-0, 2012.
•
Mastroddi, F., Gemma, S., ``M Analysis of
Pareto-frontier for Multidisciplinary Design
Optimization of Aircraft,” submitted to AIAA
Journal of Aircraft, 2012.
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Ottimizzazione Multidisciplinare velivolo
Un progetto aerospaziale nasce dal compromesso di diversi settori con obiettivi
fortemente accoppiati e contrastanti:
 Strutture
Peso strutturale
 Aerodinamica
Efficienza aerodinamica
 Aeroelasticità
 Controllo
Autonomia chilometrica
 Prestazioni
APPROCCIO MDO: permette di includere
contemporaneamente nella ricerca del
progetto ottimo le discipline più rilevanti,
analizzare e ad utilizzare in maniera
completa le interazioni e le influenze
Progetto più performante
Riduzione tempi di progettazione
PARETO FRONTIERA: l’MDO esprime le
massime potenzialità se si genera una
famiglia di progetti di ottimo compromesso
tra gli obiettivi (Pareto ottimi)
Visione più completa del
problema
Scelta più consapevole del
progetto
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1. PROBLEMA DI OTTIMIZZAZIONE
multiobiettività e ottimo Paretiano
OBIETTIVI
VINCOLI
VARIABILI
strutturali (spessori rivestimento e anime,
aree solette e correnti) e di forma (freccia,
corde, diedro, altezza tail, posizione ala)
ANALISI
SOL
VINCOLO
Statica
pressurizzazione
101
Stress (trazione e compressione CONROD, Von Mises
CQUAD4)
Statica atterraggio
101
Stress (simulazione di carico 3g carrelli)
Dinamica atterraggio
112
Stress (simulazione di carico 3g carrelli per 0.5s)
Trim
144
Angoli di attacco e di equilibratore, max displacement
Flutter
145
Smorzamento aeroelastico (per Vf>957km/h)
Raffica
146
Accelerazione massima baricentro
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1. PROBLEMA DI OTTIMIZZAZIONE
multiobiettività e ottimo Paretiano
OBIETTIVI
VINCOLI
VARIABILI
strutturali (spessori rivestimento e anime,
aree solette e correnti) e di forma (freccia,
corde, diedro, altezza tail, posizione ala)
OBIETTIVI CONFLITTUALI
Progetto di miglior compromesso
OTTIMO PARETIANO
è impossibile trovare un’altra soluzione
che migliori almeno un obiettivo senza
peggiorare almeno un altro
Nessuna soluzione Pareto ottima può
essere definita a priori migliore delle altre
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FRONTIERA DI PARETO
L’insieme di tutte le soluzioni Pareto ottime
9 di 19
3. ALGORITMO IMPLEMENTATO
Ricerca dei progetti ottimi
INIZIO
Assegnazione variabili di
progetto, limiti, vincoli,
funzione obiettivo
Creazione mesh
strutturale ed
aerodinamica (*.bdf, *.dat)
SNOPT 6.6
ottimizzatore
GENERATORE GEOMETRIA
MSC.NASTRAN
analisi del modello
Costruzione
FRONTIERA DI
PARETO
Aggiornamento
variabili di progetto X
Analisi NASTRAN
ON
Lettura dei valori di
funzione obiettivo e
vincoli da files di output
NASTRAN (*.f06)
SNOPT
Soluzione
ottima?
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FEM
10 di 19
FILTRO DI PARETO
Selezione progetti
Pareto ottimi
SI
Xott
FINE
4. PARETO FRONTIERA
metodo della somma ponderata
Efficienza
MAX
RANGE
Peso MIN
Punto
utopico
Range MAX
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5. SCELTA DEL PROGETTO OTTIMO
Selezione dalla frontiera di Pareto
Criteri di selezione:
• Distanza dal punto utopico
• Livello di criticità dei vincoli
COMPROMESSO OTTIMO TRA
PESO, EFFICIENZA E RANGE
•
•
•
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Elevati allungamento e rapporto
di rastremazione alare
Volume cassone medio
Coda dimensioni ridotte
iii) Aeroelasticità di Lanciatori
Franco Mastroddi, Francesco Capri, Antonio Pizzicaroli, Fulvio Stella,
Marilena Giangi, Gianmario Polli, Davide Cantiani, Fabio Vetrano.
•
Capri, F., Mastroddi, F., Pizzicaroli, A., “A Linearized Aeroelastic
Analysis for a Launch Vehicle in Transonic Flow,'' AIAA - Journal of
Spacecraft and Rocket, Vol. 43, No. 1, Jan-Feb 2006, pp. 92-104.
•
Mastroddi, F., Stella F., Polli G.M., Giangi M., “Sensitivity Analysis for
the Dynamic Aeroelasticity of a Launch Vehicle,” AIAA - Journal of
Spacecraft and Rockets, Vol. 45, No. 5, Sep.-Oct. 2008, pp. 9991009.
•
Mastroddi, F., Stella, F., Cantiani, D., Vetrano, F., ``Linearized
Aeroelastic Gust Response Analysis of a Launch Vehicle," AIAA Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 48, No. 3, May-June 2011,
pp. 196-206. DOI: 10.2514/1.47268.
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6/15/2012
iii) Aeroelasticità di Lanciatori
Lezione appresa dall’aeroelasticità lineare di ali fisse (SOL 144, 145,146):
• Aerodinamica  flussi potenziali linearizzati
• Strutture
 descrizione modale
Aeroelasticità di LV (violazione delle ipotesi dei modelli lineari):
1. Simulazione Diretta del fenomeno (FSI)
2. Linearizzazione dinamica del modello fluido-strutturale attorno ad
una condizione di equilibrio con approccio di identificazione lineare a
Black-box per l’aerodinamica tramite ingresso impulsivo modale,
cioè:
a. applicazione di un input modale elementare
b. determinazione output (forza generalizzate)
c. identificazione dell’operatore aerodinamica come rapporto O/I
d. procedura estesa anche per identificare l’operatore di ingresso
del sistema aeroelastico dovuto alla raffica trasversale
Aerodinamica
non-stazionaria
LV
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Procedura di linearizzazione per aerodinamica
i) Applicare un moto per le BC associate a ogni m-mo modo
ii) Proiettare il campo di pressione ottenuto su ogni n modo:
iii) Applicare la trasformata di Fourier su tutte le forze aerodinamiche
generalizzate (outputs):
iv) Dividere (nel dominio di Fourier) ciascuna risposta di forza per l’input
per avere la Matrice Aerodinamica delle Forze generalizzate (GAF):
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15
Linearizzazione per aerodinamica e stabilità locale
Così il problema linearizzato libero si scrive nel dominio di Laplace:
Si studia la stabilità locale risolvendo (iterativamente) il problema di
autovalori ed autovettori non-standard associato:
con:
Si può determinare la risposta libera sulla base dei modi assunti per
l’analisi come:
I poli aeroelastici
ed gli autovettori complessi
condizioni di flusso attorno cui si perturba.
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dipendono dalle
Procedura di linearizzazione: soluzione
fluidodinamica di riferimento
Analisi CFD effettuata con FLUENT© ver 6.3.26 (Euler solver)
Flusso esterno di riferimento
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17
Mach number
2.15
Angle of attack (°)
1
Density (Kg/m3)
0.284
Pressure (Pa)
17310
Static temperature (K)
212.5
IFASD 2009
Seattle 21-25 June 2009
Procedura di linearizzazione: soluzione
fluidodinamica di riferimento
• Modello CFD
 Determinazione della soluzione di riferimento stazionaria
 Determinazione delle distribuzioni di pressioni sul lanciatore
utilizzando condizioni al contorno di parete nonstazionarie
(Moving Mesh utility in FLUENT®) per ogni deformata modale
 Determinazione della distribuzione di pressione sul
lanciatore utilizzando la condizioni al contorno di parete
nonstazionarie di moto rigido trasversale all’asse lanciatore
• Modello strutturale
 Modello complessivo stick di lanciatore condensato
sull’asse (SOL 103 MSC/NASTRAN)
 Estrapolazione dei modi “stick” sulla superficie lanciatore (mesh
CFD) con legge cinematica coerente dalla teoria della trave
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IFASD 2009
Seattle 21-25 June 2009
Procedura di linearizzazione: soluzione FE modale
di riferimento per il lanciatore
Usando le forme modali ottenuto con l’analisi FE (SOL 103) si descrive il
campo di spostamenti del modello lanciatore condensato
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Procedura di linearizzazione: modi strutturali
estrapolati sulla superficie lanciatore con
cinematica della trave
Il campo degli spostamenti modali dal modello trave condensato sono
estrapolati sulla superfice del lanciatore per:
• Poter applicare le condizione di parete non stazionaria di input per
l’aerodinamica
•Poter proiettare i campi di pressioni non stazionari modali e
ottenere così le forze aerodinamiche generalizzate
Secondo modo flessionale sulla superficie LV
Primo modo flessionale sulla superficie LV
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Stabilità: sensibilità ai modi assunti per analisi
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21
IFASD 2009
Seattle 21-25 June 2009
Risposta: profili di raffica laterale utilizzati
Type B profile
Type A profile
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IFASD 2009
Seattle 21-25 June 2009
Raffica: risposta del carico pagante (FD e TD)
Type A profile
Type B profile
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IFASD 2009
Seattle 21-25 June 2009
Raffica: risposta sul nose (FD e TD)
Type A profile
Type B profile
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IFASD 2009
Seattle 21-25 June 2009
iv) Analisi FSI
Franco Mastroddi, Francesco Coppola, Mauro Linari, Guido Varano,
Fausto G. Di Vincenzo, Carmine Valente
•
Mastroddi, F., Linari, M., Coppola, F., ``Un ambiente
computazionale integrato per l’analisi interazionale
fluido struttura di sistemi non-lineari di interesse
aeronautico,” A & C. Analisi e Calcolo, Anno XII, No. 44,
maggio 2011, pp. 13-16.
•
N.B.: Coinvolti come β-tester della versione
MD.NASTRAN 2010 per l’analisi FSI tra solutore
strutturale nonlineare (SOL 400) e solutore CFD esterno
(utilizzato ANSYS.FLUENT).
Come
gestore
interfaccia
spazio-tempo
per
l’interazione
fluido/struttura
utilizzato
MPCCI
(Fraunofer)
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6/15/2012
Modellazioni di Carichi Aerodinamici nella Soluzione
di Trim Aeroelasto Statico - SOL 144
•
Possibilità di importare nella soluzione di trim
aeroelastico i dati di pressione derivanti da un
solutore aerodinamico esterno
Modello Stutturale + Modello
Aerodinamico CFD
DAL SOLUTORE AERODINAMICO
MODELLO AERODINAMICO CFD
CALCOLO
COMPONENTI IN
DIREZIONE Z
OUTPUT SOLUTORE
AERODINAMICO
Matrici aerodinamiche
(DMIJ) di input al
solutore strutturale
AL SOLUTORE STRUTTURALE
Carichi trasferiti sulla struttura nei nodi definiti dall’utente
MESH AERODINAMICA INDEFORMABILE
NEL SOLUTORE NASTRAN
FUNZIONI
SPLINE 6
Costruita con elementi AEGRID/AEQUAD4
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Interfaccia OpenFSI – Fluid Structure Interaction
OpenFSI: Interfaccia che permette lo scambio dei dati tra MD Nastran e un
codice aerodinamico esterno per simulazioni di interazione fluidostruttura (FSI).
• Più opportuna gestione dei ΔT del
time marching.
• Lettura del vettore delle forze nodali
dal codice aerodinamico esterno.
• Il solutore strutturale risponde
restituendo i vettori nodali di
spostamento e velocità.
• Possibilità di implementare un ambiente di calcolo multidisciplinare non lineare
di interazione fluido struttura (FSI).
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Validazione dell’ambiete di calcolo non lineare
Per la verifica e validazione delle analisi non lineari, è stato scelto il modello di ala
AGARD 445.6, conducendo un confronto con i dati sperimentali disponibili in
E. C. Yates, “AGARD standard aeroelastic configurations for dynamic
response. – wing 445.6,” R 765, AGARD, 1985.
Ala AGARD 445.6:
•
Profilo NACA 65A004 simmetrico
•
Linea del quarto di corda inclinata a 45°
•
Allungamento alare 1.65
•
Rapporto di rastremazione 0.66
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Simulazione FSI in condizione di flutter
Ala Agard 445.6 45°
0.92
0.76 106
141.458 m/s
1.7677 kg/m3
0.8
0.7
Flutter speed coefficient
Mach
Re
Flow speed
Freon density
0.9
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
Experimental adimensional
flutter speed data
0.1
Linear adimensional flutter
speed data
0
0.8
0.85
0.9
0.95
1
Mach number
• Soluzione instabile ottenuta dai
risultati sperimentali (dominio
CFD)
• N.B.: L’analisi lineare predice
stabilità!
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1.05
30
Trim Aeroelastico Dinamico - SOL400
•
Sviluppo di un algoritmo di controllo per il raggiungimento della
condizione di Trim nella soluzione transitoria non stazionaria SOL400
3.83 mm
TRIM AEROELASTICO DINAMICO
•
Deformazione della struttura al tip
alare di 3.83 mm
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Angolo
d’attacco
Angolo
d’equilibratore
3.98 deg
-3.37 deg
31
Azione di controllo a seguito della raffica - SOL400
•
Studio del problema di risposta dinamico ad un
disturbo di raffica nel dominio del tempo
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32
Simulazioni FSI di Configurazioni Alari ad Elevata
Flessibilità Strutturale - SOL 400
• Modello di velivolo HALE, costruito
con riferimento al velivolo HELIOS
della NASA.
Modello Strutturale
Modello Aerodinamico - UVLM
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