Integrated flight loads modelling and analysis for flexible transport aircraft

Abstract

This thesis is concerned with the derivation of nonlinear equations of motion for flexible aircraft in flight. These equations are intended for the accurate simulation of the flight dynamics of flexible aircraft in general and for the analysis of resulting dynamic structural loads in particular. The main focus is on the inertial coupling effects between the maneuvering flight and structural dynamics of the airframe.

The field of flight loads computation is concerned with the provision of loads due to maneuvering flight or turbulence. Hereby, the underlying simulation model consists of a model for the flexible aircraft as well as peripheral models, like the Electronic Flight Control System, a pilot model, etc. The analysis is performed for a variety of flight points and load cases. Subsequently a loads envelope is determined. It consists of maximum structural loads over the airframe due to prescribed maneuvers, gust and turbulence at different flight points and loading conditions.

Traditionally, specific models are used for either maneuver loads or gust loads computation. A six degree of freedom (6DOF) nonlinear aircraft model is employed for maneuver simulation. The dynamic response of the aircraft due to turbulence and gust is estimated with linear aeroelastic models, primarily employed in the frequency domain.

Particularly for large flexible transport aircraft, these specific models have important limitations. Commercial transport aircraft are getting larger and the airframes are becoming more slender and flexible due to lightweight design. This causes an increasing interaction of flight mechanics and structural dynamics, including inertial coupling effects. Therefore, it is important to extend 6DOF quasi-flexible maneuver loads models with finite element based full flexible aircraft models. Secondly, it may become necessary to perform dynamic response analysis in the time domain in order to account for nonlinear flight control systems.

For this reasons a consistent mathematical model that integrates methods and data from both disciplines has to be developed. This implies a derivation of equations of motion and the development of equations for the computation of loads. Furthermore the integration of the respective aerodynamic models has to be addressed.

In a first step the equations of motion are derived from first principles. The formulation is developed in such a way that industrial model data and industrial constraints can be considered and efficiently incorporated. The inertial coupling terms are cast in generalized form providing differential equations suited for rapid time domain simulation.

In a second step the generalized equations of motion are augmented with a consistent set of nonlinear equations for the computation of internal structural loads over the airframe. The new formulation accounts for nonlinear flight mechanical motion and inertial coupling effects with structural dynamics.

In a third step external forces, particularly aerodynamic forces that are driving the equations of motion are modeled. The approach is tailored towards the integration of industrial aerodynamic models used in maneuver loads and dynamic response analysis. The presented integration method extents the distributed quasi-flexible aerodynamic model as used for maneuver loads analysis by unsteady dynamic force increments.

The developed set of equations of motion and equations of loads are implemented in a state-of-the-art industrial simulation environment in order to validate the formulation and to perform simulations. A relevant test case is studied to analyze maneuvering flight, dynamic response and structural loads. The influence of inertial coupling effects is emphasized and structural components that are significantly affected are indicated.

The key result of this thesis is the increased precision of simulation and loads computation at the cost of a minimum increase of computing effort. No additional model data other than currently used for industrial maneuver loads and dynamic response analysis is required.

Das Thema der vorliegenden Arbeit ist die mathematische Modellbildung, Simulation und Lastenrechnung eines frei fliegenden flexiblen Transportflugzeuges. Hierbei wird das Problem der inertialen Kopplung zwischen der nichtlinearen Bewegung des körperfesten Koordinatensystems und der elastischen Deformation berücksichtigt.

Die Lastenrechnung an Flugzeugen umfasst die Berechnung von Strukturlasten, hervorgerufen durch Flugmanöver und Turbulenz. Dabei wird ein Vielzahl von Lastfällen, Arbeitspunkten und Beladungen betrachtet. Aus den jeweils größten auftretenden Lasten wird eine Einhüllende gebildet, welche die dimensionierenden Lasten für Auslegung und Zulassung liefert.

Traditionell werden unterschiedliche Modelle zur Ermittlung von Manöverlasten und Böenlasten eingesetzt. Modelle für die Manöverlasten basieren auf nichtlinearen Bewegungsgleichungen mit sechs Freiheitsgraden (6DOF), angeregt von Luftkräften aus aerodynamischen Datenbanken. Böenlasten werden mit linearen Aeroelastikmodellen ermittelt, deren Luftkräfte auf der Potentialtheorie beruhen.

Durch immer größere, leichtere und flexiblere Strukturen verringert sich der Abstand der Eigenfrequenzen zwischen Flugmechanik und Strukturdynamik. Weiterhin werden immer größere Winglets und Triebwerke verwendet. Dies führt zu einer verstärkten Wechselwirkung von flugmechanischen und strukturdynamischen Bewegungsgrößen, einschließlich einer größeren inertialen Kopplung. Daher ist eine Erweiterung von 6DOF Manöverlastmodellen auf eine voll flexible FE-Modell basierte Analyse mit inertialer Kopplung erforderlich. Andererseits ist es nötig, Böenrechnungen im Zeitbereich durchzuführen, um nichtlineare Flugsteuerungssysteme betrachten zu können.

Es ist daher erstrebenswert, ein einheitliches mathematisches Modell aus Bewegungs- und Lastengleichung zu entwickeln. Weiterhin müssen dabei die bestehenden Aerodynamikmodelle von Manöver und Böenrechnung kombiniert werden.

Im ersten Schritt werden die Bewegungsgleichungen in Analogie zur Flugmechanik und Aeroelastik hergeleitet. Die Formulierung berücksichtigt industrielle Randbedingungen und ist auf die Integration von industriellen Modelldaten ausgerichtet. Alle inertialen Kopplungsterme liegen in einer generalisierten Form vor, sodass die Differentialgleichungen zur effizienten Simulation geeignet sind.

Im zweiten Schritt werden die nichtlinearen Gleichungen zur Berechnung der strukturellen Lasten auf Basis der Trajektorien der generalisierten Bewegungsgleichungen hergeleitet. Die neue Formulierung berücksichtigt sowohl nichtlineare flugmechanische Größen als auch inertiale Kopplungseffekte.

Der dritte Schritt umfasst die Modellierung der aerodynamischen Kräfte. Hierzu werden Aerodynamikmodelle, die zur Berechnung von Manöver- und Böenlasten verfügbar sind, kombiniert. Die neue Methode erweitert die verteilten quasi-flexiblen aerodynamischen Kräfte aus dem Modell für die Manöverrechnung, um instationäre dynamische Inkremente aus dem Modell für die Böenrechnung.

Die inertial gekoppelten Bewegungsgleichungen und die Lastengleichung, sowie das erweiterte Aerodynamikmodell werden in die Simulationsumgebung zur Validation und Simulation integriert. Anhand eines zulassungsrelevanten dynamischen Manövers werden Flugmechanik, Strukturdynamik und Lasten analysiert. Dabei wird der Einfluss der inertialen Kopplungsterme herausgearbeitet, und darüber hinaus werden Strukturkomponenten mit besonderer Beeinflussung identifiziert.

Der wesentliche Beitrag dieser Arbeit besteht in der Verbesserung der Simulationsgenauigkeit und der Lastenrechnung bei lediglich minimaler Erhöhung des Rechenaufwandes. Des Weiteren sind für die neue Formulierung keine weiteren Daten als jene der gegenwärtigen industriellen Manöver- und Böenrechnung erforderlich.