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

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.

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.