Computational fluid dynamic analysis of a L-shaped Gurney flap for vibration control

This thesis deals with the computational fluid dynamic analysis of a L-shaped Gurney flap for rotorcraft applications. Steady and unsteady CFD computations, performed with a Reynolds-Averaged Navier-Stokes flow solver employing the overset mesh approach, are carried out to assess the behavior of such L-tab as a novel solution to balance the rotor loads and, at the same time, to reduce the blade vibration. The steady state characterization shows that the L-tab is potentially capable to enhance the lift and the lift to drag ratio, when downward deployed, and to effectively alleviate the static stall, when upward deflected. The results attained with steady state numerical simulations are also supported by experimental measurements performed on the same device. Numerical computations carried out for small amplitude oscillating motions, either of the blade --namely a NACA 0012 airfoil-- or of the installed L-tab, allow to gain an insight into the shedding phenomena occurring past the movable device and into the generated multi-harmonic unsteady loads. Subsequently these simulations are used to develop a physically-based linear Reduced Order Model (ROM) in the frequency domain for the unsteady lift and pitching moment of a NACA 0012 airfoil, considering as input the pitch and plunge harmonic oscillations of the airfoil, together with the oscillations of the L-shaped Gurney flap. The aerodynamic assessment of the L-tab shows that the behavior of the loads can be predicted using an equivalent flat-plate model to represent the airfoil, composed of three segments: the first, representative of the fixed part of the airfoil, the second, representative of the longitudinal edge of the tab and the third, representative of the counter rotating vortical structures that appear behind the movable device. The same approach is used to model the static lift and moment enhancements as due to an equivalent camber modification effect. The strong connection of the parameters of the reduced order model with the physical quantities is highlighted, as well as its predictive capability for arbitrary parameters of the imposed motion laws. The ROM is then exploited to build up a three degrees of freedom linear aerostructural model for a blade equipped with a partial span L-tab. Additionally a physically based ROM and a related analytical aeroelastic model is developed in parallel for a classical trailing edge plain flap. This allows to compare the aerodynamic and aerostructural behaviors of the novel L-tab to those exhibited by a well known trailing edge configuration, as a classical plain flap is. A higher harmonic control algorithm is then applied to compute proper control laws of the L-tab, to reduce separately the N/rev harmonics of the rotating frame blade root vertical force, flapping and feathering moments. A significant reduction of the vibratory loads is obtained. Moreover, the attainment of comparable results with a well known trailing edge device, such the classical flap taken under consideration, is a further confirmation of the potential feasibility of this novel L-tab as an effective alternative mean for vibration reduction on rotor blades.

La presente tesi riguarda l'analisi fluidodinamica computazionale di un Gurney flap a L (tab a L) per applicazioni su elicotteri. Impiegando un solutore delle equazioni mediate di Reynolds, che permette di trattare sistemi di griglie sovrapposte, vengono effettuate simulazioni CFD stazionarie e instazionarie per stimare il comportamento del presente tab a L, quale una possibile soluzione innovativa per bilanciare i carichi sul rotore e, allo stesso tempo, per ridurre le vibrazioni sulla pala. La caratterizzazione stazionaria mostra che il tab a L è potenzialmente in grado di aumentare la portanza e l'efficienza aerodinamica, quando estratto verso il basso, e di alleviare efficacemente lo stallo statico quando deflesso verso l'alto. I risultati ottenuti tramite le simulazioni stazionarie sono inoltre supportati da misurazioni sperimentali effettuate sullo stesso dispositivo. Simulazioni numeriche condotte per moti oscillatori di piccola ampiezza, della pala --un profilo NACA 0012-- o del tab a L montato su questa, permettono di analizzare i fenomeni di shedding che avvengono dietro il dispositivo mobile e i carichi multi-armonici generati di conseguenza. Queste simulazioni sono in seguito utilizzate per sviluppare un modello di ordine ridotto fisicamente consistente, espresso nel dominio della frequenza, per la portanza e il momento instazionari di una sezione di pala con il tab a L, considerando come ingressi le oscillazioni in pitch e in plunge del profilo, insieme alla deflessione armonica del dispositivo mobile. A questo riguardo la caratterizzazione aerodinamica del tab a L mostra che il comportamento dei carichi può essere stimato utilizzando un modello analitico equivalente a lastra piana, composto da tre segmenti: il primo, rappresentativo della parte fissa del profilo, il secondo, rappresentativo del lato longitudinale del tab e il terzo, rappresentativo delle strutture vorticose controrotanti che appaiono dietro il dispositivo mobile. Lo stesso approccio è usato per modellare gli incrementi statici di portanza e momento, in termini di quelli generati da una modifica equivalente di curvatura. Viene dunque mostrata la stretta connessione dei parametri del modello di ordine ridotto con le quantità fisiche, così come le capacità predittive di questo per parametri arbitrari delle leggi di moto imposte. Il modello di ordine ridotto viene quindi utilizzato per definire un modello aerostrutturale lineare a tre gradi di libertà per una pala equipaggiata, su una frazione dell'apertura, con il tab a L. In aggiunta è sviluppato parallelamente un modello di ordine ridotto fisicamente consistente e un corrispondente modello aeroelastico per un flap classico di bordo di uscita. Risulta così possibile confrontare il comportamento aerodinamico e aerostrutturale del nuovo dispositivo con quello di una soluzione di bordo di uscita largamente impiegata, quale appunto un flap classico. Viene dunque applicato un algoritmo higher harmonic control per calcolare opportune leggi di controllo per il tab a L, volte a ridurre separatamente le armoniche N/rev della forza verticale e dei momenti di flappeggio e di pitch alla radice della pala, espressi nel sistema di riferimento rotante. Si ottiene in generale una riduzione significativa dei carichi vibratori. Inoltre, l'ottenimento di risultati comparabili con un dispositivo di bordo di uscita ben noto quale il flap classico considerato, è un'ulteriore conferma della potenziale applicabilità del presente tab a L, quale un'efficace soluzione alternativa per ridurre le vibrazioni sulle pale di elicottero.