Aeroelastic analysis and optimisation of composite plate wings by coupling of DLM and FEM methods

Aeroelastic phenomena have represented a core field of study in mechanics and aeronautics during the last century. Among all, flutter instability is one with the most catastrophic consequences causing airplanes to fail and so, it is still being widely studied nowadays. In the last decades, aeronautics industry is showing an increase in the usage of composite materials thanks to their good performances in terms of strength-to-weight ratio. However, composites have a complex elastic behaviour that is most of the time difficult to predict, specially when subject to aerodynamic loads. On the other hand, the particular behaviour of composites can be also exploited to improve the aeroelastic response of a wing by orienting properly the reinforcing fibers of the laminate. In literature, this process is known as aeroelastic tailoring and it is often studied by means of simplified analytical or numerical models. This thesis focuses on the flutter instability phenomenon for airplane wings modelled as plates, in particular it treats the usage of composite laminates in aeroelasticity problems. In order to carry out the study, an aeroelastic solver is built and validated by coupling a Finite Element structural model with the Doublet Lattice Method, an approach to compute aerodynamic loads for subsonic incompressible flow. Several analyses are carried out on different configurations, already available in literature, to confirm the reliability of the in-house built solver. Afterwards, some studies are done to investigate how composite materials affects the flutter condition of a plate wing. The Polar Method is used to reduce the complexity of the problem introducing invariant parameters instead of the canonical engineering quantities that depend on the reference system. An optimisation study is performed to find the best flutter response of a plate wing depending on the fibers orientation; due to the strong non-linearity and non-convexity of the problem a genetic algorithm is exploited. It will be shown how relatively small variations of the stacking sequence of the laminate can lead to significant improvements in terms of flutter instability. This result is even more evident in the case of forward-swept wings.

I fenomeni aeroelastici hanno rappresentato un settore di studio cruciale in meccanica e aeronautica durante l'ultimo secolo. Fra tutti, l'instabilità di flutter è uno di quelli con le conseguenze più catastrofiche causando la rottura di aeroplani e, di conseguenza, viene tutt'oggi largamente studiata. Negli ultimi decenni, l'industria aeronautica sta mostrando un aumento nell'uso di materiali compositi grazie alle buone prestazioni relativamente al rapporto resistenza su peso. Tuttavia, i compositi hanno un comportamento elastico complesso che nella maggior parte delle volte è difficile da prevedere, specialmente quando soggetti a carichi aerodinamici. D'altra parte, il particolare comportamento dei compositi può anche essere sfruttato per migliorare la risposta aeroelastica di un'ala orientando propriamente le fibre di rinforzo del laminato. In letteratura, questo processo è conosciuto come aeroelastic tailoring ed è spesso studiato usando modelli analitici o numerici semplificati. Questa tesi si focalizza sul fenomeno dell'instabilità di flutter per ali di aeroplano modellizzate come piastre, in particolare tratta l'uso di laminati compositi in problemi di aeroelasticità. Per poter svolgere lo studio, un risolutore aeroelastico è costruito e validato accoppiando un modello strutturale a Elementi Finiti con il Doublet Lattice Method, un approccio per calcolare forzanti aerodinamiche per flussi subsonici ed incomprimibili. Varie analisi sono eseguite su differenti configurazioni, già disponibili in letteratura, per confermare l'affidabilità del risolutore costruito internamente. Successivamente, alcuni studi sono realizzati per investigare come i materiali compositi influenzano la condizione di flutter su un'ala a piastra. Il Metodo Polare è utilizzato per ridurre la complessità del problema introducendo parametri invarianti al posto delle canoniche quantità ingegneristiche che dipendono dal sistema di riferimento. Uno studio di ottimizzazione è eseguito per trovare la migliore risposta al flutter di un'ala a piastra dipendentemente dall'orientamento delle fibre; a causa della forte non-linearità e non-convessità del problema, si sfrutta un algoritmo genetico. Si mostrerà come variazioni relativamente piccole della sequenza di impilamento del laminato possono portare a miglioramenti significativi in termini di instabilità di flutter. Questo risultato è ancora più evidente nel caso di ali a freccia negativa.