Solución numérica de problemas aerodinámicos no-estacionarios mediante el método de la malla de torbellinos

Abstract

[ES] El objetivo de este trabajo es obtener un código numérico para determinar las condiciones de sustentación generadas en un ala por un fluido incompresible, no viscoso, irrotacional y no estacionario y utilizarlo posteriormente para estudiar las condiciones que desencadenan el flameo aeroelástico en la misma. Para ello, en una primera fase, se ha desarrollado el método de la malla de torbellinos no estacionaria, más conocido como Vortex-Lattice no estacionario o UVLM y se ha programado en lenguaje Matlab. Este ha permitido calcular la distribución de presiones, la distribución de sustentación y la variación del coeficiente de sustentación total en el tiempo para un ala en flecha, de geometría conocida y ante unas condiciones de flujo impuestas. En una segunda fase, se ha realizado el acoplamiento fluido-estructura, determinando la matriz de fuerza aerodinámica generalizada y resolviendo el conocido como determinante de flameo del ala modelando las cargas aerodinámicas mediante el UVLM programado anteriormente. Esto ha permitido determinar las condiciones de velocidad y frecuencia para las que se produce el fenómeno del flameo aeroelástico de un ala en voladizo, inestabilidad que tiene lugar únicamente a bajas velocidades aerodinámicas y que es imprescindible tener en cuenta en la fase de diseño conceptual de un ala de una aeronave. Finalmente, se ha integrado todo el código en la interfaz gráfica FVortexAero 1.0, una herramienta que, sin llegar al nivel de los códigos comerciales, puede servir de apoyo en la resolución de problemas aerodinámicos y aeroelásticos para las primeras fases de diseño.

[EN] The goal of this dissertation is obtaining a numerical code in order to determine the lift created in a wing by an incompressible, non-viscous, irrotational and unsteady fluid and in order to study the wing¿s aeroelastic flutter conditions. With this in mind in a first phase, the Unsteady Vortex-Lattice Method (UVLM) has been developed and programmed in Matlab, which has allowed calculating both pressure and lift distribution plus the total lift coefficient for a geometrically known, swept wing with imposed flow conditions. In a second phase, the fluid structure coupling has been performed determining the generalized aerodynamic force matrix and solving the wing¿s flutter determinant by modeling the aerodynamic loads through the previously programmed UVLM. This has allowed establishing speed and frequency conditions for which the aeroelastic flutter is produced in a cantilever wing. This instability only occurs at low-speed aerodynamics and it must be taken into account during the conceptual design of an aircraft¿s wing. Eventually, the entire code has been integrated at FVortexAero 1.0 graphic interface, a tool that, without reaching the level of commercial codes, could provide support as an aerodynamic and aeroelastic troubleshooter for a first stage of designing a wing.