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Conclusioni e sviluppi futuri
Lo scopo dell’attività svolta in questo lavoro è consistito nel verificare se l’introduzione di non linearità strutturali di tipo freeplay in un sistema aeroelastico possa permettere di prevedere l’insorgenza di fenomeni di LCO quali il buzz delle superfici di controllo. I risultati principali ottenuti dalle simulazioni svolte consistono nella verifica da una parte, della formazione di un ciclo limite, e dall’altra, di un’apparente scarsa sensibilità del fenomeno ai parametri del gioco. Sebbene il metodo sviluppato si sia rivelato in grado di cogliere l’insorgenza del fenomeno, i risultati, dal punto di vista numerico, non mostrano una grande concordanza con quanto registrato in volo, né in termini di ampiezza, né in termini di frequenza dell’oscillazione. Si ritiene che ciò possa essere dovuto a diversi fattori:
Utilizzo di una griglia CFD non molto raffinata. Data la natura transonica del fenomeno studiato, risulta infatti importante disporre di una discretizzazione spaziale del dominio fluido che sia in grado di individuare, con la maggior precisione possibile, posizione, intensità, comportamento dinamico, ed eventualmente interazione con lo strato limite, degli urti che si sviluppano attorno alla superficie del velivolo.
Incertezza nell’individuazione della condizione di volo di riferimento. Come già detto nel capitolo 5, l’oscillazione del rudder registrata in volo si è verificata durante una manovra di richiamata con valori di numero di Mach, angolo d’attacco e deflessione delle superfici mobili, variabili nel tempo. Esiste quindi un certo livello di incertezza sulla condizione di volo adottata come riferimento per la nostra analisi. In particolare, dato che la soluzione stazionaria ha evidenziato la formazione di un urto allineato con l’asse di cerniera e posizionato in corrispondenza dell’asse stesso, risulta chiaro come la presenza di un errore anche molto piccolo nella valutazione del Mach di volo possa aver influenzato in maniera determinante i risultati ottenuti.
Sensibilità alla perturbazione iniziale. Come noto, un problema non lineare risulta in genere sensibile alle condizioni iniziali. Nel caso delle oscillazioni di
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ciclo limite delle superfici di controllo è stato evidenziato, da uno studio compiuto da altri autori [34], come, l’imposizione di una perturbazione iniziale di ampiezza tale da rimanere entro il range del freeplay, possa dar vita a risultati molto diversi da quelli ottenibili con una perturbazione iniziale che fuoriesca dal range. Il risultato riportato in questo studio, e che non ci è stato possibile verificare per questioni di tempo, è che, per una perturbazione iniziale compresa all’interno del range del gioco, si ha ad un certo punto una “esplosione” dell’ampiezza dell’oscillazione della superficie mobile accompagnata da un forte aumento della sua frequenza.
Alla luce di quanto detto e dei risultati delle simulazioni svolte si ritiene che una delle cause principali della discordanza tra i valori di ampiezza e frequenza dell’oscillazione registrata in volo e quelli ottenuti in questo lavoro, possa essere ricercata in una non precisa valutazione del Mach di riferimento. Nell’ipotesi che l’oscillazione ad alta frequenza, rilevata durante il transitorio della storia temporale del coefficiente di momento aerodinamico di cerniera, rappresenti l’effetto di un ripetuto distacco e riattacco dello strato limite indotto dall’urto, questa oscillazione non potrebbe interagire con i modi strutturali del velivolo in quanto caratterizzata da una frequenza troppo alta. Se ciò fosse vero significherebbe quindi che il buzz non potrebbe nel nostro caso essere dovuto all’interazione urto-strato limite (tipo A) ma dipenderebbe dalla dinamica dell’urto (tipo B). Ciò ci induce a credere che, aumentando anche di poco il numero di Mach, l’urto, spostandosi sulla superficie del rudder, e aumentando di conseguenza la sua intensità, potrebbe dar vita a oscillazioni di ciclo limite caratterizzate da ampiezza e frequenza maggiori rispetto a quelle da noi ottenute. L’altra ragione che ci spinge a credere nella necessità di aumentare il Mach di riferimento, risiede nel fatto che la forte oscillazione associata alla deformazione della coda orizzontale non è stata nella realtà registrata durante le prove di volo. Aumentando sufficientemente il numero di Mach, l’urto rilevato dalle nostre simulazioni sul ventre dell’HT in prossimità del bordo di uscita, e che noi crediamo essere la causa principale di questa oscillazione, si sposterebbe ancora più a valle scomparendo quindi dalla superficie della coda orizzontale.
Il presente lavoro di tesi ha costituito una base metodologica per lo studio degli effetti delle non linearità di tipo freeplay nella catena di comando delle superfici di controllo,
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allo scopo di ottenere in futuro dei risultati numerici più realistici crediamo però indispensabile completare quanto visto fin qui intraprendendo ulteriori analisi di sensibilità legate in particolar modo alla condizione di volo di riferimento, all’ampiezza della perturbazione iniziale e al raffinamento della griglia CFD. Infine, un altro aspetto che potrebbe rivelarsi interessante, consiste nell’implementazione nel modello, sulla falsa riga di quanto fatto qui per il freeplay, di un algoritmo che consenta di valutare gli effetti di non linearità di tipo isteresi eventualmente presenti nella catena di comando delle superfici di controllo.
