Aeroelastic two-level optimization for preliminary design of wing structures considering robust constraints

Wan, Zhiqiang; Zhang, Bocheng; Du, Zongliang; Yang, Chao

doi:10.1016/j.cja.2014.02.018

Cited by 10 publications

(5 citation statements)

References 18 publications

Supporting

Mentioning

Contrasting

Unclassified

Order By: Relevance

“…Wing structural layout and sizes have to be specified during the preliminary design phase through a simultaneous optimization with a set of real-world constraints (Wan et al, 2014). Structural sizing is a design procedure aimed at minimizing weight by changing the local properties of the structure according to predefined sizing criteria.…”

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

See 1 more Smart Citation

Multidisciplinary analysis and structural optimization for the aeroelastic sizing of a UAV wing using open-source code integration

Benaouali,

Boutemedjet

2024

AEAT

View full text Add to dashboard Cite

Purpose This paper aims to propose a structural sizing approach of an unmanned aerial vehicle (UAV) wing that takes into account the aeroelasticity effects through a fluid–structure interaction analysis. Design/methodology/approach The sizing approach proposed in this study is an iterative process, each iteration of which consists of two sub-loops, a multidisciplinary analysis (MDA) loop followed by a structural optimization loop. The MDA loop seeks the aeroelastic equilibrium between aerodynamic forces and structural displacements using a fixed-point iteration scheme. Once the equilibrium is reached, the converged pressure loads are used for the structural optimization, which aims to find the structural thicknesses that minimize the wing weight under failure criteria. The two sub-loops are run sequentially in an iterative process until the mass is converged. The analysis models are implemented in open-source software, namely, PANUKL for aerodynamics and MYSTRAN for structures, while the whole process is automated with Python and integrated in the open-source optimization framework OpenMDAO. Findings The approach was applied to the design of the Predator MQ-1 wing. The results of the MDAs show the convergence of the wing deformations to the flight shape after few iterations. At the end of the aeroelastic sizing loop, the result is a structurally sized wing with minimal weight considering the aeroelasticity effects. Originality/value The approach proposed takes into account the wing aero-structural coupling effects while sizing its structure instead of a fixed load distribution. In addition, the approach is fully based on open-source codes, which are freely available for public use and can be fully reproducible.

show abstract

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

“…Wing structural layout and sizes have to be specified during the preliminary design phase through a simultaneous optimization with a set of real-world constraints (Wan et al. , 2014).…”

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

Multidisciplinary analysis and structural optimization for the aeroelastic sizing of a UAV wing using open-source code integration

Benaouali,

Boutemedjet

2024

AEAT

View full text Add to dashboard Cite

show abstract

“…Теоретический контур крыла под действием воздушной нагрузки приобретает деформа-ции, которые приводят к перераспределению циркуляции по его поверхности, обуславливающей в свою очередь изменение характера распределения аэродинамической нагрузки. Способы реше-ния связанных задач аэродинамики и механики деформируемых тел показаны в работах [4][5][6]. При этом расчет аэродинамических характеристик может производиться различными методами, как, например, методом дискретных вихрей (МДВ) [7,8] или более затратным, но точным мето-дом, базирующимся на решении систем уравнений Навье -Стокса [9].…”

Section: Introductionunclassified

Special Characteristics of Aerodynamic Properties of Unmanned Aircraft With the High-Aspect-Ratio Wing

Lukyanov¹,

Ostrovoy²,

Soto³

et al. 2018

Naučn. vestn. MGTU GA

View full text Add to dashboard Cite

Основные технико-экономические качества будущего самолета закладываются на ранних стадиях проек-тирования. Высокая важность этих стадий объясняется необходимостью принятия более 70 % концептуальных решений по проекту, и допущенные здесь ошибки, а также разного рода неточности могут повлечь за собой боль-шие экономические затраты при их обнаружении и исправлении уже на более поздних стадиях проработки проек-та. Для снижения проектных рисков получения неконкурентоспособного самолета требуется повышение эффек-тивности этапа предварительного проектирования в направлении увеличения точности и достоверности получае-мых результатов. Отдельного внимания при этом заслуживают методы определения аэродинамических характери-стик летательного аппарата.В настоящей работе рассматривается методика расчета аэродинамических характеристик летательных ап-паратов с крылом большого удлинения с учетом статической аэроупругости. Методика предназначена для началь-ных стадий проектирования. Учет упругих деформаций крыла при исследовании аэродинамических характеристик летательных аппаратов предлагается производить с целью повышения точности получаемых результатов и, как следствие, точности выбора облика самолета. Применение методики позволит повысить эффективность этапа предварительного проектирования самолетов. В основе методики лежит численное многодисциплинарное матема-тическое моделирование с использованием метода дискретных вихрей и алгоритма топологической оптимизации на основе модели тела переменной плотности. Преимущественной чертой методики является использование алго-ритма топологической оптимизации, что дает возможность определять упруго-прочностные характеристики пол-нонапряженной конструкции крыла в условиях начальных стадий проектирования, когда силовая схема еще неиз-вестна. На примере решения демонстрационной задачи расчета аэродинамических характеристик беспилотного летательного аппарата с крылом большого удлинения показана значимость учета упругих деформаций конструк-ции крыла на начальных этапах проектирования: произведена оценка и сравнение интегральных и распределенных аэродинамических характеристик крыла самолета с учетом и без учета деформаций.Ключевые слова: проектирование, крыло большого удлинения, беспилотный летательный аппарат, статиче-ская аэроупругость, аэродинамика, метод дискретных вихрей, метод конечных элементов, топологическая оптимизация. ВВЕДЕНИЕСреди эксплуатируемого в мире многообразия образцов авиационной техники выделяется значительная часть летательных аппаратов с крылом большого и умеренного удлинений. К таким можно отнести все дозвуковые самолеты пассажирской и транспортной категории. Существуют ле-тательные аппараты и с крылом очень большого удлинения. Необходимость придания крылу по-добной геометрической особенности диктуется условием достижения специальных свойств. К таким летательным аппаратам можно отнести высотные самолеты М-17, М-55, U-2, рекордный Rutan Voyager, стратегические военные беспилотные летательные аппараты (БПЛА) Xianglong, RQ-4 Global Hawk, летательные аппараты (ЛА) на солнечн...

show abstract

“…Usually, the structure design of large aircraft wing consists of stiffness design, 7,8 structural layout design, 9 structural size design, 10 and structure design with uncertainties. 11,12 The structural property parameterization is much more convenient in the finite element method. The optimization is usually focused on the minimum weight subject to multiple constraints.…”

Section: Introductionmentioning

confidence: 99%

Integrated aerodynamics/structure/stability optimization of large aircraft in conceptual design

Wan

Wang

Yang

2017

Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G:

Self Cite

View full text Add to dashboard Cite

The multidisciplinary design optimization is suitable for modern large aircraft, and it has the potential in conceptual phase of aircraft design especially. An integrated optimization method considering the disciplines of aerodynamics, structure and stability for large aircraft design in conceptual phase is presented. The objective is the minimum stiffness of a beam-frame wing structure subject to aeroelasticity, aerodynamics, and stability constraints. The aeroelastic responses are computed by commercial software MSC. Nastran, and the cruise stability is evaluated by the linear small-disturbance equations. A viscous-inviscid iteration method, which is composed of a computational fluid dynamics tool solving the Euler equations and a viscous correction method, is used for computing the flow over the model. The method ensures effective and rapid computation. In this paper, a complete aircraft model is optimized, and all the responses are computed in the trim condition with a fixed maximum takeoff weight. Genetic algorithm is utilized for global optimizations, and the optimal jig shape, the elastic axis positions and the stiffness distribution can be attained adequately. The results show that the method has a value of application in engineering optimizations. For the satisfaction of the total drag and stability constraints, the structure weight usually needs a price to pay. The integrated optimization captures the tradeoff between aerodynamics, structure and stability, and the repeated design can be avoided.

show abstract

Aeroelastic two-level optimization for preliminary design of wing structures considering robust constraints

Cited by 10 publications

References 18 publications

Multidisciplinary analysis and structural optimization for the aeroelastic sizing of a UAV wing using open-source code integration

Multidisciplinary analysis and structural optimization for the aeroelastic sizing of a UAV wing using open-source code integration

Special Characteristics of Aerodynamic Properties of Unmanned Aircraft With the High-Aspect-Ratio Wing

Integrated aerodynamics/structure/stability optimization of large aircraft in conceptual design

Contact Info

Product

Resources

About