Uçak Yapılarının Daimi Rejimde Aeroelastik Analizi Ve Sayısal Tasarım Optimizasyonu

Abstract

Aeroelastisite alanındaki son gelişmeler nedeni ile çok disiplinli sayısal optimizasyon teknikleri bu alanda genişçe uygulama olanağı bulmuştur. Bu çalışmada bir uçak kanadının yapısal elemanlarının en uygun kalınlık değerlerini elde etmek için optimizasyon yapılmıştır. Gradyan tabanlı algoritmaya sahip bir ticari yazılım kullanılarak oluşturulan metodoloji ile bu kanada ait optimum tasarım kümesi elde edilmiştir. Ancak yazılımın türevleri sonlu farklar yöntemi ile elde etmesi sebebiyle çözüm zamanının arttığı gözlenmiştir. Çalışmadan hesaplama zamanını azaltmak için analitik türevlere ihtiyaç duyulduğu anlaşılmıştır. Daha sonra yapılacak analitik hassaslık tabanlı bir optimizasyon çalışmasına temel oluşturmak için literatürden deneysel bir kanat konfigürasyonu olan AGARD 445.6 seçilmiş ve bu kanadın statik aeroelastik analizini gerçekleştirmek amacı ile akademik yazılım kullanılmıştır. Kanat konfigürasyonunu modelleyebilmek için ortotropik sonlu eleman desteği yazılıma eklenmiştir. Yapı ve akış modellerini doğrulamak için ise yapısal modelin modal analizi ve akışkan modelinin daimi şartlarda analizleri gerçekleştirilmiştir. Son olarak statik aeroelastik analiz gerçekleştirilmiş, elde edilen sonuçların literatür ile uyumlu olduğu gözlenmiştir. Bu çalışmanın amacı eklenen sonlu elemanın ilerideki bir çalışmada malzemeye bağlı analitik türevlerinin alınarak sayısal optimizasyonun gerçekleştirilmesidir.

Recent advances in aeroelasticity led to multidisciplinary optimization techniques being employed in the field widely. In this work, a generic aircraft wing has been optimized to find the optimum thicknesses of structural members by using commercial codes. Using a commercial software, which utilizes a gradient based algorithm to find sensitivities, an optimal design set has been obtained. However, since the commercial software utilizes finite differencing scheme, it was concluded that analytical sensitivities can be used to decrease computational costs. To form a basis for an analytical sensitivity based optimization study, a benchmark wing configuration, AGARD 445.6, was selected from the literature and an academic code was used to perform a steady-state aeroelastic analysis of the wing. Finite element code was modified to support modelling the orthotropic wing and to provide a general finite element for sensitivity analysis. Modal structural and steady-state aerodynamic analyses were done to validate the structural and flow models. Finally, steady-state aeroelastic analysis was performed and the result was compared to the existing literature. It was concluded that results compared well. It is the aim of this study that the finite element added will be used to perform sensitivity computations as further study.