Preliminary Aircraft Design Optimization Using Genetic Algorithms

Aircraft design is a highly nonlinear problem and inherently multidisciplinary activity that involves a large number of design variables and different models and tools for various aspects of design. A spreadsheet based genetic algorithm (GA) approach is presented to optimize the preliminary design of an aircraft. A domain independent general purpose genetic algorithm is proposed to implement the optimization routine. Breguet range equation is used as the objective function for the design evaluation. A total of sixteen design variables are considered in the optimization process. It has also been demonstrated that the proposed approach can be adapted to any objective function without changing the optimization routine. The model is applicable to commercial airliner as well as a multirole jet fighter. The proposed model has been validated against known configurations of various aircraft. &nbsp

Modern Aerodynamic Optimization Methods Application to Transonic Wing Design with Implemented Basic Structural Constraints

Práce seznamuje s využitím optimalizačních metod při návrhu křídla malého dopravního letounu kategorie business-jet, se zahrnutím základních konstrukčně pevnostních omezení. Konkrétně v ní byly prozkoumány možnosti metody plochy odezvy. Byla prokázána efektivita metody plochy odezvy ve spojení s CFD metodami při aerodynamické optimalizaci. Základní pevnostní požadavky byly začleněny do optimalizace a byl tak řešen reálný multidisciplinární problém. Práce se také zabývá metodami vyhodnocení rozložení zatížení po rozpětí křídla. Disertační práce byla řešena v rámci evropského projektu CESAR 6. rámcového programu EU.The thesis gives overview of complex aerodynamic optimization approach applied to business-jet aircraft wing design. Response surface method (RSM) potential was explored particularly. The efficiency of RSM approach for CFD based aerodynamic optimization was demonstrated. Basic structural requirements were successfully integrated to optimization – real multidisciplinary problem was solved. Some methods for evaluation of forces distribution along wingspan were explored. Thesis was solving within the frame of 6th EU FP integrated project CESAR.

Design, optimization and flight testing of a micro air vehicle

Micro Air Vehicles (MAVs) are a new type of aircraft maturing every year. The first mission-capable MAVs are already available on the market. Similarly to larger UAVs, MAVs may be used in a variety of applications, both military and civilian, such as situational awareness, reconnaissance, data relay, air sampling etc. This study describes the development of a method for rapid design and optimization based on some basic preliminary design parameters. Low aspect ratio (LAR) wing theory and experimental data by Mueller and Torres have been used to analytically predict the performance of the MAV. This has also been validated by the author’s wind tunnel experiments, also described in this thesis. The results of the wind tunnel experiments are presented. Performance of the propulsion system (motor, propeller, battery, speed controller) was evaluated using other commercially available tools. The design optimization concerns the wing geometry under certain constraints applied by the user. The design optimization code, which is based on Genetic Algorithms, was written in MATLAB. As a conclusion to the project, a prototype was built and successfully test flown, which proved the feasibility of the developed method. A detailed description of the manufacture and testing of the prototype is also included in this thesis

Uçak-uzay Yapilarinin Statik Aeroelastik Kriter Ile Çok Disiplinli Tasarim Optimizasyonu

Tez (Yüksek Lisans) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2008Thesis (M.Sc.) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2008Bu tez çalışmasında aeroelastik optimizasyon, AGARD 445.6 elastik kanat konfigürasyonundan yola çıkılarak basit bir kanat için en yüksek taşıma/sürükleme oranı ve en düşük kütle amaç fonksiyonlarına ulaşmak için yapılmıştır. Tasarım kısıtı olarak bir statik aerolastik kriter olan en yüksek uç yer değiştirmesi verilmiştir. Kanadın çeyrek veterdeki ok açısı ve sivrilme oranı tasarım parametreleri olarak atanmıştır. Optimizasyon algoritması olarak bir genetik algoritma olan NSGA—II algoritması kullanılmıştır. Optimizasyon çalışmasında çok amaçlı tasarım ortamı (mode)FRONTIER 4.0 optimizasyon yazılımı kullanılmıştır. Bu çalışmayı yapmak için çeşitli betikler yazılmıştır: ABAQUS 6.7-1 sonlu eleman çözücüsü betiği yapısal modeli hazırlamak için, FLUENT 6.3.26 ve GAMBIT 2.2.30 betikleri akışkan modelini hazırlamak için ve çözüm ağı tabanlı paralel kod eşleme arayüzü MpCCI 3.0.6 ise gevşek bağlaşımlı aeroelastik analizleri yürütmek için kullanılmıştır. Aeroelastik analizler bir sıralı “staggered” algoritma kullanılarak çözülmüştür. Aerodinamik yüzey yükleri düğüm bazlı kuvvetlere çevrilerek yapısal çözücüye aktarılmakta, bu yükler altında yapılan statik analiz sonucunda oluşan yer değiştirmeler ise akışkan koduna çözüm ağı hareketi olarak gönderilmektedir. Yapısal, akışkan ve aeroelastik analizler sonunda alınan sonuçlar AGARD 445.6 kanadı üstüne yapılmış önceki sayısal ve rüzgar tüneli verileri ile karşılaştırılmıştır. Karşılaştırmadan sonra geçerliliği onaylanan kanat kullanılarak aeroelastik optimizasyon çalışması yapılmıştır. Aeroelastik optimizasyon sonunda en uygun çözümü seçebilmek için pareto kümesi oluşturulmuştur. Tasarım değişkenlerinin amaç fonksiyonları üzerindeki etkileri ve aralarında ilişki modeFRONTIER 4.0 yazılımının sonuç değerlendirme araçları kullanılarak yapılmıştır.In this thesis aeroelastic optimization is performed on a basic experimental wing model based on AGARD 445.6 elastic wing configuration to obtain the objectives maximum lift/drag ratio and minimum weight of the wing. A static aeroelastic criteria is given as a design constraint to satisfy the maximum tip deflection. Sweep angle at the quarter chord and the taper ratio of the wing are used as design parameters. Moreover, a genetic algorithm NSGA-II is used to control the optimization process. The optimization study is done by using the Multi-Objective Design Environment (mode)FRONTIER 4.0 optimization software with the written: ABAQUS 6.7-1 finite element solver script to prepare the CSD model, FLUENT 6.3.26 and GAMBIT 2.2.30 scripts to prepare the CFD model and Mesh based Parallel Code Coupling Interface-MpCCI 3.0.6 script to perform loosely coupled aeroelastic analysis. Aeroelastic analysis is done by using a staggered algorithm. Aerodynamic surface pressures converted to nodal forces and transferred to the CSD code, then under these forces static analysis is performed and nodal displacements are transfered to CFD code as mesh movements. The results from the structural, fluid and aeroelastic fields are used to compare the results with the numerical and the wind tunnel data of the AGARD 445.6 wing. Once the wing is validated the aeroelastic optimization study is performed. The pareto set for the optimum designs are obtained at the end of the aeroelastic optimization study to choose the best design configuration. The effect of the design variables on objective functions and their relationship are examined.Yüksek LisansM.Sc

Three Dimensional Shape Optimization Of Bodies Subjected To Air Flow By Heuristic Algorithms

Tez (Doktora) -- İstanbul Teknik Üniversitesi, Fen Bilimleri Enstitüsü, 2006Thesis (PhD) -- İstanbul Technical University, Institute of Science and Technology, 2006Bu çalışmada titreşimli genetik algoritma yöntemi, dinamik ağ ve bir Euler akış çözücüsü ile birleştirilmiş ve üç boyutlu kanat modellerinin (Onera M6 kanadı) optimize edilmiştir. Onera M6 kanadı özellikle iki parametresi, kanat kesiti ve sivrilik oranı üzerinde, evrimsel algoritmalar ve paralel hesaplama yöntemleri kullanılarak iyileştirilmiştir. Akış alanlarını çözmek için ACER3D isimli Euler denklemlerini çözen program kullanılmıştır. Optimizasyon işlemleri sırasında elde edilen üç boyutlu modeller için yeni ağ yapıları dinamik ağ yöntemi kullanılarak bulunmuştur. Taşıma ve sürükleme gibi aerodinamik kuvvetler bir sonlu eleman yöntemiyle hesaplanmaktadır. Sonuçlar analiz edildiğinde, optimizasyon işleminin beklendiği şekilde geliştiği gözlemlenmektedir. Sürükleme kuvvetine yaklaşık yüzde 25 azaldığı görülmüştür. Ayrıca bu yapılırken taşıma kuvvetinin ve kalınlık oranının başta belirlenmiş dizayn taşıma kuvveti ve orijinal kalınlık oranına yakın kalması sağlanmıştır. Bu işlem uygunluk fonksiyonu ile ayarlanmaktadır. Program sürükleme kuvvetini minimize etmeye çalışırken sivrilik oranının azaldığı gözlemlenmiştir. Ancak bu azalma çok düşük seviyelere inememekte, belli bir aşamadan sonra hemen hemen sabit kalmaktadır, çünkü programın amacı sadece sürüklemeyi azaltmak değil aynı zamanda taşıma kuvvetini sabit tutmaktadır.In this study, evolutionary algorithms and dynamic mesh techniques have been combined for the design and optimization of a transonic wing by two parameters, the wing section and the taper ratio by using parallel computing. The Euler flow solver ACER3D has been used to obtain the flow parameters for each member. The unstructured tetrahedral mesh is modified according to the change in wing section and taper ratio by using dynamic mesh technique. Aerodynamic force, lift and drag, calculations have been done by using a finite element method. From the results, it is observed that the optimization process is working as expected. The drag coefficient has been reduced by about 25 percent. While this has been done, its lift coefficient and thickness ratio are tried to be close to the design values determined at the beginning. This is done by arranging the fitness function. The taper ratio is getting smaller while the code is trying to minimize the drag force. But it cannot be reduced to very small values and is kept almost the same at later steps, because the program should not only reduce the drag force but also keep the lift force close to the design value.DoktoraPh

Multidisciplinary Design Optimization of Aircraft Wing Planform Based on Evolutionary Algorithms

This paper examines the evolutionary approach for aircraft design optimization. Several niching and elitist models are first applied to Multiple-Objective Genetic Algorithms (MOGAs). Numerical results suggest that the combination of the fitness sharing and the best-N selection leads to the best performance. The resulting MOGA is then applied to multidisciplinary design optimization problems of transonic and supersonic wing planform shapes. The results confirm the feasibility of the present approach. 1