A programing system for research and applications in structural optimization

The flexibility necessary for such diverse utilizations is achieved by combining, in a modular manner, a state-of-the-art optimization program, a production level structural analysis program, and user supplied and problem dependent interface programs. Standard utility capabilities in modern computer operating systems are used to integrate these programs. This approach results in flexibility of the optimization procedure organization and versatility in the formulation of constraints and design variables. Features shown in numerical examples include: variability of structural layout and overall shape geometry, static strength and stiffness constraints, local buckling failure, and vibration constraints

Feasibility study of an Integrated Program for Aerospace vehicle Design (IPAD). Volume 1B: Concise review

Reports on the design process, support of the design process, IPAD System design catalog of IPAD technical program elements, IPAD System development and operation, and IPAD benefits and impact are concisely reviewed. The approach used to define the design is described. Major activities performed during the product development cycle are identified. The computer system requirements necessary to support the design process are given as computational requirements of the host system, technical program elements and system features. The IPAD computer system design is presented as concepts, a functional description and an organizational diagram of its major components. The cost and schedules and a three phase plan for IPAD implementation are presented. The benefits and impact of IPAD technology are discussed

Mission-Based Multidisciplinary design optimization methodologies for unmanned aerial vehicles with morphing technologies

One of the most challenging aspects of aircraft design is to synthesize the mutual interactions among disciplines in order to achieve enhanced design solutions from the earliest stages of the design process. The complexity of the aircraft physics and the multiple couplings between disciplines complicates this task. The advance of design tools and optimization methods alongside with the computer’s exponential increase in data handling capacity is paving the way for the development of comprehensive multidisciplinary design codes that gradually contribute to a paradigm change, leading to a revolution in the design methodologies. The research work presented in this thesis features two unmanned aerial vehicles preliminary design optimization methodologies - a Parametric Design Analysis and a Multilevel Design Optimization. A specific code has been developed for each methodology, with low-fidelity models being used for the main design disciplines, namely the aerodynamics, propulsion, weight, static stability and dynamic stability. To increase the usability of the codes a graphical user interface for both programs has also been developed. The first methodology is called Parametric AiRcRaft design OpTimization (PARROT) and relies on a parametric study that optimizes the wing layout for one of two different goals: surveillance mission or maximum payload. Whereas in the former the goal is to maximize the flight range or endurance, the latter’s objective is to maximize the useful payload lifted. Constraints include the take-off distance, climb rate, bank angle, cruise velocity, among others. The results have shown to be in line with some experimental benchmarking data and to allow the user to easily evaluate the impact of varying two key design variables (wing mean chord and wingspan) on multiple performance metrics, thus significantly contributing to help the designer’s decision-making process. The second methodology is called MulTidisciplinary design OPtimization (MTOP) and adopts the Enhanced Collaborative Optimization (ECO) architecture, together with a gradient-based optimization algorithm. As the goal is to minimize the energy consumption for the specified mission profile, it results in an unconstrained system problem which aims to assure compatibility between subspaces and dully constrained subspace level problems, which aims to minimize the energy consumption. Instead of each subspace representing the traditional design disciplines (e.g. aerodynamics, structures, stability, etc), the author has chosen to make a different subspace out of each flight stage (e.g. take-off, climb, cruise, etc). The main reason for this choice was the inclusion of morphing technologies as part of the optimization process, namely a variable span wing (VSW), a variable camber flap (VCF) and a variable propeller pitch (VPP). The software final output is the combination of design variables that better suits the objective function subjected to the design constraints. The results have shown how the selection of the optimum combination of morphing/adaptive technologies highly depends on the mission profile. Moreover, the morphing mechanisms weight has a strong impact on the overall performance, which is not easily grasped without an optimization methodology like the one presented. Globally, these two methodologies foster a more efficient and effective preliminary design stage by feeding the designer’s decision-making process with a large set of relevant data.Um dos aspetos mais desafiantes do projeto de aeronaves é a gestão das múltiplas interações entre disciplinas, com vista à obtenção de soluções de projeto otimizadas desde os primeiros estágios do projeto de aeronaves. A complexidade da física aeronáutica e os múltiplos acoplamentos entre disciplinas complicam esta tarefa. Com o desenvolvimento de ferramentas de projeto e metodologias de otimização aliadas ao aumento exponencial da capacidade de processamento dos computadores e o desenvolvimento de abrangentes códigos de otimização multidisciplinar estão a contribuir para uma mudança de paradigma, que se espera vir a revolucionar os atuais processos de projeto aeronáutico. Esta investigação inclui duas metodologias de otimização de projeto preliminar de veículos aéreos não-tripulados - uma otimização paramétrica e uma otimização multinível. Foi desenvolvido um código para cada metodologia, tendo sido utilizados modelos de baixa-fidelidade para as várias disciplinas de projeto, nomeadamente aerodinâmica, propulsão, peso, estabilidade estática e dinâmica. Para aumentar o leque de utilizadores, foi desenvolvido um interface gráfico para ambos os programas. A primeira metodologia denomina-se Parametric AiRcRaft design OpTimization (PARROT) e segue uma abordagem paramétrica que otimiza a geometria da asa para um de dois objetivos: missão de vigilância ou máximo peso. Enquanto na primeira o objetivo passa por otimizar o alcance ou autonomia, na segunda o foco passa por maximizar o peso útil sustentado. Constrangimentos incluem a distância de descolagem, a velocidade de subida, o ângulo de pranchamento, a velocidade cruzeiro, entre outros. Os resultados mostraram estar em linha com resultados experimentais de referência e ainda permitir ao utilizador avaliar o impacto da variação de duas variáveis-chave (corda média aerodinâmica e envergadura) em diversas métricas de desempenho, desta forma contribuindo significativamente para auxiliar o processo decisório do engenheiro de projeto. A segunda metodologia chama-se MulTidisciplinary design OPtimization (MTOP) e adota a arquitetura Enhanced Collaborative Optimization (ECO), juntamente com um algoritmo de otimização do tipo gradiente. Uma vez que o objetivo passa por minimizar a energia consumida para um perfil de missão específico, cinge-se a um problema de otimização não constrangido ao nível do sistema, a solução do qual visa a compatibilidade entre subespaços, e um problema devidamente constrangido com o objetivo de minimizar a energia consumida ao nível dos subespaços. Ao invés de cada subespaço representar as disciplinas tradicionais de projeto (e.g. aerodinâmica, estruturas, estabilidade, etc), o autor decidiu criar um subespaço diferente para cada estágio da missão (e.g. descolagem, subida, cruzeiro, etc). A principal razão para esta escolha foi a inclusão de metodologias adaptativas como parte do processo de otimização, nomeadamente uma asa de envergadura variável (VSW), um perfil alar com curvatura variável através de um flap (VCF) e um hélice de passo variável (VPP). O resultado final é a combinação de variáveis que melhor se adequa à função objetivo, sujeitos aos constrangimentos de projeto. Os resultados mostraram que a seleção da combinação de tecnologias adaptativas adequada está altamente dependente do tipo de missão. Além disso, o peso das tecnologias adaptativas tem um elevado impacto que não é facilmente percecionado sem uma metodologia de otimização como a que é apresentada. Globalmente, estas duas metodologias contribuem para um projeto preliminar mais eficaz e eficiente, alimentando a tomada de decisão do projetista com muita informação relevante

Optimization Techniques for Modern Power Systems Planning, Operation and Control

Recent developments in computing, communication and improvements in optimization techniques have piqued interest in improving the current operational practices and in addressing the challenges of future power grids. This dissertation leverages these new developments for improved quasi-static analysis of power systems for applications in power system planning, operation and control. The premise of much of the work presented in this dissertation centers around development of better mathematical modeling for optimization problems which are then used to solve current and future challenges of power grid. To this end, the models developed in this research work contributes to the area of renewable integration, demand response, power grid resilience and constrained contiguous and non-contiguous partitioning of power networks. The emphasis of this dissertation is on finding solutions to system operator level problems in real-time. For instance, multi-period mixed integer linear programming problem for applications in demand response schemes involving more than million variables are solved to optimality in less than 20 seconds of computation time through tighter formulation. A balanced, constrained, contiguous partitioning scheme capable of partitioning 20,000 bus power system in under one minute is developed for use in time sensitive application area such as controlled islanding

Meta-Heuristics for Dynamic Lot Sizing: a review and comparison of solution approaches

Proofs from complexity theory as well as computational experiments indicate that most lot sizing problems are hard to solve. Because these problems are so difficult, various solution techniques have been proposed to solve them. In the past decade, meta-heuristics such as tabu search, genetic algorithms and simulated annealing, have become popular and efficient tools for solving hard combinational optimization problems. We review the various meta-heuristics that have been specifically developed to solve lot sizing problems, discussing their main components such as representation, evaluation neighborhood definition and genetic operators. Further, we briefly review other solution approaches, such as dynamic programming, cutting planes, Dantzig-Wolfe decomposition, Lagrange relaxation and dedicated heuristics. This allows us to compare these techniques. Understanding their respective advantages and disadvantages gives insight into how we can integrate elements from several solution approaches into more powerful hybrid algorithms. Finally, we discuss general guidelines for computational experiments and illustrate these with several examples

Aeroelastic Tailoring of Transport Aircraft Wings: State-of-the-Art and Potential Enabling Technologies

This paper provides a brief overview of the state-of-the-art for aeroelastic tailoring of subsonic transport aircraft and offers additional resources on related research efforts. Emphasis is placed on aircraft having straight or aft swept wings. The literature covers computational synthesis tools developed for aeroelastic tailoring and numerous design studies focused on discovering new methods for passive aeroelastic control. Several new structural and material technologies are presented as potential enablers of aeroelastic tailoring, including selectively reinforced materials, functionally graded materials, fiber tow steered composite laminates, and various nonconventional structural designs. In addition, smart materials and structures whose properties or configurations change in response to external stimuli are presented as potential active approaches to aeroelastic tailoring

Research in computerized structural analysis and synthesis

Computer applications in dynamic structural analysis and structural design modeling are discussed

Integrated multi-functional morphing aircraft technologies

In the past years, the development of morphing wing technologies has received a great deal of interest from the scientific community. These technologies potentially enable an increase in aircraft efficiency by changing the wing shape, thus allowing the aircraft to fly near its optimal performance point at different flight conditions. This thesis explores the development, analysis, building and integration of two new functional Variable-Span Wing (VSW) concepts to be applied in Remotely Piloted Aircraft Systems (RPAS). Additional studies are performed to synthesize the mass of such morphing concepts and to develop mass prediction models. The VSW concept is composed of one fixed rectangular inboard part, inboard fixed wing (IFW), and a moving rectangular outboard part: outboard moving wing (OMW). An aerodynamic shape optimization code is used to solve a drag minimization problem to determine the optimal values of wingspan for various speeds of the vehicle’s flight envelope. It was concluded that, at low speeds, the original wing has slightly better performance than the VSW and for speeds higher than 25 m/s the opposite occurs, due to the reduction in wing area and consequently the total wing drag. A structural Finite Element Model (FEM) of the VSW is developed, where the interface between wing parts is modelled. Deflections and stresses resulting from static aerodynamic loading conditions showed that the wing is suitable for flight. Flutter critical speed is studied. FEM is used to compute the VSW mode shapes and frequencies of free vibration, considering a rigid or the real flexible interface, showing that the effect of rigidity loss in the interface between the IFW and the OMW, has a negative impact on the critical flutter speed. A full-scale prototype is built using composite materials and an electro-mechanical actuation system is developed using a rack and pinion driven by two servomotors. Bench tests, performed to evaluate the wing and its actuation mechanism under load, showed that the system can perform the required extension/retraction cycles and is suitable to be installed on a RPAS airframe, which has been modified and instrumented to serve as test bed for evaluating the prototype in-flight. Two sets of flight tests are performed: aerodynamic and energy characterization. The former aims at determining the lift-to-drag ratio for different airspeeds and the latter to measure the propulsive and manoeuvring energy when performing a prescribed mission. In the aerodynamic testing, in-flight evaluation of the RPAS fitted with the VSW demonstrates full flight capability and shows improvements produced by the VSW over a conventional fixed wing for speeds above 19 m/s. At low speeds, the original wing has slightly better lift-to-drag ratio than the VSW. Contrarily, at 30 m/s, the VSW in minimum span configuration is 35% better than the original fixed wing. In the other performed test, it is concluded that the VSW fitted RPAS has less overall energy consumption despite the increased vehicle weight. The energy reduction occurs only in the high speed condition but it is so marked that it offsets the increase in energy during takeoff, climb and loiter phases. Following the work on the first VSW prototype, a new telescopic wing that allows the integration of other morphing strategies is developed, within the CHANGE EU project. The wing adopted span change, leading and trailing edge camber changes. A modular design philosophy, based on a wing-box like structure, is implemented, such that the individual systems can be separately developed and then integrated. The structure is sized for strength and stiffness using FEM, based on flight loads derived from the mission requirements. A partial span, fullsized cross-section prototype is built to validate the structural performance and the actuation mechanism capability and durability. The wing is built using composite materials and an electromechanical actuation system with an oil filled nylon rack and pinion is developed to actuate it. The structural static testing shows similar trends when compared with numerical predictions. The actuation mechanism is characterized in terms of actuation speed and specific energy consumption and it was concluded that it functioned within its designed specifications. A full-scale prototype is later built by the consortium and the leading and trailing edge concepts from the different partners integrated in a single wing. Wind tunnel tests confirmed that the wing can withstand the aerodynamic loading. Flight tests are performed by TEKEVER, showing that the modular concept works reliably. From the previous works, it is inferred that morphing concepts are promising and feasible methodologies but present an undesired mass increase due to their inherent complexity. On the other hand, mass prediction methods to aid the design of morphing wings at the conceptual design phase are rare. Therefore, a mass model of a VSW with a trailing edge device is proposed. The structural mass prediction is based on a parametric study. A minimum mass optimization problem with stiffness and strength constraints is implemented and solved, being the design variables structural thicknesses and widths, using a parametric FEM of the wing. The study is done for a conventional fixed wing and the VSW, which are then combined to ascertain the VSW mass increment, i.e., the mass penalization of the adopted morphing concept. Polynomials are found to produce good approximations of the wing mass. Additionally, the effects of various VSW design parameters in the structural mass are discussed. On one hand, it was found that the span and chord have the highest impact in the wing mass. On the other hand, the VSW to fixed wing ratio proved that the influence of span variation ratio in the wing mass is not trivial. It is found that the mass increase does not grow proportionally with span variation ratio increase and that for each combination of span and chord, exists a span variation ratio that minimizes the mass penalty. Using the VSW to fixed wing ratio function, the mass model is derived. To ascertain its accuracy, a case study is performed, which demonstrated prediction errors below 10%. Although the mass model results are encouraging, more case studies are necessary to prove its applicability over a wide range of VSWs. The work performed successfully demonstrated that VSW concepts can achieve considerable geometry changes which, in turn, translate into considerable aerodynamic gains, despite the increased weight. They influence all aspects of the wing design, from the structural side to the actuation mechanisms. The parametric study summarizes the mass penalties of such concepts, being successful at demonstrating that the mass penalty is not straightforward and that a careful selection of span, chord and variable-span ratio can minimize the mass increase.Nos últimos anos, o desenvolvimento de asas adaptativas tem sido alvo de um grande interesse por parte da comunidade científica. Nesta tese explora-se o desenvolvimento, análise, construção e integração de dois novos conceitos de Asas de Envergadura Variável (VSWs) funcionais a serem aplicados em Sistemas de Aeronaves Pilotadas Remotamente (RPASs). Estudos adicionais são levados a cabo para sintetizar a massa desses conceitos e desenvolver modelos de previsão de massa. O conceito da VSW é constituído por uma parte interna retangular fixa, Asa Fixa Interna (IFW), e por uma parte externa retangular móvel, Asa Móvel Externa (OMW). Um código de otimização aerodinâmica é utilizado para minimizar a resistência ao avanço, determinando os valores ótimos de envergadura para várias velocidades de voo do veículo. Concluiu-se que, a baixas velocidades, a asa original apresenta um desempenho ligeiramente melhor que a VSW, enquanto que a velocidades superiores a 25 m/s, a VSW apresenta um desempenho melhor devido à redução da área das asas e, consequentemente, à redução da resistência total das asas. Para levar a cabo um estudo estrutural, foi desenvolvido um Modelo de Elementos Finitos (FEM) estrutural da VSW, no qual se modelou a interface entre a IFW/OMW. As deflexões e tensões resultantes dos carregamentos aerodinâmicos estáticos mostraram que a asa é capaz de suportar as cargas em voo. A velocidade de flutter é também investigada, sendo o FEM utilizado para calcular as formas dos modos de vibração da VSW e respetivas frequências de vibração livre. Considerou-se uma interface colada ou flexível, confirmando-se que o efeito da perda de rigidez na interface IFW/OMW, tem um impacto negativo sobre a velocidade de flutter. Um protótipo da VSW é construído, utilizando materiais compósitos, e um sistema de atuação eletromecânico é desenvolvido usando um sistema de pinhão e cremalheira movido por dois servomotores. Os testes de bancada, realizados para avaliar a asa e o mecanismo de atuação, mostraram que o sistema é capaz de realizar a extensão/retração da asa, sendo adequado para ser instalado num RPAS. Este RPAS foi modificado e instrumentado para servir de banco de ensaio para avaliação do protótipo em voo. São realizados dois conjuntos de testes de voo: caracterização aerodinâmica e energética. O primeiro incide na determinação da razão de planeio para diferentes velocidades e o segundo é levado a cabo para determinar a energia propulsiva e de manobra ao executar uma missão típica. Nos testes aerodinâmicos ficou comprovado que o RPAS equipado com a VSW é capaz de uma normal operação e ainda que mostra melhorias sobre uma asa fixa convencional para velocidades acima de 19 m/s. A velocidades mais reduzidas, a asa original tem um desempenho ligeiramente melhor do que a VSW. Por outro lado, a 30 m/s, a VSW na configuração de envergadura mínima é 35% melhor do que a asa fixa original. No outro ensaio realizado, conclui-se que o RPAS de envergadura variável tem menos consumo de energia global, apesar do aumento de peso do veículo. A redução de energia ocorre apenas na fase de cruzeiro de alta velocidade, mas foi tão acentuada que compensou o aumento da energia durante as fases de descolagem, subida e espera. Na sequência do trabalho anterior e no âmbito do projeto europeu CHANGE, é desenvolvida uma nova VSW que permite a integração de outras estratégias adaptativas. A nova asa adotou a mudança de envergadura, e a mudança de curvatura nos bordos de ataque e de fuga. Esta adotou uma filosofia de projeto modular, baseada numa caixa de torção, permitindo o desenvolvimento das diferentes tecnologias adaptativas separadamente. A estrutura é divmensionada para resistência e rigidez usando FEM, com base em cargas de voo derivadas dos requisitos da missão. Um primeiro protótipo é construído para validar o desempenho estrutural e a funcionalidade do mecanismo de atuação. A asa é construída usando materiais compósitos e utiliza um sistema de pinhão e cremalheira e um servomotor, para variar a envergadura. Testes estruturais estáticos mostram que as deflexões corroboram as previsões numéricas. O mecanismo de atuação é caracterizado em termos de velocidade de atuação e consumo de energia específica, concluindo-se que funciona dentro do previsto. O segundo protótipo é construído pelo consórcio e os conceitos de bordo de ataque e de fuga são integrados. Testes em túnel de vento confirmaram que a asa suporta o carregamento aerodinâmico. Os testes de voo, realizados pela TEKEVER, mostram que o conceito modular funciona de forma fiável. Baseado nos trabalhos anteriores, conclui-se que os conceitos adaptativos são promissores e viáveis, mas apresentam um aumento de massa indesejável devido à sua inerente complexidade. Por outro lado, os métodos de previsão de massa para auxiliar o projeto de asas adaptativas na fase de projeto conceitual são raros. Deste modo, um modelo de massa da VSW com um dispositivo de borda de fuga é proposto. A previsão de massa estrutural é baseada num estudo paramétrico. Um problema de minimização de massa com constrangimentos de rigidez e resistência é implementado e resolvido, sendo as variáveis de projeto espessuras e larguras estruturais. Para o levar a cabo, um FEM paramétrico da VSW é desenvolvido. O estudo é feito para uma asa fixa convencional e para a VSW, os quais são combinados para determinar o incremento de massa da VSW. Aproximações polinomiais das massas da asa são produzidas, mostrando serem capazes de produzir uma adequada representação. Adicionalmente, são discutidos os efeitos dos vários parâmetros de design da VSW na massa estrutural. Por um lado, verificou-se que a envergadura e a corda têm o maior impacto na massa da asa. Por outro lado, a razão de massas da VSW e da asa fixa provou que a influência da razão de variação de envergadura na massa das asas não é trivial. Verifica-se que o aumento de massa não cresce proporcionalmente com o aumento da razão de variação de envergadura e que para um dado conjunto de envergadura e corda existe uma razão de variação de envergadura que minimiza o aumento de massa. O modelo de massa é derivado usando a aproximação polinomial da razão da VSW com a asa fixa. Para verificar a precisão do modelo, é realizado um caso de estudo que demonstrou erros de previsão abaixo dos 10%. Embora os resultados do modelo de massa sejam encorajadores, mais casos de estudo são necessários para provar a sua aplicabilidade a uma ampla gama de VSW. O trabalho realizado demonstrou com sucesso que os conceitos de VSW podem alcançar consideráveis mudanças de geometria, que se traduzem em ganhos aerodinâmicos consideráveis, apesar do aumento de peso. Estes influenciam todos os aspetos do projeto da asa, desde a parte estrutural até aos mecanismos de atuação. O estudo paramétrico tentou resumir a penalização de massa de tais conceitos, sendo bem sucedido em demonstrar que esta penalização não é simples e que uma seleção cuidadosa de envergadura, corda e razão de variação de envergadura pode minimizar o aumento de peso.This thesis and the associated research was partially funded by the European Community’s Seventh Framework Programme (FP7) under the Grant Agreement 314139

Recent Advances in Multidisciplinary Analysis and Optimization, part 1

This three-part document contains a collection of technical papers presented at the Second NASA/Air Force Symposium on Recent Advances in Multidisciplinary Analysis and Optimization, held September 28-30, 1988 in Hampton, Virginia. The topics covered include: helicopter design, aeroelastic tailoring, control of aeroelastic structures, dynamics and control of flexible structures, structural design, design of large engineering systems, application of artificial intelligence, shape optimization, software development and implementation, and sensitivity analysis