Geri Dön

Aerodynamic shape optimization of the DLR-F6 wing by using openfoam as CFD solver integrated with rsm

DLR-F6 uçak kanadının RSM yöntemiyle entegre bir sekilde had çözücüsü olarak openfoam kullanılarak aerodinamik sekil optimizasyonu

PDF İndir

  1. Tez No: 866232
  2. Yazar: HALİL BULUŞ
  3. Danışmanlar: DOÇ. DR. SERTAÇ ÇADIRCI
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Havacılık ve Uzay Mühendisliği, Makine Mühendisliği, Aeronautical Engineering, Mechanical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2023
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Isı-Akışkan Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 197

Özet

Aerodinamik sekil optimizasyonu, tasarımcıların bir gövdenin seklini degistirerek aerodinamik performansı artırmasına izin verdigi için havacılık mühendisliginde kritik bir rol oynamaktadır. Uçak kanatları, rüzgar türbini kanatları ve roketler gibi yapıların aerodinamik sekillerinde yapılan degisiklikler, bu yapıların verimliliginin artmasına, yakıt tüketimlerinin azalmasına ve havaya saldıkları emisyonların en aza indirilmesine yol açabilir. Iklim degisikligi ve katlanarak artan küresel kriz göz önüne alındıgında, uçakların emisyon gazı salınımlarının etkisini en aza indirmek de dahil olmak üzere tasarımın her alanında sürdürülebilir çözümlere öncelik vermek çok önemlidir. Bu, aerodinamik performansı ve menzili etkileyen en önemli faktörlerden biri olarak uçakların sürtünme kuvvetlerini azaltmaya ve tasıma kuvvetlerini artırmaya öncelikli olarak odaklanmayı gerektirir. Hava trafigi artmaya devam ettikçe, emisyonları azaltmada ve yakıt verimliligini artırmada aerodinamik sekil optimizasyonunun önemi giderek daha net hale gelmektedir. DLR-F6 kanadının aerodinamik sekil optimizasyonu üzerine olan bu tez, bu alanda devam eden arastırmalara katkıda bulunabilecek bir optimizasyon sürecinin etkili ve kapsamlı bir yolunu göstermektedir. DLR-F6 uçagının aerodinamigi, karma¸sık geometrisi ve zorlu akı¸s özellikleri nedeniyle aerodinamik arastırmalar için sıklıkla kullanılan bir arastırma alanıdır. Kanadın seklinin optimize edilerek performansının iyilestirilmesi ve bu alanda devam eden arastırmalara katkı saglanması amaçlanmaktadır. Kanadın yapısal mukavemetinden ödün verilmediginden emin olmak için, optimizasyon süreci ayrıca kanadın modal frekansı ve kütlesi gibi çesitli tasarım kısıtlamalarını da sürece dahil etmektedir. Optimizasyon sürecinde kanat uzunlugu boyunca çesitli konumlarda farklı kesitler alınmıs ve aerodinamik merkezleri referans alınarak bazı açılarda döndürülmüstür. Çalısma, yapısal bütünlügünden ödün vermeden T/S(Tasımanın sürüklemeye oranı) degerinde daha iyi bir performans saglayan en iyi açı setlerinin belirlenmesine odaklanmaktadır. Optimizasyon model agacı, farklı yazılımları entegre eden ve optimizasyon sürecini otomatiklestiren ModeFRONTIER yazılımı kullanılarak olusturulm¸stur. Süreç dört ana asamadan olusmaktadır. Ilk olarak, Pointwise yazılımı kullanılarak 6 adet veter kesiti, yazılım tarafından belirlenen açılarla döndürülerek yeni bir kanat veritabanı olusturulur. Yazılım, bir kod yardımıyla yeni bir kanat geometrisi olusturma, Abaqus'te yapılacak çalı¸smalar için ihtiyaç duyulan çözüm agı geometrisi ve HAD analizleri için ihtiyaç duyulan çözüm agını olu¸sturma adımlarının tümünü otomatik olarak gerçeklestirir. Ikinci asamada, optimizasyon yazılımının kontrolünde tüm çözüm agı olusturma islemleri otomatik olacak ¸sekilde ANSYS Fluent Meshing kullanılarak hazırlanır. Buna hacim çözüm agı da dahildir. Üçüncü olarak, uçak ve kanat etrafındaki akı¸sı simüle etmek için HAD çözücüsü olarak OpenFOAM kullanılarak HAD analizi yapılır. Çözüm agı olarak Fluent Meshing tarafından olusturulan hacim agı kullanılır. OpenFOAM, bir fonksiyon yardımıyla Fluent Meshing'de olu¸sturulan çözüm agını kendi çözüm agı formatına dönüstürür. Optimizasyon sürecini daha hızlı ve verimli bir hale getirmek için, analizler HPC(Yüksek Performanslı Bilgisayar) kullanılarak yapılır. ModeFRONTIER, SSH protokolünü kullanarak bu HPC sistemlerine otomatik baglantı kurabilmektedir. Linux'te kullanmak için yazılan bir kod ile aerodinamik analizler uzaktan, yazılım kontrolünde yapılır. Simülasyon yapıldıktan sonra, her iterasyondaki tüm kuvvetlerin saklandıgı bir dosya ana bilgisayara aktarılır. Ta¸sıma, sürükleme ve T/S degerleri bir iç MATLAB a¸saması kullanılarak hesaplanır. T/S degeri ve tasıma degerleri tasarım hedefleri olarak belirlenmi¸stir. Amaç bu degerleri maksimize etmektir. Döndürülme açıları giris degerleri olarak ayarlandıgından, optimizasyon boyunca modeFRONTIER tasarım hedeflerini basarmak için en iyi girdi degerlerini düzenler ve seçer. Son olarak, tamamlanan ilk asamadan sonra yüzey çözüm agı olusturulmus geometri dosyası ile kanadın saglamlıgını görmek için Abaqus yazılımı ile yapısal analiz yapılır. Abaqus için hazırlanmıs bir kod ile her farklı tasarım için kütle ve modal frekansları hesaplanır ve MATLAB yardımıyla sonuçlar düzenlenir. Kütleyi en aza indirmek ve frekans degerini en üst degere çıkarmak ba¸ska bir tasarım hedefi olarak seçilmistir. Ancak optimizasyon süreçlerinin kolay bir sekilde devam edebilmesi için“Tasıma”ve“T/S”hedefleri ön planda tutulmustur. Optimizasyon süreci, ara adımlarda es zamanlı dosya aktarımları ve sonuçların degerlendirilmesi islemleri ile birlikte modeFRONTIER tarafından yönetilir. Yaklasık 220 DT (Deney Tasarımı) olusturulmus ve degerlendirilmistir. Uzun süren HAD simülasyonları nedeniyle, dogrudan hesaplamalarla gerçeklesecek direkt optimizasyonların sürdürülebilmesi mümkün degildir. Bu nedenle, daha fazla kanat tasarımını hızlı bir sekilde yeniden olu¸sturmak için RSM (Cevap Yüzeyi Metodolojisi) kullanılır. RSM, girdi degiskenleri ve çıktı yanıtları arasındaki iliskileri olusturmak, modellemek ve analiz etmek için kullanılan istatistiksel ve matematiksel tekniklerin bütünsel olarak kullanıldıgı bir metodolojidir. RSM kullanılarak, optimum sonuçlar elde etmek için gereken deney sayısı azaltılabilir, optimizasyon sürecinde zamandan ve kaynaktan tasarruf edilebilir. Direkt optimizasyon sonuçları, iyi kalitede bir RSM olusturmak üzere veri setini egitmek için kullanılır. RSM metotlarının dogru bir sekilde kullanıldıgından emin olunarak 1000 deney daha olusturulur. En iyi tasarımı seçtikten sonra bir dogrulama analizi yapılır ve RSM'nin tasarım çıktısını iyi tahmin ettigi gösterilir. Optimizasyon sürecinin sonuçları, T/S oranı, maksimum tasıma, minimum sürükleme degerleri gözetilerek bir dizi performans ölçütü kullanılarak degerlendirilir. Kütle ve modal frekans hedefleri, yeni tasarımın yapısal bütünlügünü saglamak için gerekli oldugundan, bunlar optimizasyon performans ölçütleri olarak dahil edilmemistir. Seçilen optimize edilmis kanat tasarımını içerek DLR-F6 uçagı daha sonra bu performans ölçütleri göz önüne alınarak orijinal uçakla karsılastırılır. Sonuçlar, modifiye edilmis uçagın, orijinal uçaga kıyasla T/S oranında %13.15 ve tasımada %2.24 iyilesme sagladıgını göstermektedir. Modifiye edilmis uçagın performansındaki iyilesmeyi daha iyi göstermek için MATLAB Simulink yazılımı kullanılarak 2 Mach sayısı ve 13 hücum açısının taranmasıyla olusturulan iki aerodinamik veri tabanı ile bir 3 serbestlik dereceli uçus simülasyonu yapılır. Biri orijinal kanatlı uçak içinken, digeri ise optimize edilmis kanatlı uçak içindir. Genel olarak tez, DLR-F6 uçagının kanadı gibi karmasık aerodinamik sekillerin performansını iyilestirmek için çok disiplinli bir optimizasyon yaklasımı kullanmanın etkinligini göstermektedir. Optimize edilmis kanat, yalnızca aerodinamik performansında önemli bir gelisme göstermekle kalmaz, aynı zamanda yapısal gücünü de korudugunu gösterir. Akış seması karmasık görünse de optimizasyon sürecini kapsamlı ve verimli bir sekilde modellemistir. Bu arastırmada kullanılan optimizasyon süreci ve metodolojisi, performanslarını iyilestirmek için diger karmasık aerodinamik sekillere de uygulanabilir.

Özet (Çeviri)

Aerodynamic shape optimization plays a critical role in aerospace engineering as it allows designers to enhance aerodynamic performance by altering the shape of a body. The ability to optimize the shape of structures like aircraft wings, wind turbine blades, and rockets can lead to increased efficiency, reduced fuel consumption, and minimized emissions. Given the pressing need to address climate change and the exponentially escalating global crisis, it's essential to prioritize sustainable solutions in every aspect of design, including minimizing the impact of aircraft emissions. This requires a primary focus on decreasing the drag and increasing the lift on the airplane, which is one of the most significant factors affecting aerodynamic performance and range. As air traffic continues to grow, the importance of aerodynamic shape optimization in reducing emissions and increasing fuel efficiency becomes increasingly clear. This thesis on the aerodynamic shape optimization of the DLR-F6 wing demonstrates an effective and a comprehensive way of an optimization process that can contribute to the ongoing research in this field. The DLR-F6 wing is a common benchmark for aerodynamic research due to its complex geometry and challenging flow characteristics. By optimizing the shape of the wing, it is aimed to improve its performance and contribute to ongoing research in this field. To ensure that the structural strength of the wing is not compromised, the optimization process also involves some considerations on various design constraints like modal frequency and mass of the wing. In the optimization process, different chord slices at various locations along the span has been taken and twisted some angles by taking their aerodynamic centers as reference. The work focuses on to determine the best improved angle sets which let the better performance on L/D value without sacrificing its structural integrity. The optimization model tree was constructed using ModeFRONTIER software, which integrated different software tools and automated the optimization process. The construction involved four main stages. Firstly, Pointwise software was used to create a new wing database by twisting at the six sliced chords with angles determined by the software. The software automatically executed all the steps to twist, create a new database, make surface mesh, and create a pre-meshed geometry for Abaqus, with the help of a journal. In the second stage, volume meshes were prepared using ANSYS Fluent Meshing, which automatically executed all the meshing processes controlled by optimization software. Thirdly, CFD analysis was conducted using OpenFOAM as the CFD solver to simulate the flow around the wing. The volume mesh created by Fluent Meshing was used as the solution cells. With the help of a function, OpenFOAM can convert a fluent mesh to foam format. To make the optimization process faster and well talent based, the HPC (High Performance Computer) was used to run in OpenFOAM. ModeFRONTIER makes an automatic connection with HPC systems based on SSH protocol and with a Linux bash script, aerodynamic analysis had been conducted. After the simulation was done, a file storing all the forces at each iteration was transferred to the host computer, and lift, drag and L/D values were computed using an inner MATLAB stage. The L/D value and lift value were set as design objectives. The purpose was the maximize these values. Since the twisting rotation angles were set as the input values, the optimization tool organizes and selects the best input values to succeed the design objectives. Lastly, Abaqus software was used to perform structural analysis to ensure the strength of the wing, with the pre-meshed geometry file directly transferred after the first stage. With an Abaqus journal, for each different design mass and modal frequency are calculated and processed with another MATLAB stage. These were selected as another design objective, with the goal being to minimize the mass and maximize the frequency value. However, 'Lift' and 'L/D' objectives were prioritized to make the optimization processes easy to go on. The optimization process was streamlined through these main stages, with simultaneous file transfers and evaluation of results made in intermediate steps. About 220 DoE (Design of Experiments) were created and evaluated. Due to the expensive CFD simulations, direct optimizations were not feasible to proceed. Therefore, RSM (Response Surface Methodology) was used to reproduce more experiments in an inexpensive way. RSM, also known as Surrogate Models, are a collection of statistical and mathematical techniques used to create, model, and analyze the relationships between input variables and output responses. By using RSM, the number of experiments needed can be reduced to obtain optimal results, saving time and resources in the optimization process. The direct optimization results were used to train the data set to build a good quality RSM. After using good RSM strategies, 1000 more experiments were created. After selecting the best design, a real analysis was conducted and showed that the RSM predicted the design output very well. The results of the optimization process were evaluated using a set of performance metrics, including the L/D ratio, maximum lift, minimum drag. Since the mass and modal frequency objectives were required to assure the structural integrity of the new design, they were not included as optimization performance metrics. The modified DLR-F6 aircraft was then compared with the original DLR-F6 aircraft using these performance metrics. The results show that the modified aircraft had a 13.15% improvement in L/D ratio and 2.24% improvement in lift compared to the original aircraft. A 3DOF flight simulation was done using MATLAB Simulink tool, with two aerodynamic databases created by sweeping 2 Mach numbers and 13 angle of attacks. One was for the airplane with the original wing, and the other was for the airplane with the optimized wing. Overall, the thesis demonstrates the effectiveness of using a multi-disciplinary optimization approach to improve the performance of complex aerodynamic shapes such as the DLR-F6 wing. The optimized wing not only shows a significant improvement in its aerodynamic performance but also maintains its structural strength. Although the flow chart may seem complex, it helps make the optimization process comprehensive and efficient. The optimization process and methodology used in this research can be applied to other complex aerodynamic shapes to improve their performance as well.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    670721

    Aerodynamic shape optimization of a wing using 3D flow solutions with SU2 and response surface methodology

    Aerodinamik kanat tasarımının SU2 ile elde edilen 3 boyutlu akış çözümleri ve cevap yüzey yöntemi kullanılarak eniyilemesi

    BERKAY YASİN YILDIRIM

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2021

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İSMAİL HAKKI TUNCER

  2. Tez No

    878389

    Adjoint based aerodynamic shape optimization of a missile engine inlet cover

    Adjoınt yöntemi ile füze hava alığı kapağının aerodinamik şekil optimizasyonu

    ARDA ÖZUZUN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İSMAİL HAKKI TUNCER

  3. Tez No

    854834

    Adjoint based aerodynamic shape optimization of a close coupled wing tail configuration

    Yakın etkileşimli kanat kuyruk konfigurasyonunun adjoint tabanlı aerodinamik şekil eniyilemesi

    ATAKAN ÖNCÜL

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Havacılık ve Uzay MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İSMAİL HAKKI TUNCER

  4. Tez No

    305658

    Genetic algorithm based aerodynamic shape optimization of wind turbine rotor blades using a 2-d panel method with a boundary layer solver

    Rüzgar turbini rotor palasının sınır tabaka hesaplamalı iki boyutlu panel metodu ile genetik algoritma tabanlı aerodinamik şekil optimizasyonu

    ÖZGE POLAT

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2011

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İSMAİL HAKKI TUNCER

    YRD. DOÇ. DR. NİLAY SEZER UZOL

  5. Tez No

    701319

    Adjoint-based aerodynamic shape optimization of a strake-delta wing configuration

    Strake-delta kanat konfigürasyonun adjoint tabanlı aerodinamik şekil optimizasyonu

    KAAN YUTÜK

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2021

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. İSMAİL HAKKI TUNCER

Geri Dön