Multidisciplinary design and optimization of a composite wing box

Abstract

Bu çalışmada, kompozit bir kanat kutusunun minimum ağırlıkla tasarımını elde etmek için, otomatik çok disiplinli tasarım eniyileştirmesi yapan bir program geliştirilmiştir. Çok disiplinli statik mukavemet, aeroelastik kararlılık ve üretim gereksinimleri, bir genetik algoritma çerçevesinde oluşturulmuş olan eniyileştirme ortamında eşzamanlı olarak ele alınmıştır. Statik mukavemet gereksinimleri ile bütün yapısal parçalar için pozitif güvenlik sınırlarının sağlanması amaçlanmaktadır. Gerilme dağılımını elde etmek için, seyrek sonlu eleman modelleme tekniği ile beraber geliştirilmiş eğilme yöntemi kullanılmıştır. Böylece, yapının burkulması neticesinde ortaya çıkan ve yükün yemden dağılımının sonucu olan doğrusal olmayan etkiler de hesaba katılmıştır. Burkulma analizi Rayleigh-Ritz yöntemi kullanılarak, kesit kırışması analizi de Gerard yönteminden yararlanarak gerçekleştirilmiştir.Aeroelastik gereksinimler, sönümleme seviyesi tanımlanmış bir kanat kutusunun çırpınmadan ve ıraksamadan uzak olduğunun gösterilmesini amaçlamaktadır. Aeroelastik kararlılık analizi için köklerin geometric yeri yöntemi kullanılmıştır. Laplace ortamındaki kararsız aerodinamik yükler, yaklaşık rasyonel Rogers fonksiyonları kullanılarak, frekans ortarnındaki eşleniklerinden elde edilmiştir. Kanadın dış geometrisinin değişmediği varsayılmış ve tasarım değişkenleri olarak kalınlık, kesit boyutları, katman sayıları ve karşılık gelen katman açılan gibi fiziksel özellikler göz önünde tutulmuştur. Sonlu eleman çözücüsü olarak MSC/NASTRAN®'! kullanmakta olan program tek hücreli, iç yapısı metalik, kanat yüzeyleri kompozit olan bir kanat kutusunun tasarımında kullanılmıştır. Anahtar kelimeler: çokyönlü tasarım, eniyileştirme, statik mukavemet, çırpınma, Iraksama, kompozit kanat.

In this study an automated multidisciplinary design optimization code is developed for the minimum weight design of a composite wing box. The multidisciplinary static strength, aeroelastic stability, and manufacturing requirements are simultaneously addressed in a global optimization environment through a genetic search algorithm. The static strength requirements include obtaining positive margins of safety for all the structural parts. The modified engineering bending theory together with the coarse finite element model methodology is utilized to determine the stress distribution. The nonlinear effects, stemming from load redistribution in the structure after buckling occurs, are also taken into account. The buckling analysis is based on the Rayleigh-Ritz method and the Gerard method is used for the crippling analysis. The aeroelastic stability requirements include obtaining a flutter/divergence free wing box with a prescribed damping level. The root locus method is used for aeroelastic stability analysis. The unsteady aerodynamic loads in the Laplace domain are obtained from their counterparts in the frequency domain by using Rogers rational function approximations. The outer geometry of the wing is assumed fixed and the design variables included physical properties like thicknesses, cross sectional dimensions, the number of plies and their corresponding orientation angles. The developed code, which utilizes MSC/NASTRAN® as a finite element solver, is used to design a single cell, wing box with internal metallic substructure and composite skins. Keywords: multidisciplinary design, optimization, static Strength, flutter, divergence, composite wing.