Multidisciplinary optimization for outer geometry of air-to-air missile

Abstract

Bir ürünün boyutlandırılması tecrübe ile edinilmiş birikimler sayesinde denemeyanılmayöntemleriyle ya da ürünün gereksinimleri sağlanana kadargerçekleştirilecek testlerle ortaya çıkarılabilir. Bilgisayar destekli tasarımıngeliştirme ve üretim süreçlerine entegrasyonu başladığında tasarım için harcanansüre önemli ölçüde azalmıştır. Eniyileme yöntemleri de buna benzer şekilde tasarımsüreçlerine dahil olmaya başlamıştır. Bu yöntemler tasarıma girdi olarak kullanılacakdeğişkenlerden en iyi kombinasyonun seçilmesine yönelik oluşturulmuşlardır.Tasarıma yönelik olarak kullanılan bu değişkenlerin belirli yöntemler sonucundaortaya çıkardığı hedef çıktıların minimize veya maksimize edilmesiyle ürününverilmliliğinin artırılması ve maliyetin düşürülmesi hedeflenmektedir. Eniyilemeyöntemleri genetik algoritmalar ve gradyan algoritmalar olmak üzere başlıca ikigruba ayrılırlar. Bu iki algoritma çeşidi birbirlerinden en iyi kombinasyonu seçmeyöntemleri açısından ayrılmaktadır. Havacılık sektöründe deney tasarımlarıylaberaber eniyileme algoritmalarının kullanılarak tasarımın sürdürüldüğü birçokçalışma bulunmaktadır.Bu çalışmada kısa menzilli bir hava-hava füzesinin hedefe olan uçuş süresininminimize edilmesi ile dış geometrisinin eniyilenmesi amaçlanmaktadır. Hava-havafüzeleri uçaktan fırlatılarak havadaki tehdidi etkisiz hale getirmek amacıylakullanılmaktadırlar. 30 km'den az menzile sahip hava-hava füzeleri kısa menzilli,diğerleri ise uzun menzilli hava-hava füzeleri olarak adlandırılmaktadır. Kısamenzilli hava-hava füzeleri genellikle kızılötesi arayıcı sayesinde hedefi takipetmektedir. Kızılötesi arayıcı hedeften aldığı verileri füze bilgisayarına iletmekte,füze bilgisayarı ise bu bilgileri hedefe yönlenmek için gerekli doğrultuyu oluşturmakamacıyla kanatçık hareketlerini belirmekte kullanmaktadır. Hemen hemen tüm kısamenzilli hava-hava füzeleri sahip oldukları roket motoru ile itki oluşturmaktadırlar.Çalışma boyunca farklı disiplinler birbirleriyle entegre olacak şekilde bir yapıkurulmuştur. Bu yapı aynı zamanda disiplinlerarası olarak adlandırılmaktadır. Her biryazılımın oluşturduğu çıktı, özelleştirilmiş yazılımlar sayesinde diğer bir yazılımaözelleştirilmiş yazılımlar sayesinde girdi olarak ulaştırılmaktadır. Bu sayede analizlerkesintisiz olarak sürdürülmüştür. Analizler iki boyutlu düzlemde gerçekleştirilmiştir.Analizlerin iki boyutta gerçekleştirilmesi nedeniyle sadece yanal hareket denklemleriçalışmaya dahil edilmiştir. Füze ve hedefin ilerlediği irtifa değeri ve hedefin hızısabit olarak belirlenmiştir. Aerodinamik terimler yanal hareket denklemlerininoluşturulması için hesaplanmıştır. Aerodinamik terimlerin hesaplanması sürecindefüzenin hücum açısı ve kayma açısı sıfır olarak kabul edilmiştir. Yanal hareketdenklemleri kullanılarak füzenin kanatçık açısı ile dönüş açısı arasında transferfonksiyonu oluşturulmuştur. Bu transfer fonksiyonu yanal otopilot kontrol sistemindekullanılarak füzenin hedefe yaklaşmasının sağlanması hedeflenmiştir. Yanal otopilotoransal seyir güdüm sistemi çalışma prensibi baz alınarak oluşturulmuştur. Busüreçte yapılan varsayımlar ilgili bölümlerde belirtilmiştir. Kontrol sistemlerindefüzenin gerçek donanımları PID kontrolcü sayesinde modellenebilmiştir. PIDkontrolcülerin katsayıları ilgili yazılımlarda sisteme en uygun olacak şekildeseçilmiştir. Gerçek ortamda ilerleyen bir füzenin uçuşu boyunca bir takım özelliklerideğişmektedir. Bu özellikler başlıca hız, kütle, eylemsizlik momenti ve ağırlıkmerkezidir. Anlamlı sonuçlar elde edebilmek amacıyla bu değişkenlerin uygunşekilde modellenmesi gerekemektedir. Bu nedenle döngüsel bir analiz yapısıbenimsenmiştir. Döngüsel yapı, iç ve dış olmak üzere iki ayrı döngüdenoluşmaktadır. Dış döngü füzenin dış geometri özelliklerini belirlerken iç geometri isedış geometrisi oluşturulan füzenin değişkenlerini güncelleyerek hedefe ulaşmasınısağlamaktadır. Bu döngüsel yapıda her 0.1 saniyede bu değişkenlerin güncellenmesisonucunda yeni girdiler oluşturularak güncel çıktılar oluşturulmuştur. Eniyilemesüresince oluşturulan her bir dış geometrinin uçuş boyunca değişkenlerigüncellenerek hedefe ulaşması sağlanmıştır. Füze ile hedef arasındaki mesafe 10metreden az olduğunda hedefi etkisiz hale getirmek için yeterli mesafeye ulaşıldığıkabul edilerek geçen süre hesaplanmıştır. Bu sürenin ise minimize edilmesisonucunda en iyi tasarım geometrisi belirlenmiştir. Eniyileme süresince hareketli vehareketsiz kanatçıkların boyutları füzenin dış geometri değişkenleri olarak belirlenmiştir. Belirlenmiş sınırlar arasında birçok kombinasyon oluşturularak en iyitasarımın belirlenmesi amaçlanmıştır. Eniyileme yöntemi olarak genetikalgoritmalardan biri olan MOGA-II seçilmiştir. Jenerasyon sayısı, seçme olasılığı vemutasyon olasılığı gibi MOGA-II algoritmasına ait özellikler çalışmanın dahaverimli sonuçlanması için en uygun olacak şekilde belirlenmiştir. Gerçekleştirilenanalizler sonucunda ortaya çıkan en iyi sonuçlar ortaya konmuştur.

The aim of the study herein is to develop efficient optimization-based aerodynamicdesign for short term air-to-air missile outer geometry. Dimensioning of a productcan be performed by trial-and-error process conducted by an experienced designer orby the tests until the requirements are verified. When the computer aided design havebeen introduced in the development and manufacturing processes, the time spent onmaking designs are significantly reduced. Optimization methods are also involved inthe design processes. They have been developed in order to choose the best elementfrom initial set of elements with given objective which has minimizing ormaximizing function such as maximizing the product efficiency and minimizing thecosts. They basically divide into two categories as gradient and genetic algorithmsdiffering from each other to find the best suitable combination. In aviation industry,many studies have been carried out with implementation of surrogate models onanalysis and using design of experiments methods within different optimizationalgorithms. In this study, body and aerofoil dimensions are determined as outergeometry parameters. These parameters are used as the inputs for flight simulationsoftware in order to calculate aerodynamic parameters. Finally, aerodynamicparameters are used for the guidance simulation of the missile. Surrogate modelswhich are statistical methods and simulate the analyses in order to reduce thecalculation times are also used in the optimization process. All codes and simulationprograms are integrated in ModeFrontier™ software. ModeFrontier™ is also usedfor performing different optimization methods such as gradient and genetic basedalgorithms.