Weight optimization of an aircraft wing composite rib using finite element method

Abstract

Bu çalışmada uçak kanatlarında kullanılan ve temel yapısal parçalardan birisi olan kompozit rib parçaların ağırlık optimizasyonu ve ağırlık azaltma prosedürü üzerine çalışılmıştır. Kompozit rib parçanın üzerinde yapılan çalışmada katman sayısı, kalınlık ve kompozit katman dizilimi optimize edilerek, optimal ağırlıktaki tasarım elde edilmiştir. Elde edilmiş bu optimize tasarım ile birlikte uçak kanadının temel yapısal analizleri tekrarlanmış ve optimal tasarımın verimliliği gözlemlenmiştir.Bu çalışma kapsamında çoğu uçak kanadı tasarımında kullanılan temel tasarım yöntemleri ve varsayımları kullanılarak bir uçak kanadı modeli oluşturulmuştur. Literatürdeki benzer çalışmalarda kullanılan modellerinin kaba geometrik ölçülerinden faydalanılarak kanat modeli boyutlandırılmış ve bu dış geometrinin üzerine temel yapısal parçalar konumlandırılmıştır. Analizler ve optimizasyon çalışmaları tasarlanan bu prototip uçak kanadı üzerinde gerçekleştirilmiştir. Tam uçak kanat modeli elde edildikten sonra sonlu elemanlar modeli oluşturularak belirlenen bir uçuş koşulu sırasında kanat yapısal elemanlarının maruz kalacağı yük dağılımı hesaplanmıştır. Elde edilen bu yük dağılımı kullanılarak tasarım aşamasında rib parçalarına verilen başlangıç kalınlıkları optimize edilmiştir. Optimizasyon aşamasında sonlu elemanlar modelinden elde edilen yükler kullanılarak önceden belirlenmiş her bir bölge için güvenlik katsayısı hesaplanmış ve bölgesel olarak gereğinden fazla kalın tasarlanmış bölgelerde ağırlık azaltma çalışması yapılmıştır. Bu metod HyperSizer programı kullanılarak uygulanmıştır.Bahsi geçen optimizasyon yöntemini kullanılarak optimal katman sayısı ve katman dizilimi elde edilmiş, gereğinden kalın tasarlanmış yapılar optimize edilmiş ve böylece ağırlık azaltımı sağlanmıştır. Sonuç olarak, düzenli kalınlık dağılımına sahip rib tasarımına göre daha hafif ve benzer mukavemet değerlerine sahip bir rib modeli elde edilmiştir. Bu çalışma kapsamında önerilen yöntem, tasarım sürecinin başında uçağın temel ağırlık analizi çalışmaları esnasında oldukça kullanışlıdır.

In present work, weight optimization and weight reduction of composite wing rib design which is one of the wing structural components used in aircraft wing design are studied. As a result of the optimization study on composite wing rib, number of ply and stacking sequence are optimized and optimal weight of the design is obtained. In addition, structural analysis methods are applied on the optimal aircraft structural wing rib design, obtained as a result of the optimization study, in order to examine efficiency of the design in terms of total deflection effects on the wing design and weight reduction.During present study, a hypothetical aircraft wing design is modeled in accordance with the well-known aircraft wing design standards and assumptions. Outer geometry of the wing design is obtained exploiting common wing models of the similar studies in the literature. As the outer geometry of the wing is designed, common structural wing components are placed into model accordingly. Structural analysis and optimization methods are studied on this aircraft wing design. After obtaining overall wing design, a finite element model of the design is generated with the presumed aircraft load case and load distribution on the aircraft wing is obtained. Initial thickness of the rib design is optimized by using load distribution obtained as a result of finite element analysis. During optimization study, margin of safety for all predefined regions are investigated and the regions which are evaluated as over safe are determined. The thickness of the regions that are unnecessarily thick and over safe are optimized locally. This optimization method is carried out by using HyperSizer software.By using this optimization method, optimal ply number and stacking sequence are obtained. Over safe designed regions are optimized in terms of weight and thickness. A lighter aircraft wing rib design compared to the initial uniform thickness design is obtained with nearly same stiffness values is reached.This method is important and beneficial especially at the first stage of the design process since it gives an idea about foreseen design can be able to satisfy design criteria such as weight or not. Optimization method described in this study is beneficial to examine total weight of draft aircraft design alternatives at early stages of the design process.