Aerodynamic design optimization and flow separation control of the UAS-S45 using wing morphing technology

Bashir, Musavir (2023). Aerodynamic design optimization and flow separation control of the UAS-S45 using wing morphing technology. Thèse de doctorat électronique, Montréal, École de technologie supérieure.

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Résumé

Modern aircraft design is greatly impacted by environmental considerations, such as noise and carbon emissions, fuel efficiency improvement, and carbon-neutral growth, and the rise of fuel prices has also made fuel efficiency a vital element in aircraft design. The aviation sector has used many strategies to meet these goals, and this thesis aims to develop a morphing wing concept based on the Morphing Leading Edge (MLE) and Morphing Trailing Edge (MTE) to increase the aerodynamic efficiency of an aircraft. Therefore, an aerodynamic and structural optimization for the UAS-S45 airfoil using morphing wing technology was performed at the Research Laboratory in Active Controls, Avionics, and AeroServoElasticity (LARCASE).

This includes an optimization framework, which combines an optimization algorithm, airfoil parameterization techniques, and an aerodynamic solver. To obtain the optimized wing shapes, different parameterization methods, such as the Bezier-Parsec (BP), Class Shape Transformation (CST), and Makima methods, and optimization algorithms, such as the Coupled Particle Swarm Optimization (PSO)-Pattern search (PS), Genetic Algorithm, and Black Window Optimization (BWO) were implemented. The effects of various parameterization techniques and algorithm choices on computing time and the results of aerodynamic optimization are investigated. Several objective functions, such as drag minimization, lift-to-drag maximization, and maximizing aerodynamic endurance performance, were used to optimize the airfoil shapes. An aerodynamic solver was coupled with an in-house MATLAB-based optimization framework. The parameterization methods were integrated with the two-dimensional aerodynamic solver known as XFoil, and the Transition (y - Reꝋ) turbulence model was used to validate the results.

The optimization results revealed that Morphing Leading Edge (MLE) and Morphing Trailing Edge (MTE) wings improve their aerodynamic performance at different flight conditions. Such as, the lift coefficient of the MLE airfoil was increased by 21%, and the maximum lift coefficient was increased to 9.6%. In addition, a 3-degree delay for the stall angle of attack was observed. The MTE configurations also showed a significant improvement in aerodynamic performance. The MTE airfoils increased the maximum lift coefficient to 8.13%, and the endurance was maximized by increasing CL3/2/CD by 10.25%. Overall, the morphing wing potentially increased the maximum lift coefficient, delayed the separation of the boundary layer, and increased the stall angle of attack.

In addition, a preliminary structural optimization was conducted to assist in the design and analysis of a morphing leading-edge structure using the parametric sensitivity analysis. The correlation among the design variables, such as composite laminate thickness, material properties, ply orientation, number of plies, etc., and the parameters for two failure criteria, maximum stress failure, and Tsai-Wu failure, were evaluated. The investigation helped in obtaining the important variables which are significant for the morphing wing design. The correlation and determination matrices along with scatter plots were obtained for all the design parameters, and therefore, these results were used to design the composite morphing leading-edge wing.

Furthermore, the use of morphing wing technology as a stall control technique was studied because dynamic stall control occurs in all aerospace applications. The need for dynamic stall control is crucial for UAVs and military aircraft, as they require a high level of maneuverability. The design and implementation of the Dynamically Morphing Leading Edge (DMLE) technology were comprehensively investigated for different morphing parameters, such as deflection frequency and amplitude, and the morphing starting time. It was effective in controlling the formation and development of leading-edge vortex and flows separation, thus preventing the airfoil from experiencing dynamic stall.

Titre traduit

Optimisation de design aérodynamique et contrôle de séparation de flux sur le UASS45 en utilisant des ailes déformables

Résumé traduit

La conception des avions modernes est grandement influencée par des considérations environnementales, telles que le bruit et les émissions de carbone, l’amélioration de l’efficacité énergétique et la croissance neutre en carbone, et la hausse des prix du carburant a également fait de l’efficacité énergétique un élément essentiel de la conception des avions. Le secteur de l’aviation a utilisé de nombreuses stratégies pour atteindre ces objectifs, et cette thèse vise à développer un concept d’aile déformable basé sur le Morphing Leading Edge (MLE) et le Morphing Trailing Edge (MTE) pouraugmenter l’efficacité aérodynamique d’un avion. Par conséquent, une optimisation aérodynamique et structurelle pour le profil UAS-S45 à l’aide de la technologie d’aile déformante a été réalisée au Laboratoire de recherche en contrôles actifs, avionique et aéroServoÉlasticité (LARCASE).

Cela inclut un cadre d’optimisation, qui combine un algorithme d’optimisation, des techniques de paramétrage de profil aérodynamique et un solveur aérodynamique. Pour obtenir les formes d’ailes optimisées, différentes méthodes de paramétrage, telles que les méthodes de Bézier- Parsec (BP), de transformation de forme de classe (CST) et de Makima, ainsi que des algorithmes d’optimisation, tels que la recherche de motifs d’optimisation en essaim de particules couplée (PSO), l’algorithme génétique et l’optimisation de la fenêtre noire (BWO). Les effets de diverses techniques de paramétrage et de choix d’algorithmes sur le temps de calcul et les résultats de l’optimisation aérodynamique sont étudiés. Plusieurs fonctions objectives, telles que la minimisation de la traînée, la maximisation de la portance à la traînée et la maximisation des performances d’endurance aérodynamique, ont été utilisées pour optimiser les arbres de profil aérodynamique. Un solveur aérodynamique a été couplé à une optimisation interne basée sur MATLAB. Les méthodes de paramétrage ont été intégrées au solveur aérodynamique bidimensionnel connu sous le nom de XFoil, et le modèle de turbulence Transition (y - Reꝋ) a été utilisé pour valider les résultats.

Les résultats de l’optimisation ont révélé que les ailes déformables de type Morphing Leading Edge (MLE) et Morphing Trailing Edge (MTE) améliorent leurs performances aérodynamiques dans différentes conditions de vol. Par exemple, le coefficient de portance du profil MLE a été augmenté de 21 % et le coefficient de portance maximal a été porté à 9.6 %. De plus, un retard de 3 degrés pour l’angle d’attaque du décrochage a été observé. Les configurations MTE ont également montré une amélioration significative des performances aérodynamiques. Les profils MTE ont augmenté le coefficient de portance maximal à 8.13%, et l’endurance a été maximisée en augmentant CL3/2/CD 10.25%. Dans l’ensemble, l’aile déformante peut augmenter le coefficient de portance maximal, retarder la séparation de la couche limite et augmentant l’angle d’attaque de décrochage.

De plus, une optimisation structurelle préliminaire a été effectuée pour aider à la conception et à l’analyse d’une structure de bord d’attaque déformable à l’aide de l’analyse de sensibilité paramétrique. La corrélation entre les variables de conception, telles que l’épaisseur du stratifié composite, les propriétés du matériau, l’orientation des plis, le nombre de plis, etc., et les paramètres de deux critères de défaillance, la rupture de contrainte maximale et la défaillance de Tsai-Wu, ont été évaluées. L’étude a permis d’obtenir les variables importantes qui sont significatives pour la conception de l’aile déformable. Les matrices de corrélation et de détermination ainsi que les nuages de points ont été obtenus pour tous les paramètres de conception et, par conséquent, ces résultats ont été utilisés pour concevoir l’aile au bord d’attaque déformable en composite.

En outre, l’utilisation de la technologie des ailes déformables comme technique de contrôle du décrochage a été étudiée parce quela commande de décrochage dynamique se produit dans toutes les applications aérospatiales. La nécessité d’un contrôle dynamique du décrochage est cruciale pour les UAV et les avions militaires, car ils nécessitent un haut niveau de manoeuvrabilité. La conception et la mise en oeuvre de la technologie DMLE (Dynamically Morphing Leading Edge) ont été étudiées de manière exhaustive pour différents paramètres de déformation, tels que la fréquence et l’amplitude de déviation, et moment du début de déformation. Il s’est avéré efficace pour contrôler la formation et le développement du vortex de pointe et la séparation des flux, empêchant ainsi le profil de connaître un décrochage dynamique.

Type de document:	Mémoire ou thèse (Thèse de doctorat électronique)
Renseignements supplémentaires:	"Manuscript-based thesis presented to École de technologie supérieure in partial fulfillement for the degree of doctor of philosophy". Comprend des références bibliographiques (pages 267-286).
Mots-clés libres:	aile déformable, optimisation aérodynamique, PSO, BWO, CFD, déformation de bord d’attaque, déformation de bord de fuite, décrochage dynamique, bord d’attaque à déformation dynamique
Directeur de mémoire/thèse:	Directeur de mémoire/thèse Botez, Ruxandra
Codirecteur:	Codirecteur Wong, Tony
Programme:	Doctorat en génie > Génie
Date de dépôt:	09 mai 2023 13:01
Dernière modification:	09 mai 2023 13:01
URI:	https://espace.etsmtl.ca/id/eprint/3224

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