Aerodynamic Optimization of Aircraft Wings Using a Coupled VLM-2.5D RANS Approach

Le processus de conception d'avion de transport civil transsonique est complexe et requiert une forte gouvernance afin de gérer toutes les phases de développements de programme. Il y a un besoin dans la communauté de développer des modèles numériques pour toutes les disciplines qui permettent de relier les phases de design conceptuel, préliminaire et détaillée de façon continue, de telle sorte que les choix faits soient consistants entre eux. L'objectif de ce travail est de développer un modèle aérodynamique adapté pour l'optimisation conceptuelle multidisciplinaire avec un faible coût de calcul et une fidélité suffisante pour explorer un vaste espace de conception dans les régimes transsoniques et basses vitesses avec systèmes hypersustentateurs. L'approche est basée sur la Méthode non-visqueuse Vortex Lattice Method (VLM), sélectionnée pour son faible temps de calcul. Les effets visqueux sont modélisés avec des calculs RANS bidimensionnels haute fidélité effectués à différentes sections le long de l'envergure de l'aile. Les données de sections visqueuses sont calculées avec les conditions d'une aile en flèche infinie pour inclure les effets de l'écoulement transverse qui sont important dans la prédiction du coefficient de portance maximal. Ces effets visqueux sont incorporés itérativement avec le VLM à l'aide d'un algorithme de couplage de type alpha modifié spécialement pour prendre en compte des données avec aile en flèche. De plus, une dissipation artificielle est ajoutée afin de stabiliser la solution dans la région post-décrochage. La précision de la méthode est comparée à celle des solutions 3D RANS sur le Bombardier Research Wing (BRW) avec et sans systèmes hypersustentateurs. Les résultats démontrent une précision impressionnante de l'approche RANS VLM/2.5D par rapport aux solutions 3D RANS. De plus, les solutions de l'approche RANS VLM/2.5D s'effectuent en quelques secondes seulement sur un ordinateur classique. Finalement, le solveur aérodynamique est implémenté dans un cadre d'optimisation avec une méthode de type Covariant Matrix Adaptation Evolution Strategy (CMA-ES). Des optimisations à basse vitesse et haute vitesse avec fonction mono-objective sont réalisées, ainsi que des optimisations avec fonction objective-composée en combinant des objectifs basses vitesses et hautes vitesses. D'autre part, l'approche VLM/2.5D est capable de capter les cellules de décrochage. Par conséquent, cette caractéristique est utilisée pour définir un nouveau critère de décrochage selon l'envergure de l'aile afin d'être utilisé comme contrainte d'optimisation. Le travail conclue sur les limites de la méthode et sur les prochains développements possibles.

Abstract

The design process of transonic civil aircraft is complex and requires strong governance to manage the various program development phases. There is a need in the community to have numerical models in all disciplines that span the conceptual, preliminary and detail design phases in a seamless fashion so that choices made in each phase remain consistent with each other. The objective of this work is to develop an aerodynamic model suitable for conceptual multidisciplinary design optimization with low computational cost and sufficient fidelity to explore a large design space in the transonic and high-lift regimes. The physics-based reduce order model is based on the inviscid Vortex Lattice Method (VLM), selected for its low computation time. Viscous effects are modeled with two-dimensional high-fidelity RANS calculations at various sections along the span and incorporated as an angle of attack correction inside the VLM. The viscous sectional data are calculated with infinite swept wing conditions to allow viscous crossflow effects to be included for a more accurate maximum lift coefficient and spanload evaluations. These viscous corrections are coupled through a modified alpha coupling method for 2.5D RANS sectional data, stabilized in the post-stall region with artificial dissipation. The fidelity of the method is verified against 3D RANS flow solver solutions on the Bombardier Research Wing (BRW). Clean and high-lift configurations are investigated. The overall results show impressive precision of the VLM/2.5D RANS approach compared to 3D RANS solutions and in compute times in the order of seconds on a standard desktop computer. Finally, the aerodynamic solver is implemented in an optimization framework with a Covariant Matrix Adaptation Evolution Strategy (CMA-ES) optimizer to explore the design space of aerodynamic wing planform. Single-objective low-speed and high-speed optimizations are performed along with composite-objective functions for combined low-speed and high-speed optimizations with high-lift configurations as well. Moreover, the VLM/2.5D approach is capable of capturing stall cells phenomena and this characteristic is used to define a new spanwise stall criteria to be introduced as an optimization constraint. The work concludes on the limitations of the method and possible avenues for further research.