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This thesis aims to uncover preliminary design relationships for an inlet of a split-wing electric distributed propulsion regional airliner. Several aspects of the inlet design were investigated, including: the overall thickness of the airfoil section with respect to the chord, inlet throat area, and lip radius. These parameters were investigated using several angles of attack and mass flow rates through the fan. Computational fluid dynamics, with a 2nd Order turbulence model was used and validated against World War II era data from NACA, as those studies were the most pertinent wind tunnel data available. Additionally, other works by Boeing, Empirical Systems Aerospace (ESAero), Rolling Hills Research, and the Air Force Research Laboratories (AFRL) were considered as part of this design tool tradespace. Future work considerations include utilizing an airfoil section designed for M = 0.6 or 0.65 cruise conditions as opposed to a symmetrical airfoil section, extruding the 2-D airfoil section discussed in this thesis for 3-D effects, and incorporating fan rotational physics into the simulations to better account for inlet Mach number effects.

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Cette thèse traite de l'optimisation sous incertitude de fonctions coûteuses dans le cadre de la conception de systèmes aéronautiques.Nous développons dans un premier temps une stratégie d'optimisation robuste multiobjectifs par modèles de substitution. Au-delà de fournir une représentation plus rapide des fonctions initiales, ces modèles facilitent le calcul de la robustesse des solutions par rapport aux incertitudes du problème. L'erreur de modélisation est maîtrisée grâce à une approche originale d'enrichissement de plan d'expériences qui permet d'améliorer conjointement plusieurs modèles au niveau des régions de l'espace possiblement optimales.Elle est appliquée à la minimisation des émissions polluantes d'une chambre de combustion de turbomachine dont les injecteurs peuvent s'obstruer de façon imprévisible.Nous présentons ensuite une méthode heuristique dédiée à l'optimisation robuste multidisciplinaire. Elle repose sur une gestion locale de la robustesse au sein des disciplines exposées à des paramètres incertains, afin d'éviter la mise en place d'une propagation d'incertitudes complète à travers le système. Un critère d'applicabilité est proposé pour vérifier a posteriori le bien-fondé de cette approche à partir de données récoltées lors de l'optimisation. La méthode est mise en œuvre sur un cas de conception avion où la surface de l'empennage vertical n'est pas connue avec précision. / This PhD thesis deals with the optimization under uncertainty of expensive functions in the context of aeronautical systems design.First, we develop a multiobjective robust optimization strategy based on surrogate models.Beyond providing a faster representation of the initial functions, these models facilitate the computation of the solutions' robustness with respect to the problem uncertainties. The modeling error is controlled through a new design of experiments enrichment approach that allows improving several models concurrently in the possibly optimal regions of the search space. This strategy is applied to the pollutant emission minimization of a turbomachine combustion chamber whose injectors can clog unpredictably. We subsequently present a heuristic method dedicated to multidisciplinary robust optimization. It relies on local robustness management within disciplines exposed to uncertain parameters, in order to avoid the implementation of a full uncertainty propagation through the system. An applicability criterion is proposed to check the validity of this approach a posteriori using data collected during the optimization. This methodology is applied to an aircraft design case where the surface of the vertical tail is not known accurately.

Este trabalho consiste no desenvolvimento de uma metodologia de otimização multidisciplinar de projeto conceitual de aeronaves. O conceito de aeronave otimizada tem como base o estudo evolutivo de características das categorias imediatas àquela que se propõe. Como estudo de caso, foi otimizada uma aeronave de treinamento militar que faça a correta transição entre as fases de treinamento básico e avançado. Para o estabelecimento dos parâmetros conceituais esse trabalho integra técnicas de entropia estatística, desdobramento da função de qualidade (QFD), aritmética fuzzy e algoritmo genético (GA) à aplicação de otimização multidisciplinar ponderada de projeto (OMPP) como metodologia de projeto conceitual de aeronaves. Essa metodologia reduz o tempo e o custo de projeto quando comparada com as técnicas tradicionais existentes. / This work is concerned with the development of a methodology for multidisciplinary optimization of the aircraft conceptual design. The aircraft conceptual design optimization was based on the evolutionary simulation of the aircraft characteristics outlined by a QFD/Fuzzy arithmetic approach where the candidates in the Pareto front are selected within categories close to the target proposed. As a test case a military trainer aircraft was designed target to perform the proper transition from basic to advanced training. The methodology for conceptual aircraft design optimization implemented in this work consisted on the integration of techniques such statistical entropy, quality function deployment (QFD), arithmetic fuzzy and genetic algorithm (GA) to the weighted multidisciplinary design optimization (WMDO). This methodology proved to be objective and well balanced when compared with traditional design techniques.

Current aircraft conceptual design practices result in the selection of a single (hopefully) Pareto optimal design to be carried forward into preliminary design. This paradigm is based on the assumption that carrying a significant number of concepts forward is too costly and thus early down-selection between competing concepts is necessary. However, this approach requires that key architectural design decisions which drive performance and market success are fixed very early in the design process, sometimes years before the aircraft actually goes to market. In the presence of uncertainty, if the design performance is examined for individual scenarios as opposed to measuring performance of the design with aggregate statistics, the author finds that the single concept approach can lead to less than desirable design outcomes. This thesis proposes an alternate conceptual design paradigm which leverages principles from economics (specifically the Nobel prize-winning modern portfolio theory) to improve design outcomes by intelligently selecting a small well diversified portfolio of concepts to carry forward through preliminary design, thus reducing the risk from external events that are outside of the engineer’s control. This alternate paradigm is expected to result in an increase in the overall profit by increasing the probability that the final design matches market needs at the time it goes to market. This thesis presents a portfolio based design approach, which leverages dynamic programming to enable a stochastic optimization of alternative portfolios of concepts. This optimization returns an optimized portfolio of concepts which are iteratively pruned to improve design outcomes in the presence of scenario-driven uncertainties. While dynamic programming is identified as a means for doing a stochastic portfolio optimization, dynamic programming is an analytical optimization process which suffers heavily from the curse of dimensionality. As a result, a new hybrid stochastic optimization process called the Evolutionary Cooperative Optimization with Simultaneous Independent Sub-optimization (ECOSIS) has been introduced. The ECOSIS algorithm leverages a co-evolutionary algorithm to optimize a multifaceted problem under uncertainty. ECOSIS allows for a stochastic portfolio optimization including the desired benefit-to-cost tradeoff for a well-diversified portfolio at the size and scope required for use in design problems. To demonstrate the applicability and value of a portfolio based design approach, an example application of the approach to the selection of a new 300 passenger aircraft is presented.

Este trabalho consiste no desenvolvimento de uma metodologia de otimização multidisciplinar de projeto conceitual de aeronaves. O conceito de aeronave otimizada tem como base o estudo evolutivo de características das categorias imediatas àquela que se propõe. Como estudo de caso, foi otimizada uma aeronave de treinamento militar que faça a correta transição entre as fases de treinamento básico e avançado. Para o estabelecimento dos parâmetros conceituais esse trabalho integra técnicas de entropia estatística, desdobramento da função de qualidade (QFD), aritmética fuzzy e algoritmo genético (GA) à aplicação de otimização multidisciplinar ponderada de projeto (OMPP) como metodologia de projeto conceitual de aeronaves. Essa metodologia reduz o tempo e o custo de projeto quando comparada com as técnicas tradicionais existentes. / This work is concerned with the development of a methodology for multidisciplinary optimization of the aircraft conceptual design. The aircraft conceptual design optimization was based on the evolutionary simulation of the aircraft characteristics outlined by a QFD/Fuzzy arithmetic approach where the candidates in the Pareto front are selected within categories close to the target proposed. As a test case a military trainer aircraft was designed target to perform the proper transition from basic to advanced training. The methodology for conceptual aircraft design optimization implemented in this work consisted on the integration of techniques such statistical entropy, quality function deployment (QFD), arithmetic fuzzy and genetic algorithm (GA) to the weighted multidisciplinary design optimization (WMDO). This methodology proved to be objective and well balanced when compared with traditional design techniques.

This master’s thesis deal with design modification of the RAPID 200 (Skyleader 200) airplane for towing at compliance with maximum take-off weight 450 kilogramme. A necessary construction modification, a weight analysis these adjustments and a balance verification are included. The thesis contains of power plants installation consisting from the M 132 engine and the V 541.2 propeller, a towing gear and a landing gear, a load calculation of power plants and towing gear and basic flight performance calculation too. Last but not least valuation of operation ekonomy, operation characteristics assesment and a using of the airplane for specialized duty are included.

Diese Projektarbeit beschäftigt sich mit dem Thema der Berechnung des Betriebsleermassenanteils im Flugzeugentwurf. Bekannte Berechnungsverfahren nach Torenbeek, Raymer, Marckwardt und Loftin werden auf Qualität und Aktualität untersucht und miteinander verglichen. Im Vordergrund steht dabei die Frage, ob eine genauere Methode zur Ermittlung des Betriebsleermassenanteils auf Basis neuer Statistiken gefunden werden kann. Neben der Entwicklung einer neuen Berechnungsmethode wird außerdem auf die Verwendung der Singulärwertzerlegung im Flugzeugbau verwiesen und deren Vor- und Nachteile bezüglich der Handhabung und Genauigkeit erläutert. Diese Ausarbeitung stützt sich auf eine aktuelle Zusammenstellung von Flugzeugparametern verschiedenster Passagiermaschinen, deren Anteil sich auf 65 % der gesamten fliegenden Weltflotte im Jahr 2016 beläuft. Die oben genannten Autoren liefern Gleichungen zur Abschätzung des Verhältnisses aus Betriebsleermasse zum maximalen Abfluggewicht. Diese Gleichungen haben bezogen auf die zugrunde liegenden Statistiken eine Abweichung von bis zu 10 %. Dies ist auf die Schlichtheit der Methoden zurückzuführen, da die Anzahl der verwendeten Parameter eingeschränkt ist. Es wurde im Rahmen dieses Projektes eine analytische Gleichung zur Abschätzung des Betriebsleermassenanteils ermittelt, die die folgenden Entwurfsparameter mit einbezieht: Schub-Gewichtsverhältnis, Flächenbelastung, Design-Reichweite, Nutzlast und Anzahl der Triebwerke. Im direkten Vergleich mit der Gleichung nach Loftin, verringert sich der relative Fehler der Abschätzung um 43 %. Erreicht wurde dies durch die Einbeziehung weiterer Entwurfsparameter und deren optimaler rechnerischer Verknüpfung. Dabei wurden nur die Flugzeugparameter mit einbezogen, die zum einen bereits in der Dimensionierungsphase der Entwicklung bekannt sind, und zum anderen einen kausalen Zusammenhang zum Betriebsleermassenanteil darstellen. Die neue Methode überragt die Genauigkeit der klassischen Berechnungsverfahren und reduziert dadurch bereits im frühen Entwurfsstadium die Gefahr einer fehlerhaften Massenabschätzung. Im weiteren Verlauf des Projekts wird die Nutzung und der Anwendungsbereich der Singulärwertzerlegung (engl. Singular Value Decomposition, SVD) im Flugzeugbau betrachtet. Die Singulärwertzerlegung ist ein mathematisches Verfahren das dazu verwendet wird, mit wenigen bekannten Eingangsparametern auf alle Parameter eines Modells zu schließen. Dadurch ist es möglich eine schnelle Abschätzung eines komplexen Designs zu erstellen, auf der Basis von einer begrenzten Auswahl von bekannten Eingangsgrößen. Es hat sich herausgestellt, dass der relative Fehler des Betriebsleermassenanteils unter Verwendung der SVD auf dem gleichen Niveau der bisher bekannten Berechnungsverfahren liegt und somit keinen Vorteil in Bezug auf die Genauigkeit des Ergebnisses mit sich bringt.

In dieser Projektarbeit geht es um die Abschätzung von Massen der Hauptbaugruppen großer ziviler Verkehrsflugzeuge (MTOM > 40 t), sowie um die Abschätzung der Betriebsleermasse. Die Projektarbeit analysiert die 2013 im Luftfahrttechnischen Handbuch (LTH) erschienene Massenschätzmethode MA 401 12-01 B von F. Dorbarth und vergleicht diese Methode mit anderen früher veröffentlichten Methoden, die von Fernandes da Moura bereits 2001 analysiert wurden. Für die Analyse werden ausgewählte Flugzeugmuster (A320-200, A330-200, A340-300 und B737-200) und deren tatsächliche Massen der Hauptbaugruppen sowie Betriebsleermassen genutzt. Die Abweichungen zwischen den berechneten und den tatsächlichen Massen werden für jede Methode in Diagrammen veranschaulicht. Es zeigt sich dabei, dass die Massenschätzmethode aus dem Luftfahrttechnischen Handbuch nur geringe Abweichungen im Vergleich zu den tatsächlichen Massen aufweist. Damit werden die eigenen Angaben zur Genauigkeit der LTH-Methode bestätigt. Die Abweichungen sind geringer als bei älteren und generelleren Methoden wie sie von Fernandes da Moura untersucht wurden. Dies entspricht der Erwartung, dass eine neuere Methode, die auf Flugzeuge einer bestimmten Art beschränkt ist, auch genauere Ergebnisse liefert. Insgesamt hat sich die LTH-Methode als übersichtliche und hinreichend genaue Methode zur Massenabschätzung im frühen Flugzeugentwurf erwiesen. Die Abweichungen lagen in der Regel unter 5 % und nur in Ausnahmefällen wurde eine Abweichung von 10 % überschritten.