Multi-fidelity optimization of leading edge surfaces for supersonic drag reduction and high-lift configuration

In this work the aerodynamic design of leading edge surfaces to reduce supersonic drag is presented; the aim is to asses the performances of such design in prospect of its implementation for a two-optimum regime supersonic transport. The process is limited to the 2D wing section and it do not consider structural and cinematic aspects. This works is divided into three main steps. Firstly the baseline airfoil, suitable for transonic flight, is evaluated using the physical models later adopted in the optimizations. In the second step, a multi-fidelity surrogate based optimization (SBO) is performed to obtain the supersonic design; the constrained single-objective optimization aims to reduce the drag coefficient in supersonic cruise; it couples a genetic optimization and Shock Expansion Theory (SET ) with validation runs that rely on compressible Euler equation. The third step tests the possible use as high lift device of the upper surface; two similar optimizations are carried out to obtain its position in different flow conditions. The first one aims to maximize lift coefficient near stall while the second one is focused on the climb index. Again, the optimization uses multi-fidelity SBO: Hess-Smith panel method (HSPM ), used as coarse model, is optimized by an interior point algorithm. Incompressible RANS equations serve as high fidelity Model. The supersonic performance predictably records a great improvement respect the baseline, but only a modest one respect the low-fidelity optimum; the high lift configurations show significant improvement respect both the baseline airfoil and the low-fidelity optimum.

In questo lavoro di tesi viene presentato il progetto aerodinamico di superfici di bordo d’attacco atte alla riduzione di resistenza in condizioni di volo supersonico. Lo scopo principale è valutare, in via preliminare, questo tipo di soluzione nella prospettiva di un eventuale utilizzo su un aereo da trasporto supersonico; per far ciò viene considerata la sola sezione 2D di un profilo adatto al volo transonico; sono omessi aspetti strutturali e cinematici del meccanismo. Il lavoro è diviso in tre fasi; per cominciare, il profilo di partenza viene valutato in modo da ottenere i valori di riferimento per le successive comparazioni. Nella seconda fase si procede ad un’ottimizzazione basata su modello surrogato (SBO) per ottenere la configurazione adatta alla crociera supersonica; l’ottimizzazione, che ha come scopo ridurre il coefficiente di resistenza, usa la Shock Expantion Theory come modello a bassa fedeltà, un ottimizzatore genetico ed un solutore per le equazioni di Eulero come modello ad alta fedeltà. La terza ed ultima fase si propone di testare l’utilizzo della superficie superiore come dispositivo di ipersostentazione. Come per la seconda fase l’ottimizzatore è un SBO; l’ottimizzazione surrogata viene svolta da un metodo a gradiente che minimizza la cifra di merito ottenuta dal metodo a pannelli di Hess-Smith; i risultati ad alta fedeltà sono ottenuti risolvendo le equazioni RANS incomprimibili. Due distinte ottimizzazioni sono eseguite in differenti condizioni di volo; la prima si prefigge di massimizzare il coefficiente di portanza in prossimità dello stallo mentre la seconda lavora sull’indice di salita massimizzandolo ad un’incidenza di 8 gradi. Come prevedibile, la resistenza supersonica della configurazione estesa è stata drasticamente ridotta rispetto al profilo di partenza; il miglioramento rispetto all’ottimo del surrogato è tuttavia modesto. L’ipersostentazione, invece, registra un netto miglioramento sia rispetto al profilo di partenza sia rispetto all’ottimo dato da Hess-Smith.