Mid fidelity modeling of the aero-propulsive interaction for the initial design of distributed propulsion aircraft

This thesis presents the development of a mid-fidelity meta-model for the aero-propulsive interaction of distributed propulsion aircraft, which is suitable for preliminary aircraft sizing. The meta-model represents a generic and comprehensive approach able to provide meaningful information concerning aero-propulsive effects in the early phase of the design process. It aims to increment the accuracy of existing sizing routines without compromising their rapidity. The presented approach consists of running several mid-fidelity simulations of the aircraft wing blown by the distributed propulsion to construct multi-dimensional maps of parameters such as lift and drag increments. The sizing routine will subsequently interrogate the dataset without a noticeable increase in the sizing loop computational costs. Vortex Lattice Method was the mid-fidelity tool selected to perform the numerical campaign. Concerning propeller modeling, the purely VLM approach, which implements the actual blade geometry, proved its superiority over the actuator disk approach, which cannot capture the complete coupling between the wing and the propellers. Apart from validation, carried out against experimental data, further studies analyzed the capability of the purely VLM approach to deal with setups featuring multiple, overlapping, or counter-rotating propellers. UNIFIER19 configuration C7A-HARW is the reference aircraft selected for this work. The dimensional analysis of a generic force coefficient provided a consistent framework to construct the meta-model dataset. The design space covered by the multi-dimensional maps considers three parameters: the AoA, the propeller tilt, and the advance ratio. The final dataset, made of 216 data points divided into 36 raw data curves, generates nine sets of polars. The reduced approach, developed to lower the computational costs of the numerical campaign, proved its effectiveness by reducing the computational time by about 50% without compromising the accuracy. The developed meta-model is successfully implemented in TITAN, a preliminary aircraft sizing routine of Politecnico di Milano. The newly implemented features are the computation of High Lift Propellers settings to obtain the desired lift augmentation and the estimation of corrected drag polars that considers the presence of the DEP system. The solution produced by the updated version of TITAN exhibits a Maximum Takeoff Mass increment of 1.7%, mainly related to the previously neglected drag contribution of the HLP nacelles.

In questa tesi viene presentato lo sviluppo di un meta-modello a media-fedeltà dell’interazione aero-propulsiva propria di velivoli con propulsione elettrica distribuita, adatto all’integrazione in una procedura per il dimensionamento preliminare. Il meta-modello rappresenta un approccio generale e completo in grado di fornire informazioni utili riguardo gli effetti aero-propulsivi nella fase iniziale del processo di progettazione. Esso ha l’obiettivo di incrementare l’accuratezza delle attuali procedure di dimensionamento senza comprometterne la rapidità. L’approccio presentato consiste nello svolgere anticipatamente le simulazioni sulla geometria soffiata, al fine di costruire mappe multidimensionali di parametri come gli incrementi di portanza e resistenza. La procedura di dimensionamento interrogherà semplicemente la base dati senza gravare sul costo computazionale del dimensionamento. Per lo svolgimento della campagna numerica è stato scelto il metodo Vortex Lattice. Per quanto concerne la modellazione delle eliche, l’approccio VLM puro, che implementa la vera geometria delle pale, si è dimostrato superiore a quello con disco attuatore, che non ha invece saputo catturate l’accoppiamento tra ala ed elica. Oltre alla validazione con dati sperimentali, sono stati effettuati ulteriori studi volti ad analizzare la capacità dell’approccio prescelto di saper trattare geometrie con più eliche, anche sovrapposte o controrotanti. La configurazione C7A-HARW di UNIFIER19 rappresenta la geometria di riferimento per questo lavoro. L’analisi dimensionale di un generico coefficiente di forza ha permesso di affrontare in maniera coerente la costruzione della base dati. Le coordinate che definiscono lo spazio di progetto sono: l’angolo d’incidenza, il rapporto di funzionamento dell’elica e la sua inclinazione rispetto all’ala. La base dati finale, costituita da 216 punti prova divisi in 36 curve grezze, ha permesso di generare nove set di polari. L’approccio ridotto si è dimostrato efficace nell’abbattere il costo computazionale della campagna numerica di circa il 50% senza comprometterne l’accuratezza. Le nuove funzionalità implementate in TITAN, ossia la procedura per il dimensionamento preliminare di velivoli del Politecnico di Milano, permettono di calcolare le condizioni operative delle eliche che garantiscono l’aumento di portanza desiderato e di correggere le polari considerando la presenza del sistema DEP. La soluzione prodotta dalla versione aggiornata di TITAN mostra un incremento della massima massa al decollo dell’1.7%, principalmente dovuta al contributo di resistenza delle gondole motore, fino ad ora trascurato.