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The reduction of loads, ultimately leading to a weight reduction and thus an increase in aircraft performance, plays an important role in the design of modern aircraft. To this end, two aeroelastic tailoring methodologies, independently developed at ONERA and DLR and aiming at load reduction by means of a sophisticated application of composite materials, were applied to a common model geometry. A choice was made in favor of the publicly available NASA Common Research Model (CRM) wing, featuring a comprehensive database with respect to geometry, as well as analytical and experimental research results. The span of the wing half to be investigated was set to 0.55 m, limited by the test section dimensions. While wind tunnel testing was part of ONERA’s workshare, the model building was performed by DLR. This paper at hand focuses on the structural, aeroelastic optimization of the DLR wing. It is based on an optimization framework developed and constantly being enhanced and extended at the DLR - Institute of Aeroelasticity (DLR-AE). The paper describes the consideration of different structural objective functions, structural and aeroelastic constraint combinations, design field considerations, as well as the application of an aero load correction applied in the course of the optimization. The final results consist of the selection of an appropriate fiber type, optimized fiber layers represented as stacking sequence tables for the upper and lower wing skins, and the corresponding optimized jig twist distribution, required for manufacturing the lamination molds; in summary, all data required to start the construction of the wind tunnel model.

The attenuation of two-dimensional boundary-layer instabilities by a finite-length, viscoelastic patch is investigated by means of global linear stability theory. First, the modal stability properties of the coupled problem are assessed, revealing unstable fluid-elastic travelling-wave flutter modes. Second, the Tollmien–Schlichting instabilities over a rigid wall are characterised via the analysis of the fluid resolvent operator in order to determine a baseline for the fluid-structural analysis. To investigate the effect of the elastic patch on the growth of these flow instabilities, we first consider the linear frequency response of the coupled fluid-elastic system to the dominant rigid-wall forcing modes. In the frequency range of Tollmien–Schlichting waves, the energetic flow amplification is clearly reduced. However, an amplification is observed for higher frequencies, associated with travelling-wave flutter. This increased complexity requires the analysis of the coupled fluid-structural resolvent operator; the optimal, coupled, resolvent modes confirm the attenuation of the Tollmien–Schlichting instabilities, while also being able to capture the amplification at the higher frequencies. Finally, a decomposition of the fluid-structural response is proposed to reveal the wave cancellation mechanism responsible for the attenuation of the Tollmien–Schlichting waves. The viscoelastic patch, excited by the incoming rigid-wall wave, provokes a fluid-elastic wave that is out-of-phase with the former, thus reducing its amplitude.

Increasing the wing aspect ratio appears as a straightforward way to improve aerodynamic performance of transport aircraft by reducing the lift-induced drag component. However, it comes at the price of a direct negative impact on the wing structural weight which is necessary to sustain aerodynamic loads in the case of a conventional cantilever wing. The strut-braced wing concept allows to reduce the flexural moment to be carried out by the inner-wing structure and therefore limits the weight penalty as aspect ratio is increased. A multidisciplinary evaluation of the potential benefits at aircraft level of High Aspect Ratio, Strut Braced Wing concept is presented. It relies on a multi-fidelity design approach in which an Overall Aircraft Conceptual Design framework is combined with high-fidelity aerodynamic and structural analyses to provide accurate physical information to the conceptual design process. This paper describes the tools, framework and approach used to combine OACD with high-fidelity CFD and CSM analyses and illustrates the first results of its application to design a HAR-SBW aircraft concept which are compared to a conventional tube-and-wing aircraft designed for the same mission., Réduire l'empreinte environnementale de l'aviation et surtout son impact sur le changement climatique est aujourd'hui devenu l'enjeu majeur de l'industrie aéronautique. Dans ce contexte, la Commission européenne s'est fixé des objectifs ambitieux pour l'aviation définis dans le « Fligthpath 2050 », notamment une réduction de 75 % des émissions de CO2 et de 90 % des émissions de NOx, ainsi qu'une réduction de 65 % du bruit. Atteindre de tels objectifs ne sera probablement possible que grâce à des évolutions radicales de l'architecture de l'avion, du système de propulsion et de l'introduction de technologies de rupture. Pour ce qui concerne l'architecture de l'avion, le Blended Wing Body (BWB) et le Strut-Braced Wing (SBW) semblent aujourd'hui être les deux alternatives les plus prometteuses à la configuration classique "Twin Underwing Turbofan Tube-and-Wing" qui est devenue prédominante. solution au cours des dernières décennies. Le BWB et le Hybrid Wing Body sont actuellement étudiés dans le cadre de plusieurs efforts de recherche importants en Europe, aux États-Unis et en Chine. Le présent article présente des enquêtes sur la configuration SBW. La principale justification de la configuration SBW est de permettre une augmentation significative du rapport d'aspect de l'aile (AR) pour améliorer les performances globales de l'avion grâce à des gains d'efficacité aérodynamique sans l'énorme augmentation du poids de l'aile dont souffrirait une aile en porte-à-faux d'un AR similaire. Ceci est obtenu grâce à une réduction du moment de flexion dans le caisson de voilure interne permise par une traction de la jambe de force à sa jonction avec l'aile. Cela permet de réduire la taille des composants structurels du caisson de voilure dans l'aile intérieure qui sont principalement dimensionnés par le moment de flexion dans le cas d'une aile en porte-à-faux.Ce concept peut être utilisé pour augmenter l'allongement de l'aile et profiter d'une réduction de la traînée aérodynamique (en réduisant réellement la traînée induite par la portance) tout en contenant l'augmentation du poids structurel de l'aile associée à une envergure plus élevée (impliquant un moment de flexion plus élevé dans l'aile centrale -boîte). Par conséquent, l'ajout d'une jambe de force, ou plus généralement d'une structure en treillis, ouvre un degré de liberté supplémentaire pour le concepteur afin de mieux exploiter les ailes à rapport d'aspect élevé au niveau global de l'avion en réalisant un nouveau compromis optimal (par rapport au cantilever, sans jambe de force, aile) entre l'efficacité aérodynamique et le poids de l'aile.De tels compromis pour le concept d’aile haubanée ont déjà été étudiés à l'ONERA dans le projet ALBATROS. Plus récemment, dans le projet de thèmes thématiques Clean-Sky 2 U-HARWARD (www.u-harward-project.eu/), différentes solutions au niveau de l'avion permettant d'augmenter l'allongement des ailes sont étudiées pour réduire l'impact environnemental et améliorer les performances. Dans ce projet, l'ONERA et l'ISAE explorent les avantages potentiels et les éventuels pièges du concept SBW à travers une approche de conception multi-niveaux multidisciplinaire comprenant la conception globale de l'avion (OAD) et des études de conception disciplinaires affinées de l'aérodynamique et des aspects structurels clés du concept d’aile haubanée.L'article final présentera les modèles et outils mis en place pour effectuer l'exploration de conception multidisciplinaire à plusieurs niveaux du concept SBW au sein du projet U-HARWARD, ainsi que la conception intermédiaire obtenue.