Geri Dön

Propulsion-airframe integration for low-boom supersonic aircraft

Düşük gürültülü sesüstü hava araçlarında itki-gövde entegrasyonu

PDF İndir

  1. Tez No: 794432
  2. Yazar: RUMED İMRAK
  3. Danışmanlar: PROF. DR. MELİKE NİKBAY
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Havacılık Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Aeronautical Engineering, Aircraft Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2023
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Savunma Teknolojileri Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 87

Özet

İtki sisteminin uçak gövdesine entegrasyon süreci, özellikle süpersonik akış rejimi altında çalışmak üzere tasarlanan uçaklar için uçak tasarımının kritik bir aşamasıdır. Literatür, itki sisteminin uçak tasarımına dahil edilmesinin aerodinamik performansı, yapısal mekaniği ve gürültü özelliklerini etkilediğini ve hedeflenen tasarım gereksinimlerine ulaşmayı zorlaştırdığını göstermektedir. Bu durum; motor gereksinimlerini karşılamak için genellikle ayrı olarak tasarlanması gereken itki sisteminin harici yapısı, motor beşiği etrafındaki karmaşık akış rejimi ve olası herhangi bir görev senaryosu sırasında bir uçak motorunu çalıştırmaya devam etmek için gereken keskin hız ve basınç değişiklikleri gibi çeşitli nedenlerden kaynaklanmaktadır. Bu araştırma alanını detaylandırmak için, yüksek sadakatli yani yüksek doğruluklu bir hesaplama altyapısı ve doğru şekilde kapsamlandırılmış bir tasarım alanı elde etmek gerekmektedir. Bu kapsamlandırma, süpersonik giriş ve nozulun aerodinamik şekillerinin ayrıca tasarlanması, nacelle konumu için tasarım alanının karşılaştırmalı çalışmalarla sınırlandırılması ve son olarak, sonik patlamayı dikkate alan otomatikleştirilmiş bir tasarım optimizasyonu ile itki sisteminin gövde üzerindeki optimum konumunun bulunması adımları ile elde edilebilmektedir. Bu tezde, motor bileşenlerinin aerodinamik olarak tasarlanması, tam ölçekli bir motor beşiği olarak birleştirilmesi ve son olarak bu geometrinin sonik patlama ve uçağın yapısal özellikleri dikkate alınarak uçak gövdesine entegre edilmesi için bir metodoloji sunulmuştur. İlk olarak, kullanılan hesaplama algoritmasının performansını gözlemlemek için bir doğrulama çalışması yapılmıştır. SU2 açık kaynaklı çoklu-fizik çözücüsü, C25D örnek modeli için kurum içinde geliştirilen ağ yapısının basınç alanını hesaplamak için kullanılmıştır. Sonik patlama hesaplamaları sBOOM yazılımı ile yapılmış ve boylamsal mesafe boyunca basınç değişimi literatür verileri ile karşılaştırılmıştır. Dezavantajlı bir hesaplama ortamı göz önüne alındığında yeterince karşılaştırılabilir bir basınç verisi elde edilmiştir. Özellikle, araştırmanın başlangıcında hesaplama gücü gibi kısıtlamalardan dolayı literatürden daha kalitesiz bir ağ yapısı ve Euler denklemleri kullanılmak zorunda kalınmasına rağmen, elde edilen sonuçların yakınlığı tatmin edici olmuştur. Bu aşamada, motor beşiğinin konumunun yere indirgenmiş basınç izi ve uçak tarafından üretilen gürültü üzerindeki etkilerini incelemek için küçük ölçekli bir karşılaştırma çalışması da yürütülmüştür. İç boşlukları olmayan temsili bir motor beşiği, C25D'nin motorunun sınır koşullarına sahip JWB örnek modeli üzerinde dört farklı konuma yerleştirilmiştir. Bu karşılaştırmalı çalışma, uçak gövdesine yakın konfigürasyonların daha elverişli yakın alan ve yere indirgenmiş basınç değişimleri ürettiği ve düşük gürültülü tasarımlar için gövdenin bu“kalkan”etkisinin yararlı olduğu sonucuna varılmıştır. İki adet süpersonik, iki boyutlu, harici sıkıştırmalı, hava alığı verilen görev gereksinimleri için kritik koşullar altında çalışacak şekilde tasarlanmıştır. Bu hava girişlerinin uygun aerodinamik şekli, izentropik bağıntı ve şok denklemleri kullanılarak elde edilmiştir. Bu hava alığı konfigürasyonları, süpersonik şokları“cowl lip”üzerinde yoğunlaştırmak amacıyla eğik şok açılarını hassas bir şekilde ayarlamak için farklı“rampa”sayıları kullanmaktadırlar. Bu çalışma koşulu, süpersonik motor girişi için“kritik koşul”olarak adlandırılır. Hareketli bir yüzey olmadan bir motor girişini görevin her aşamasında kritik koşulda çalıştırmak neredeyse imkansız olsa da, bir görevin seyir aşaması, en düşük sıçrama ve en yüksek toplam basınç geri kazanımı için bu koşulun sağlanması gereken yerdir. Bu amaçla, motor girişleri uçağın seyir durumuna karşılık gelecek akış parametreleri için kritik koşulda çalışacak şekilde tasarlanmıştır. Bu akış parametrelerini belirlemek için NASA tarafından sağlanan çalıştaylar aracılığıyla elde edilen örnek geometrileri kullanılmıştır. Karakteristikler yöntemi, stabil bir plume şekli üretecek, minimum uzunlukta yakınsak-ıraksak bir nozül tasarlamak için kullanılmıştır. Boğaz ve motor plenum alanları, sağlanan örnek modelin verilerine dayanmaktadır. Bu hava alıkları ve nozül için ön performans tahmini ve kritik koşulun doğrulanması için iki boyutlu CFD hesaplamaları yapılmış ve daha sonra tüm nacelle JWB uçak gövdesine entegre edilerek basınç değişimi hesaplanmıştır. İki rampalı konfigürasyon, daha iyi bir toplam basınç geri kazanımı sağlarken süper kritik koşulda başlamasıyla üç rampalıdan biraz daha iyi çalışmaktadır. Yalın gövdeye kıyasla toplamda itki sisteminin etkisi olarak 10 dB'lik bir fark hesaplanmıştır. Bununla birlikte, uçak gövdesi giriş şoklarını kalkanladığı için hava alığı konfigürasyonunun gürültü seviyesi üzerindeki etkisi önemli ölçüde gözlemlenememiştir. Hesaplamaları aerodinamikten aeroelastisiteye genişletme hazırlığı, akışkan-yapı etkileşimi çözücüsü olarak SU2 kodunun incelenmesiyle başlamıştır. SU2, akış çözücüsüne dahili olarak bağlanabilen bir elastisite çözücüsü içermektedir. SU2'de kullanılan ALE yöntemi ve bağlama şeması metodolojisinin incelenmesi, genel olarak FSI metodolojisinin anlaşılmasını sağlamaktadır. Tezin üçüncü bölümünde, daha önce elde edilen bilimsel altyapı, hesaplama deneyimi ve itki sistemi konfigürasyonu farklı kombinasyonlarda C25D ve AeroMDO laboratuvarında tasarlanan konsept ses-üstü uçaklarına uygulanmıştır. İlk bölüm, motorun aeroelastik bir hava aracı üzerindeki etkisinin araştırılması için ayrılmıştır; burada AeroMDO laboratuvarında geliştirilen bir iç kanat yapısı, kendi itki sistemine sahip C25D konsept geometrisinin aeroelastik tepkisini hesaplamak için kullanılmıştır. Motor konfigürasyonunda kanat üzerindeki basınç değişimleri nedeniyle maksimum yer değiştirme değeri (kanat ucunun firar kenarında) 2,04 kat artmıştır. Bu tezin kapsamı dışında kalan kanat yapısal modeli, entegre itki sistemi ile birlikte uçuş koşulları göz önüne alındığında nispeten düşük yer değiştirme değerleri üretmiştir. Ancak deformasyonun iki katına çıktığı düşünüldüğünde, benzer tasarım süreçleri için kanat yapısal modelinin tasarımında itki sistemi entegrasyonunun da göz önünde bulundurulması önem arz etmektedir. İkinci bölüm, aeroelastik bir uçak geometrisi üzerinde motor beşiğinin konumu üzerine yapılan bir karşılaştırmalı çalışmayı içermektedir. Temsili naseller, kanat yapısının yer değiştirmesi, yakın alan basınç izi ve uçağın yer seviyesi basınç izini değerlendirmek için kanat ortasına ve kanat köküne yerleştirilmiştir. Motor ağırlığı ve konumu dikkate alındığında, kanadın ortasına entegre edilen geometrinin bulunduğu bölgede yer değiştirmeyi artırdığı, ancak kanat ucuna etki eden net kuvvetin azalması nedeniyle maksimum yer değiştirme değerini düşürdüğü gözlemlenmiştir. Kanat kökünde yer alan naselin ürettiği şokların gövde tarafından“kalkanlanması”sonucunda daha düşük basınç değişimleri gözlemlenmiştir. Kanat kökü geometrisinin daha düşük basınç değişimleri ürettiği için gürültü açısından avantajlı olduğu görülmüştür. Son olarak, halihazırda optimize edilmiş olan kurum içi düşük gürültülü konsept gövde kullanılarak bir optimizasyon çalışması gerçekleştirilmiştir. AeroMDO konsept uçak gövdesi, bu tez kapsamında yapılan çalışmaların da bir parçası olduğu bilimsel bir proje kapsamında geliştirilmiştir. Bu son bölümün ana kapsamı itki sisteminin bu gövde üzerinde nasıl konumlandırıldığını açıklamak olsa da, AeroMDO laboratuvarında tasarlanan ses-üstü uçağının aerodinamik ve yapısal tasarım prosedürleri, motor konumu optimizasyon çalışmasına bir temel sağlamak için kısaca açıklanmıştır. İtki sisteminin konumunu optimize etmek için iki parametre kullanılmaktadır. Bunlar, motor gövdesinin boylamasına ve yan mesafeleridir. Motorun aktif edildiği HAD simülasyonlarının hesaplama yükü oldukça yüksek olduğundan, 19 adet simülasyon sonucu, temsili modeli oluştururken kullanılmaya uygun olarak tespit edilmiştir. Daha sonra, itki sistemine entegre uçak gövdesi tarafından üretilen gürültü seviyesini en aza indirmek amacıyla bir eniyileme gerçekleştirilmiştir. Sonuç olarak, uçağın gürültü seviyesi naselin ilk konumuna kıyasla başarılı bir şekilde azaltılmıştır. Ayrıca, bu çalışma sonucunda elde edilen optimum geometri, AeroMDO ses-üstü uçağının optimum yapısal modeli ile entegre edilmiş ve tüm bileşenleri içeren bir aeroelastik analiz gerçekleştirilmiştir.

Özet (Çeviri)

Integration of the propulsion system into the airframe is a critical process of aircraft design, especially for aircraft operating in a supersonic flow regime. Literature shows that the inclusion of a propulsion system in the aircraft design process impacts aerodynamic performance, structural mechanics, and noise characteristics while targeted design requirements become more difficult to be satisfied. This is due to several reasons such as; the external nature of the propulsion system which is generally needed to be designed separately to satisfy engine requirements, the complex flow regime around the engine nacelle, and the sharp velocity and pressure changes required to keep operating an aircraft engine during any possible mission scenario. In order to advance the state of the art in aero-propulsive design optimization research topic; high fidelity, high accuracy computing infrastructures, and accurately scoped design spaces need to be incorporated. One approach is to achieve this objective with a separate design process while locally tailoring aerodynamic shapes of the supersonic inlet and nozzle, limiting design space for nacelle location with trade-offs, and finally, finding the optimal location of the propulsion system on the airframe with an automated design optimization considering sonic boom. In this thesis, a methodology for designing engine components aerodynamically, assembling them as a full-scale nacelle body and finally integrating this geometry into the airframe while considering the sonic boom characteristics of the aircraft, is investigated. First, a validation study is performed to observe the performance of the computational framework. The SU2 open-source multi-physics solver is used for computing the pressure field for the C25D benchmark model. Sonic boom calculations are performed with NASA Langley Research Center's sBOOM software and pressure change through longitudinal distance is compared with literature data. A sufficiently agreeable pressure signature is obtained by considering a disadvantageous calculation environment. A coarser mesh and Euler equations are used which are due to the limited computing power at the very beginning of the research. A small-scale trade-off study is also conducted during this initial phase to examine the effects of nacelle location on pressure signature propagation and noise generated by the aircraft. A representative engine nacelle without internal hollows is positioned in four different locations on the JAXA Wing Body benchmark model with boundary conditions of the C25D's engine. This comparative study concluded that the“shielding”effect of the fuselage is useful for low-boom designs where configurations near the aircraft bodies produced more favorable near-field and propagated pressure signatures. Two novel supersonic, two-dimensional, external-compression inlets are tailored to operate under critical conditions for the given mission requirements. The feasible aerodynamic shape of these air intakes is achieved by using the usual shock relations. These inlet configurations are distinctive by their number of“ramps”to finely tune oblique shock angles in order to concentrate supersonic shocks on the“cowl lip”. This operative condition is called“the critical condition”for a supersonic engine inlet. While it is almost impossible to operate an engine inlet under critical conditions during every stage of the mission without a moving surface, the cruise stage of a mission is where this condition must be held for the lowest spillage and highest total pressure recovery. For this purpose, engine inlets are designed to operate under critical conditions for flow parameters that would correspond to the cruise condition of the aircraft. Benchmark geometries shared by NASA for sonic boom prediction workshops are used to determine these flow parameters. The method of characteristics is used to design a minimum-length convergent-divergent duct to be used as a nozzle for the propulsion system to achieve a stable plume shape. Throat and engine plenum areas are based on the provided benchmark model data. Preliminary performance prediction and validation of critical conditions for these inlets and nozzle are done with two-dimensional CFD computations before moving on and integrating full nacelle to the JWB airframe and computing a pressure signature. Two-ramp configuration operates slightly better than a three-ramp by starting under supercritical conditions while maintaining a better total pressure recovery. A 10 dB of difference is computed as an impact of the propulsion system on the perceived loudness level in total as compared to the lean airframe. However, the effect of inlet configuration on the noise level could not be observed as significant since the aircraft body shielded inlet shocks. Preparation to extend design space from rigid aerodynamics to aeroelasticity is started with the inspection of the SU2 code as a fluid-structure interaction driver as it includes a novel elasticity solver which can be coupled to flow solver internally. Examination of the ALE method and methodology of the coupling scheme used in SU2 provides an understanding of FSI methodology in general. The third chapter of the thesis is where previously obtained scientific background, computational experience, and propulsion system configuration are applied in different combinations to C25D and AeroMDO concept aircraft. The first section is reserved for the investigation of the effect of the engine on an aeroelastic aircraft where an in-house developed inner-wing structure at AeroMDO laboratory is used to compute aeroelastic response of C25D concept geometry with its own propulsion system. The maximum displacement value (on the trailing edge of the wing tip) increased 2.04 times due to the pressure changes on the wing for powered configuration. The currently designed wing structural model -which is not in the scope of this thesis- together with the integrated propulsion system, produced relatively low displacement values considering the flight conditions. However, considering that the deformation is doubled, it is important to propose a propulsion system integration in the design of the wing structural model for similar design processes. The second section includes a comparative study to experiment on the position of the nacelle on an aeroelastic aircraft geometry. Representative nacelles are located mid-wing and wing-root to evaluate: displacement of wing structure, nearfield pressure signature and ground-level pressure signature of the aircraft. Considering the engine weight and position, it is observed that the geometry integrated into the middle of the wing increases displacement in the region where it is located but reduces the maximum displacement value as the net force acting on the wing tip is reduced. Lower pressure variations are observed in wing root configuration as a result of the shocks produced by the nacelle located on the wing root being“shielded”by the fuselage. Therefore, wing root geometry is found to be advantageous in terms of noise as it produces lower pressure changes. Finally, an optimization study is conducted using an already optimized in-house low-boom concept airframe. The AeroMDO Lab concept developed a low boom airliner configuration under a TUBITAK-funded scientific project with grant number 218M471. Even though the main scope of this final section is to explain how the propulsion system is located on this airframe, the aerodynamic and structural design procedures of AeroMDO airliner are explained briefly to provide a foundation for engine location optimization study. Two parameters are used to optimize the position of the propulsion system. Namely, longitudinal and later distances of the nacelle. Since the computational burden of engine-activated CFD simulations is drastically high, 19 simulations result is detected as suitable to use while establishing a surrogate model. Then, optimization is performed with the sole purpose of minimizing the noise level produced by the propulsion-integrated airframe. As a result, the noise level of the aircraft is successfully reduced comparing the initial location of the nacelle. Also, the optimum geometry obtained as a result of this study is integrated with the optimum structural model of AeroMDO airliner, and an aeroelastic analysis including all components is performed.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    698439

    Implementation of propulsion system integration losses to a supersonic military aircraft conceptual design

    İtki sistemi entegrasyonu kaynaklı kayıpların süpersonik askeri uçak kavramsal tasarımına uygulanması

    EMRE KARASELVİ

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2021

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MELİKE NİKBAY

  2. Tez No

    572908

    Aerodynamic design and control of Tandem wing unmanned aerial vehicle

    Tandem kanatlı insansız hava aracının aerodinamik tasarımı ve kontrolü

    TAŞKIN KAYA

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. SERKAN ÖZGEN

  3. Tez No

    595313

    Design, development and control of a hybrid uav

    Hibrit hava aracının tasarımı, modellenmesi ve kontrolü

    ABDURRAHİM MURATOĞLU

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2019

    Havacılık MühendisliğiOrta Doğu Teknik Üniversitesi

    Havacılık ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. OZAN TEKİNALP

  4. Tez No

    363687

    Turaç insansız hava aracının aerodinamik tasarım, modelleme ve analizi

    The aerodynamic desing, modelling and analysis of turac unmanned air vehicle

    ASLIHAN VURUŞKAN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2014

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. MAHMUT ADİL YÜKSELEN

  5. Tez No

    883462

    Comprehensive investigation of rotor stall onset for future helicopters

    Rotor tutunma kaybı başlangıcının yeni nesil helikopterler için kapsamlı incelenmesi

    ENES UÇAR

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. ÖZGE ÖZDEMİR

Geri Dön