Effects of isolated and installed turbofan engine nozzle flows on nozzle pressure coefficients for various thrust ratings

Abstract

In den letzten Jahrzehnten hat die Entwicklung von Turbofan-Triebwerken zu einer substanziellen Reduktion von Betriebskosten, spezifischem Treibstoffverbrauch und Lärmemissionen geführt. Für weiter Verbesserungen ist es notwendig, die aerodynamischen Phänomene, die mit modernen Triebwerken mit niedrigem Fandruckverhältnis (Fan Pressure Ratio, FPR) und ultra hohem Nebenstromverhältnis (Ultra High Bypass Ratio, UHBR) verbunden sind, besser zu verstehen. Diese Arbeit befasst sich mit den Auswirkungen der Strömungsunterdrückung infolge der Wechselwirkungen zwischen dem Triebwerksabgasstrom und der Luftfahrzeugzelle, die den statischen Druck am Düsenauslass erhöhen und damit zu einer Reduktion des Düsendruckverhältnisses, des -massenstroms und des Schubs führen.Um zwischen Effekten der Außenumströmung der Gondel und dem aerodynamischen Einfluss des Flügels zu unterscheiden, wurde eine umfassende Strömungssimulationskampagne durchgeführt. Siemens Simcenter STAR-CCM+ wurde zur Erstellung der Simulationen verwendet. Die Simulationen wurden mit der Infrastruktur von Austrian Scientific Computing (ASC) durchgeführt.Die Reynoldsgemittelten Navier-Stokes-Gleichungen (RANS) wurden unter Verwendung des Spalart-Allmaras-Turbulenzmodells gelöst. Eine Gitterkonvergenzstudie wurde sowohl für die isolierte Konfiguration (nur Triebwerk) als auch für die installierte Konfiguration (Triebwerk mit Pylon am Flügel) durchgeführt, wobei ein Kompromiss zwischen numerischer Genauigkeit und Rechenaufwand gefunden wurde.Der im Rahmen der Studie eingesetzte Triebwerksimulator (Turbofan Propulsion Simulator, TPS) verwendete ein Aktuatorscheibenmodell für die Schuberzeugung durch den Fan und den Triebwerkskern. Der Triebwerkssimulator ist im Gegensatz zu den sogenannten Durchflussgondeln (Through Flow Nacelles, TFN), in der Lage, Schub zu erzeugen. Für die Flügel-Rumpfkombination wurde das Common Research Model (CRM) der NASA verwendet. Flügel, Rumpf, Pylon und Triebwerk wurden in voller Größe modelliert. Ein 0-D-Gasdynamikmodell wurde verwendet, um die wichtigsten geometrischen Parameter des Triebwerks wie Fan-Fläche, effektive Kern- und Fandüseneinlass- und -auslassflächen sowie die thermophysikalischen Größen an diesen Stationen zu berechnen, die als Randbedingungen in den Simulationen dienen. Das Triebwerk wurde für ein Fandruckverhältnis von 1,3 und einen geeigneten Mantelstrom-Nettoschub eines modernen Langstrecken-Großraumflugzeug ausgelegt, indem der Fandurchmesser auf 3,7 Meter eingestellt wurde.Die paramterischen Triebwerksgeometrien für Kern, Fandüse, Gondel und Pylon wurden mit Hilfe der Class Shape Transformation (CST)-Kurven gebildet, um die grundlegenden Hauptabmessungen steuern zu können. Die Geometrien wurden mit MATLAB und CATIA erstellt.In der Simulationkampagne wurde das Triebwerk unter verschiedenen Flugbedingungen betrieben. Die Flugmachzahl würde im Bereich zwischen 0,4 und 0,8, der Anstellwinkel zwischen -6 Grad und +8 Grad und das Fandruckverhältnis von 1,0 bis 1,35 sowohl in der isolierten als auch in der installierten Konfiguration variiert. Die Simulationsergebnisse wurden extrahiert und die Installationseffekte durch den Vergleich des Fandüsenauslassdruckkoeffizienten, des modifizierten Auslasskoeffizienten und der Düsendruckverhältnisse analysiert. Die Wirkung der Außenumströmung der Gondel sowie der Flügelumströmung wurden durch die Untersuchung der isolierten als auch der installierten Konfigurationen herausgearbeitet, sodass ein umfassendes Bild der Strömungsunterdrückung an der Fandüse gewonnen werden konnte.

Over the last decades, turbofan engine development has led to substantial reductions in operating cost, specific fuel consumption and noise emissions. Understanding aerodynamic phenomena that are related to modern low Fan Pressure Ratio, Ultra High Bypass Ratio engines that affect performance is necessary for further improvements.This work focuses on engine flow suppression effects due to mutual interaction between the engine exhaust stream and the airframe, which increases the static pressure in the nozzle exit areas, leading to a reduction of the nozzle pressure ratio, nozzle mass flow, and ultimately thrust.In order to distinguish between the contributions of the nacelle external flow effects and those created by the aerodynamic presence of the wing, an exhaustive CFD-simulation campaign was devised. The Siemens Simcenter STAR-CCM+ platform was used to setup the simulation and the computational results presented have been achieved using the Austrian Scientific Computing (ASC) infrastructure.Reynolds Averaged Navier-Stokes equations (RANS) were solved using the Spalart-Allmaras turbulence model. A mesh convergence study was performed for the isolated (engine alone), as well as the installed (engine with pylon on wing) configuration and a compromise was made between accuracy and numerical expense.The turbofan propulsion simulator (TPS) employed in the study used an actuator disc model for thrust production by the fan and the core, which is in contrast to Through Flow Nacelles (TFN) which do not generate any thrust. For the Wing and Fuselage combination, NASA's Common Research Model (CRM) was employed. The wing, fuselage, pylon and engine were modeled at aircraft full scale.A 0-D gas dynamics model was used to calculated the main geometric engine parameters like fan area, effective core and fan nozzle inlet and exit areas, as well as the thermophysical properties used as boundary conditions. The engine was sized for an FPR of 1,3 and an appropriate net thrust for a modern wide-body long range aircraft was obtained by adjusting the fan diameter to 3.7m.The engine geometries for the core and the fan nozzle, the nacelle, and the pylon were generated using Class Shape Transformation (CST) curves to allow basic control of the main aeroshape dimensions. Geometries were generated using MATLAB and CATIA.In the simulation program, the engine was run under different flight conditions, varying the cruise flight Mach number between 0.4 and 0.8, the angle of attack from -6 degrees to +8 degrees, and the fan pressure ratio between 1.0 and 1.35 both in the isolated and installed configuration. Simulation results were extracted and the installation effects were discussed by means of the fan nozzle exit pressure coefficient, the modified discharge coefficient and the nozzle pressure ratios. Nacelle external flow effects and wing aerodynamic effects were outlined by investigating both the isolated and the installed configurations and a comprehensive picture of fan nozzle flow suppression was drawn.