In the actual scenario of commercial aviation, sustainability is a key element which leads to the development of geared Ultra High Bypass Ratio turbofan engines, typically installed on twinjets. However, keeping an acceptable stall margin on the engine fan at key operating conditions becomes more difficult due to the elevated bypass ratio and reduced fan pressure ratio. Variable geometry concepts offer a way to control the operating point and optimse the engine performance. This thesis investigates a variable area fan nozzle for a Ultra High Bypass Ratio nacelle. First, a patent survey was done to select suitable variable area fan nozzle architectures. Then, the engine thermodynamic model was studied within the software GasTurb, followed by the 2D uninstalled geometric parametrization of the selected variable area fan nozzle concepts and Computational Fluid Dynamics analysis, in each mission leg, to assess the relevant figures of merit. Uninstalled net thrust and gross thrust obtained from Computational Fluid Dynamics simulations are compared with those from GasTurb to establish the optimum fan area nozzle which maximizes the net thrust or minimizes the thrust-specific fuel consumption. Main investigations led to a bypass exhaust area of 94.65% with respect to the baseline at cruise to minimize the thrust-specific fuel consumption, while the net thrust is already maximized. At subcritical Mach flight number, i.e. at climb and descent, the variable area nozzle displacement is not required for thrust-specific fuel consumption, but the net thrust could be optimized by an opening of 102.85% and 104% respectively. Results for cutback are similar: the net thrust is optimum at 105.59% of the baseline exit area. At low Mach number, both net thrust and thrust-specific fuel consumption are optimized by the variable area nozzle. At take-off and approach the net thrust is maximum for a bypass nozzle area of 114.41% and 109.98% respectively, while the minimum thrust-specific fuel consumption is obtained for 105.54% and 109.98%. In particular, at take-off the thrust-specific fuel consumption is reduced of 1.42% with respect to the baseline, while the net thrust is increased of 9.68%.

Nell'odierno scenario dell'aviazione commerciale un elemento chiave è la sostenibilità. Per abbattere costi ed emissioni nuovi motori turbofan ad elevatissimo rapporto di bypass sono progettati ed installati tipicamente su velivoli bimotore. Tuttavia, mantenere un margine di surge accettabile per il fan alle diverse condizioni operative di volo risulta difficile a causa dell'elevatissimo rapporto di bypass e del ridotto rapporto di pressione del fan. Nuovi design a geometria variabile consentono di avere un grado di libertà ulteriore sul controllo del punto operativo e sull'ottimizzazione delle performance del propulsore. La tesi indaga un concept di area variabile per l'ugello di bypass installato su una nacelle di turbofan ad elevatissimo rapporto di bypass. Inizialmente è stata condotta una ricerca bibliografica per selezionare l'architettura dell'ugello di bypass a geometria variabile. Successivamente si è studiato il modello termodinamico del propulsore all'interno del software GasTurb, seguito dalla parametrizzazione geometrica 2D in configurazione di propulsore non-installato e dalle simulazioni fluidodinamiche computazionali, in ogni segmento di volo, per valutare le principali cifre di prestazione. Le spinte netta e lorda ottenute dal modello 0-D in GasTurb e dalle simulazioni fluidodinamiche computazionali di dettaglio sono confrontate per valutare l'apertura d'area che ottimizza la spinta netta e il consumo di carburante specifico (rispetto alla spinta netta). I principali risultati portano ad avere un'area di uscita dell'ugello di bypass pari al 94.65% rispetto all'area di baseline in crociera per minimizzare il consumo specifico, mentre la spinta netta risulta già ottimizzata nella configurazione di partenza. A Mach di volo subcritici, quindi in fase di salita e discesa, la variazione dell'area di uscita non è richiesta per i consumi specifici, mentre la spinta netta è ottimizzata con un area del 102.85% in salita e del 104% in discesa. I risultati per il segmento di volo cutback sono simili: la spinta netta è ottimizzata per un'area di uscita del bypass pari al 105.59% dell'area di baseline. A bassi Mach di volo, entrambe le cifre di prestazione sono ottimizzate dall'area variabile. Per esempio, in take-off e atterraggio la spinta netta è massimizzata con un'area di uscita uguale a 114.41% e 109.98% rispettivamente, mentre i consumi specifici sono minimizzati dall'area al 105.54% e 109.98%. Ad esempio, il consumo specifico ottimizzato in take-off si riduce del 1.42% rispetto a quello nominale, mentre la spinta netta aumenta del 9.68%.

DESIGN OF VARIABLE AREA NOZZLE FOR UHBPR TURBOFAN ENGINE

VEJSILI, MIRSAD
2022/2023

Abstract

In the actual scenario of commercial aviation, sustainability is a key element which leads to the development of geared Ultra High Bypass Ratio turbofan engines, typically installed on twinjets. However, keeping an acceptable stall margin on the engine fan at key operating conditions becomes more difficult due to the elevated bypass ratio and reduced fan pressure ratio. Variable geometry concepts offer a way to control the operating point and optimse the engine performance. This thesis investigates a variable area fan nozzle for a Ultra High Bypass Ratio nacelle. First, a patent survey was done to select suitable variable area fan nozzle architectures. Then, the engine thermodynamic model was studied within the software GasTurb, followed by the 2D uninstalled geometric parametrization of the selected variable area fan nozzle concepts and Computational Fluid Dynamics analysis, in each mission leg, to assess the relevant figures of merit. Uninstalled net thrust and gross thrust obtained from Computational Fluid Dynamics simulations are compared with those from GasTurb to establish the optimum fan area nozzle which maximizes the net thrust or minimizes the thrust-specific fuel consumption. Main investigations led to a bypass exhaust area of 94.65% with respect to the baseline at cruise to minimize the thrust-specific fuel consumption, while the net thrust is already maximized. At subcritical Mach flight number, i.e. at climb and descent, the variable area nozzle displacement is not required for thrust-specific fuel consumption, but the net thrust could be optimized by an opening of 102.85% and 104% respectively. Results for cutback are similar: the net thrust is optimum at 105.59% of the baseline exit area. At low Mach number, both net thrust and thrust-specific fuel consumption are optimized by the variable area nozzle. At take-off and approach the net thrust is maximum for a bypass nozzle area of 114.41% and 109.98% respectively, while the minimum thrust-specific fuel consumption is obtained for 105.54% and 109.98%. In particular, at take-off the thrust-specific fuel consumption is reduced of 1.42% with respect to the baseline, while the net thrust is increased of 9.68%.
2022
DESIGN OF VARIABLE AREA NOZZLE FOR UHBPR TURBOFAN ENGINE
Nell'odierno scenario dell'aviazione commerciale un elemento chiave è la sostenibilità. Per abbattere costi ed emissioni nuovi motori turbofan ad elevatissimo rapporto di bypass sono progettati ed installati tipicamente su velivoli bimotore. Tuttavia, mantenere un margine di surge accettabile per il fan alle diverse condizioni operative di volo risulta difficile a causa dell'elevatissimo rapporto di bypass e del ridotto rapporto di pressione del fan. Nuovi design a geometria variabile consentono di avere un grado di libertà ulteriore sul controllo del punto operativo e sull'ottimizzazione delle performance del propulsore. La tesi indaga un concept di area variabile per l'ugello di bypass installato su una nacelle di turbofan ad elevatissimo rapporto di bypass. Inizialmente è stata condotta una ricerca bibliografica per selezionare l'architettura dell'ugello di bypass a geometria variabile. Successivamente si è studiato il modello termodinamico del propulsore all'interno del software GasTurb, seguito dalla parametrizzazione geometrica 2D in configurazione di propulsore non-installato e dalle simulazioni fluidodinamiche computazionali, in ogni segmento di volo, per valutare le principali cifre di prestazione. Le spinte netta e lorda ottenute dal modello 0-D in GasTurb e dalle simulazioni fluidodinamiche computazionali di dettaglio sono confrontate per valutare l'apertura d'area che ottimizza la spinta netta e il consumo di carburante specifico (rispetto alla spinta netta). I principali risultati portano ad avere un'area di uscita dell'ugello di bypass pari al 94.65% rispetto all'area di baseline in crociera per minimizzare il consumo specifico, mentre la spinta netta risulta già ottimizzata nella configurazione di partenza. A Mach di volo subcritici, quindi in fase di salita e discesa, la variazione dell'area di uscita non è richiesta per i consumi specifici, mentre la spinta netta è ottimizzata con un area del 102.85% in salita e del 104% in discesa. I risultati per il segmento di volo cutback sono simili: la spinta netta è ottimizzata per un'area di uscita del bypass pari al 105.59% dell'area di baseline. A bassi Mach di volo, entrambe le cifre di prestazione sono ottimizzate dall'area variabile. Per esempio, in take-off e atterraggio la spinta netta è massimizzata con un'area di uscita uguale a 114.41% e 109.98% rispettivamente, mentre i consumi specifici sono minimizzati dall'area al 105.54% e 109.98%. Ad esempio, il consumo specifico ottimizzato in take-off si riduce del 1.42% rispetto a quello nominale, mentre la spinta netta aumenta del 9.68%.
VARIABLE AREA NOZZLE
UHBPR
CFD
ENGINE PERFORMANCE
PARAMETRIC ANALYSIS
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Utilizza questo identificativo per citare o creare un link a questo documento: https://hdl.handle.net/20.500.12608/43393