S. Zenkner, R.-G. Becker, M. Trost, C. Voß

In der vorliegenden Studie werden ausgewählte Aspekte der Triebwerksvorauslegung für eine hoch gefeilte Nurflügelkonfiguration mit militärischer Anwendung vorgestellt. Diese umfassen eine Auslegung des thermodynamischen Kreisprozesses, eine automatisierte Optimierung der Einlaufgeometrie sowie eine Potenzialabschätzung zu Triebwerken mit variablen Komponentengeometrien. Zunächst wird der thermodynamische Entwurf eines konventionellen Turbofantriebwerks vorgestellt, das die Anforderungen der Nurflügelkonfiguration erfüllen soll. Neben den aus dem Missionsprofil abgeleiteten Schubanforderungen dimensionieren weitere Nebenbedingungen, wie maximaler Treibstoffverbrauch, verfügbarer Einbauraum sowie aerodynamische und strukturmechanische Grenzen das Modell im Zuge des Vorentwurfs. Im nächsten Arbeitsschritt werden die ermittelten Triebwerksdaten als Randbedingung für die Strömungssimulation des Triebwerkseinlaufs verwendet. Diese ist Teil einer Optimierungsprozesskette zur Ermittlung einer Einlaufgeometrie mit möglichst geringem Totaldruckverlust und geringer Sichtbarkeit der Triebwerkseintrittsebene. In einem letzten Schritt wird das Triebwerksmodell im Zuge einer Potenzialstudie mit ausgewählten, geometrisch variablen Triebwerkskomponenten ausgestattet, um den Kreisprozess gezielt zu beeinflussen. Ziel dieser Modifikation ist das Erzeugen eines gewünschten Triebwerksverhaltens für unterschiedliche Missionsphasen. Mit Hilfe eines numerischen Optimierungsverfahrens werden diese Einstellungen ermittelt.

This study presents selected aspects of engine design for a highly sophisticated flying wing configuration with military applications. These include the design of the thermodynamic cycle, automated optimization of the inlet geometry, and an assessment of the potential of engines with variable component geometries. First, the thermodynamic design of a conventional turbofan engine intended to meet the requirements of the flying wing configuration is presented. In addition to the thrust requirements derived from the mission profile, further constraints, such as maximum fuel consumption, available installation space, and aerodynamic and structural-mechanical limits, shape the model during the preliminary design phase. In the next step, the determined engine data are used as boundary conditions for the flow simulation of the engine inlet. This simulation is part of an optimization process chain to determine an inlet geometry with the lowest possible total pressure loss and minimal visibility of the engine inlet plane. In a final step, the engine model is equipped with selected, geometrically variable engine components as part of a potential study to specifically influence the cycle. The aim of this modification is to generate the desired engine behavior for different mission phases. These settings are determined using a numerical optimization method.

Deutscher Luft- und Raumfahrtkongress 2018, Friedrichshafen

Deutsche Gesellschaft für Luft- und Raumfahrt - Lilienthal-Oberth e.V., Bonn, 2018

Conference Paper

deutsch

21,0 x 29,7 cm, 10 Seiten

urn:nbn:de:101:1-2018102410075791941373

10.25967/480208

Triebwerksperformance, Variable Cycle Engine, Triebwerkseinlaufgeometrie, UCAV

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Zenkner, S.; Becker, R.-G.; et al. (2018): Beiträge zum Triebwerksentwurf einer agilen und hoch gepfeilten Nurflügelkonfiguration. Deutsche Gesellschaft für Luft- und Raumfahrt - Lilienthal-Oberth e.V.. (Text). https://doi.org/10.25967/480208. urn:nbn:de:101:1-2018102410075791941373.

24.10.2018