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

Abstract

Military aircraft technologies play an essential role in ensuring combat superiority from the past to the present. That is why the air forces of many countries constantly require the development and procurement of advanced aircraft technologies. A fifth-generation fighter aircraft is expected to have significant technologies such as stealth, low-probability of radar interception, agility with supercruise performance, advanced avionics, and computer systems for command, control, and communications. As the propulsion system is a significant component of an aircraft platform, we focus on propulsion system and airframe integration concepts, especially in addressing integration losses during the early conceptual design phase. The approach is aimed to be appropriate for multidisciplinary design optimization practices. Aircraft with jet engines were first employed during the Second World War, and the technology made a significant change in aviation history. Jet engine aircraft, which replaced propeller aircraft, had better maneuverability and flight performance. However, substituting a propeller engine with a jet engine required a new design approach. At first, engineers suggested that removing the propellers could simplify the integration of the propulsion system. However, with jet engines for fighter aircraft, new problems arose due to the full integration of the propulsion system and the aircraft's fuselage. These problems can be divided into two parts: designing air inlet, air intake integration, nozzle/afterbody design, and jet interaction with the tail. The primary function of the air intake is to supply the necessary air to the engine with the least amount of loss. However, the vast flight envelope of the fighter jets complicates the air intake design. Spillage drag, boundary layer formation, bypass air drag, and air intake internal performance are primary considerations for intake system integration. The design and integration of the nozzle is a challenging engineering problem with the complex structure of the afterbody and the presence of jet and free-flow mix over control surfaces. The primary considerations for the nozzle system are afterbody integration, boat-tail drag, jet flow interaction, engine spacing for twin-engine configuration, and nozzle base drag. Each new generation of aircraft design has become a more challenging engineering problem to meet increasing military performances and operational capabilities. This increase is due to higher Mach speeds without afterburner, increased acceleration capability, high maneuverability, and low visibility. Tradeoff analysis of numerous intake nozzle designs should be carried out to meet all these needs. It is essential to calculate the losses caused by different intakes and nozzles at the conceptual design of aircraft. Since the changes made after the design maturation delay the design calendar or changes needed in a matured design cause high costs, it is crucial to accurately present intake and nozzle losses while constructing the conceptual design of a fighter aircraft. This design exploration process needs to be automated using numerical tools to investigate all possible alternative design solutions simultaneously and efficiently. Therefore, spillage drag, bypass drag, boundary layer losses due to intake design, boat-tail drag, nozzle base drag, and engine spacing losses due to nozzle integration are examined within the scope of this thesis. This study is divided into four main titles. The first section, "Introduction", summarizes previous studies on this topic and presents the classification of aircraft engines. Then the problems encountered while integrating the selected aircraft engine into the fighter aircraft are described under the "Problem Statement". In addition, the difficulties encountered in engine integration are divided into two zones. Problem areas are examined as inlet system and afterbody system. The second main topic, "Background on Propulsion," provides basic information about the propulsion system. Hence, the Brayton cycle is used in aviation engines. The working principle of aircraft engines is described under the Brayton Cycle subtitle. For the design of engines, numbers are used to standardize engine zone naming to present a common understanding. That is why the engine station numbers and the regions are shown before developing the methodology. The critical parameters used in engine performance comparisons are thrust, specific thrust and specific fuel consumption, and they are mathematically described. The Aerodynamics subtitle outlines the essential mathematical formulas to understand the additional drag forces caused by propulsion system integration. During the thesis, ideal gas and isentropic flow assumptions are made for the calculations. Definition of drag encountered in aircraft and engine integration are given because accurate definitions prevent double accounting in the calculation. Calculation results with developed algorithms and assumptions are compared with the previous studies of Boeing company in the validation subtitle. For comparison, a model is created to represent the J79 engine with NPSS. The engine's performance on the aircraft is calculated, and given definitions and algorithms add drag forces to the model. The results are converged to Boeing's data with a 5% error margin. After validation, developed algorithms are tested with 5th generation fighter aircraft F-22 Raptor to see how the validated approach would yield results in the design of next-generation fighter aircraft. Engine design parameters are selected, and the model is developed according to the intake, nozzle, and afterbody design of the F-22 aircraft. A model equivalent to the F-119-PW-100 turbofan engine is modeled with NPSS by using the design parameters of the engine. Additional drag forces calculated with the help of algorithms are included in the engine performance results because the model is produced uninstalled engine performance data. Thus, the net propulsive force is compared with the F-22 Raptor drag force Brandtl for 40000 ft. The results show that the F-22 can fly at an altitude of 40000 ft, with 1.6M, meeting the aircraft requirements. In the thesis, a 2D intake assumption is modeled for losses due to inlet geometry. The effects of the intake capture area, throat area, wedge angle, and duct losses on motor performance are included. However, the modeling does not include a bump intake structure similar to the intake of the F-35 aircraft losses due to 3D effects. CFD can model losses related to the 3D intake structure, and test results and thesis studies can be developed. The circular nozzle, nozzle outlet area, nozzle throat area, and nozzle maximum area are used for modeling. The movement of the nozzle blades is included in the model depending on the boattail angle and base area. The works of McDonald & P. Hughest are used as a reference to represent the 2D-sized nozzle. The method described in this thesis is one way of accounting for installation effects in supersonic aircraft. Additionally, the concept works for aircraft with conventional shock inlets or oblique shock inlets flying at speeds up to 2.5 Mach. The equation implementation in NPSS enables aircraft manufacturers to calculate the influence of installation effects on engine performance. The study reveals the methodology for calculating additional drag caused by an engine-aircraft integration in the conceptual design phase of next-generation fighter aircraft. In this way, the losses caused by the propulsion system can be calculated accurately by the developed approach in projects where aircraft and engine design have not yet matured. If presented, drag definitions are not included during conceptual design causing significant change needs at the design stage where aircraft design evolves. Making changes in the evolved design can bring enormous costs or extend the design calendar.

Geçmişten günümüze askeri uçaklar, muharebe üstünlüğünün sağlanmasında önemli rol oynamıştır. Bu nedenle hava kuvvetleri sürekli olarak yeni uçak teknolojilerinin geliştirilmesine önem vermektedir. İlk olarak İkinci Dünya Savaşı sırasında kullanılan jet motoru teknolojisi, havacılık tarihinde önemli bir değişiklik yaptı. Pervaneli uçakların yerini alan jet motorlu uçaklar, daha iyi manevra kabiliyetine ve uçuş performansına sahipti. Ancak pervanelerin sökülmesi ve jet motorlarının uçağın gövdesine yerleştirilmesi yeni bir tasarım yaklaşımı gerektiriyordu. İlk başta tasarımcılar, pervanelerin çıkarılmasının itki sistemi entegrasyonunu basitleştirebileceğini düşündü. Ancak jet motorlarının savaş uçakları için kullanılmasıyla birlikte, itki sisteminin uçak gövdesine tam entegrasyonu sonucu yeni sorunlar ortaya çıktı. Bu sorunlar iki kısma ayrılabilir. Hava alığı tasarımı, hava alığı entegrasyonu ile lüle/arka gövde tasarımı ve kuyruk ile jet etkileşimi ile ilgili sorunlar. Hava alığının birincil işlevi, gerekli havayı motora en az kayıpla aktarmaktır. Ancak savaş uçaklarının geniş uçuş zarfı, hava alığı tasarımını zorlaştırır. Saçılma sürüklemesi, sınır tabaka oluşumu, baypas havası momentum kaybı ve hava alığı iç performansı, hava alığı sistemi entegrasyonu için dikkat edilmesi gereken ana başlıklardır. Lüle tasarımı ve entegrasyonu, arka gövdenin karmaşık yapısı ve kontrol yüzeyleri üzerinde jet ile serbest akış karışımının varlığı nedeniyle zorlu bir mühendislik problemidir. Arka gövde entegrasyonu için, konik kuyruk yapısı, jet akış etkileşimi, ikili motor konfigürasyonu için motor aralığı ve lüle çıkış alanı kaynaklı sürükleme, lüle/arka gövde entegrasyonu için dikkat edilmesi gereken ana başlıklardır. Her yeni nesil uçak tasarımı, hava kuvvetlerinin artan performans ve operasyonel ihtiyaçlarını karşılamak için daha zorlayıcı yeni mühendislik çözümleri gerektirdi. Bu performans isteri artışının nedenleri, art yakıcı olmadan daha yüksek Mach sayısında uçuş, artan hızlanma kabiliyeti, manevra kabiliyeti ve düşük görünür gerekliliğidir. Tüm bu ihtiyaçları karşılamak için çok sayıda hava alığı ve lüle tasarımının getiri götürü analizi yapılmalıdır. Uçakların kavramsal tasarımında farklı hava alığı ve lüle tasarımından kaynaklanan kayıpların doğru şekilde hesaplanması önemlidir. Çünkü, tasarım olgunlaşmasından sonra yapılan değişiklikler tasarım takvimini geciktirir ya da olgun tasarımdaki değişiklik yüksek maliyetlere neden olur. Bu nedenle, savaş uçaklarının kavramsal tasarımı sırasında hava alığı ve lüle sistemi kayıplarını doğru bir şekilde hesaplamak önemlidir. Ayrıca bir çok alternatif tasarım çözümlerini görmek için bu sürecin otomatikleştirilmesi gerekir. Bu tez, itki sisteminin askeri uçaklara entegrasyonu ile ilgili kayıpları ortaya koymaktadır. Tez çalışması dört ana başlığı ayrılmıştır. Giriş bölümü, bu konuda yapılan önceki çalışmalara yer verir. Uçak motorları ve uçak motorlarının sınıflandırılması konusunu anlatır. Uçak motorlarının sınıflandırılması ve hangi tip uçak motoru üzerine çalışılacağı bu bölümde belirlenmiştir. Yeni nesil savaş uçağı için turbofan motor kullanımı uygundur. Daha sonra seçilen uçak motorunun savaş uçağına entegrasyonu sırasında karşılaşılan sorunlar ilgili başlık altında anlatılmıştır. Motor entegrasyonunda karşılaşılan sorunlar temelde iki bölgeye ayrılmıştır. Problem bölgeleri hava alığı sistemi ve arka gövde sistemi olarak incelenmiştir. İkinci ana başlıkta, itki sistemi hakkında temel bilgilere yer verilmiştir. Havacılıkta kullanılan motorlarda Braython çevrimi kullanılmaktadır. Uçak tasarımı sırasında bölgeleri standartize etmek için numaralar kullanılır. Bu yüzden motor istasyon numaraları ve karşılığındaki bölgeler gösterilmiştir. Tez çalışması boyunca istasyon numaralarına uygun isimlendirmeler kullanılmıştır. Motor performans karşılaştırmalarında kullanılan kritik parametreler, itki, özgül itki ve özgül yakıt tüketimi matematiksel olarak açıklanmıştır. Aerodinamik alt başlığında itki sistemi entegrasyonundan kaynaklı ek sürükleme kuvvetlerini anlamak için gerekli temel matematiksel formüller ortaya koyulmuştur. Tez boyunca hesaplamalar ideal gaz ve izentropik akış varsayımı ile yapılmıştır. Daha sonra uçak-motor entegrasyonunda karşılaşılan sürükleme tanımları verilmiştir. Bu tanımların doğru bir şekilde yapılması toplam sürüklemeyi hesaplarken iki kere hesaplamanın önüne geçer. Bu yüzden sürükleme tanımlarına detaylıca yer verilmiş ve hesaplama algoritmaları ortaya koyulmuştur. Geliştirilen algoritma ve varsayımlara uygun yapılan hesaplar Boeing şirketinin daha önce yaptığı çalışmalar ile validasyon alt başlığında karşılaştırılmıştır. Karşılaştırma için NPSS ile J79 motorunu temsil edecek bir model oluşturulmuştur. Modele tanımları ve algoritmaları verilen sürükleme kuvvetleri eklenerek motorun uçak üstündeki performansı hesaplanmıştır. Sonuçlar Boeing'ın ortaya koyduğu verilere %5'lik hata payı ile yakınsamaktadır. Valide edilen yaklaşımın yeni nesil savaş uçağı tasarımında nasıl sonuç verdiğini görmek için 5. Nesil savaş uçağı F-22 Raptor için uygulanmıştır. F-22 uçağının hava alığı, lüle ve arka gövde tasarımına uygun olarak parametreler seçilmiş ve geliştirilen algoritma ile sürükleme değerleri hesaplanmıştır. F-22 Raptor'un kullandığı F-119-PW-100 turbofan motorun itki seviyesine denk bir model, motorun tasarım parametrelerine uygun olarak NPSS ile modellenmiştir. Modellenen motor uçağa entegre olmadan önceki performans parametrelerini verdiği için algoritmalar yardımıyla hesaplanan ek sürükleme kuvvetleri motor performans sonuçlarına dahil edilmiştir. Böylece bulunan net itki kuvveti Brandtl'ın 40000 ft için ortaya koyduğu F-22 Raptor sürükleme kuvveti ile karşılaştırılmıştır. Sonuçlar F-22'nin 40000 ft irtifada, isterlere uygun olarak 1.6M hız ile uçabildiğini göstermektedir. Bu tezde, hava alığı geometrisinden kaynaklanan kayıplar için 2 boyutlu bir hava alığı varsayımı modellenmiştir. Giriş alanı, hava alığı boğaz alanı, kama açısı ve hava alığı borusu kayıplarının motor performansı üzerindeki etkileri dahil edilmiştir. Ancak modelleme, F-35 uçaklarının hava alığına benzer yapıdaki 3D efektlerden kaynaklanan kayıpları içermemektedir. CFD, 3D hava alığı yapısı ile ilgili kayıpları modelleyebilir, test sonuçları ve tez çalışmaları gelecek çalışmalarda geliştirilebilir. Modelleme için dairesel lüle, lüle çıkış alanı, lüle boğaz alanı ve lüle en büyük alanı kullanılmıştır. Lüle pallerinin hareketi, pal açısına ve lüle taban alanına bağlı olarak modele dahil edilmiştir. McDonald & P. Hughest'in çalışmaları, 2D boyutlu nozülü temsil etmek için referans olarak kullanılmıştır. Bu tezde açıklanan yöntem, süpersonik uçaklarda motor entegrasyon etkilerini hesaba katmanın bir yöntemini sunmuştur. Geliştirilen konsept, 2.5 Mach'a kadar hızlarda uçan normal şok girişleri veya eğik şok girişleri olan uçaklar için çalışır. Ortaya koyulan çalışma yeni nesil bir savaş uçağının motor seçimininde motor-uçak kombinasyonundan kaynaklanan ek sürüklemelerin kavramsal tasarım aşamasında empirik formüllerle hesaplanmasını ortaya koyar. Bu sayede henüz uçak ve motor tasarımının dondurulmadığı projelerde bu yaklaşıma uygun olarak itki sistemi kaynaklı kayıplar doğru bir şekilde hesaplanabilir. Kavramsal tasarım sırasında dahil edilmeyen var sayımlar uçak tasarımının olgunlaştığı tasarım aşamasında büyük değişiklik ihtiyaçlarına neden olur. Olgunlaşmış tasarımda değişiklik yapmak çok büyük maliyetler çıkarabilir ya da tasarım takviminin uzamasına neden olabilir.