Conceptual Design of Boundary Layer Suction System for Energy Efficient Laminar Flow Control
Hybrid Laminar Flow Control (HLFC) is one of the technologies that shows significant drag reduction potential for the aircraft. Even though the concept of HLFC was proven in the 1960s, a reliable, economically feasible, and energy-efficient system is still not commercially used. One of the main reasons that restricts the use of HLFC in commercial aviation is the complex system design, which can lead to additional power and mass requirements. As a solution to this problem, the thesis proposes a numerical tool for the systematic design of a suction system for laminar flow control application. The proposed design tool, named Actual Suction and Power Calculation Tool (ASPeCT), uses a modular architecture and incorporates global and local level dependencies through a multi-level input module. Three sub-routines are developed within ASPeCT to design the suction system layout and estimate the suction power and weight requirement of the system. The present study hypothesizes that by using the proposed suction system design tool, the actual benefits in terms of suction power and system weight could be derived during the conceptual design phase, leading to potential higher actual benefits and easier suction system integration to the aircraft wing. As a first step towards testing the hypothesis, a novel suction system concept is proposed. The new suction system consists of a microperforated outer sheet supported on an inner structure and a plenum chamber driven by the compressor. The inner structure is composed of straight stringers with throttle holes provided on it. These throttle holes provide additional control on the static pressure below the perforated sheet that drives the boundary layer suction. The diameter of the throttle holes can be numerically estimated to match any desired target suction velocity distribution based on the pressure loss characteristics of the suction system components. A new flowbench test stand is designed to determine these pressure loss characteristics. Eight micro-perforated sheet samples manufactured using Stereolithography (SLA), Etching, Micro-laser drilling, and Selective Laser Melting (SLM) are measured in the current study. The measurement data shows a significant deviation from analytical models based on straight cylindrical holes, especially for smaller perforation diameters in the range of 60-120 µm. Two different modelling approaches are then considered to determine the effect of perforation shape and flow behaviour. A single-hole modelling approach is used to study the influence of the perforation shape and size. A continuum modelling approach based on the Bohning-Doerffer (B-D) model is used to study the effect of flow behaviour. The single-hole modelling approach shows that the conicity of the perforation affects the pressure loss characteristics, especially at low Reynolds numbers based on hole diameter and velocity through the single hole. A continuum modelling approach shows that in the Darcy regime (Re < 1), the B-D models fail to predict the pressure loss accurately. However, in the inertial regime (Re > 1), the experimental data agrees well with the B-D model. Wind tunnel experiments are then carried out to estimate the pressure loss through the micro-perforated sheet when suction takes place from the boundary layer. The measurements reveal that the shear effect of the boundary layer on the wall imparts an additional pressure loss for the micro-perforated sheet. The original B-D model fails to predict the additional pressure loss accurately. Therefore, new coefficients are determined based on the curve fit of the experimental data. The present study formulates a reduced-order model based on the Priest model as well as the B-D model to model the total pressure loss through the micro-perforated sheet accurately. A similar modelling approach is also followed to model the pressure loss through the throttle holes of the inner structure. An inner structure with throttle hole variation similar to that expected in the Two case studies are presented using the developed toolchain ASPeCT to showcase the functionality. The first case study deals with the design of the suction system for the eXtended Hybrid Laminar Flow Control (xHLFC) wing for subsonic flight conditions. The impact of the pressure characteristics of the micro-perforated sheet and inner structure on the total power requirement of the suction system is estimated. The case study reveals that the micro-perforated sheet accounts for less than 5% of the total suction power. The contribution from the inner structure is approximately 15% of the total suction power. The remaining significant amount of the suction power is used to re-energize the sucked air back to freestream conditions. The second case study discusses the suction system design for swept wings at transonic flight conditions. The suction system design is performed on an aerodynamically optimized backward-swept wing of the SE2A mid-range aircraft for a cruise Mach number of 0.71. Four suction panels in the spanwise direction of the wing are designed using ASPeCT. ASPeCT predicts a maximum fuel reduction of 7% for the aircraft with the use of the HLFC system, even accounting for the additional weight and power off-take from the engine. Finally, the suction power of different airfoils from the final Pareto front is compared to that of the minimum total drag airfoil selected by the aerodynamic wing optimizer. The selection of a different airfoil based on the analysis leads to a reduction of 1 kW in suction power for an approximately similar total drag coefficient. The lower suction power corresponds to significant savings in compressor weight, leading to an increase in actual benefit and energy efficiency of the aircraft.
HLFC system is measured to validate the reduced-order models.
Die hybride Laminarhaltung (engl: hybrid laminar flow control, HLFC) ist eine der Technologien, die ein erhebliches Potenzial zur Reduzierung des Luftwiderstands von Flugzeugen aufweist. Obwohl das Konzept der HLFC bereits in den 1960er Jahren erprobt wurde, wird ein zuverlässiges, wirtschaftlich tragfähiges und energieeffizientes System immer noch nicht kommerziell genutzt. Einer der Hauptgründe, der den Einsatz von HLFC in der kommerziellen Luftfahrt einschränkt, ist das komplexe Systemdesign, welches einen entscheidenden Einfluss auf den Leistungsbedarf und die zusätzliche Masse hat. In der vorliegenden Arbeit wird ein Beitrag zur Lösung dieser Problemstellung untersucht, indem ein Werkzeug für den systematischen Entwurf von Absaugesystemen entwickelt wird. Das vorgeschlagene Entwurfswerkzeug mit dem Namen „Actual Suction and Power Calculation Tool (ASPeCT)“ verwendet eine modulare Architektur und bezieht globale und lokale Abhängigkeiten über ein mehrstufiges Eingabemodul ein. Innerhalb von ASPeCT verschiedene Module genutzt, um das Layout des Absaugsystems zu entwerfen und die Absaugleistung und den Gewichtsbedarf des Systems zu schätzen. Mit diesem Entwurfswerkzeug können die Vorteile und Nachteile des Absaugsystems in Bezug auf die Als erster Schritt wird ein neuartiges Konzept für ein Absaugsystem vorgeschlagen. Das neue Absaugsystem besteht aus einer mikroperforierten Oberfläche, die von einer inneren Struktur getragen wird, und einem Plenum, dessen Innendruck von Kompressoren geregelt wird. Die innere Struktur besteht aus geraden Stringern mit Drossellöchern. Diese Drossellöcher ermöglichen eine zusätzliche Steuerung des statischen Drucks unter der perforierten Platte, durch welche die Grenzschichtabsaugung erfolgt. Der Durchmesser der Drossellöcher kann gezielt so entworfen werden, dass - basierend auf den Druckverlusten der einzelnen Komponenten - jede gewünschte Absaugverteilung eingestellt werden kann. Ein neuer Strömungsprüfstand ist darauf ausgelegt, diese Druckverlustmerkmale zu bestimmen. In der aktuellen Studie werden acht mikroperforierte Oberflächen gemessen, die mithilfe von Stereolithografie (SLA), Ätzen, Mikrolaserbohren und selektivem Laserschmelzen (SLM) hergestellt wurden. Die Messdaten zeigen eine erhebliche Abweichung von analytischen Modellen, die auf geraden zylindrischen Löchern basieren, insbesondere bei kleineren Perforationsdurchmessern im Bereich von 60 bis 120 Mikrometern. Anschließ-end werden zwei verschiedene Modellierungsansätze betrachtet, um die Auswirkungen der Perforationsform und des Strömungsverhaltens zu bestimmen. Eine Modellierung basierend auf der Simulation von einzelnen Perforationslöchern wird verwendet, um den Einfluss der Perforationsform und größe zu untersuchen. Ein integraler Ansatz, der auf dem Bohning-Doerffer-Modell (B-D) basiert, wird verwendet, um die Auswirkungen des Strömungsverhaltens zu ermitteln. Die Simulation einzelner Perforationslöcher zeigt, dass die Konizität der Perforation die Druckverlustcharakteristik beeinflusst, insbesondere bei niedrigen Reynolds-Zahlen, basierend auf dem Lochdurchmesser und der Geschwindigkeit durch das einzelne Loch. Ein Ansatz der integralen Modellierung zeigt, dass die B-D-Modelle im Darcy-Regime (Re< 1) den Druckverlust nicht genau vorhersagen können. Im Trägheitsregime (Re > 1) stimmen die experimentellen Daten jedoch gut mit dem B-D-Modell überein. Anschließend werden Windkanalexperimente Zur Veranschaulichung der Funktionalität werden zwei Fallstudien vorgestellt. Die erste Fallstudie befasst sich mit dem Entwurf des Absaugsystems für den eXtended Hybrid Laminar Flow Control (xHLFC) Flügel für Unterschallflugbedingungen. Es wird untersucht, wie sich die Druckverluste der mikroperforierten Platte und der inneren Struktur auf den Gesamtleistungsbedarf des Absaugsystems auswirken. Die Fallstudie zeigt, dass die mikroperforierte Platte weniger als 5% der Gesamtleistung des Absaugsystems ausmacht. Der Beitrag der inneren Struktur beträgt etwa 15% der Gesamtleistung des Absaugsystems. Der verbleibende und dominierende Anteil der Absaugleistung wird verwendet, um die angesaugte Luft wieder auf Umgebungsbedingungen zu bringen. In der zweiten Fallstudie wird die Konstruktion des Absaugsystems für Pfeilflügel bei transsonischen Flugbedingungen erörtert. Die Konstruktion des Absaugsystems wird auf einem aerodynamisch optimierten rückwärts gepfeilten Flügel des SE2A-Mittelstrecken-flugzeugs für eine Reisefluggeschwin-digkeit von Mach 0,71 durchgeführt. Vier Absaugpaneele in Spannweitenrichtung des Flügels, werden mit ASPeCT entworfen. ASPeCT prognostiziert für das Flugzeug eine maximale Treibstoffreduzierung von 7% bei Verwendung des HLFC-Systems, selbst unter Berücksichtigung des zusätzlichen Gewichts und der Leistungsaufnahme des Triebwerks. Schließlich wird die Absaugleistung verschiedener Tragflächen aus der endgültigen Pareto-Front mit der des Tragflügels mit minimalem Gesamtwiderstand verglichen, der vom aerodynamischen Tragflächenoptimierer ausgewählt wurde. Die Auswahl eines anderen Tragflächenprofils auf der Grundlage der Analyse führt zu einer Verringerung der Absaugleistung um 1 kW bei einem ähnlichen Gesamtwiderstandsbeiwert. Die geringere Absaugleistung entspricht einer erheblichen Einsparung beim Kompressorgewicht, was zu einer Steigerung des tatsächlichen Nutzens und der Energieeffizienz des Flugzeugs führt.
Absaugleistung und das Systemgewicht bereits in der Entwurfsphase ermittelt werden, was zu potenziell größeren Vorteilen und einer einfacheren Integration des Absaugsystems in den Flugzeugflügel führen würde.
durchgeführt, um den Druckverlust durch die mikroperforierte Platte zu ermitteln, wenn die Absaugmassenstrom durch einen Grenzschicht beeinflusst wird. Die Messungen zeigen, dass der Schereffekt der Grenzschicht an der Wand einen zusätzlichen Druckverlust für die mikroperforierte Platte verursacht. Das ursprüngliche B-D-Modell kann den zusätzlichen Druckverlust nicht genau vorhersagen. Daher werden durch Regression der experimentellen Daten neue Koeffizienten bestimmt. In der vorliegenden Studie wird ein Modell reduzierter Ordnung auf der Grundlage des Priest-Modells sowie des B-D-Modells formuliert, um den Gesamtdruckverlust durch das mikroperforierte Blech genau zu modellieren. Ein ähnlicher Modellierungsansatz wird auch verfolgt, um den Druckverlust durch Drossellöcher der inneren Struktur zu modellieren. Abschließend wird eine so entworfene innere Struktur gefertigt
und vermessen, um die Modelle reduzierter Ordnung zu validieren.
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