TY - THES A1 - Sain, Chetan Kumar T1 - Concepts development of variable fan nozzle for future generation of aeroengines T1 - Konzepte für die Entwicklung variabler Fan-Düsen für die zukünftige Generation von Flugzeugtriebwerken N2 - The next generation of civil turbofan engines targets the by-pass ratios of up to 20:1, requiring an innovative fan design with a low fan pressure ratio, low specific thrust and a radically increased fan diameter. The aerodynamic stability of such a large slow rotating fan is very sensitive against the back-pressure variations in the by-pass duct, especially during the take-off operations. The back-pressure regulation can be achieved significantly through a Variable Area Fan Nozzle (VAFN). This work deals with the design development of VAFN concepts for ultra-high by-pass ratio engines which was researched in EU funded program ENOVAL and received funding under grant agreement number 604999. A system engineering approach was implemented for the VAFN development by following the requirements in conceptual, preliminary and detailed design phases. The design domains in the rear nacelle and under the core fairing were selected for the concept generation. Several qualitative and quantitative trade studies were conducted to down-select the best-fit solution during each design phase. These included the kinematic simulations of various types of VAFN modulations; analytical calculations to understand the thermodynamics of the selected VAFN kinematics; aerodynamic performance predictions using CFD simulations on a large number of preliminary designs; 3D CFD simulations for detailed performance assessments including the design optimization of individual features and distortions due to failed modulations; and FEM calculations for the topology generation and optimization of structural components. The overall weighted effect was determined for each output parameter and the results were presented in percentile changes relative to that with a fixed nozzle reference geometry. Two VAFN concepts were selected for the final detailed design phase, Flaps in rear nacelle domain and Variable Inner Fairing Structure (VIFS). Both concepts showed better outputs in terms of specific fuel consumption, noise emission and fan’s safety margin during the take-off, with an over-area exhaust position than those with a fixed nozzle operation. During the climb phase, with an under-area VAFN position, both concepts resulted in drawbacks due to higher aerodynamic losses relative to the fixed nozzle. During MCR, both the VAFN concepts with stowed positions caused losses mainly due to leakages and higher structural weights relative to the fixed nozzle configuration. For each VAFN concept, a detailed system definition was developed and the function trees for each operation were explained. A discrete modulation type with two positions was described and recommended for both concepts. This included an over-area deployed position for the take-off phase and a stowed position for the rest of the flight, based on the beneficial performance of the VAFN concepts over the fixed clean nozzle configuration. N2 - Die nächste Generation der zivilen Turbofan-Triebwerke zielt auf Nebenstrom Verhältnisse von bis zu 20:1 ab, was ein innovatives Fan-Design mit niedrigem Druckverhältnis, niedrigem spezifischen Schub und einem radikal vergrößerten Durchmesser erfordert. Die aerodynamische Stabilität eines so großen langsam laufenden Fans ist sehr empfindlich gegenüber Gegendruck im Nebenstromkanal, insbesondere während des Startvorgangs. Eine Regulierung des Gegendruckes kann durch eine variable Düse „Variable Area Fan Nozzle“ (VAFN) erreicht werden. Diese Arbeit befasst sich mit der Designentwicklung von VAFN Konzepten für Triebwerke mit sehr hohem Nebenstromverhältnis. Für die VAFN Entwicklung wurde ein System Engineering Ansatz implementiert, indem die Anforderungen und Auslegungen in Entwurf, Vorauslegung, detaillierte Design Phasen verfolgt wurden. Für die Konzepterstellung wurden die Bauräume in der hinteren Gondel und unter der Kernverkleidung ausgewählt. Mehrere qualitative und quantitative Analysen wurden durchgeführt, um in jeder Auslegungsphase die am besten geeignete Lösung auszuwählen. Dazu gehörten die kinematischen Simulationen verschiedener Arten von VAFN Bewegungen; analytische Berechnungen zum Verständnis der Thermodynamik von VAFN; aerodynamische numerischen Leistungsberechnungen an einer großen Anzahl von Vorentwürfen; 3D Simulationen für detaillierte Leistungsbewertungen, einschließlich der Designoptimierung einzelner Merkmale aufgrund fehlgeschlagener VAFN Kinematik; und FEM Berechnungen zur Topologie Generierung und zur Optimierung von Bauteilen. Der gewichtete Gesamteffekt wurde für jeden Ausgangsparameter quantifiziert und die VAFN Ergebnisse wurden in prozentualen Änderungen relativ zu denen mit einer festen Düse als Referenz dargestellt. Für die letzte detaillierte Designphase wurden zwei VAFN-Konzepte ausgewählt, Klappen im hinteren Gondelbereich und Kerntriebwerksverkleidung als variable Segmente (VIFS). Beide Konzepte führten zu besseren Ergebnissen hinsichtlich spezifischen Kraftstoffverbrauchs, Lärmemission und Pumpgrenzenabstand während der Startphase mit vergrößertem Düsenquerschnitt als bei einer festen Düsengeometrie. Während des Steigfluges mit verkleinertem Düsenquerschnitt führten beide Konzepte zu Nachteilen durch höhere aerodynamische Verluste gegenüber der festen Düse. Während des Reisefluges verursachten beide VAFN Konzepte mit verstauten, aerodynamisch angepassten Positionen Verluste hauptsächlich aufgrund von Leckagen und höheren Gewichten gegenüber der festen Düsenkonfiguration. Für jedes VAFN-Konzept wurde eine detaillierte Systemdefinition entwickelt und die Funktionenbäume für jede Operation erklärt. Für beide Konzepte wurde eine diskrete Kinematik mit zwei Positionen beschrieben und empfohlen. Dies beinhaltete eine ausgefahrene VAFN Position für die Startphase und eine verstaute Position für den Rest des Fluges, basierend auf den vorteilhaften Anwendungen der VAFN gegenüber der Konfiguration mit der festen Düse. KW - Variable area fan nozzle KW - Ultra high bypass ratio turbofan engine KW - Performance analysis KW - Bypass duct KW - Fan nozzle structural analysis KW - Turbofan-Triebwerk KW - Variable Fan-Düse KW - Leistungsanalyse der Düse KW - Düsenkonzept KW - Designentwicklung KW - Mantelstromtriebwerk KW - Düse KW - Thermodynamik KW - Design Y1 - 2022 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:kobv:co1-opus4-65158 ER - TY - THES A1 - Konstantinidis, Aris T1 - Konzeptfindung und strukturmechanische Optimierung von Anbindungsstrukturen für Planetengetriebe in Flugtriebwerken T1 - Concept development and structural optimization for mounting structures of planetary gear boxes in aero engines N2 - Kernziel der Arbeit ist es, einen Beitrag zur Konzeptfindung und zur strukturmechanischen Optimierung von Anbindungsstrukturen für Planetengetriebe in Flugtriebwerken zu leisten. Hierzu wurde ein auf CAD-Geometrien basierender Optimierungsprozess geschaffen und auf verschiedene Problemstellungen angewendet. Die Arbeit gliedert sich in sechs Kapitel, in denen ein Verständnis für die Notwendigkeit und die Problemstellung vermittelt werden soll. Die Einleitung beschreibt Entwicklungstendenzen für Triebwerke in der zivilen Luftfahrt und die Gründe für den Einsatz von Planetengetrieben. Da die hier entwickelten Methoden die Konzeptfindung und somit die Produktentwicklung unterstützen sollen, wird skizziert, an welcher Stelle des Produktentwicklungsprozesses die Methoden am besten einzusetzen sind. Das zweite und dritte Kapitel sind der Strukturoptimierung gewidmet. Zunächst werden die Grundlagen Optimierung und wichtige Ansätze erläutert. Anschließend werden die üblichen Verfahren zur Strukturoptimierung mithilfe von finiten Elemente-Netzen vorgestellt. Folgend werden zwei Sonderfälle betrachtet, die Optimierung von flexiblen Bauteilen und von mehreren Bauteilen im Verbund. Beides stellt eine besondere Herausforderung dar und wird in den späteren Fallstudien aufgegriffen. Im dritten Kapitel wird der alternative, auf CAD-Geometrien basierende Ansatz zur Strukturoptimierung vorgestellt. Abschließend werden die Methoden anhand von akademischen Beispielen validiert. Das vierte Kapitel befasst sich mit Antwortflächenverfahren. Sie sind ein gängiges Mittel, um Optimierungsprozesse zu beschleunigen. Hierzu werden zunächst die wichtigsten Grundlagen zur nötigen Versuchsplanung erläutert und die drei gängigsten Ansätze diskutiert. Auf der Grundlage eines Vergleichs dieser Verfahren wird ein geeigneter Ansatz ausgewählt. Im fünften Kapitel werden fünf Fallstudien aufgeführt. Jede davon greift eine praxisnahe Problemstellung auf und demonstriert die Herangehensweise und die Möglichkeiten und Grenzen eines auf CAD-Geometrien basierten Ansatzes zur Strukturoptimierung. Das erste, zweite und fünfte Fallbeispiel beziehen sich auf die im zweiten Kapitel genannten Sonderfälle. Im dritten Fallbeispiel wird eine Optimierung der Systemeigenfrequenz durchgeführt, die es nötig macht, eine Brücke von der Einzelkomponente zu einem aus reduzierten Matrizen bestehenden Systemmodell zu schlagen. Im vierten Fallbeispiel werden die im vierten Kapitel beschriebenen Antwortflächenverfahren eingesetzt, um die reduzierte Matrix einer Einzelkomponente für ein Systemmodell auf der Basis der Geometrieparameter vorherzusagen. Abschließend fasst das sechste Kapitel die Ergebnisse zusammen. Die gezeigten Ansätze sind sehr gut geeignet, um flexible Strukturen zu finden. Die Systemoptimierung und Prozessbeschleunigung konnten erfolgreich durchgeführt werden und haben zu signifikanten Verbesserungen geführt. Abschließend wird das Vorgehen im Vergleich zu anderen Lösungsmöglichkeiten bewertet. N2 - The main target of the thesis is to contribute to concept development strategies and structural optimization of mounting structures of planetary gear boxes in aero engines. For this, an optimization process has been created and applied on several different problem constellations, which uses CAD-geometries. The thesis is structured in six chapters. Within these the need for an optimization and the problems connected therewith are discussed. The introduction showcases the major development tendencies for aero engines in civil applications and the reasoning behind the use of planetary gear boxes. Since the evolved methods support concept and therefore also product development, it is explained in which part of the development process they can be used best. The second and third chapter focus on structural optimization. They explain the fundamentals of mathematical optimization and the most common approaches. Afterwards the most common approaches of structural optimization, using finite element meshes, are explained. The end of the second chapter addresses two special cases, considering flexible structures and multiple adjacent components, which are particularly challenging and addressed in the case studies later. In the third chapter an alternative approach for structural optimization is shown, which is based on CAD-geometries. Finally, the methods are validated using academic examples. The fourth chapter deals with response surface techniques. They are a common instrument to accelerate optimization processes. Initially the fundamentals of design experiments are explained, and three established response surface techniques are shown and discussed. Based on a performed benchmarking comparison the most promising technique for task has been chosen, which in this case are radial basis functions. The fifth chapter consists of five case studies. Each of them addresses a practical engineering problem and demonstrates the approach, possibilities and limitations of a CAD-geometry based structural optimization strategy. The first, second and fifth case study follow up on the special problem cases mentioned. In the third case study a system eigenfrequency optimization is performed, which requires creating a bridge from the individual component towards a system model consisting of reduced matrices. The fourth case study applies the response surface techniques to predict the reduced matrices of single components based on geometry parameters. The reduced matrices are then used for a larger system model. Finally, the sixth chapter summarizes the results. The developed approaches are well suited for finding flexible structures. The system optimization and process acceleration has been performed successfully and lead to significant improvements. However, the shown approach has been assessed and compared to alternative solutions. KW - Strukturoptimierung KW - Geometriebasierte Optimierung KW - Konzeptfindung KW - Planetengetriebe KW - Flugtriebwerke KW - Structural optimization KW - Geometry-based optimization KW - Concept development KW - Planetary gear box KW - Aero engines KW - Flugtriebwerk KW - Planetengetriebe KW - Strukturoptimierung Y1 - 2022 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:kobv:co1-opus4-60141 ER - TY - THES A1 - Spieß, Benjamin T1 - The artificial engineer : a smart holistic framework for the automated transfer of geometry to analysis models T1 - Der künstliche Ingenieur : ein intelligentes ganzheitliches Framework für die automatisierte Überführung von Geometrie- zu Analysemodellen N2 - The creation of adequate simulation models for complex assemblies is an extensive process that requires a lot of experience, and on the other hand involves a multitude of manual, tedious tasks. These are significant obstacles for improving the process performance and capabilities. The objective of this research is to develop methods which digitally imitate the way of thoughts of the engineer in the design process towards a digital system understanding and which support the automation of the involved manual workflow. This thesis presents a strategy to translate engineering reasoning and actions to an equivalent in the computer domain. A cardinal step is to gain understanding of system arrangements, boundary conditions and its components. Based on this evaluation, the identification of assembly parts is forming the foundation for optimized process chains for the transfer to the analysis environment. Model complexity relates to computational effort, which in turn affects model capabilities and manageability. To achieve a satisfactory compromise of model quality and complexity, this transfer process is strongly dependent on the visual analysis, reasoning and manual implementation of skilled engineers. The principle of translating engineering logics is pursued from the assembly system to its smallest parts. Component segmentation methods allow subdividing regions of interest into substructures which are assigned with a feature vector. This vector comprises metrics describing the substructures with regard to specific aspects and is the key decision point for subsequent steps as idealization, suitable Finite-Element modeling and ultimately building an analysis model. The created system database is continuously maintained and supports these process chains as well as the final setup of the assembly simulation model. An automated workflow like this implies advantages for efficiency, but also creates opportunities for further use cases. This workflow has been exploited for generating a training data set from the different simulation variants as a basis to a knowledge representation imitating engineering experience. An algorithm from the graph neural network field is applied to this data set as a conceptual approach. The intention pursued in this concept is to model the learning progress about estimating the influence of modelling decisions on simulation results and quality. This research proposes a holistic strategy and describes methods to achieve the objectives of decreasing manual effort, introducing an automated and geometry-based process and digitally replicating engineering experience by introducing a knowledge database. N2 - Die Erstellung geeigneter Simulationsmodelle für komplexe Baugruppen ist ein umfangreicher Prozess, der einerseits viel Erfahrung erfordert und andererseits eine Vielzahl manueller Aufgaben beinhaltet. Dies sind Hindernisse für die Verbesserung der Prozesseffizienz und Erweiterung der technischen Möglichkeiten. Ziel dieser Arbeit ist es, Methoden zu entwickeln, die die Vorgehensweise des Ingenieurs im Entwicklungsprozess in Richtung eines virtuellen Systemverständnisses digital imitieren und die Automatisierung der damit verbundenen manuellen Arbeitsabläufe unterstützen. In dieser Arbeit wird eine Strategie vorgestellt, mit der ingenieurwissenschaftliche Gedankengänge in ein Äquivalent in der digitalen Domäne übersetzt werden können. Ein zentraler Aspekt ist dabei das Verständnis der Systemkonfiguration, der Randbedingungen und der Komponenten. Darauf aufbauend bildet die Identifikation von Bauteilen die Grundlage für optimierte Prozessketten zur Übertragung in die Analyseumgebung. Die Modellkomplexität steht im Zusammenhang mit dem Rechenaufwand, der sich wiederum auf die Modellleistungsfähigkeit und die Handhabbarkeit auswirkt. Um einen zufriedenstellenden Kompromiss zwischen Modellqualität und -komplexität zu erreichen, ist dieser Transferprozess stark von der visuellen Analyse, den Schlussfolgerungen und der manuellen Umsetzung durch erfahrene Ingenieure abhängig. Das Konzept der Übersetzung ingenieurtechnischer Logiken wird vom Gesamtsystem in seine einzelnen Teile verfolgt. Segmentierungsverfahren ermöglichen die Unterteilung von relevanten Regionen in Teilstrukturen, die mit einem Feature-Vektor versehen werden. Dieser Vektor umfasst Metriken, die die Strukturen unter bestimmten Aspekten beschreiben und ist das zentrale Entscheidungskriterium für nachfolgende Schritte wie Idealisierung, adäquater Finite-Elemente-Modellierung und Aufbau eines Analysemodells. Die Systemdatenbank wird kontinuierlich verwaltet und erweitert und unterstützt die Prozessabläufe ebenso wie den finalen Aufbau des Gesamtmodells. Ein automatisierter Arbeitsablauf wie dieser bringt Vorteile für die Effizienz mit sich, schafft aber auch Raum für zusätzliche Anwendungsfälle. Dieser Workflow wurde genutzt, um aus verschiedenen Modellvarianten einen Trainingsdatensatz zu generieren, der als Grundlage für eine digitale Wissensrepräsentation dient, die die Ingenieurserfahrung nachbildet. Als Konzept wird auf diesen Datensatz ein Algorithmus aus dem Bereich der neuronalen Netze angewendet. Die damit verfolgte Intention ist es, den Lernfortschritt über die Abschätzung des Einflusses von Modellierungsentscheidungen auf Simulationsergebnisse zu simulieren. Diese Forschungsarbeit zeigt eine ganzheitliche Strategie auf und beschreibt Methoden, um die Ziele der Verringerung des manuellen Aufwands, der Einführung eines automatisierten und geometriebasierten Prozesses und der digitalen Replikation von Ingenieurserfahrung durch die Einführung einer Wissensdatenbank zu erreichen. KW - Engineering KW - Automation KW - Artificial intelligence KW - Design KW - Machine learning KW - Automatisierung KW - Simulation KW - Künstliche Intelligenz KW - CAD KW - FEM KW - Automatisierung KW - CAD KW - Finite-Elemente-Methode KW - Künstliche Intelligenz KW - Simulation Y1 - 2023 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:kobv:co1-opus4-65308 ER - TY - THES A1 - Rey Villazón, Jose María T1 - Advanced aero engine common preliminary design environment for the automatic construction of secondary air system and thermal models T1 - Integrierte Vorauslegungsumgebung zur automatisierten Erzeugung von Sekundärluftsystem- und Thermalmodellen für Flugtriebwerke N2 - The state of the art in aero engine design and analysis methods is based on mature computer programs, which have been developed during several decades. The classical approach to the preliminary design phase of engine subsystems is to split the complex engineering process into disciplines and subtasks. Different experts manage the time-consuming modelling work. Due to the increasing demand for higher aero engine performance and design cycle time reduction, process integration, accuracy and agility have become key assets of the engineering work-flow. The intention of this work is to show how multi-disciplinary integration, work-flow automation and CFD-enhanced thermal modelling methods can be used efficiently to support the aero engine preliminary design phase, with focus on the high pressure turbine subsystem. A Java based common design environment for the engine secondary air system, rotors and thermal design disciplines has been developed. This design environment enables the automatic generation of CAD, flow network and thermal models. The improvements in terms of process agility and model prediction accuracy are demonstrated with the application of the implemented process to a reference high pressure turbine subsystem. For validation purposes, the preliminary design definition of the reference turbine case is reproduced. The automatically generated secondary air system and thermal models can replicate the same level of detail as the previous manual approach. It was found that the CFD-enhanced thermal model improves the prediction accuracy in the preliminary design stage, when no engine test data is available. N2 - Der Stand der Technik in der Triebwerkskonstruktion und -berechnung sind ausgereifte Methoden, die über Jahrzehnte entwickelt und in Computerprogrammen umgesetzt wurden. Nach dem klassischen Ansatz der Vorauslegung von Flugtriebwerken wird der komplexe Entwicklungsprozess in Disziplinen und Teilaufgaben aufgeteilt. Dadurch führen verschiedene Fachleute die zeitaufwendigen Modellierungsarbeiten durch. Aufgrund der steigenden Anforderungen an die Leistung eines Flugtriebwerks und zur Reduzierung der Entwicklungszeiten entwickeln sich Prozessintegration, Modellgenauigkeit und Prozessgeschwindigkeit zu Schlüsselfaktoren. Mit dieser Arbeit soll gezeigt werden, wie fachübergreifende Integration, Automatisierung und CFD-erweiterte Thermalmodellierungsmethoden zur effizienten Unterstützung in der Triebwerksvorauslegung eingesetzt werden können. Dafür wurde eine Java-basierte Vorauslegungsumgebung für die Integration der Disziplinen Sekundärluftsystemauslegung, Turbinenscheibenkonstruktion und Wärmeübergang entwickelt, welche die automatisierte Erzeugung von CAD-, Strömungsnetzwerk- und Thermalmodellen ermöglicht. Der implementierte Prozess wird auf eine existierende Hochdruckturbine als Bezugsfall angewendet, wodurch die Verbesserung der Prozessgeschwindigkeit und der Genauigkeit der Temperaturvorhersage aufgezeigt wird. Zur Validierung dieser Arbeit wird die Vorauslegung des Bezugsfalls nachgebildet. Dabei wird deutlich, dass mit diesem automatisierten Prozess die gleiche Modelltreue erreicht werden kann, wie mit dem bisher genutzten manuellen Prozess. Außerdem konnte mittels der CFD-erweiterten Thermal-modellierung die Temperaturvorhersage für Turbinenscheiben in der Vorauslegungsphase verbessert werden. KW - Aero engine design system KW - Secondary air system KW - Turbine rotor KW - Thermal modelling KW - Process integration KW - Triebwerkskonstruktion KW - Sekundärluftsystem KW - Thermal Modellierung KW - Prozessintegration KW - Flugtriebwerk KW - Konstruktion KW - Wärmeübertragung KW - Modellierung Y1 - 2015 U6 - http://nbn-resolving.de/urn/resolver.pl?urn:nbn:de:kobv:co1-opus4-36011 ER -