Evaluation of nacelle drag using computational fluid dynamics

The main objective of this research is to propose a method for decomposing the total drag of a nacelle into external, internal, and wake drag. From a bookkeeping agreement, the internal drag (i.e., the drag generated inside a nacelle) is the engine manufacturer's responsibility and is not to be included in the aircraft's total drag. Consequently, computing the internal drag is mandatory for the airframe and engine constructors concerned and can be achieved either experimentally or by computational-fluid-dynamics analysis. Up to now, aerodynamic engineers have used a near-field approach to compute the internal drag using computational-fluid-dynamics analysis, but this method has serious drawbacks, including its dependency on the accurate location of the stagnation line. The new method proposed here has been applied to multiple two-and three-dimensional test cases, and results show that it is independent of the location of the stagnation line and yields accurate results that agree well with experimental and empirical data. Results also show that the wake drag of a through-flow nacelle is caused by the flow passing through the nacelle and so needs to be added to the internal drag. Nomenclatureextrapolated near-field drag coefficient from a refinement study c = reference chord, m D NF = near-field drag (pressure friction), N D FF = far-field drag (viscous wave spurious induced), N D V = viscous drag, N D W = wave drag, N D I = induced drag, N D SP = spurious drag, N D c = configuration drag, N D Install = installation drag, N D WBPN = drag of a wing-body-pylon-nacelle configuration, N D WB = drag of a wing-body configuration, N D irr = irreversible drag (viscous wave spurious), N F V = viscous sensor F W = shock sensor f = momentum vector f vw = momentum vector associated with irreversible processes f i = momentum vector associated with reversible processes I = impulsion M = Mach number n = n x ; n y ; n z , normal vector pointing to the outside of the volume p = static pressure, kPa p ∞ = freestream static pressure, kPa q = u v w, velocity vector, m∕s R = perfect gas constant, J∕kg · K Re c = Reynolds number based on a reference chord S ref = reference area, m 2 S A = aircraft surface area S ∞ = surface surrounding the configuration where the flow is undisturbed S T = Trefftz's plane u, v, w = velocity components in the x, y, and z directions, m∕s u ∞ = freestream velocity, m∕s= spurious volume α = angle of attack, deg γ = ratio of specific heats ΔH = enthalpy variation from the freestream state, J∕kg Δs = entropy variation from the freestream state, J∕K Δ u = axial velocity defect, m∕s μ l = laminar viscosity, N · s∕m 2 μ t = turbulent viscosity, N · s∕m 2 μ ∞ = freestream viscosity, N · s∕m 2 ρ = density, kg∕m 3 ρ ∞ = freestream density, kg∕m 3 τ x = τ xx τ xy τ xz , vector of viscous deviatoric stresses, N∕m 2

show abstract

“…Numerous theoretical and experimental studies addressed the estimation of effect exerted by various factors on the aerodynamic drag of a nacelle [4,5]. For example, paper [4] assessed the drag of a nacelle for four different variants.…”

Section: Literature Review and Problem Statementmentioning

confidence: 99%

“…However, the cited study does not take into consideration the interaction between a nacelle and the pylon, wing, and fuselage. Work [5] reports results from modeling a flow around nacelle in the near and far fields. In contrast to paper [4], modeling accounted for the impact of the pylon, wing, and fuselage of an aircraft.…”

Section: Literature Review and Problem Statementmentioning

confidence: 99%

Estimation of the aerodynamic characteristics of a stepped nacelle for the aircraft powerplant

Tereshchenko

Sklyarov

Дорошенко

et al. 2019

EEJET

View full text Add to dashboard Cite

Метою роботи є оцінка аеродинамічних характеристик ступінчастої мотогондоли газотурбінного двигуна з турбовентиляторною приставкою. Для проведення досліджень використовувався метод модельного фізичного експерименту. Аеродинамічна труба, в якій було проведено дослідження, забезпечена необхідним обладнанням, що включає в себе різні насадки статичного і динамічного тиску з координатними пристроями та ін. Для експериментальних досліджень було створено моделі мотогондол авіаційної силової установки з переднім розташуванням модуля вентилятора та з заднім розташуванням турбовентиляторної приставки. Проведено експериментальні дослідження аеродинамічних характеристик ступінчастої мотогондоли газотурбінного двигуна з турбовентиляторною приставкою. Результати дослідження показали можливість зниження аеродинамічного опору ступінчастої мотогондоли двигуна з турбовентиляторною приставкою в порівнянні з мотогондолою турбореактивного двоконтурного двигуна з переднім розташуванням вентилятора. В діапазоні кутів атаки α = 0...20° значення аеродинамічного опору ступінчастої мотогондоли для газотурбінного двигуна з турбовентиляторною приставкою знижується на 49...55 %. Отримані результати показали, що коефіцієнт підйомної сили ступінчастої мотогондоли газотурбінного двигуна з турбовентиляторною приставкою збільшується на 24…64 %. Коефіцієнт аеродинамічного опору нижче на 18...28 % у порівнянні з коефіцієнтом аеродинамічного опору циліндричної мотогондоли двоконтурного турбореактивного двигуна в діапазоні кутів атаки α = 2...20°. Отримані результати свідчать про перспективність використання двигунів з турбовентиляторною приставкою. Конструкційна особливість ступінчастої мотогондоли дозволить зменшити втрати ефективної тяги двигуна за рахунок зниження аеродинамічного опору майже в два рази і підвищити паливну економічність двигуна Ключові слова: ступінчаста мотогондола, аеродинамічний опір, подйомна сила, газотурбінний двигун, турбовентиляторна приставка

show abstract

Evaluation of nacelle drag using computational fluid dynamics

Cited by 9 publications

References 6 publications

Engine pre-entry thrust and standard net thrust evaluation based on the far-field method

Engine pre-entry thrust and standard net thrust evaluation based on the far-field method

Internal Drag Evaluation for a Through-Flow Nacelle Using a Far-Field Approach

Estimation of the aerodynamic characteristics of a stepped nacelle for the aircraft powerplant

Contact Info

Product

Resources

About