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Axial Compressor Blade Design for Desensitization of Aerodynamic Performance and Stability to Tip Clearance

Engin Erler

PhD thesis (2012)

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Cite this document: Erler, E. (2012). Axial Compressor Blade Design for Desensitization of Aerodynamic Performance and Stability to Tip Clearance (PhD thesis, École Polytechnique de Montréal). Retrieved from https://publications.polymtl.ca/1031/
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Abstract

"RÉSUMÉ:" L’écoulement de jeu d’aube est l’écoulement qui passe à travers le jeu entre le bout de l’aube du rotor et le carter d’une turbomachine, tels qu’un compresseurs ou une turbine. Cet écoulement est entraîné par la diérence de pression à travers l’aube (charge aérodynamique) dans la région du bout de l’aube et constitue une source majeure de perte de performance et de stabilité aérodynamique des compresseurs axiaux de moteurs d’avions modernes. Une augmentation du jeu d’aube peut survenir de façon temporaire en raison de la dilatation diérentielle radiale entre l’aube et le carter en opération transitoire ou permanente en raison de l’usure du moteur ou à cause des tolérances de fabrication sur de petites aubes. Cette augmentation augmente l’écoulement de jeu d’aube et se traduit par une plus grande consommation de carburant et un risque plus élevé de calage du moteur. Une conception du compresseur qui permet de réduire la sensibilité de la performance et stabilité aérodynamique de ce dernier à l’augmentation du jeu d’aube aurait un impact majeur à court et à long terme sur la performance et l’enveloppe d’opération du moteur. Alors que de nombreuses recherches ont été menées sur l’amélioration de la performance nominale du compresseur, peu a été fait sur la désensibilisation à l’accroissement du jeu d’aube au-delà des observations isolées que certains designs d’aubes, comme l’inclinaison amont en corde, semblent être moins sensibles à l’augmentation du jeu d’aube. Ce projet vise à identifier à travers une étude numérique les caractéristiques de l’écoulement et les mécanismes associés qui réduisent la sensibilité des rotors de compresseurs axiaux au jeu d’aube et à proposer des stratégies de conception de lames qui exploitent ces résultats. La méthodologie commence par la conception d’un rotor de compresseur axial conventionnel de référence suivie d’une étude paramétrique avec des variations de ce design par la modification de la ligne de cambrure et de la ligne d’empilage des profils de pale long de l’envergure. Il est à noter que la méthode de désensibilisation la plus simple serait de réduire la charge aérodynamique dans la région du bout de l’aube, ce qui réduirait l’écoulement de jeu d’aube et la proportion de sa contribution à la perte de performance. Cependant, avec la plus grande partie du travail sur l’écoulement qui se fait dans cette région, cette approche entraînerait une pénalité de la performance nominale. Par conséquent, la philosophie choisie de conception du rotor vise à maintenir le chargement aérodynamique constant le long de l’envergure de l’aube pour éviter de sacrifier performance au profit de la désensibilisation. Les designs résultant de cet exercice sont simulées dans ANSYS CFX à diérentes tailles de jeu d’aube. La variation de leur performance par rapport à la taille du jeu (sensibilité) est comparée au niveau intégral en termes de rapport de pression et de rendement adiabatique, ainsi qu’au niveau détaillé en termes de pertes aérodynamiques et de blocage liés à l’écoulement de jeu d’aube.----------"ABSTRACT:" Tip clearance flow is the flow through the clearance between the rotor blade tip and the shroud of a turbomachine, such as compressors and turbines. This flow is driven by the pressure dierence across the blade (aerodynamic loading) in the tip region and is a major source of loss in performance and aerodynamic stability in axial compressors of modern aircraft engines. An increase in tip clearance, either temporary due to dierential radial expansion between the blade and the shroud during transient operation or permanent due to engine wear or manufacturing tolerances on small blades, increases tip clearance flow and results in higher fuel consumption and higher risk of engine surge. A compressor design that can reduce the sensitivity of its performance and aerodynamic stability to tip clearance increase would have a major impact on short and long-term engine performance and operating envelope. While much research has been carried out on improving nominal compressor performance, little had been done on desensitization to tip clearance increase beyond isolated observations that certain blade designs such as forward chordwise sweep, seem to be less sensitive to tip clearance size increase. The current project aims to identify through a computational study the flow features and associated mechanisms that reduces sensitivity of axial compressor rotors to tip clearance size and propose blade design strategies that can exploit these results. The methodology starts with the design of a reference conventional axial compressor rotor followed by a parametric study with variations of this reference design through modification of the camber line and of the stacking line of blade profiles along the span. It is noted that a simple desensitization method would be to reduce the aerodynamic loading of the blade tip which would reduce the tip clearance flow and its proportional contribution to performance loss. However, with the larger part of the work on the flow done in this region, this approach would entail a nominal performance penalty. Therefore, the chosen rotor design philosophy aims to keep the spanwise loading constant to avoid trading performance for desensitization. The rotor designs that resulted from this exercise are simulated in ANSYS CFX at dierent tip clearance sizes. The change in their performance with respect to tip clearance size (sensitivity) is compared both on an integral level in terms of pressure ratio and adiabatic eciency, as well as on a detailed level in terms of aerodynamic losses and blockage associated with tip clearance flow. The sensitivity of aerodynamic stability is evaluated either directly through the simulations of the rotor characteristics up to the stall point (expensive in time and resources) for a few designs or indirectly through the position of the interface between the incoming and tip clearance flow with respect to the rotor leading edge plane. The latter approach is based on a generally observed stall criteria in modern axial compressors. The rotor designs are then assessed according to their sensitivity in comparison to that of the reference rotor design to detect features that can explain the trend in sensitivity to tip clearance size.

Open Access document in PolyPublie
Department: Département de génie mécanique
Dissertation/thesis director: Huu Duc Vo
Date Deposited: 27 Nov 2013 09:50
Last Modified: 27 Jun 2019 16:49
PolyPublie URL: https://publications.polymtl.ca/1031/

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