Performance Increase and Noise Reduction in Axial Compressor Cascades with Plasma Actuation

Le compresseur axial est la composante qui contribue le plus à la longueur et au poids d'un moteur d'avion moderne, principalement dû à la limite dans le taux de pression maximal atteignable par étage, menant à un nombre d'étages élevé. Cette limite est imposée par le décollement de la couche limite sur l'extrados de l'aube et à l'intersection de cette surface avec le moyeu, ce dernier des deux phénomènes dorénavant appelé décrochage de coin. Ces phénomènes empêchent l'augmentation de la cambrure des aubes pour donner un plus grand taux de pression par étage. De plus, une proportion signifiante du bruit généré par les turbosouantes modernes à haut taux de dilution provient de l'interaction entre les sillages des aubes du rotor de la souante avec son stator en aval. Des méthodes pratiques de contrôle de l'écoulement qui pourraient réduire le décollement de la couche limite sur l'extrados de l'aube, le décrochage de coin et le sillage des aubes mèneraient à des moteurs d'avion qui seraient plus courts, plus légers et plus silencieux. L'arrivée relativement récente des actionneurs plasma de type DBD (Dielectric Barrier Discharge) pourrait fournir une solution pratique. Ces actionneurs consistent essentiellement en deux électrodes décalés axialement et séparées par un isolant électrique. En fournissant un voltage alternatif à fréquence radio avec une amplitude de plusieurs kilovolts entre les deux électrodes, l'air au dessus de l'actionneur est accéléré via son ionisation partielle. Ces dispositifs purement électriques, simples, sans pièces mobiles, à basse puissance qui peuvent être encastrés dans une surface sont idéaux pour des applications an aérodynamique. L'objectif principal de la présente recherche est d'évaluer trois concepts de contrôle de l'écoulement avec l'actionneur plasma: le premier pour contrôler le décrochage de coin, le deuxième pour supprimer le décollement de la couche limite sur l'extrados et le dernier pour réduire le sillage des aubes. L'approche choisie repose sur des simulations numériques de l'écoulement (CFD) et une validation expérimentale dans une cascade linéaire d'aubes à haute cambrure de compresseur à basse vitesse sur lequel un nouveau système de succion d'air au moyeu a été conçu dans le cadre de cette recherche pour réduire significativement le décrochage de coin et permettre un écoulement presque 2-D à la mi-envergure de l'aube. Un modèle d'actionneur plasma a été intégré dans un code CFD commercial. Pour chacun des trois concepts, des simulations CFD sont faites pour une évaluation détaillée de leur ecacité dans le contexte de la cascade d'aubes et pour déterminer la meilleure position de l'actionneur plasma. Par la suite, pour les deux premiers concepts, des tests sont initiés dans la cascade d'aube pour démonter le concept expérimentalement et pour valider l'outil de simulation via une comparaison avec des simulations correspondantes. L'outil CFD ainsi validé est ensuite utilisé pour des simulations à hautes vitesses avec des forces d'actionnement au-delà des valeurs présentement atteignables pour obtenir une règle préliminaire de la variation de la force d'actionnement avec le nombre de Reynolds afin de pouvoir prédire l'ordre de grandeur des requis d'actionnement pour opérer à des conditions réelles.

Abstract

The axial compressor is the component that contributes the most to the length and weight of modern aircraft engines, mainly due to the limited achievable pressure rise per stage leading to high stage count. This limit is set by blade boundary layer and corner separation considerations which inhibit higher flow turning designs that could deliver higher pressure rise per stage. In addition, a significant portion of the overall noise generated by modern high bypass ratio turbofan engines is associated with the fan due to the rotor blade wakes and their interaction with the downstream stator. Practical flow control methods that can reduce boundary layer and corner separation and blade wakes momentum deficiency would allow for shorter, lighter and quieter aircraft engines. The recent advent of dielectric barrier discharge (DBD) plasma actuators could provide a practical solution. DBD actuators are essentially axially oset electrodes separated by a layer of dielectric across which a radio-frequency AC signal of a few kilovolts is applied leading to partial air ionization and flow acceleration. These purely electrical solid-state devices are simple, low-power and can be flush mounted, making them ideal for aerodynamic flow control applications. The main objective of this research is to assess three flow control concepts using plasma actuators: the first for controlling corner separation, the second for suppressing blade boundary layer separation and the last for blade wake reduction. The chosen approach is based on CFD simulations and experimental validation on a low-speed linear high flow turning compressor blade cascade for which a new endwall suction technique has been designed within this research to reduce corner separation and provide near 2-D operation for the blade at mid-span. A plasma actuation model is implemented in a commercial flow solver. For each concept, simulations are carried out for a detailed assessment of the eectiveness of the actuation in the context of the compressor cascade test rig and to recommend the best actuator location. Subsequently, for the first two concepts, experiments are carried out in the cascade rig to experimentally demonstrate the concept and validate the CFD tool. Finally, the validated CFD tool is used for simulations at higher flow speeds and at actuator strengths much higher than presently achievable to obtain a preliminary scaling law that would allow a rough estimation of the actuation requirements at realistic operating conditions. For corner separation, the CFD simulations capture reasonably well the experimentally measured flow features and trends associated with corner separation and the eect of both endwall suction and plasma actuation on this phenomenon. Simulations with this CFD setup show that a combination of plasma actuators on the suction surface and endwall located close to the separation point can reduce losses associated with corner separation. With high but near-term reachable actuator strength, the performance of this concept can rival the performance at the low-speed cascade conditions of the endwall suction scheme, which itself is more eective in reducing endwall corner separation than equivalent low suction mass flow schemes in the research literature.