Prédiction du décrochage tournant dans les compresseurs axiaux multi-étagés

Le décrochage tournant est une instabilité aérodynamique dans un compresseur qui limite l'enveloppe d'opération et la performance des moteurs d'avion. Aucun outil générique n'existe pour prédire cette instabilité pour laquelle des prédictions imprécises faites avec des outils empiriques peuvent s'avérer très coûteuse en termes de réingénierie lors de la phase de développement d'un moteur d'avion. Dans la littérature, cette instabilité peut se manifester à partir de deux types de précurseurs. Le premier est une perturbation à grande longueur d'onde comparable à la circonférence du rotor, et le décrochage tournant qui en découle est connue sous le nom de décrochage modal. Il existe déjà un critère assez fiable pour le prédire. Le second et plus commun mais moins bien compris comme type de précurseur, est une perturbation à courte longueur d'onde ou ‘pip' qui est étroitement associé à l'écoulement de jeu, soit l'écoulement entre le sommet du rotor et le carter. Le décrochage tournant qui en résulte est connu sous le nom de décrochage pip. Deux critères associés à la formation d'une perturbation à courte longueur d'onde et basés sur la physique de l'écoulement furent découverts antérieurement et pourraient mener à un système générique et fiable de prédiction du décrochage tournant. Le premier critère est le débordement de l'écoulement de jeu en amont du bord d'attaque du rotor et le second est le refoulement de l'écoulement de jeu au bord de fuite du rotor. Ces critères et le mécanisme physique associé furent obtenus à partir de simulations numériques de l'écoulement (CFD) avec un code de recherche relativement simple sur un rotor isolé de compresseur axial à basse vitesse. L'objectif de ce projet est de vérifier l'aspect générique de ces critères pour des applications réelles en les validant numériquement avec un code CFD commercial et utilisé en industrie sur différents géométries de rotor axiaux et en présence d'autres rangées d'aubes dans un compresseur multi-étagé. Des compresseurs axiaux à haute et à basse vitesse ont été simulés avec le code ANSYS CFX. Dans un premier temps, la présence des critères dans un rotor isolé devait être revérifiée. Par la suite, l'ajout d'un stator en aval a été réalisé pour vérifier les conséquences de l'effet potentiel du stator sur ces critères. Finalement, l'environnement d'un compresseur multi-étagé fut simulé en ajoutant des entretoises en amont d'un étage de compresseur pour vérifier les conséquences sur les critères des sillages d'une rangée d'aubes en amont. Les résultats indiquent que le critère associé au débordement de l'écoulement de jeu en amont du bord d'attaque du rotor, évalué à partir d'un champ d'écoulement moyenné temporellement, serait générique.

Abstract

Rotating stall is a compressor aerodynamic instability that limits the operating envelope and performance of aircraft engines. There are no generic prediction tools for this instability for which inaccurate predictions with empirical tools can lead to expensive redesign during the engine development phase. There are two well-established routes to rotating stall in the literature. The first is characterized by the onset of a long length-scale disturbance whose wavelength is on the order of the annulus, also called the modal stall. The prediction criterion for modal stall is well established. The second and much more common but less understood rotating stall precursor consists of the occurrence of a short length-scale or spike disturbance, which is closely linked to tip clearance flow, which the is the flow across the clearance between the tip of the compressor rotor and the casing. The growth to this perturbation to full rotating stall is known as spike stall. Two physics-based criteria associated with the formation of a spike disturbance were previously discovered and could lead to a reliable generic rotating stall prediction system. The first criterion is the spillage of tip clearance flow ahead the rotor blade leading edge and the second criterion is the backflow of tip clearance fluid at the rotor trailing edge. These criteria and the associated flow mechanism were obtained from numerical simulations on an isolated low-speed compressor rotor using a relatively simple research CFD code. The objective of this project is to verify the generic nature of these criteria for real applications by validating them with simulations using more sophisticated commercially used CFD code of different axial rotor geometries in presence of adjacent blade rows in a multi-stage compressor. High-speed and low speed-compressors were simulated with ANSYS CFX. Initially, the criteria were checked on an isolated rotor. Subsequently, a downstream stator was added to investigate its potential effect on these criteria. Finally, a multi-stage compressor environment was modeled by adding a strut upstream of the compressor stage to verify the effect of wakes on the criteria. The results indicate that that the criterion associated with the spillage of tip clearance flow ahead the rotor blade leading edge, evaluated from a time-averaged flow field, is likely generic. By contrast, the criterion corresponding to the backflow of tip clearance fluid at the rotor trailing edge was not observed in any of the simulations. Although the spike disturbance formation mechanism associated with the two initial criteria must be revised, the generic aspect of the first criterion could open the door to a reliable rotating stall prediction system.