Assessment and Modification of Novel Counter-Rotating Centrifugal Compressor Concept for Transonic Speeds

Cette étude présente la première évaluation aérodynamique réaliste et modification à un nouveau concept de compresseur centrifuge contra-rotatif pour application dans les moteurs d'avion. Ce concept consiste à remplacer le diffuseur dans un compresseur centrifuge aéronautique par un court diffuseur sans aubes et un rotor axial tournant à contre-sens pour doubler l'augmentation de pression totale déjà élevée de l'impulseur. Cet étage de compresseur compact avec un rapport de pression par étage sans précédent permettrait de réduire la consommation de carburant des moteurs d'avion et/ou leur taille, poids et complexité mécanique. Cependant, ce concept n'a été évalué qu'à des vitesses très inférieures à celles dans les moteurs d'avion. Cette recherche a pour objectif d'identifier les problèmes aérodynamiques qui empêcheraient ce concept d'atteindre son plein potentiel en terme de performance et d'évaluer des stratégies de conception pour les résoudre. Une approche numérique utilisant des simulations numériques de l'écoulement (CFD) de type RANS a été choisie pour permettre une évaluation rapide des changements de design et une analyse détaillée du champ d'écoulement. La méthodologie commence avec la conception d'un compresseur centrifuge conventionnel (CC) de moteurs d'avion pour définir les cibles de design pour le compresseur centrifuge contra-rotatif (CRC) qui doit en doubler l'augmentation de pression totale tout en maintenant (ou améliorant) le rendement polytropique et la stabilité aérodynamique. Le compresseur CRC doit avoir le même impulseur et débit de design et posséder un rotor axial contra-rotatif tournant à la même vitesse que l'impulseur (rapport de vitesses à 100%) avec un écoulement sortant axial. Un premier compresseur CRC est conçu et évalué afin d'identifier les causes de déficit de performance. Des stratégies de conception aérodynamique différentes sont alors évaluées pour produire un design révisé du compresseur CRC. Ce compresseur est alors analysé au point de design et hors-design pour en déterminer la performance et la stabilité aérodynamique (marge contre le décrochage) et les causes de tout déficit restant de performance et de déclenchement du décrochage tournant. De nouvelles stratégies sont alors proposées pour atteindre les cibles. Les résultats indiquent que le concept de compresseur CRC aux vitesses transsoniques peut probablement atteindre les cibles d'augmentation de pression totale et de rendement si deux contraintes initiales de design peuvent être levées, soient le rapport de vitesses à 100% et l'écoulement de sortie axial afin de réduire les pertes aérodynamiques excessives dans le rotor axial contra-rotatif. En premier lieu, l'écoulement relatif d'entrée hautement supersonique au rotor axial entraîne des pertes de chocs et des pertes visqueuses dues au décollement de couche limite induit par les chocs. Les remèdes de première ligne les plus efficaces sont la combinaison de réduction de vitesse du rotor axial et le remplacement du diffuseur sans aubes par un diffuseur avec aubes pour diminuer le nombre de Mach relatif de l'écoulement d'entrée en régime bas supersonique, et l'utilisation d'un profil d'aube supersonique optimisé pour réduire la force des chocs via une diffusion de l'écoulement par multiples chocs. Cependant, l'impact hautement négatif des deux premières stratégies sur l'augmentation de pression totale à travers le rotor axial doit être compensé par un écoulement de sortie non-axial pour que ce rotor puisse égaler l'augmentation de pression totale de l'impulseur. Une fois les pertes de chocs et visqueuses réglées, le jeu d'aube du rotor axial doit être diminué à bien en deçà de 1% de la hauteur des aubes pour pouvoir combler le déficit de rendement polytropique. Des améliorations additionnelles incluent l'optimisation des aubes du diffuseur à aubes et du rotor axial afin d'éliminer tout décollement de couche limite, ainsi que le remplacement de l'impulseur par un rotor à écoulement mixte de conception agressive. Finalement, les résultats hors-design indiquent que les compresseur CRC devraient avoir une meilleure stabilité aérodynamique que les compresseurs CC équivalents, même avec un jeu d'aube relativement grand pour le rotor axial. De plus, le rotor axial contra-rotatif est la source probable de l'initiation du décrochage via une déstabilisation de l'écoulement de jeu.

Abstract

This study presents the first realistic aerodynamic assessment and modification of a novel counter-rotating centrifugal compressor concept for application in aircraft engines. This concept consists of replacing the diffuser in an aero-engine centrifugal compressor with a short vaneless diffuser and a counter-rotating axial rotor to double the already high total pressure rise of the impeller. The resulting compact compressor stage with unprecedented stage pressure ratio can reduce the fuel consumption of aero-engines and/or their length, weight and mechanical complexity. However, this concept had only been evaluated at speeds that are far below that required for real gas turbine engine applications. This research aims to identify the aerodynamic issues that can prevent the concept from achieving its full performance potential at (realistic) transonic speeds and assess design strategies to address them. A computational approach using CFD simulations is chosen for rapid assessment of design changes and detailed analysis of the flow field. The methodology starts with the design of a representative conventional aero-engine centrifugal (CC) compressor to set the design targets for the counter-rotating (CRC) compressor, which has to double the total pressure rise while having similar (or better) polytropic efficiency and stall margin. The CRC compressor should feature the same impeller and design mass flow with a counter-rotating axial rotor rotating at the same speed as the impeller (100% speed ratio) and producing axial exit flow. A first CRC compressor is designed and assessed to identify the cause of performance shortfalls. Different aerodynamic design strategies are then evaluated to produce a revised design that is analyzed both at design and off-design for performance and aerodynamic stability (stall margin) and for elucidation of the causes of remaining performance shortfalls and of rotating stall inception. New strategies are then proposed to close any performance gaps. The results indicate that the CRC compressor concept at transonic speeds can likely achieve the total pressure rise and efficiency targets if two original design constraints can be lifted, namely 100% speed ratio and axial outflow, to address excessive aerodynamic losses in the counter-rotating axial rotor. First, the highly supersonic inlet relative flow to the axial rotor leads to shock losses and viscous losses from shock-induced boundary layer separation. The most effective first-line remedies are a combination of axial rotor speed reduction and replacement of the vaneless diffuser by a vaned diffuser to reduce the inlet relative Mach number to low supersonic values, and an optimized supersonic blade profile to reduce shock strength by flow diffusion through multiple passage shocks. However, the highly negative impact of the first two strategies on total pressure rise across the axial rotor must be compensated by non-axial exit flow for it to match the total pressure rise of the impeller. Once shock and viscous losses are addressed, tip clearance must be reduced to well below 1% of blade span to close the remaining gap in polytropic efficiency. Further improvement strategies include optimizing the blade shape for the vaned diffuser and axial rotor to remove all flow separation, as well as replacing the impeller by an aggressive mixed flow rotor. Finally, off-design results indicate that high-speed CRC compressors should have better stall margin than equivalent CC compressors even with relatively large axial rotor tip clearance. Moreover, the counter-rotating axial rotor is likely the source of stall inception through tip clearance flow breakdown.