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

Le jeu d'aube est l'espace entre le bout du rotor en mouvement et le carter stationnaire d'une turbomachine. Dans un compresseur l'écoulement qui traverse ce jeu, dû à la différence de pression entre l'intrados et l'extrados de l'aube, a un impact majeur et généralement négatif sur la performance (rapport de pression et rendement) et la stabilité aérodynamique (marge contre le décrochage) du compresseur. Une augmentation du jeu d`aube, soit temporaire durant les phases d'opération transitoires, soit permanente due à l'usure, entraîne une perte de la performance et stabilité aérodynamique du compresseur et par conséquent une augmentation de la consommation de carburant et une diminution de l'enveloppe d'opération de la turbine à gaz. Bien que beaucoup de recherche a été fait pour améliorer la performance et stabilité aérodynamique des compresseurs à la valeur de design (minimale ou nominale) du jeu d'aube, très peu a été fait sur la réduction de la sensibilité de ces paramètres à l'augmentation de ce jeu. Le développement de technologies permettant de contrer cet effet mènera à des moteurs d'avion dont la performance et l'enveloppe d'opération seront plus robustes aux demandes opérationnelles et à l'usure. Ce projet est la seconde phase d'un programme de recherche pour développer des stratégies de conception pour réduire la sensibilité de la performance et stabilité aérodynamique des compresseurs axiaux au jeu d'aube. La première phase avait porté sur des stratégies de conception d'aubes et avait mené à la découverte et l'explication de deux caractéristiques de l'écoulement permettant de réduire cette sensibilité, soit une augmentation de la quantité de mouvement méridionale entrant au bout du rotor et la réduction ou l'élimination du double écoulement de jeu. Le double écoulement de jeu est l'écoulement qui sort d'un jeu d'aube et entre dans le jeu de l'aube adjacente au lieu de convecter en aval hors du passage d'aube. Cet écoulement a un effet très négatif sur la performance et la stabilité aérodynamique du compresseur. Deux stratégies de conception impliquant le fléchissement et l'angle de décalage des aubes avaient été proposées et démontrées par simulations numériques pour exploiter ces deux caractéristiques de l'écoulement afin de réduire la sensibilité. En tant que deuxième phase du programme de recherche, les objectifs de ce projet sont de développer des stratégies de conception de la veine gazeuse pour les compresseurs axiaux pour arriver à ce même objectif, pour évaluer la possibilité de les combiner avec les stratégies de conception d'aubes de compresseurs axiaux pour une meilleure désensibilisation et la possibilité

Abstract

Tip clearance is the necessary small gap left between the moving rotor tip and stationary shroud of a turbomachine. In a compressor, the pressure driven flow through this gap, called tip clearance flow, has a major and generally detrimental impact on compressor performance (pressure ratio and efficiency) and aerodynamic stability (stall margin). The increase in tip clearance, either temporary during transient engine operations or permanent from wear, leads to a drop in compressor performance and aerodynamic stability which results in a fuel consumption increase and a reduced operating envelope for a gas turbine engine. While much research has looked into increasing compressor performance and stall margin at the design (minimum or nominal) tip clearance, very little attention has been paid for reducing the sensitivity of these parameters to tip clearance size increase. The development of technologies that address this issue will lead to aircraft engines whose performance and operating envelope are more robust to operational demands and wear. The current research is the second phase of a research programme to develop design strategies to reduce the sensitivity of axial compressor performance and aerodynamic stability to tip clearance. The first phase had focused on blade design strategies and had led to the discovery and explanation of two flow features that reduces tip sensitivity, namely increased incoming meridional momentum in the rotor tip region and reduction/elimination of double leakage. Double leakage is the flow that exits one tip clearance and enters the tip clearance of the adjacent blade instead of convecting downstream out of the rotor passage. This flow was shown to be very detrimental to compressor performance and stall margin. Two rotor design strategies involving sweep and tip stagger reduction were proposed and shown by CFD simulations to exploit these features to reduce sensitivity. As the second phase, the objectives of the current research project are to develop gas path design strategies for axial compressors to achieve the same goal, to assess their ability to be combined with desensitizing axial compressor blade design strategies and to be applied to non-axial compressors. The search for gas path design strategies was based on the exploitation of the two flow desensitizing features listed above. Two gas path design strategies were proposed and analyzed. The first was gas path contouring in the form of a concave gas path to increase incoming tip meridional momentum.