Delay of Rotating Stall in Compressors Using Plasma Actuation

Le décrochage tournant est une instabilité aérodynamique des compresseurs qui est bien connue et qui limite l‘enveloppe d‘opération des turbines à gaz de moteurs d‘avion. Une méthode innovatrice avait été proposée pour supprimer le type d‘initiation le plus commun au décrochage tournant en utilisant un actionneur plasma DBD annulaire. Un actionneur plasma DBD est un dispositif simple sans pièces mobiles qui convertit l‘électricité directement en accélération de l‘écoulement via l‘ionisation partielle de l‘air. Cependant, le concept proposé n‘avait été évalué que de façon préliminaire via de simples simulations numériques d‘un rotor axial isolé avec un code CFD rudimentaire. Ce projet fait une évaluation expérimentale ainsi que numérique de ce concept pour un étage de compresseur axial et un étage de compresseur centrifuge, tous deux faisant partie d‘un banc d‘essai de compresseur bi-étagé axial-centrifuge à basse vitesse. Les deux configurations étudiées sont la configuration bi-étagé avec un actionneur plasma annulaire de 100 mN/m placé sur le carter juste en amont du bord d‘attaque du rotor axial, et une configuration avec un seul étage de compresseur centrifuge dans lequel le même actionneur est placé juste en amont du bord d‘attaque de l‘impulseur. Les configurations testées furent simulées avec un code RANS CFD commercial sophistiqué (ANSYS CFX) dans lequel furent intégrés le plus récent modèle d‘ingénierie de l‘actionneur DBD ainsi qu‘une condition de sortie dynamique, sur des domaines de calcul multi-étagé à un passage d‘aube. Les mesures expérimentales montrent que l‘actionneur plasma DBD annulaire sur le carter réduit le débit massique du dernier point d‘opération stable (point de décrochage tournant) de 19.28% pour l‘étage de compresseur axial et de 28.39% pour l‘étage de compresseur centrifuge pour lequel l‘impulseur était la source du décrochage tournant. Les simulations numériques indiquent que pour les deux types de compresseurs l‘actionneur retarde le décrochage tournant en poussant l‘interface entre l‘écoulement d‘entrée et l‘écoulement de jeu d‘aube en aval vers l‘intérieur du passage d‘aube. Dans chaque cas, le pourcentage prédit par CFD de la réduction du débit massique du point de décrochage tournant concorde assez bien avec la valeur mesurée.

Abstract

Rotating stall is a well-known aerodynamic instability in compressors that limits the operating envelope of aircraft gas turbine engines. An innovative method for suppressing the most common form of rotating stall inception using an annular DBD plasma actuator had been proposed. A DBD plasma actuator is a simple solid-state device that converts electricity directly into flow acceleration through partial air ionization. However, the proposed concept had only been preliminarily evaluated with simple numerical simulations on an isolated axial rotor using a relatively basic CFD code. The current project provides both an experimental and a numerical assessment of this concept for an axial compressor stage as well as centrifugal compressor stage that are both part of a low-speed two-stage axial-centrifugal compressor test rig. The two configuration studied are the two-stage configuration with a 100 mN/m annular casing plasma actuator placed just upstream of the axial rotor leading edge, and the single-stage centrifugal compressor with the same actuator placed upstream of the impeller leading edge. The tested configuration were simulated with a sophisticated commercial RANS CFD code (ANSYS CFX) in which was implemented the latest engineering DBD plasma model and dynamic throttle boundary condition, using single-passage multiple blade row computational domains. The experiments show that the casing plasma actuator reduces the mass flow of the last stable point (stall point) by 19.28% for the axial compressor stage and 28.39% for the centrifugal compressor stage for which the impeller is the source of rotating stall. The CFD simulations indicate that in both types of compressors the actuator delays the stall inception by pushing the incoming/tip clearance flow interface downstream into the blade passage. In each case, the predicted percentage reduction in stalling mass flow matches the experimental value reasonably well. However, the CFD simulations over-predicts the mass flow of the stall point as well as the pressure rise of the centrifugal stage and under-predict the pressure rise of the axial stage. The main factors for the difference are likely slight discrepancies between the simulated and actual axial rotor blade geometry deformation and the inability of the simulation tool to accurately capture the total pressure loss in the hub region of the vaneless diffuser.