An Approach for Aerodynamic Optimization of Transonic Fan Blades

L'optimisation de la soufflante du moteur est une procédure longue et complexe à cause de la complexité du champ d'écoulement à l'intérieur du soufflante, les exigences contradictoires de conception et l'espace de conception de grande dimension. Afin de répondre à tous ces défis, une méthode d'optimisation aérodynamique des pales des soufflantes des moteurs transsoniques a été développée dans ce projet. Cette méthode automatise le processus de conception en intégrant une méthode de paramétrage géométrique, un solveur CFD et des méthodes d'optimisation numérique. Cette méthode peut être appliquée à la fois à des problèmes de conception à un ou plusieurs points de design. Une paramétrisation multi-niveau pour les pales de soufflantes transsoniques a été utilisée pour modifier la géométrie des pales. Des analyses numériques sont effectuées par la résolution des équations 3D Reynolds-Averaged Navier-Stokes combiné avec un modèle turbulence SST. Les algorithmes génétiques et les méthodes d'optimisation hybrides sont appliquées pour résoudre le problème d'optimisation. Afin de vérifier l'efficacité et la faisabilité de la méthode d'optimisation, un problème d'optimisation visant à maximiser l'efficacité du point de design a été formulé et appliqué dans le but de redesigner un cas de test. Cependant, la conception des pales de soufflantes transsoniques est en soi un problème à multiples facettes qui traite de plusieurs objectifs tels que l'efficacité, la marge de pompage, et la marge d'étranglement. La méthode d'optimisation multi-point proposée dans l'étude actuelle est formulée comme un problème bi-objectif dans le but de maximiser les efficacités du point de design et au point près du décrochage tout en maintenant le rapport de pression au point de design. L'amélioration de ces objectifs se détériore de manière significative au niveau de la marge d'étranglement, en particulier à des vitesses de rotation élevées. Par conséquent, une autre contrainte est intégrée dans le problème d'optimisation en vue de prévenir la réduction de la marge d'étranglement à des vitesses élevées. Étant donné que la localisation du début du décrochage est numériquement très coûteuse, la marge de pompage n'a pas été considérée comme un objectif dans l'énoncé du problème. Cependant, l'amélioration de l'efficacité à la condition d'opération proche du décrochage entraîne une meilleure performance à la condition de décrochage qui pourrait améliorer la marge de pompage. Une enquête est donc effectuée sur les solutions Pareto-optimales pour démontrer la relation entre l'efficacité aux conditions près du décrochage et de la marge de pompage.

Abstract

Aerodynamic design optimization of transonic fan blades is a highly challenging problem due to the complexity of flow field inside the fan, the conflicting design requirements and the high-dimensional design space. In order to address all these challenges, an aerodynamic design optimization method is developed in this study. This method automates the design process by integrating a geometrical parameterization method, a CFD solver and numerical optimization methods that can be applied to both single and multi-point optimization design problems. A multi-level blade parameterization is employed to modify the blade geometry. Numerical analyses are performed by solving 3D RANS equations combined with SST turbulence model. Genetic algorithms and hybrid optimization methods are applied to solve the optimization problem. In order to verify the effectiveness and feasibility of the optimization method, a single-point optimization problem aiming to maximize design efficiency is formulated and applied to redesign a test case. However, transonic fan blade design is inherently a multi-faceted problem that deals with several objectives such as efficiency, stall margin, and choke margin. The proposed multi-point optimization method in the current study is formulated as a bi-objective problem to maximize design and near-stall efficiencies while maintaining the required design pressure ratio. Enhancing these objectives significantly deteriorate the choke margin, specifically at high rotational speeds. Therefore, another constraint is embedded in the optimization problem in order to prevent the reduction of choke margin at high speeds. Since capturing stall inception is numerically very expensive, stall margin has not been considered as an objective in the problem statement. However, improving near-stall efficiency results in a better performance at stall condition, which could enhance the stall margin. An investigation is therefore performed on the Pareto-optimal solutions to demonstrate the relation between near-stall efficiency and stall margin. The proposed method is applied to redesign NASA rotor 67 for single and multiple operating conditions. The single-point design optimization showed +0.28 points improvement of isentropic efficiency at design point, while the design pressure ratio and mass flow are, respectively, within 0.12% and 0.11% of the reference blade. Two cases of multi-point optimization are performed: First, the proposed multi-point optimization problem is relaxed by removing the choke margin constraint in order to demonstrate the relation between near-stall efficiency and stall margin. An investigation on the Pareto-optimal solutions of this optimization