New Strategies for Desensitizing Aero-Engine Axial Compressor Performance and Stability to Tip Clearance Increase

Le jeu d'aube correspond à l'espace minuscule qui se trouve entre le bout des aubes d'un rotor de turbomachine et son carter fixe. Dans un compresseur de moteur d'avion, le jeu d'aube cause des pertes en performance et des problèmes de stabilité aérodynamique qui nuisent à la consommation en carburant et à l'enveloppe d'opération des moteurs d'avion. Les variations de la vitesse de rotation ainsi que des températures internes du compresseur durant un cycle de vol entraînent la dilation ou le rétrécissement de ses composants (rotor, disque ou carter), ce qui augmente temporairement ou de façon permanente (par frottement) le jeu d'aube. Cet agrandissement inévitable du jeu d'aube durant le cycle de vie du moteur résulte en une dégradation à long terme du moteur au niveau de sa consommation en carburant et de son enveloppe d'opération. La majorité des études effectuées se sont concentrées sur l'amélioration de la performance (rapport de pression totale et rendement) et la stabilité aérodynamique (marge de décrochage) à un jeu d'aube nominal. Toutefois, très peu d'études se sont attaquées directement à l'atténuation de la réduction (sensibilité) de la performance et de la stabilité aérodynamique face à l'agrandissement du jeu d'aube. Ces travaux incluent deux récentes études numériques très prometteuses à l'École Polytechnique de Montréal qui ont proposé deux stratégies de conception d'aubes et un nouveau traitement de carter pour réduire la sensibilité de la performance et de la marge de décrochage à l'agrandissement du jeu d'aube pour un compresseur axial. La phase actuelle de cette recherche vise à appliquer les conclusions de ces deux études à un vrai rotor de compresseur axial de moteur d'avion. Les objectifs de ce projet sont de concevoir un traitement de carter pour ce rotor afin de réduire la sensibilité de sa performance et de sa marge de décrochage face à l'agrandissement du jeu d'aube, et de changer le design de l'aube du rotor pour obtenir le même effet (sans traitement de carter). Ces deux designs seront testés dans un nouveau banc d'essai de compresseur transsonique à l'École Polytechnique de Montréal pour valider expérimentalement cette technologie. En cas de succès, cette technologie donnera des moteurs d'avion aérodynamiquement plus robustes qui seront capables de maintenir leur performance et enveloppe d'opération avec l'âge. La méthodologie choisie pour atteindre ces objectifs passe par une approche numérique basée sur des simulations numériques de l'écoulement (CFD) et est composée de trois étapes.

Abstract

The tip clearance is the small gap found in turbomachine rotors that is left between the tip of the rotating blades and the stationary shroud. In an aero-engine compressor, this tip clearance is responsible for performance losses and stability issues which respectively increase the engine fuel consumption and reduce its operating envelope. During a given flight mission, the variations experienced by the compressor rotational speed and temperatures lead to the expansion/shrinkage of the compressor components (rotor, disc or shroud) which increase temporarily or permanently (from rubbing) the size of the tip clearance. This inevitable increase in tip clearance throughout the engine life translates into a long-term degradation of the engine in terms of fuel consumption and operating envelope. Many studies in the literature have focused on improving the performance (i.e. total pressure ratio and efficiency) and aerodynamic stability (stall margin) of the compressor at a nominal tip clearance. However, very few of them explicitly dealt with alleviating the drop (sensitivity) of these parameters with tip clearance increase. These include two highly promising recent numerical studies at Polytechnique of Montréal that proposed two new blade design strategies and a novel casing treatment to decrease the performance and stall margin sensitivity of an axial compressor rotor to tip clearance increase. The current phase of this research aims to apply the findings from these two studies to a real aero-engine axial compressor rotor. The objectives of this project are to design a casing treatment for this rotor to reduce its performance and stall margin sensitivity to tip clearance, and to redesign the rotor itself to achieve the same goal (without casing treatment). These two designs will be tested in the new transonic compressor test rig at Polytechnique of Montréal to experimentally validate this technology. If successful, this technology will lead to more aerodynamically robust aero-engines capable of maintaining their performance and operating envelope with age. The methodology to attain these objectives uses a computational approach using CFD simulations and consists of three steps. First, the baseline rotor is simulated to assess its nominal performance/stall margin and their sensitivities to tip clearance as well as the source of these sensitivities. Second, the novel casing treatment configuration is adapted to the baseline rotor through a parametric study in order to minimize nominal performance penalty and maximize improvements in sensitivity.