Évaluation de la performance d'un compresseur contra-rotatif à écoulement mixte

Le compresseur est une composante clé (et la plus longue) des moteurs d'avion. À ce titre, il est très souvent l'objet d'études visant à améliorer sa performance, en termes du rapport de pression et de rendement, et son opérabilité en termes de marge de décrochage. L'objectif de ce mémoire est de présenter la première évaluation d'un nouveau concept de compresseur non-axial contra-rotatif sous la forme d'un compresseur à écoulement mixte. Dans ce concept, le stator du compresseur mixte, ou le diffuseur d'un compresseur centrifuge, est remplacé par un rotor tournant dans le sens opposé du rotor amont. Le rotor contra-rotatif permet alors de ramener l'écoulement dans la direction axiale, et ce avec un virage de l'écoulement relatif beaucoup plus faible que celui d'un stator équivalent. Le rotor aval va de surcroît produire un travail supplémentaire équivalent à celui en amont, permettant d'obtenir une augmentation de pression bien supérieure à un compresseur standard. Ce meilleur rapport de compression peut alors permettre de remplacer un ou plusieurs étages du compresseur, réduisant ainsi la longueur, le poids, la complexité et les coûts de production et d'entretien du moteur. Ce mémoire présente une première preuve de concept de ce nouveau type de compresseur ainsi que des possibilités d'amélioration du design initial. Pour l'évaluer, un compresseur contra-rotatif à basse vitesse et écoulement mixte ainsi que son équivalent conventionnel (i.e. configuration rotor mixte/stator) avaient été conçus. Des simulations CFD ont été effectuées pour comparer la performance de ces deux compresseurs. Les résultats obtenus montrent que la configuration contra-rotative permet d'obtenir une augmentation de pression deux fois plus élevée que sa contrepartie conventionnelle mais aussi un meilleur rendement et une marge de décrochage plus importante. L'absence de décollement significatif de la couche limite sur le rotor contra-rotatif (pourtant présent dans le stator de la configuration conventionnelle) est à l'origine des améliorations du rendement et de la marge de décrochage. D'autres simulations réalisées sur des modélisations du compresseur au complet ont par la suite permis de valider le point et le mécanisme de décrochage de chacune de ces configurations. Le compresseur à l'étude représente par ailleurs un jalon vers un nouveau design de compresseur contra-rotatif centrifuge et non plus mixte. Dans cet esprit, différentes voies d'amélioration du présent compresseur ont été explorées, parmi lesquelles l'influence sur les performances du jeu d'aube ou encore de la méthode d'empilement des sections composant les pales (transformations dites ''sweep'' et ''dihedral''). Il en ressort que la taille du jeu d'aube a une forte influence sur la stabilité et le rendement du compresseur contra-rotatif, comme cela pouvait être attendu. Les modifications de la géométrie de l'aube ont quant à elles une influence modérée sur l'efficacité mais très forte sur la stabilité, pouvant permettre de plus que doubler la marge de décrochage.

Abstract

The compressor is a key (and the longest) component of modern aircraft engines and as such is often the subject of studies aiming to improve its performance, in terms of pressure and efficiency, and its operability, in terms of stall margin. The purpose of this thesis is to assess the performance of a new non-axial compressor concept in the form of a counter-rotating mixed-flow compressor. In this concept, the stator of a mixed-flow stage, or the diffuser of a centrifugal stage, is replaced with a rotor rotating in the opposite direction. This rotor will turn the flow back to the axial direction with lower relative flow turning than an equivalent stator or diffuser. Moreover, the counter-rotating rotor provides a work equivalent of the upstream rotor or impeller. This additional work can double the total pressure rise of the stage and thus allow the counter-rotating stage to replace several conventional stages, reducing the length, mechanical complexity, weight and manufacturing and maintenance costs of the aeroengine. This thesis presents a first proof of concept of such a compressor as well as possibilities for design improvements. In order to assess the performance of this concept, a low-speed mixed-flow counter-rotating compressor and its equivalent counterpart (i.e. mixed-flow rotor/stator) had been designed. CFD simulations have been carried out to compare the two configurations. Results show that the counter-rotating compressor presents twice the total pressure rise of the conventional configuration. Furthermore, its efficiency and stall margin are superior to the conventional design. The absence of significant boundary layer separation (present on the stator) on the counter-rotating rotor is the source of the efficiency and stall margin improvements. CFD calculations of the entire compressor have also been carried out to validate and to explore further the stall mechanism of both configurations. Given that the studied compressor represents a milestone toward a new kind of centrifugal counter-rotating compressor, possible design improvements are proposed and assessed. In particular, the influence on the performance of the tip clearance and several modifications of the stacking line of the blade sections (such as the ``sweep'' and ``dihedral'' transformations) have been studied. The results show that the tip clearance size has a great influence on both the efficiency and the stability while the modifications of the stacking line only involve an increase in the stall margin with only a moderate effect on efficiency.