An Off-Design Mean-Line Methodology to Predict the Missing Data of Single-Stage Transonic Axial Compressor Tests

Le domaine de l'ingénierie est plein de théories, d'hypothèses et de nombreuses approches de conception. En outre, la conception et l'analyse techniques reposent sur de nombreuses procédures développées, perfectionnées et héritées d'une génération d'ingénieurs à l'autre. Cet héritage de conception a des vertus et de inconvénients. D'une part, chaque génération d'ingénieurs bénéficie des connaissances et des compétences acquises dans les approches et procédures de conception et d'analyse qu'elle a été chargée d'apprendre et de prendre en charge. Les nouvelles générations bénéficient du fait que d'autres ont « compris » et mis au point des formules, des règles empiriques, des modèles, des scripts et même des logiciels. Il suffit d'apprendre et d'appliquer ces éléments et ingrédients pour pouvoir créer un design qui réponde aux besoins de connaissances et d'expérience conservateurs de leurs pairs, de leurs ingénieurs seniors et de la direction. D'autre part, dans l'environnement de travail actuel du 21e siècle, l'ingénieur est guidé par des modèles et des logiciels et des espaces de conception conservateurs. Cela est dû au fait que les détenteurs de connaissances d'origine souvent ne sont plus actifs dans l'entreprise ; et pour les philosophies et pratiques de gestion où la productivité et la performance sont les paramètres dominants. L'industrie des turbines à gaz ne fait pas exception. Des approches de conception 1D à 3D, associées à une vaste liste de meilleures pratiques, de pratiques standard et de règles empiriques, font que l'ingénieur devienne une centrale de manipulation de données, de dessins et de communication entre pairs. Chaque génération hérite au mieux la majorité des connaissances de la génération précédente. Dans cette passation du relais, certaines connaissances sont considérées comme acquises et la phrase « nous l'avons toujours fait ainsi » se glisse dans le lexique de l'ingénierie. Aujourd'hui, avec les avancées annuelles dans les techniques et les méthodologies informatiques en matière de dynamique des fluides, ainsi que la capacité et les capacités accrues de la CPU, du GPU et du stockage des informations, CFD est devenu un puissant outil de conception. Cependant, malgré ses vastes atouts pour les turbines à gaz, une analyse CFD repose toujours sur le bon développement de la méthodologie d'analyse de ligne de moyen unidimensionnelle. Pendant plus de six décennies, la méthodologie unidimensionnelle de la ligne de moyenne a joué un rôle essentiel dans les phases de conception, de conception détaillée et du cycle de vie d'une turbine à gaz. Cette méthodologie a été utilisée dans la majorité, sinon dans toutes les turbines à gaz développées pour des applications industrielles et aérospatiales. En outre, la méthodologie unidimensionnelle de la ligne de moyenne a été la pierre angulaire de la conception et de l'analyse des turbines à gaz ; contestée par d'autres méthodologies, telles que l'analyse en flux méridien bidimensionnel ou l'analyse en équilibre radial, et les diverses manifestations de la simulation numérique (CFD). Après plus de six décennies d'utilisation, la méthodologie de la ligne de moyenne joue encore un rôle vital, sinon dominant, dans l'industrie des turbines à gaz. Malgré le pedigree historique et le rôle fondamental de cette méthodologie unidimensionnelle, la plupart des modèles de prédiction hors le point nominal (ou de design) publiés, des compresseurs axial transsonique testés, présentent trois faiblesses communes: 1) la méthodologie ne permet pas de prédire correctement la début de la condition blocage sonique dans les conditions de débit massique élevé et de faible rapport de pression, 2) la méthodologie ne permet pas de prédire correctement la naissance du décrochage ou une ligne de pompage dans les conditions de faible débit massique et de forte rapport de pression, et 3) prédire correctement les tendances des performances de la ligne de vitesse hors conception en termes de taux de pression sur l'étage et d'efficacité totale - totale par rapport au débit. Sur la base de l'énoncé du problème mentionné ci-dessus, et parmi les nombreux « toujours fait ainsi » que l'on trouve dans l'industrie des turbines à gaz, il y a la méthodologie de mise à l'échelle des cartes de performances utilisée pour les compresseurs axial. Cette méthodologie prend les résultats d'une carte de compresseur générée par un modèle 1D ou 2D et utilise une mise à l'échelle et des ajustements pour s'adapter aux données des tests. Cela est dû au fait qu'il est « connu » que les modèles 1D et 2D ne représentent pas ou n'ont pas été calibrés pour produire ou prédire avec confiance les résultats des tests. En général, les modèles 1D sont bien calibrés pour réaliser des calculs pour le point nominal ou de design, mais pas pour des opérations en mode hors design. Le but de cette thèse est de présenter une approche révélant qu'il est possible d'utiliser la méthodologie simple de ligne de moyen hors design ou « off-design » pour prédire des données manquantes de tests de compresseur axial transsonique. L'approche proposée offre à l'ingénieur deux avantages : i) une mise à jour étroitement couplée entre la prédiction et les données de test et ii) une base pour collecter des données de résultats de tests afin de pouvoir créer de nouvelles règles empiriques, de nouvelles formules et de nouvelles connaissances. Ce document vise à décrire des méthodes fondées sur l'ingénierie et les critères qui permettent de résoudre les faiblesses de la méthodologie ligne de moyen « off-design » mentionnés ci-dessus. En particulier, nous décrirons deux méthodologies et deux critères d'ingénierie. La première méthodologie convertit les données des tests expérimentaux en facteurs d'ajustement de la modélisation des pertes de ligne de moyen. Nous allons montrer que l'analyse basée sur la ligne moyenne hors design nécessite l'incorporation d'un ensemble de facteurs de blocage d'entrée et de sortie et des angles de déviation qui varient en fonction des conditions de performance du compresseur. Cette approche diffère des hypothèses procédurales fondées sur la littérature (ou règle générale) de facteurs de blocage d'entrée et de sortie fixes d'environ 0,98 et de l'utilisation d'un angle de déviation unique basé sur la règle de Carter. La deuxième méthodologie est une approche généralisée permettant de créer des corrélations pour les pertes de charge totales du rotor et du stator, les angles de déviation et les facteurs de blocage d'entrée et de sortie de l'aube. Nous montrerons que pour tenter de prédire correctement les performances hors conception, le modèle de perte du rotor doit non seulement tenir compte des modifications physiques et des variations de débit dues à une modification du RPM, mais également pour le modèle de perte du stator nous avons besoin de prendre en charge des modifications physiques et une modification des RPM. Cette approche unique et nouvelle capture implicitement l'interaction couche de limite entre le rotor et stator, et capture implicitement les interactions jeu entre le rotor et stator. De plus, deux critères basés sur l'ingénierie seront introduits, décrivant la condition de blocage sonique du compresseur axial transsonique et l'apparition du décrochage ou une ligne de pompage. Le critère pour le condition blocage sonique basé sur l'ingénierie peut être utilisé à la place de l'hypothèse procédurale de la condition de flux de masse verticale, ou « stone wall », qui a été utilisée tout au long de l'histoire de la méthodologie de la ligne de moyenne. En outre, un critère d'ingénierie relativement simple, nouveau et efficace pour le début du décrochage ou une ligne de pompage sera introduit. Les méthodologies de ligne de moyen et les critères basés sur l'ingénierie sont ensuite incorporés et testés dans un logiciel de conception spécialisé, développé pour la conception et l'analyse d'un moteur à turbine à gaz complet. Ce logiciel, qui inclut un modèle intégré de ligne de moyen hors conception de compresseur axial, est utilisé pour obtenir les données de performances manquantes et pour prédire le condition blocage sonique et le début décrochage ou une ligne de pompage de quatre compresseurs axiaux transsoniques bien documentés par la NASA. Les méthodologies de ligne de moyen hors design et les critères basés sur l'ingénierie révèlent une conclusion commune. Pouvoir obtenir une correspondance adéquate des performances hors conception d'un compresseur axial transsonique d'un étage (ce qui conduit ensuite à une meilleure prévision de la tendance des performances hors conception), y compris les conditions blocage et pompage, requiert un ensemble complet de données de test de compresseur axial et un modèle de ligne de moyenne correctement ajusté qui tient compte des modifications du rapport de pression du rotor et de l'étage, des variations du rapport de température du rotor et des facteurs de blocage qui changent selon les conditions hors design. La méthodologie de modélisation généralisée des pertes en ligne de moyen, ainsi que les critères d'ingénierie qui l'accompagnent, permettront au concepteur de compresseurs de déclasser l'utilisation des techniques de mise à l'échelle des cartes de performances pour les compresseurs à un étage. A sa place, la méthodologie prédictive généralisée estimera avec précision les performances hors conception des compresseurs axial transsoniques et peut être utilisée pour prédire et compléter les données de performances manquantes. Il faut juste imaginer les possibilités.

Abstract

“I would rather have questions that can't be answered than answers that can't be questioned.” - Richard Feynman With yearly advances in computational fluid dynamics (CFD) techniques and methodologies, and the increased capacity and capabilities of computer CPU, GPU, and information storage, CFD has become a powerful design tool. However, despite its vast strengths for gas turbines, a CFD analysis is still based on the sound development of the one-dimensional mean-line analysis methodology. For more than six decades, the one-dimensional mean-line methodology has played a vital role in the preliminary, detailed design, and production phases of the gas turbine life-cycle. This methodology has been used in all gas turbines developed for both industrial and aerospace applications. Furthermore, the one-dimensional mean-line methodology has been a cornerstone for gas turbine design and analysis; challenged by other methodologies, such as the two-dimensional meridional through-flow, or radial equilibrium analysis, and the various manifestations of three-dimensional computational fluid dynamics, after more than six decades of use, the one-dimensional mean-line methodology still plays a vital, if not dominant, role in the gas turbine industry. Despite the historical pedigree, and the fundamental and foundational role of the one-dimensional mean-line methodology, most published off-design prediction models, of tested transonic axial compressors, suffer from three common weaknesses1: 1) the methodology does not properly predict the onset of the choking condition at the high mass flow rate and low pressure ratio conditions, 2) the methodology does not properly predict the onset of stall or surge at the low mass flow rate and high pressure ratio conditions, and 3) the methodology does not properly predict the off-design speed-line performance trends in terms of stage pressure ratio and total-to-total efficiency versus the mass flow rate of an axial compressor. This document endeavors to describe engineering-based methodologies and criteria that resolve the off-design mean-line methodology weaknesses mentioned above. In particular, we will describe two methodologies and two engineering-based criteria. The first methodology converts experimental test data into mean-line loss modeling tuning factors. It will be shown that the off-design mean-line analysis requires the incorporation of a set of inlet & exit blockage factors and deviation angles that vary with the compressor performance conditions. This approach differs from the literature-based procedural assumptions (or rule-of-thumb) of fixed inlet and exit blockage factors of approximately 0.98, and the use of a unique deviation angle based on Carter's rule. The second methodology, which is a generalized methodology to create correlations for the rotor and stator total pressure losses, deviation angles, and blade row inlet and exit blockage factors, is used to convert the mean-line model tuning factors into specific axial compressor stage loss models. It will be shown that to be able to attempt a proper prediction of the off-design performance, not only does the rotor loss model must cater for both physical and flow changes due to a change in RPM, the stator loss model must also cater for both physical and flow changes due to a change in RPM. This unique and novel approach implicitly captures the rotor-stator boundary layer interaction and the rotor-stator clearance interactions. Additionally, two engineering-based criteria will be introduced that best describes the transonic axial compressor choking phenomenon, and the onset of the stall conditions. The engineering-based criterion for choke, which is based on a static pressure ratio between the stator exit and the rotor inlet and exit static pressures, can be used in lieu of the literature-based procedural assumption of the vertical, or stone-wall, mass flow condition which has been used throughout the mean-line methodology's history. Furthermore, a relatively simple, novel, and effective engineering-based criterion for the stall onset will be introduced, which is based on a 1D off-design mean-line model ratio comparing the rotor exit absolute tangential velocity against the rotor exit and the stator inlet absolute axial velocity. The mean-line methodologies and engineering-based criteria are then incorporated and tested in a specialized gas turbine design software, developed by the present author for the design and analysis of a whole gas turbine engine. This software, which includes an embedded axial compressor off-design mean-line model, is used to obtain the missing performance data, and predict the choke and the onset of the stall conditions of four well-documented NASA transonic axial compressors. The off-design mean-line model methodologies and engineering-based criteria reveal a common threaded conclusion. To be able to obtain a proper and successful match of the off-design performance of a single-stage transonic axial compressor (which then leads to an improved trend prediction of the off-design speed-line performance), including the choke and surge conditions, requires a complete set of axial compressor test data and a properly tuned mean-line model that caters for both the rotor and stage pressure ratio changes, its accompanying rotor temperature ratio variations, and blockage factors that change per off-design condition. The generalized mean-line loss modelling methodology, and its accompanying engineering-based criteria, will allow the compressor designer to decommission the use of the performance map scaling techniques for single-stage compressors. In its place, the tuned-to-predictive methodologies will accurately estimate the off-design performance of transonic axial compressors, and can be used to predict and complete the missing performance data. Let us note that this document contains elements of two ASME 2018 TurboExpo conference papers [1, 2]. Imagine the possibilities.