Une approche 3D pour la paramétrisation de pales de turbosoufflantes transsoniques

La nécessité d'améliorer l'efficacité de la propulsion des turbosoufflantes modernes et l'augmentation rapide de la taille des soufflantes ont poussé les ingénieurs à concevoir cette composante de plus en plus précisément. En ce sens, l'approche utilisée jusqu'à ce jour dans l'industrie pour la conception de la géométrie des pales de la soufflante qui consiste à la paramétrisation 2D d'une série de sections distribuées dans la direction de l'envergure a atteint certaines limites. Le travail présenté dans ce mémoire tente d'améliorer cette approche en fournissant un contrôle tridimensionnel sur la géométrie. L'approche proposée pour la paramétrisation de pales de soufflantes présentée dans ce travail conserve les aspects principaux de la paramétrisation présentement utilisée et l'enrichit en lui ajoutant un contrôle et une continuité dans la direction de l'envergure. Ceci est accompli en remplaçant les divers paramètres contrôlant la géométrie des sections 2D par des splines qui décrivent l'évolution de ces paramètres dans cette même direction. Cette méthode permet donc d'avoir une continuité des paramètres de sections en sections et de contrôler plus efficacement les changements de la géométrie le long de l'envergure. Les différents aspects techniques de la paramétrisation actuelle et de l'approche proposée sont présentés dans ce mémoire. De plus, le passage entre la paramétrisation et la géométrie finale de la pale de la soufflante est aussi démontré. Un module de modification multi-niveau a aussi été développé afin de faciliter la modification d'une géométrie existante. Ce module est basé sur l'utilisation d'une fonction d'influence qui permet de modifier les distributions de paramètres de manière locale ou globale. Une validation de l'approche proposée est présentée par la reconstruction de la pale du rotor 67 de la NASA à partir de la nouvelle paramétrisation. La pale reconstruite est alors comparée à la pale de référence fournie par les travaux de Strazisar et al. [1]. Cette comparaison est faite tant au niveau de la qualité de la géométrie obtenue que des performances aérodynamiques. Géométriquement, la différence maximale entre les deux pales est de 0.108% relativement à la corde méridionale. Au point de vue des performances aérodynamiques, l'efficacité est conservée à 0.16% et le rapport de pression totale à 0.07%. De plus, les tendances générales du comportement de l'écoulement se comparent bien aux données expérimentales. Finalement, le module de modification multi-niveau est vérifié par la modification de la géométrie de la pale du rotor 67 de la NASA au niveau de l'épaisseur, de la distribution d'angle et de la longueur de la corde méridionale, et ce d'un point de vue local et global.

Abstract

The need to improve the efficiency of modern turbofan propulsion and the rapid increase of the fan diameter over the years have driven engineers to design this component more precisely. In fact, the fan blade geometry design approach used until today in the industry that consists of stacking 2D airfoils along the span has reached its limits. The work presented in this paper attempts to improve this approach by providing a three-dimensional control on the geometry. The proposed approach for fan blades parameterization presented in this work preserve the main aspects of the parameterization currently used and improve it by adding a control and continuity in the spanwise direction. This is accomplished by replacing the various parameters controlling each 2D section by splines that describe the evolution of the parameters in this same direction. This method ensure a continuity of the parameters from section to section and enhance the control of the geometry along the span. The various technical aspects of the current parameterization and the proposed approach are presented in this paper. In addition, the bridge between the parameterization and the final blade geometry is also shown. A multi-level modification module has also been developed to facilitate the modification of an existing geometry. This module is based on an influence function that allows the modification of parameter distributions in a local or global way. A validation of the proposed approach is presented by the reconstruction of the NASA rotor 67 with the new parameterization. The rebuilt blade is then compared to the reference blade provided by the work of Strazisar et al. [1]. This comparison is made both in the quality of the resulting geometry as aerodynamic performance. Geometrically, the maximum difference between the two blades is 0.108% with respect to the meridional chord. In terms of aerodynamic performance, efficiency is maintained to 0.16% and the total pressure ratio to 0.07%. In addition, the general tendency of the behavior of the flow compare well with experimental data. Finally, the multi-level modification module is verified by changing the thickness, the angle distribution and the length of the meridional chord of the geometry of the NASA rotor 67 blade in a local and global manner.