Amélioration de la condition frontière de face de soufflante pour la conception de l'admission d'air sous distorsion

La conception d'une prise d'air pour une turbine à gaz implique des calculs de dynamique des fluides (CFD) suivis d'évaluations expérimentales sur banc d'essai. Dans les deux cas, le moteur est pris en compte comme un puits de masse imposé à quelques rayons de pales de distance après le plan de la soufflante réelle. En général, cette approche est suffisante pour concevoir la géométrie d'admission d'air pour une faible distorsion de l'écoulement au niveau de la face de la soufflante. En réalisant ce type de modélisation, on ne prend pas en compte l'effet de l'interaction entre l'aube et l'écoulement sous distorsion. En réalité, la soufflante fait l'effort de compenser la distorsion de l'écoulement et le rendement de compresseur est influencé par la distorsion. Ces phénomènes ne sont pas considérés par l'imposition d'une condition frontière uniforme à la sortie de la prise d'air. À l'avenir, le positionnement des moteurs d'avion à réaction engendrera de nombreuses situations avec des niveaux de distorsion plus élevés en entrée de la soufflante. Dans ces cas, ne pas prendre en compte les pales de la soufflante conduit à des solutions CFD inexactes dans la prise d'air. Cette prise en compte lors de la phase conception de la prise d'air exigerait des calculs intensifs et coûteux, par exemple une modélisation 3-D instationnaire de l'aube. La solution proposée dans ce document pour le calcul CFD est la conception d'une nouvelle condition frontière appliquée sur le plan de la soufflante qui pourrait mieux représenter l'effet des pales de la soufflante sur l'écoulement dans la prise d'air en présence de distorsion. Cette nouvelle condition aux limites est une composition de plusieurs compresseurs en parallèle dont chacun influence l'écoulement d'une manière à atténuer la distorsion. La méthode est définie et validée selon le fonctionnement de soufflantes existantes.

Abstract

The design of an intake for a gas turbine engine involves CFD-based investigations and experimental assessment in the intake test rig. In both cases, the engine is represented by a mass flux sink, usually imposed a few fan radius aft of the real fan face. In general, this approach is sufficient to design intake geometry for low distortion at the fan face. When considering future installations, many situations could arise when distortion level will be higher at the fan face. In these cases, the effect of the fan and its reaction on the distortion is expected to be more important. Situations could arise where flow separation in the intake could be triggered or suppressed when considering or not the coupling between the fan and the intake. An expensive solution would be to include the fan analysis during the intake design, but this solution is too computationally intensive to be useful in design mode. The solution proposed in this paper for the CFD is to design a new boundary condition applied to the plane of the fan that could better represent the effect of the fan blades on the flow in the intake air in the presence of distortion. This new boundary condition is defined as the operation of some existing fans. This new boundary condition is a composition of several compressors in parallel. Each of these compressors influences the flow in a manner to attenuate the flow distortion. The proposed method is defined and validated according to the operation of existing fans.