Novel Method for Attenuation of Inlet Distorsion Effects on Turbofan Engines for Future Commercial Aircraft

La mise en oeuvre du concept d'avion à ingestion de couche limite pour une réduction significative de la consommation de carburant et du bruit dépend de l'atténuation de l'impact négatif de la distorsion aérodynamique (flux entrant non-uniforme) sur l'intégrité structurelle et la performance des turbosoufflantes. Cette recherche propose et analyse un nouveau concept pour résoudre ces problèmes en plaçant un dispositif juste en amont du rotor de la soufflante pour diminuer la fluctuation de la force aérodynamique qui peut briser les pales de la soufflante, ainsi qu'atténuer la non-uniformité de l'écoulement à la sortie du rotor qui affecte la performance aérodynamique de la soufflante et par extension, du moteur d'avion. L'objectif de ce projet est de faire une première évaluation de l'efficacité de ce dispositif d'atténuation sur des soufflantes à basse et à haute vitesse. Une étude numérique est réalisée sur trois géométries de soufflante: un rotor de soufflante à basse vitesse, un rotor de soufflante à haute vitesse (transsonique) plus réaliste (NASA Rotor 67) et un étage de soufflante à basse vitesse provenant d'un banc d'essai de distorsion à Polytechnique Montréal (pour une éventuelle validation du concept). Les simulations CFD 3D instationnaires de la soufflante (sur 360º) sont effectuées avec ANSYS CFX, en mode non-visqueux sans jeu d'aube (à l'exception de la dernière géométrie, car elle est destinée à être testée sur un banc d'essai) pour garder les ressources et le temps de calcul raisonnables. Le dispositif d'atténuation est conçu manuellement et des simulations CFD sont faites afin d'évaluer sa performance. Pour les deux premières géométries de soufflante (basse vitesse et haute vitesse), la redistribution locale de l'écoulement d'entrée aux bords de la région de distorsion résulte à une variation circonférentielle continue de la force aérodynamique des pales de rotor. Dans les deux cas, la conception du dispositif d'atténuation, bien que non optimisée, a réduit l'amplitude de variation de la force aérodynamique d'environ deux tiers. Le dispositif d'atténuation permet également de récupérer la moitié ou plus de la perte d'augmentation de pression due à la distorsion aérodynamique. Il a également pu réduire la non-uniformité de pression totale à la sortie du rotor pour la soufflante à grande vitesse, mais n'a pas réussi à le faire pour la soufflante à basse vitesse. Cependant, une analyse plus détaillée indique que l'efficacité du dispositif d'atténuation peut être améliorée sur les trois métriques par une meilleure optimisation de son design. Dans le cas de l'étage de soufflante du banc d'essai, la redistribution locale l'écoulement d'entrée aux bords de la zone de distorsion est réduite par la position de l'écran de distorsion et la présence d'une rangée d'aubes directrices d'entrée axiales dans le banc d'essai, entraînant des changements brusques (distribution non uniforme) dans la force aérodynamique des pales de rotor près des bords de la région de distorsion. Ces changements brusques de force aérodynamique rendent le dispositif d'atténuation difficile à concevoir et inefficace. Cependant, cette situation n'est pas représentative des vraies soufflantes et ces résultats suggèrent que la validation expérimentale du dispositif d'atténuation devrait se faire sur un banc d'essai de soufflante avec une configuration plus réaliste.

Abstract

The implementation of the concept of boundary layer ingestion aircraft for significant reduction in fuel consumption and noise is dependent on mitigating the negative impact of inlet distortion (non-uniform inflow) on the structural integrity and performance of turbofan engines. This research proposes and analyzes a novel concept to solve these problems in the form of a device placed just upstream of the fan to decrease the fluctuation in aerodynamic force on the fan blades under large inlet distortion that can lead to blade failure, as well as to attenuate the flow non-uniformity at the fan rotor that affect fan/engine aerodynamic performance. The objective of this project is to provide a first assessment of the effectiveness of this device on low and high-speed fans. A computational study is carried out on three fan geometries: a low-speed fan rotor, a more realistic high-speed (transonic) fan rotor (NASA Rotor 67) and a low-speed test fan stage from a distortion test rig at Polytechnique Montréal (for possible validation of the concept). Full-annulus unsteady, 3D CFD simulations are carried out in ANSYS CFX, in inviscid mode without tip clearance (except for the last geometry since it was intended to be rig tested) to keep computational resources and time reasonable. The attenuation device is designed manually and CFD simulations are carried out to evaluate its performance. For the low-speed and high-speed fan rotors, local flow redistribution at the edges of the distortion region leads to relatively smooth circumferential variation of rotor blade aerodynamic force. In both cases, the attenuation device design, though not optimized, reduces the aerodynamic force variation amplitude by around two-thirds. The attenuation device design also recovers half or more of the loss in pressure rise due to inlet distortion. It is also able to reduce the total pressure distortion at the fan rotor exit for the high-speed fan but is unsuccessful for the low-speed fan. However, a more detailed analysis indicates that the effectiveness of the attenuation device can be improved in all three metrics if a more optimized design is performed. In the case of the test fan stage, the local flow redistribution at the edges of the distortion region is reduced due to the location of the distortion screen and the presence of the straight inlet guide vanes in the test rig, leading to sudden changes (non-smooth distribution) in rotor blade aerodynamic force near the edges of the distortion region. The local jump in aerodynamic force makes the attenuation device difficult to design and ineffective. However, this situation is not representative of real fans and these results suggest that experimental validation of the attenuation device should be done on a more realistic fan distortion test rig.