تحلیل عددی گذرا یک طبقه کمپرسور تاندم

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران

چکیده

طراحان توربوماشین همیشه به دنبال کاهش وزن کمپرسورها بوده‌اند و لازمه کاهش وزن علاوه بر بکار بردن مواد مناسب، استفاده از طبقات کمپرسور با نسبت فشار بالا و راندمان مناسب می‌باشد. برای داشتن طبقه ای با نسبت فشار بالا درحالی که راندمان حفظ شود، نیاز به کنترل لایه مرزی روی پره می‌باشد. تاندم یکی از روش هایی است که می‌تواند لایه مرزی روی پره را درحالی که چرخش پره زیاد باشد، کنترل کند و مانع جدایش جریان شود. در این مقاله یک طبقه تاندم به صورت سه بعدی مورد تحلیل قرار گرفته است و با استفاده از روش تبدیل زمان، طبقه تاندم به صورت گذرا حل شده است. ابتدا نتایج حل گذرا با پایا مقایسه شده و نشان داده شده که حل گذرا محدوده عملکرد طبقه تاندم را در دور طراحی حدود  25 %و در دور  80% حدود 28%  بیشتر پیش بینی می‌کند، سپس مکانیزم ها وساختارهای آیرودینامیکی موجود در جریان و موثر بر ناپایا بودن جریان درون طبقه مطالعه شده است.در این مطالعه مشاهده شده است که حل گذرا بر خلاف حل پایا گردابه‌ها، جریان نشتی و واماندگی گوشه ریشه ی روتور را از قاب بین روتور و استاتور عبور داده و باعث شده که استاتور جریان متفاوتی نسبت به حل پایا داشته باشد.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Transient Numerical Analysis of a Tandem Compressor Stage

نویسندگان [English]

  • R. Shamsodini Lori
  • A. M.Tusi
  • H. Eshraghi
Department of Aerospace Engineering, Amirkabir University of Technology, Tehran, Iran
چکیده [English]

Minimizing the number of axial flow compressor stages for a specific work output, and thereby lowering the engine size and weight has always been the designer’s goal. A major limitation on the pressure rise in a subsonic axial-flow compressor stage is boundary layer separation on the blade suction surface. One method of mitigating the suction surface separation is to employ tandem airfoil blades. Tandem blading is a method of increasing the flow deflection by delaying the separation in diffusing cascade arrangements. The basic concept is that a new boundary layer forms on the second (aft) airfoil, allowing for high overall loading without the large flow separations that would be seen with a single airfoil. The unsteady 3D flow fields in a single-stage compressor with tandem blades under designed conditions are simulated numerically to investigate the stage performance and the aerodynamic interaction between the blade rows. In this work, the Time Transformation method (TT) to stage modeling has been employed to predicting stage compressor performance. In the compressor, three main aerodynamic structures are responsible for the unsteadiness of the flow: the wakes, the corner stalls and the tip-clearance flows. The study of the aerodynamic structures is the subject of this paper.

کلیدواژه‌ها [English]

  • compressor
  • tandem
  • Unsteady
  • Time Transformation
  • aerodynamic structures
[1] J. McGlumphy, W.-F. Ng, S.R. Wellborn, S.J.J.o.T. Kempf, Numerical investigation of tandem airfoils for subsonic axial-flow compressor blades, 131(2) (2009) 021018.
[2] Y. Sakai, A. Matsuoka, S. Suga, K. Hashimoto, Design and test of transonic compressor rotor with tandem cascade, in: Proceedings of the International Gas Turbine Congress, Citeseer, 2003, pp. 2-7.
[3] S. Trehan, B. Roy, Gap optimization for tandem blades in axial flow compressor/fan using computational tools, in: 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2007, pp. 5024.
[4] L. Qiushi, W. Hong, Z.J.C.J.o.A. Sheng, Application of tandem cascade to design of fan stator with supersonic inflow, 23(1) (2010) 9-14.
[5] M. Hoeger, R.-D. Baier, S. Fischer, J. Neudorfer, High turning compressor tandem cascade for high subsonic flows, part 1: Aerodynamic design, in: 47th AIAA/ ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2011, pp. 5601.
[6] C. Shen, X. Qiang, J.J.J.o.T.S. Teng, Numerical and experimental investigation of an axial compressor flow with tandem cascade, 21(6) (2012) 500-508.
[7] C. Hertel, C. Bode, D. Kožulović, T. Schneider, Investigations on aerodynamic loading limits of subsonic compressor tandem cascades: Midspan flow, in: ASME 2013 International Mechanical Engineering Congress and Exposition, American Society of Mechanical Engineers, 2013, pp. V001T001A041-V001T001A041.
[8] C. Hertel, C. Bode, D. Kožulović, T. Schneider, Investigations on aerodynamic loading limits of subsonic compressor tandem cascades: end wall flow, in: ASME Turbo Expo 2014: Turbine Technical Conference and Exposition, American Society of Mechanical Engineers, 2014, pp. V02AT37A049-V002AT037A049.
[9] M.M. Payyappalli, S. Shine, Numerical investigation on tandem compressor cascades, in: ASME 2015. Gas Turbine India Conference, American Society of Mechanical Engineers, 2015, pp. V001T001A013- V001T001A013.
[10] C. Hertel, C. Bode, D. Kožulović, T. Schneider, Particle image velocimetry investigations of a subsonic compressor tandem cascade, in: ASME Turbo Expo 2016: Turbomachinery Technical Conference and Exposition, American Society of Mechanical Engineers, 2016, pp. V02AT37A044-V002AT037A044.
[11] A.S. Dehkharqani, M. Boroomand, H. Eshraghi, A numerical investigation of loss coefficient variation in various incidence angles in tandem blades cascade, in: ASME 2014 International Mechanical Engineering Congress and Exposition, American Society of Mechanical Engineers, 2014, pp. V001T001A074- V001T001A074.
[12] H. Eshraghi, M. Boroomand, A.J.J.o.A.F.M. Tousi, A Developed Methodology in Design of Highly Loaded Tandem Axial Flow Compressor Stage, 9(1) (2016).
[13] H. Eshraghi, M. Boroomand, A.M. Tousi, M.T. Fallah, A.J.J.o.T.S. Mohammadi, The effect of variable stator on performance of a highly loaded tandem axial flow compressor stage, 25(3) (2016) 223-230.
[14] I.J.R.e. ANSYS, CFX-Solver Theory Guide, (2009).
[15] R. Vos, S. Farokhi, Introduction to transonic aerodynamics, Springer, 2015.
[16] A.J. Strazisar, J.R. Wood, M.D. Hathaway, K.L. Suder, Laser anemometer measurements in a transonic axialflow fan rotor, (1989).
[17] M.D. Hathaway, Unsteady flows in a single-stage transonic axial-flow fan stator row, (1986).