بررسی عددی ساختار جریان نشتی نوک در روتور کمپرسور محوری گذر‌‌صوت در شرایط عملکردی مختلف

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی اراک، اراک، ایران

چکیده

در این مقاله، به بررسی ساختار جریان نشتی نوک در روتور یک کمپرسور محوری گذرصوت در شرایط عملکردی مختلف پرداخته می‌شود. نتایج بر اساس شبیه سازی عددی جریان لزج به صورت سه‌بعدی با حل معادلات ناویر-استوکس، پیوستگی و انرژی و با استفاده از نرم افزار تجاری انسیس سی. اف. ایکس ارائه گردیده است. در ابتدا، به منظور اعتبارسنجی نتایج حاصله، منحنی عملکردی با استفاده از شبیه سازی حاضر استخراج و با نتایج تجربی مقایسه گردیده است که تطابق خوبی مشاهده می‌شود. در ادامه، نتایج برای سه دبی عملکردی شامل شرایط طراحی، شرایط خفگی و شرایط نزدیک به استال استخراج و با یکدیگر مقایسه گردیده اند. نتایج نشان می‌دهند که با کاهش نرخ دبی جرمی از شرایط خفگی به شرایط نزدیک استال، جریان نشتی نوک تقویت گردیده و در مقابل جریان اصلی مقاومت کرده و منجر به ایجاد افت بیشتر می‌گردد. به علاوه با توجه به رخداد شوک در نزدیکی نوک، مشاهده می‌گردد که با کاهش دبی جریان، موقعیت رخداد شوک به سمت بالادست حرکت می‌کند. برخورد جریان نشتی نوک، شوک و جریان اصلی ساختار پیچیده ای را در شرایط نزدیک استال ایجاد می‌کند که موجب افزایش شدید آنتروپی، رخداد جریان‌های گردابی و انسداد در مسیر جریان می‌گردد.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Numerical Simulation of Tip Leakage Flow Structure in the Transonic Axial Compressor in Different Performance Conditions

نویسندگان [English]

  • S. Abbasi
  • E. Behroozizade
Department of Mechanical Engineering, Arak University of Technology, Arak, Iran
چکیده [English]

In this paper tip leakage flow structure of a transonic axial compressor rotor in different performance conditions will be simulated. Results have been presented according to a 3D numerical simulation of the viscous flow and solving Navier-Stokes, Continuity and energy equations using Ansys- CFX software. Initially, performance curves have been derived and compared with experimental results and have shown good agreement. Then, results have been obtained from three mass flow rates including design, choke and near stall conditions. The results have indicated that reduction of mass flow rate from chock to stall condition leads to increase in the tip leakage flow strength. This phenomena causes to more loss, especially in the blade tip region. In addition, position of shock line moves to upstream when the mass flow rate decreases. The tip leakage flow, shock and main flow contact cause a complicated flow structure near stall condition which leads to increase in entropy, vortex flow and blockage.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Axial compressor
  • numerical simulation
  • Performance Curve
[1] M. Inoue, M. Kuroumaru, Structure of Tip Clearance Flow in an Isolated Axial Compressor Rotor, Journal of Turbomachinery, 111(3) (1989) 250-256.
[2] B. Liu, H. Wang, H. Liu, H. Yu, H. Jiang, M. Chen, Experimental Investigation of Unsteady Flow Field in the Tip Region of an Axial Compressor Rotor Passage at Near Stall Condition With SPIV, (36894) (2003) 877888.
[3] J.D. Cameron, M.A. Bennington, M.H. Ross, S.C. Morris, J. Du, F. Lin, J. Chen, The Influence of Tip Clearance Momentum Flux on Stall Inception in a HighSpeed Axial Compressor, Journal of Turbomachinery, 135(5) (2013) 051005-051005-051011.
[4] C. Hah, Effects of Double-Leakage Tip Clearance Flow on the Performance of a Compressor Stage With a Large Rotor Tip Gap, (49699) (2016) V02AT37A005.
[5] S.N. Danish, S.R. Qureshi, M.M. Imran, S.U.-D. Khan, M.M. Sarfraz, A. El-Leathy, H. Al-Ansary, M. Wei, Effect of tip clearance and rotor–stator axial gap on the efficiency of a multistage compressor, Applied Thermal Engineering, 99 (2016) 988-995.
[6] K.L. Suder, M.L. Celestina, Experimental and Computational Investigation of the Tip Clearance Flow in a Transonic Axial Compressor Rotor, Journal of Turbomachinery, 118(2) (1996) 218-229.
[7] X. Ren, C. Gu, A numerical study on the tip clearance in an axial transonic compressor rotor, Applied Thermal Engineering, 103 (2016) 282-290.
[8] D.W. Thompson, P.I. King, D.C. Rabe, Experimental Investigation of Stepped Tip Gap Effects on the Performance of a Transonic Axial-Flow Compressor Rotor, Journal of Turbomachinery, 120(3) (1998) 477486.
[9] Z. Wang, B. Lu, J. Liu, J. Hu, Numerical simulation of unsteady tip clearance flow in a transonic compressor rotor, Aerospace Science and Technology, 72 (2018) 193203.
[10] K.L. Suder, R.V. Chima, A.J. Strazisar, W.B. Roberts, The Effect of Adding Roughness and Thickness to a Transonic Axial Compressor Rotor, Journal of Turbomachinery, 117(4) (1995) 491-505.
[11] S. Abbasi and R. Taghavi Zenouz, Computational Analysis of Unsteady Tip Leakage Flow in an Isolated Axial Compressor Rotor Blade Row, Amirkabir J. Mech.Eng., 49(3) (2017) 485-49.
[12] C.-T. Dinh, M.-W. Heo, K.-Y. Kim, Aerodynamic performance of transonic axial compressor with a casing groove combined with blade tip injection and ejection, Aerospace Science and Technology, 46 (2015) 176-187.
[13] S. Han, J. Zhong, Effect of blade tip winglet on the performance of a highly loaded transonic compressor rotor, Chinese Journal of Aeronautics, 29(3) (2016) 653661.
[14] B.H. Beheshti, J.A. Teixeira, P.C. Ivey, K. Ghorbanian, B. Farhanieh, Parametric Study of Tip Clearance—Casing Treatment on Performance and Stability of a Transonic Axial Compressor, Journal of Turbomachinery, 126(4) (2004) 527-535.
[15] L. Reid, R. D. Moore, Design and overall performance of four highly loaded, high speed inlet stages for an advanced high-pressure-ratio core compressor, 1978.
[16] R. D. Moore, L. Reid, Performance of single-stage axialflow transonic compressor with rotor and stator aspect ratios of 1.19 and 1.26 respectively, and with design pressure ratio of 2.05, 1980.