تأثیر شیارهای محیطی بر عملکرد یک کمپرسور گذر صوتی

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 دانشگاه امیرکبیر

2 انستیتوی مکانیک و دینامیک سیالات، دانشگاه فرایبرگ، فرایبرگ، آلمان

3 دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران

چکیده

در این مقاله به مطالعه عددی اصلاح پوسته با استفاده از شیارهای محیطی در یک فن گذرصوتی پرداخته شده است. چهار شیار محیطی در بالای یک پره ناسا 67 قرار داده شده و شبیه‌سازی‌های گذرا از نقطه خفگی تا نزدیکی واماندگی صورت گرفته است. نتایج نشان می‌دهد شیارهای محیطی باعث کاهش زاویه برخورد در لبه حمله پره می‌شوند. علاوه بر این، شوک ایجاد شده و جریان نشتی نوک پره به پایین دست جریان رانده می‌شوند. همچنین شبیه‌سازی‌ها نشان می‌دهد که شیارهای محیطی دو اثر بر روی میدان جریان انتهای پره دارند: 1- باعث افزایش مومنتوم در جهت جریان می‌شوند (جریان از پایین دست شیارها وارد و از بالادست آنها خارج و به جریان اصلی تزریق می‌شود). 2- باعث ایجاد یک مسیر جریان بین سطوح فشاری و مکشی در نوک پره (و در نتیجه کاهش اختلاف فشار این سطوح) می‌شوند. در واقع جریان در نزدیکی سطح فشاری به شیارها وارد و در سطح مکشی به گذرگاه پره تزریق می‌شود. در پژوهش حاضر مشاهده شد که خصوصا در نزدیکی نقطه واماندگی، میدان جریان در شیارها بسیار ناپایا است. نتایج نشان داد که بیشترین رفتار ناپایا در اولین شیار است که تغییرات زمانی دبی جرمی عبوری از این شیار در حدود 30 درصد میانگین زمانی دبی جرمی آن است. در نتیجه به منظور شبیه‌سازی اصلاح پوسته کمپرسور باید از حل ناپایا استفاده کرد و حل دائمی کافی نیست.

کلیدواژه‌ها

موضوعات


عنوان مقاله [English]

Circumferential Casing Treatment in a Transonic Fan

نویسندگان [English]

  • Hosein Khaleghi 1
  • Martin Heinrich 2
  • Mohammad Javad Shahriyari 3
1 Department of Aerospace Engineering, Amirkabir University of Technology, Tehran
2 Institute of Mechanics and Fluid Dynamics, Technische Universität Bergakademie Freiberg, 09599 Freiberg, Germany
3 Department of Aerospace Engineering, Amirkabir University of Technology, Tehran 15875-4413, Iran
چکیده [English]

This paper reports on a numerical simulation of circumferential groove casing treatment in a high-speed axial fan. Four circumferential grooves of the same geometry are located over the tip of a NASA Rotor-67 and unsteady calculations are performed from choke to near-stall. Results show that circumferential grooves reduce the incidence angle near the pressure surface at the blade leading-edge. Furthermore, the passage shock and the leakage flow are pushed rearward in the passage. It is also found that circumferential grooves have two simultaneous important effects on the endwall flow field. First is adding momentum in the streamwise direction (fluid is absorbed by the grooves from their downstream part and is injected from their upstream section). The other effect is providing a flow path between the suction and pressure surface, leading to a reduction in the pressure difference between them (fluid is absorbed by the grooves mostly near the pressure surface and is injected into the passage near the suction surface). At the near-stall point the flow field near the grooves was found to be highly unsteady. Maximum unsteadiness was observed in the first upstream groove: the circulated mass flow rate changed as high as roughly 30 percent of its time-averaged value.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Circumferential Grooves
  • Range Extension
  • Casing Treatment
  • Transonic Compressor