Transonic axial compressor active boundary layer control concept and its evaluation

• Autorzy: Ziegler B.

Identyfikatory

DOI

10.7862/rm.2014.16

Warianty tytułu

PL

Koncepcja kontroli warstwy przyściennej w sprężarkach transonicznych i jej ewaluacja

• Języki publikacji: EN

Abstrakty

EN

The article presents a concept of boundary layer control in transonic axial compressors. Two methods for obtaining boundary layer control are presented. It is proposed that by combining those two methods, an efficient way of preventing turbulent boundary layer separation in transonic compressor passages can be obtained without the loss of the compressor flux. The concept, is based on the idea of removing boundary layer flows at one stage, and using this removed flux as a blowing type boundary layer control, at previous stage where lower pressures occur. This creates a loop of secondary flow between those stages preventing the boundary layer separation (especially the shock induced separation) on both stages. Two dimensional numerical analyses are performed to assess the possible passage performance (especially the diffusion factor). On the basis of two dimensional analyses, the possible performance of such compressor stage is estimated. The aerodynamic possibility of greatly increasing the axial compressing stage loadings and pressure ratios without increasing blade velocities and passage flow Mach numbers is shown. This possibility has a growing importance as the overall pressure ratio of turbojet engines and tends to rise with every next engine generation. Main conclusions are drawn, showing the possibilities for further research in the scope of this concept.

PL

Artykuł prezentuje koncepcję dwóch metod kontroli warstwy przyściennej w kanałach transonicznych sprężarek. Zaproponowano aby przez połączenie tych dwóch metod, skuteczny sposób zapobiegania turbulentnego oddzielenia warstwy granicznej w transonicznych kanałach sprężarek można uzyskać bez straty strumienia sprężarki. Koncepcja opiera się na idei usuwania przepływów w warstwie brzegowej w jednym etapie oraz wykorzystaniu strumienia jako kontroli warstwy brzegowej we wcześniejszym etapie, gdy występuje niższe ciśnienie. To tworzy wtórną pętlę przepływu pomiędzy tymi etapami uniemożliwiających rozdzieleniu warstwy granicznej (zwłaszcza rozdzieleniu wywołanemu wstrząsem) na obu etapach. Dwuwymiarowa analiza numeryczna została przeprowadzona w celu oceny możliwej wydajności przejściowej (zwłaszcza współczynnika dyfuzji). Na podstawie dwuwymiarowej analizy określono możliwość wykonania takiego stopnia sprężarki. Przedstawiono aerodynamiczną możliwość znacznego zwiększenia obciążeń stopnia sprężania osiowego i wskaźników ciśnienia bez zwiększania prędkości łopat i liczb Macha podczas przepływu. Możliwośćta ma coraz większe znaczenie jako wskaźnika całkowitego ciśnienia silników turboodrzutowych i wykazuje tendencję do wzrostu w każdej następnej generacji silnika. Nakreślono główne wnioski, pokazując możliwości dalszych badań w tym zakresie.

Słowa kluczowe

EN

flow separation; transonic diffusers; turbojet engines

PL

separacja przepływu; dyfuzor transoniczny; silniki turboodrzutowe

• Wydawca: Oficyna Wydawnicza Politechniki Rzeszowskiej
• Czasopismo: Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
• Rocznik: 2014
• Tom: z. 86 [290], nr 1
• Strony: 143--150
• Opis fizyczny: Bibliogr. 4 poz., rys., tab., wykr

Twórcy

autor

Ziegler B.

• Poznań University of Technology, ul. Piotrowo 3, 60-695 Poznań

Bibliografia

• 1. Kerrebrock J. : Final Technical Report on AFOSR Grant F49620-98-1-0493 entitled RESEARCH AND DEVELOPMENT ON ASPIRATED COMPRESSORS, Gas Turbine Laboratory Department of Aeronautics and Astronautics MIT, Cambridge 2003.
• 2. Epstein A. et al. : Final Technical Report on AFOSR Grant F49620-03-1-0309 entitled ASPIRATED HIGH PRESSURE COMPRESSOR, Gas Turbine Laboratory Department of Aeronautics and Astronautics MIT, Cambridge 2006.
• 3. Knapke R.D., Turner M.G.: Detailed Unsteady Simulation of a Counterrotating Aspirated Compressor with a Focus on the Aspiration Slot and Plenum, Int. J. Rotating Machinery, 2013, Article ID 857617.
• 4. Colombo E. et al.: Investigations on axial compressor cascades with aspiration on blades and hub, European Workshop on New Aero Engine Concepts, Munich 2010.