The unsteadiness of tip clearance flow and its effect to stability of transonic axial compressor

• Autorzy: Hu J. F. , Zhu X. C. , Ou-Yang H. , Tian J. , Wu Y. D. , Qiang X. Q. , Zhao G. , Du Z. H.

Warianty tytułu

PL

Nieustaloność przepływu w szczelinie wierzchołkowej i jej wpływ na stabilność pracy przydźwiękowej sprężarki osiowej

• Języki publikacji: EN

Abstrakty

EN

The steady and unsteady RANS simulations of a transonic compressor rotor (NASA rotor 37) are performed to investigate the tip clearance flow characteristic and correlations between tip leakage flow and compressor stability. For steady simulations, the results are compared with the aerodynamic probe and laser anemometer data. The speed lines and span-wise aerodynamic parameters agree well with the experimental data. On the other hand, the tip clearance flow of unsteady simulations are analysed clearly at a near stall condition. The results show that there is a mass flow rate boundary. The tip clearance flow oscillates substantially with a frequency about 50% BPF when the mass is less than that, which is caused by tip clearance flow, shock, and the interaction between them and the oncoming flow. The interface between the oncoming flow and clearance flow shifts forward, and the tip clearance flow may spill over into the adjacent blade passage as the mass flow decreases, which may results in the spike stall inception.

PL

W pracy przedstawiono symulacje stanu ustalonego i nieustalonego przydźwiękowej sprężarki osiowej (turbina NASA 37) z zastosowaniem metody Reynoldsa uśredniania równań Naviera-Stokesa (RANS) w celu zbadania charakterystyki przepływu w szczelinie wierzchołkowej oraz określenia zależności pomiędzy stratami związanymi z upływem w tej szczelinie a stabilnością pracy sprężarki. Wyniki symulacji stanu ustalonego porównano z danymi doświadczalnymi uzyskanymi za pomocą sondy aerodynamicznej i laserowego wiatromierza. Wyznaczone wzdłuż rozpiętości sprężarki linie prędkości przepływu i jego parametry aerodynamiczne okazały się zgodne z danymi doświadczalnymi. W przypadku symulacji stanu nieustalonego, analizę przepływu w szczelinie wierzchołkowej przeprowadzono dla warunków bliskich oderwania, tj. utraty wydajności sprężarki, wyznaczając graniczny wydatek przepływu dla takiej sytuacji. Poniżej tej granicznej wartości, zmiany przepływu w szczelinie oscylują z częstotliwością sięgającą 50% częstotliwości przejścia łopatek (tzw. BPF), co jest konsekwencją interakcji wywołanej zderzeniem przepływu z falą napływową w szczelinie wierzchołkowej. Powierzchnia tej interakcji przesuwa się do przodu, a sam przepływ może rozpaść się na fragmenty znajdujące ujście w kanałach przyległych łopatek. Zjawisko to zachodzi przy malejącym wydatku, a to z kolei może indukować oderwanie przepływu skokowymi zmianami mocy współpracującego silnika.

Słowa kluczowe

EN

tip leakage flow; compressor; stability

• Wydawca: Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
• Czasopismo: Journal of Theoretical and Applied Mechanics
• Rocznik: 2013
• Tom: Vol. 51 nr 2
• Strony: 431--438
• Opis fizyczny: Bibliogr. 9 poz., rys.

Twórcy

autor

Hu J. F.

• Shanghai JiaoTong University, School of Mechanical Engineering, Shanghai, China

autor

Zhu X. C.

• Shanghai JiaoTong University, School of Mechanical Engineering, Shanghai, China

autor

Ou-Yang H.

• Shanghai JiaoTong University, School of Mechanical Engineering, Shanghai, China

autor

Tian J.

• Shanghai JiaoTong University, School of Mechanical Engineering, Shanghai, China

autor

Wu Y. D.

• Shanghai JiaoTong University, School of Mechanical Engineering, Shanghai, China

autor

Qiang X. Q.

• Shanghai JiaoTong University, School of Mechanical Engineering, Shanghai, China

autor

Zhao G.

• Shanghai JiaoTong University, School of Mechanical Engineering, Shanghai, China

autor

Du Z. H.

• Shanghai JiaoTong University, School of Mechanical Engineering, Shanghai, China

Bibliografia

• 1. Adamczyk J.J., Celestina M.L., Greitzer E.M., 1993, The role of tip clearance in high-speed fan stall, ASME Journal of Turbomachinery, 115, 28-38
• 2. Copenhaver W.W., Mayhew E.R., Hah C., Wadia A.R., 1996, The effects of tip clearance on a swept transonic compressor rotor, ASME Journal of Turbomachinery, 118, 230-239
• 3. Hah C., Bergner J., Schiffer H.P., 2006, Short length-scale rotating stall inception in a transonic axial compressor-criteria and mechanisms, ASME Paper, 2006-GT-90045
• 4. Hah C., Bergner J., Schiffer H.P., 2008, Tip clearance vortex oscillation, vortex shedding and rotating instabilities in an axial transonic compressor rotor, ASME Paper, GT2008-50105
• 5. Hah C., Voges M., Muller M., Schiffer H.P., 2010, Characteristics of tip Clearence flow instability in a transonic compressor, ASME Paper, GT2010-22101
• 6. Hah C., Loellbach J., 1999, Development of hub corner stall and its influence on the performance of axial compressor blade rows, ASME Journal of Turbomachinery, 121, 1, 67-77
• 7. Hoying D.A., Tan C.S., Vo H.D., Greitzer E.M., 1999, Role of blade passage flow structures in axial compressor rotating stall inception, ASME Journal of Turbomachinery, 121, 735-742
• 8. Vo H.D., Tan C.S., Greitzer E.M., 2005, Criteria for spike initiated rotating stall, ASME Paper, GT2005-68374
• 9. Yamada K., Furukawa M., Inoue M., Funazaki K., 2003, Numerical Analysis of Tip Leakage Flow Field in a Transonic Axial Compressor Rotor, International Gas Turbine Congress Proceedings, IGTC Paper 2003, 095