Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

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

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

Journal of Theoretical and Applied Mechanics

|

2013

|

Vol. 51 nr 2

431--438

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.

2

The off-design performance prediction of axial compressor based on a 2D approach

Zhu X. C., Hu J. F., Ou-Yang H., Tian J., Qiang X. Q., Du Z. H.

Journal of Theoretical and Applied Mechanics

|

2013

|

Vol. 51 nr 3

523--531

EN

The two-dimensional compressor flow simulation approach has always been a very valuable tool in compressor preliminary design studies, as well as performance predictions. In this context, a general development of the streamline curvature (SLC) method is elucidated firstly. Then a numerical method based on SLC is developed to simulate the internal flow of the compressor according to the development analysis and conclusion. Two certain transonic axial compressors are calculated by this 2D method. The speed lines and span-wise aerodynamic parameters are compared with the experiment data in order to demonstrate the method presented in this paper.

3

Numerical investigation of compressor rotor blade clocking effects on aerodynamic loading of the stator vane

Yan P. G., Qiang X. Q., Du Z. H., Han W. J.

Journal of Theoretical and Applied Mechanics

|

2012

|

Vol. 50 nr 2

423-440

EN

The unsteady flow fields of a three-stage axial compressor are simulated. The 3D N-S equations are solved by using the frequency domain transformed method based on the harmonic function. The main efforts are focused on the effects of the second stage rotor blade clocking configuration on aerodynamic loading of the stator vanes. The unsteady aerodynamic loadings of each blade row are analyzed in time and frequency domains. The results point out that the aerodynamic loading of the middle stage stator vane is significantly affected as the rotor blades changing with different clocking configuration. At CLK0 configuration, the middle stage stator vane is affected by the aerodynamic force whose direction is sometimes reverse with the regular force. At CLK2 configuration, the aerodynamic force of the stator vane is always positive and the fluctuation amplitude is smaller than those of other configurations. Meanwhile, the response of stator vane S2 to one blade passing frequency (BPF) is minimum comparing to others.

PL

Praca zawiera wyniki symulacji numerycznej nieustalonego pola przepływu w trójstopniowej sprężarce osiowej. Trójwymiarowe równania Naviera-Stokesa rozwiązano metodą transformacji w dziedzinie częstości opartej na funkcji harmonicznej. Główny wysiłek włożono w badania wpływu konfiguracji łopat kierownicy i wirnika drugiego stopnia sprężarki na obciążenie aerodynamiczne kierownicy. Obciążenie to o charakterze nieustalonym przeanalizowano dla każdego rzędu łopatek w dziedzinie czasu i częstości. Wyniki wykazały, że obciążenie aerodynamiczne kierownicy środkowego stopnia sprężarki znacząco zależy od wzajemnego ustawienia łopat wirnika i kierownicy. Dla konfiguracji oznaczonej CLK0 kierownica podlega obciążeniu siłą, której zwrot bywa przeciwny do kierunku typowego w przypadkach regularnych. Natomiast konfiguracją CLK2 generuje zawsze dodatnią wartość siły aerodynamicznej, której fluktuacje amplitudy są jednocześnie mniejsze niż w innych konfiguracjach. Ponadto stwierdzono, że wrażliwość aerodynamiczna łopaty kierownicy S2 na częstotliwość łopatkową (BPF) jest minimalna w stosunku do innych konfiguracji.