Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Numerical loss analysis on slot-type casing treatment in a transonic compressor stage

Zhu M.-M., Qiang X.-Q., Teng J.-F.

Journal of Theoretical and Applied Mechanics

|

2017

|

Vol. 55 nr 1

293--306

EN

To understand the loss mechanism of slot-type casing treatment, a numerical loss analysis has been carried out in a 1.5 axial transonic compressor stage with various slots. Spanwise and streamwise distribution curves of pitch-averaged entropy have been presented to survey the development of loss generation. Further, detailed entropy distributions at eight axial cuts, which have been taken through the blade row and slots, have been further analyzed to interpret the loss mechanism. The most dramatic loss growth occurred above 95% span, which directly resulted from slots injection flow upstream the leading edge. Loss generations with smooth casing have been primarily ascribed to low-momentum tip leakage flow/vortex and suction surface separation at the leading edge. CU0 slot, the arc-curved slots with 50% rotor tip exposure, has been capable of suppressing the suction surface separation loss. Meanwhile, accelerated tip leakage flow brought about additional loss near the casing and pressure surface. Upstream high entropy flow would be absorbed into the rear portion of slots repeatedly, which resulted in further loss.

2

Multiple spike stall cells in low speed axial compressor rotor blade row

Taghavi-Zenouz R, Abbasi S.

Journal of Theoretical and Applied Mechanics

|

2015

|

Vol. 53 nr 1

47--57

EN

Inception and development of multiple stall cells of short length scales are numerically investigated in an axial compressor rotor blade row. The method of investigation is based on time accurate three-dimensional full annulus simulations. Time dependent flow structure results revealed that there are two criteria responsible for inception of a special kind of stall, introduced as spike stall in the literature. These criteria are defined as leading edge spillage and trailing edge backflow, which occur at specific mass flow rates near to stall conditions. The numerical results revealed that once the spike stall cells appear, they cover roughly two blade passages in the circumferential direction and cover about 25% of the blade height. By further revolution of the blade row, the number of cells tends to increase. For the present case study, the number of stall cells increased to three after 8.5 rotor revolutions from the moment of the initial spike stall occurrence. Even at this moment, both of the above mentioned criteria for the spike stall inception have been observed within the blades passages. These events caused the inlet relative flow angle to the blade rows, and therefore the flow incidence angle and consequent blockage to the main flow, to increase. The tip leakage flow frequency spectrum has been studied through surveying instantaneous static pressure signals imposed on pressure side of the blades and also on the casing walls. These latter results showed that any further revolving of the rotor blade row, exceeding 8.5 revolutions, causes the spike stall to disturb the flow structure significantly.

3

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.

4

Numerical simulation ob three-dimensional viscous flow in an isolated axial rotor.

Corsini Alessandro, Rispoli Franco

Archive of Mechanical Engineering

|

1999

|

Vol. XLVI, nr 4

369-392

EN

A finite element based Navier-Stokes solver is applied to investigate the three-dimensional viscous flow in a low speed isolated axial rotor with tip clearance at design condition. A higher order anisotropic eddy viscosity model is used for closure, with wall function treatment able to simulate stationery and moving boundaries. The presented comparisons with experimental data include three-dimensional flow structure behind the rotor as well as the tip leakage flow behaviour developing through the rotor. It is shown that the code predicts well the flow structure observed in the experiments. A critical discussion of predicting limits as also carried out in order to address possible improvements.

PL

Rozwiązanie Naviera-Stockesa, oparte na metodzie elementów skończonych, zastosowano do badań trójwymiarowego przepływu lepkiego w wolnoobrotowym izolowanym wirniku osiowym ze szczeliną między szczytem łopatek i obudową, w warunkach projektowych. Zastosowano anizotropowy wirowy model lepkościowy wyższego rzędu, w którym funkcja opisująca ograniczenia ścian może reprezentować zarówno ograniczenia stacjonarne, jak i ruchome. Przedstawione w pracy porównania z danymi doświadczalnymi obejmują zarówno trójwymiarową strukturę przepływu poza wirnikiem, jak i powstającego w wirniku przepływu w wyniku upływności przez szczlinę szczytową. Jak pokazano, zastosowane oprogramowanie pozwala dobrze przewidziec strukturę przepływu obserwowaną eksperymentalnie. Przeprowadzono także krytyczną dyskusję granicznych możliwości takiego przewidywania, w celu wskazania potrzebnych ulepszeń metody.