بررسی سه‌بعدی تأثیر نسبت فشار کمپرسور تاندم روی گردابه‌های پایین‌دست

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 دانشجوی دکتری، گروه مهندسی هوافضا، دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه آزاد اسلامی واحد علوم و تحقیقات، تهران،ایران

2 استادیار، گروه مهندسی هوافضا، دانشکده فنی مهندسی، واحد علوم و تحقیقات، دانشگاه آزاد اسلامی، تهران، ایران

چکیده

برای دستیابی به انرژی پاک و پایدار برای جابه‌جایی و تولید قدرت، طراحان موتور خواستار عملکرد بالا و پیشران قوی هستند. پره‌های کمپرسور وظیفه افزایش ضریب اتلاف را دارند و در طراحی، باید جلوگیری از پدیده‌های مخربی نظیر جدایش جریان در نظر گرفته شود. اگر بتوان فشار معکوس روی پره را به‌گونه‌ای مهندسی نمود که باعث جلوگیری از جدایش جریان و کنترل گردابه‌ها شود، می‌توان به ضریب اتلاف بالاتری دست یافت. یک راه مطمئن برای دستیابی به این هدف، استفاده از تاندم می‌باشد که عبارت است از قرار دادن یک پره ثانویه کوچک در عقب پره اصلی. در تحلیل عددی حاضر، روتور و طبقه دارای تاندمِ طراحی و تست شده در مرکز تحقیقات لویس ناسا، مطالعه شده است. هندسه موردنظر از منبع مذکور، اخذ و شبکه با کیفیت بالا با حدود 896 هزار گره بر آن اعمال گردید و سپس توسط نرم‌افزار تجاری CFX با مدل آشفتگی SST  مورد تحلیل و بررسی قرار گرفت. روتور و طبقه آن در 5 دور و در نتیجه 5 نسبت فشار متفاوت مطالعه و گردابه‌های پس از آن موردبررسی و تفسیر قرار گرفته‌ است. در نهایت مشاهده می‌شود که در دور 2105 (نصف دور نامی)، هم در روتور و هم در طبقه کمپرسور دارای تاندم، گردابه‌ها به‌صورت کامل مهار نمی‌شوند و سطح بسیار کمی از نمودار فشار برحسب وتر را اشغال می‌نماید و بدین ترتیب عملکرد مناسبی ندارد. در نسبت فشار 0.9 نیز شاهد آشفتگی فراوان پس از پره هستیم که برای عملکرد کمپرسور مناسب نیست. متقابلاً در دور 4210 (دور نامی) گردابه‌ها به‌خوبی مهار شده و کاهش فشار را به‌خوبی شاهد هستیم؛ همچنین سطح بسیاری را در نمودار فشار برحسب وتر، اشغال می‌نماید. در نسبت فشار 1.1038 نیز شاهد شکل‌گیری مناسب و کنترل گردابه‌ها جهت کاهش آشفتگی هستیم.

کلیدواژه‌ها

عنوان مقاله [English]

Three-Dimensional Study of the Effect of Tandem Compressor Pressure Ratio on Downstream Vortices

نویسندگان [English]

  • Alireza Sekhavat Benis 1
  • Reza Aghaei Togh 2
1 PhD student, Department of Aerospace Engineering, Faculty of Technology and Engineering, Islamic Azad University, Science and Research Unit, Tehran, Iran
2 Assistant Professor,Department of Aerospace Engineering, faculty of engineering, science and Research Branch, Islamic Azad University, Tehran, Iran
چکیده [English]

To achieve clean and sustainable energy for power generation and displacement, the engine designers demand a high performance and powerful propulsion. The compressor blades have the task of increasing the loss coefficient and should be considered in the design to prevent the destructive phenomena such as the flow separation. If the reverse pressure on the vane could be engineered in such a way as to prevent the flow separation and control the vortices, a higher loss coefficient would be achieved. A reliable way to achieve this goal is to use a tandem, which is obtained by placing a small secondary blade behind the main blade. In the present numerical analysis, a tandem rotor and stage designed and tested at NASA's Lewis Research Center are studied. The desired geometry is extracted from the mentioned source and a high-quality network with about 896 thousand nodes is applied to it, and then considering the  SST turbulence model, it is analyzed by the CFX commercial software. The rotor and its stage are studied in 5 rounds and therefore 5 different pressure ratios, and the resulting vortices are also subject to investigation and interpretation. Finally, it can be seen that at 2105 revolutions (half of the nominal revolution), both in the rotor and in the tandem compressor stage, the vortices are not fully restrained and occupy a very small area of the pressure diagram in terms of chords, thus demonstrating inappropriate performance. At a pressure ratio of 0.9, we also see a lot of turbulence after the vane, which is not suitable for the operation of the compressor. On the other hand, at 4210 rpm (nominal rpm), the vortices are well restrained and a good reduction in the pressure is observed. It also occupies a lot of space in the graph of pressure by chord. Also, at the pressure ratio of 1.1038, we see a proper formation and control of vortices to reduce the turbulence.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Tandem compressor
  • Vortex
  • Pressure ratio
  • Characteristic curve

Smiley face

مراجع

  1. Saidi, M., & Aghaei Touq, R. (1400). “Delaying the flow separation on the wind turbine blade by combining the effect of half blade and longitudinal grooves. ” Journal of Fluid Mechanics and Aerodynamics, 9(2), 39-52. (in persian)
  2. Bammert, H.Beelte, “Investigation Of An Axial Flow Compressor With Tandem Cascade”, Journal Of Engineering For Power, 1980, Doi: 10.1115/1.2952366.
  3. Jonathan Mcglumphy, Wing-Fai Ng, Steven R. Wellborn, Severin Kempf, “Numerical Investigation Of Tandem Airfoils For Subsonic Axial-Flow Compressor Blades”, Turbomach Int,2009, Doi: 10.1115/1.2952366.
  4. Jonathan Mcglumphy, Wing-Fai Ng, Steven R. Wellborn, Severin Kempf, “3d Numerical Investigation Of Tandem Airfoils For A Core Compressor Rotor”, Turbomach Int, July 2010. Doi: 10.1115/1.3149283.
  5. Zheng Yun, Yang Hui, “Coupled Fluid-Structure Flutter Analysis Of A Transonic Fan”, Chinese Journal Of Aeronautics 24 (2011) 258-264.
  6. Alrik Tesch, Jens Ortmanns, “An Experimental Investigation Of A Tandem Stator Flow Characteristic In A Low Speed Axial Research Compressor”, Asme Turbo Expo 2014: Turbine Technical Conference And Exposition, June 16 – 20, 2014, Düsseldorf, Germany. Gt2014-26104.
  7. Soltani Dehkharqani Arash, Boroomand Masoud, Eshraghi Hamzeh, “A Numerical Investigation Of Loss Coefficient Variation In Various Incidence Angles In Tandem Blades Cascade”, Asme 2014 International Mechanical Engineering Congress And Exposition, Imece2014, November 14-20, 2014, Montreal, Quebec, Canada.
  8. Tateishi Atsushi, Watanabe Toshinori, Himeno Takehiro, Aotsuka Mizuho, Murooka Takeshi, “Verification And Application Of Fluid-Structure Interaction And A Modal Identification Technique To Cascade Flutter Simulations”, International Journal Of Gas Turbine, Propulsion And Power Systems, 2016.
  9. Eshraghi Hamzeh, Boroomand Masoud , M. Tousi Abolghasem, Toude Fallah Mohammad, Mohammadi Ali, “The Effect Of Variable Stator On Performance Of A Highly Loaded Flow Compressor Stage Tandem Axial”, Journal Of Thermal Science Vol.25, No.3 (2016) 223-230, Doi: 10.1007/S11630-016-0854-Y.
  10. Kumar Amit, Pradeep A M, “Performance Evaluation Of A Tandem Rotor Under Design And Off-Design Operation”, Asme Turbo Expo 2018, Turbomachinery Technical Conference And Exposition, Gt2018, June 11-15, 2018, Oslo, Norway, Gt2018-75478.
  11. [10] Manas M. P. & Shine S. R, “Characterization Of Tandem Airfoil Configurationsof Axial Compressors”, Int J Turbo Jet Eng 2018; Aop, Https://Doi.Org/10.1515/Tjj-2018-0018.
  12. Shaoyuan Yue, Yangang Wang *, Haitong Wang, “Design And Optimization Of Tandem Arranged Cascade In A Transonic Compressor”, Aerospace Eng Vol.27, No.4 (2018) 349-358, Https://Doi.Org/10.1007/S11630-018-1013-4.
  13. Weiwei Zhang; Yabin Xu; Dan Su; And Yiqi Gao, “Flutter Analysis Of Tandem Cascades Based On A Fluid–Structure Coupling Method”, Aerospace Eng., 2019, 32(2): 04018147, Doi: 10.1061/(Asce)As.1943-5525.0000975.
  14. Doroshenko Е. V., Tereshchenko Yu. M., Tereshchenko Yu. Yu., А. O. Kushchinskiy, “Aero Acoustic Characteristics Of The Axial Compressor Stage With Tandem Impeller”, Doi: 10.29202/Nvngu/2019­1/9.
  15. Ruochi Pan, Zhaoyun Song, Bo Liu, “Optimization Design And Analysis Of Supersonic Tandem Rotor Blades, Energies 2020, 13, 3228; Doi:10.3390/En13123228.
  16. Yuan Tao, Xianjun Yu, Baojie Liu, “A New Method For Rapid Optimization Design Of A Subsonic Tandem Blade”, Appl. Sci. 2020, 10, 8802; Doi:10.3390/App10248802.
  17. Yuan Tao, Yifei Wu, Xianjun Yu, Baojie Liu, “Analysis Of Flow Characteristic Of Transonic Tandem Rotor Airfoil And Its Optimization”, Appl. Sci. 2020, 10, 5569; Doi:10.3390/App10165569.
  18. A. Brent, J. G. Cheatham, And D. R. Clemmons, “Single-Stage Experimental Evaluation Of Tandem-Airfoil Rotor And Stator Blading For Compressors, Part V - Analysis And Design Of Stages D And E”, December 1972, Pratt & Whitney Aircraft, Division Of United Aircraft Corporation, Florida Research And Development Center, Prepared For National Aeronautics And Space Administration, Nasa Lewis Research Center, Contract Nas3-11158.
  19. Shams Al-Dini Lori, Reza, Masgarpour Tousi, Abulqasem, Eshraghi, Hamza. (2018). “Transient Numerical Analysis Of A Tandem Compressor Stage”. Amirkabir Mechanical Engineering Journal, 51(2), 399-412. Doi: 10.22060/Mej.2017.12446.5338 (In Persian)
  20. Cfx-Ansys Canada Ltd. “Cfx-5.7: Solver Theory”, Canada, 2004.
  21. A. Brent, J. G. Cheatham, And D. R. Clemmons, “Single-Stage Experimental Evaluation Of Tandem-Airfoil Rotor And Stator Blading For Compressors, Part Vii - Data And Performance For Stage E”, January 1972, Pratt & Whitney Aircraft, Division Of United Aircraft Corporation, Florida Research And Development Center, Prepared For National Aeronautics And Space Administration, Nasa Lewis Research Center, Contract Nas3-11158.
  22. Cohen, Cfc Rogers, Hih Saravanamutto, “Gas Turbine Theory”, Longman Group Limited, 1996, P.179
مکانیک سیالات و آیرودینامیک
دوره 11، شماره 1 - شماره پیاپی 29
بهار و تابستان 1401
شهریور 1401
صفحه 145-157

فایل ها

سابقه مقاله

  • تاریخ دریافت: 30 اردیبهشت 1401
  • تاریخ بازنگری: 27 تیر 1401
  • تاریخ پذیرش: 20 مرداد 1401
  • تاریخ انتشار: 01 شهریور 1401

هم رسانی

ارجاع به این مقاله

آمار