Quantum well infrared photodetectors hardiness to the non ideality of the energy band profile

We report results on the effect of a non-sharp and disordered potential in Quantum Well Infrared Photodetectors (QWIP). Scanning electronic transmission microscopy is used to measure the alloy profile of the structure which is shown to present a gradient of composition along the growth axis. Those measurements are used as inputs to quantify the effect on the detector performance (peak wavelength, spectral broadening and dark current). The influence of the random positioning of the doping is also studied. Finally we demonstrate that QWIP properties are quite robust with regard to the non ideality of the energy band profile

Photocurrent analysis of quantum cascade detectors by magnetotransport

to be published in Phys. Rev. BInternational audiencePhotocurrent measurements have been performed on a quantum cascade detector structure under strong magnetic field B applied parallel to the growth axis. The photocurrent shows oscillations as a function of B. In order to describe this behavior, we have developed a rate equation model. The interpretation of the experimental data supports the idea that an elastic scattering contribution plays a central role in the behavior of these structures. We present a calculation of the electron lifetime versus magnetic field which suggests that impurities scattering in the active region is the limiting factor. These experiments lead to a better understanding of these complex structures and identify key parameters to optimize them further

Magnetotransport in quantum cascade detectors: analyzing the current under illumination

Photocurrent measurements have been performed on a quantum cascade detector structure under strong magnetic field applied parallel to the growth axis. The photocurrent shows oscillations as a function of B. In order to describe that behavior, we have developed a rate equation model. The interpretation of the experimental data supports the idea that an elastic scattering contribution plays a central role in the behavior of those structures. We present a calculation of electron lifetime versus magnetic field which suggests that impurities scattering in the active region is the limiting factor. These experiments lead to a better understanding of these complex structures and give key parameters to optimize them further

Analyse expérimentale et numérique de l'effet de jeu augmenté sur les instabilités aérodynamiques en compresseur centrifuge à fort taux de pression

La présente étude a pour objectif d’évaluer l’effet de l’augmentation du jeu fonctionnel en tête d’aube de la roue mobile sur les performances globales et les instabilités aérodynamiques en compresseur centrifuge à fort taux de pression. Pour ce faire, le compresseur TM-Pi9, développé et produit par Turbomeca, installé sur le banc d’essai 1 MW du Laboratoire de Mécanique des Fluides et d’acoustique, a servi de support de recherche. Les mesures de performances globales, associées à des sondages par anémométrie LASER à effet Doppler ainsi que des enregistrements de pression instationnaire au carter, sur l’ensemble de l’étage de compression, ont permis d’acquérir une base de données expérimentales dans deux configurations de jeu, de la vitesse nominale (Nn) à la vitesse de ralenti (0.6 Nn). Ces résultats sont confrontés et complétés par des simulations numériques stationnaires, instationnaires chorochroniques et 360°, convergées avec le code elsA développé par l’ONERA et le CERFACS.À la vitesse de croisière, l’élargissement du jeu en tête d’aubage de 6% à 10% (taille du jeu au niveau du bord de fuite des aubes rapportée à la hauteur de veine en sortie de rouet) génère une hausse des débits de jeu, sensiblement proportionnelle à l’augmentation de l’espace fonctionnel. L’accroissement des débits de jeu ne modifie pas la position du sillage de la structure jet-sillage qui reste localisé autour de l’aube intercalaire. Le sillage devient néanmoins plus large. La modification de géométrie engendre principalement une dégradation du taux de pression de l’étage (~3%), imputable aux pertes non-visqueuses dans le rouet, c’est-à-dire une sous-déviation de l’écoulement imposée par le jet issu du jeu. L’élargissement de la hauteur de l’espace fonctionnel provoque une baisse du débit de blocage, conséquence de la réduction de la pression statique au niveau du col du diffuseur. Le rendement de l’étage subit expérimentalement une dégradation de 1%, au point de fonctionnement rendement maximum et aucune évolution proche pompage. La modification du rendement est soumise à deux effets opposés. D’une part, l’augmentation des débits de jeu provoque plus de pertes visqueuses au sein de l’ensemble des écoulements de jeu. Mais d’autre part, le sillage étant plus large, les structures tourbillonnaires sont moins confinées ; en résulte une diminution de la vorticité. L’accumulation d’entropie dans le sillage est ainsi plus faible. Quelles que soient la vitesse de rotation et la configuration de jeu, le pompage est initié de manière brutale dans le diffuseur aubé par un décollement de couches limites sur la face en dépression des aubages, proche du moyeu. Cette séparation résulte de l’interaction entre la couche limite de coin et l’onde de choc détachée du bord d’attaque des aubes du diffuseur. À faible vitesse de rotation et petit débit, une instabilité aérodynamique affecte l’inducteur du rouet (zone située entre le bord d’attaque des aubes principales et le bord d’attaque des aubes intercalaires). Elle peut être associée à une « instabilité tournante du tourbillon de jeu » qui est induite par une surincidence de l’écoulement sur les aubes principales du rouet. Il s’agit d’un phénomène de mild-stall précurseur d’un décollement tournant progressif dans le rouet. Ce dernier n’est cependant pas enregistré car le diffuseur induit le pompage à débit plus important. Des systèmes de contrôle d’écoulement dans le diffuseur et dans le rouet sont alors proposés, afin d’élargir la plage de fonctionnement du compresseur.This present study is focused on the effect of the impeller blades tip clearance increase on the overall performance and aerodynamic instabilities in high-pressure centrifugal compressor. The test case is a centrifugal compressor stage (TM-Pi9) designed and built by Turbomeca which is used in a helicopter engine. The compressor stage is mounted on the 1 MW test rig of the Laboratoire de Mécanique des Fluides et d’Acoustique at the Ecole Centrale de Lyon in France. Experimental investigations consist in the overall performance acquisitions, LASER Doppler Anemometry measurements and unsteady pressure measurements up to 150 KHz for two tip clearance configurations from the nominal rotation speed to 60% of the nominal rotation speed. Steady and unsteady (phase-lagged and full simulations) simulations are also performed using the elsA code developed by the ONERA and CERFACS. Two tip clearances are tested. In the first case used as reference, the tip gap represents 6% of the section height at the impeller exit. In the second case, the impeller is moved axially, which results in an increased tip gap essentially in the radial part of the impeller. Thus in the second case, the tip clearance at the impeller exit corresponds to 10% of the section height. At the cruise rotation speed, from the reference to the increased tip clearance configurations, the tip leakage mass flows are increased. The tip leakage mass flow increase is quasi-proportional to the tip clearance height enlargement. But the position of the wake of the jet-wake flow pattern is not affected by the modification of the tip leakage mass flows. However the wake becomes wider. The tip clearance modification mainly deteriorates the total-to-static pressure ratio (~3%),which is due to inviscid losses in the impeller (under-deviation of the flow near the blades tip). A lower choking mass flow is reached in the increased tip clearance case compared with the reference configuration, due to the static pressure drop at the diffuser throat. The isentropic stage efficiency is experimentally decreased by 1% at the peak efficiency operating point. Near surge, no change in the stage efficiency is measured. From the reference to the increased tip clearance configurations, the stage efficiency is, in fact, subject to two opposite effects. On the one hand, higher tip leakage mass flows cause more viscous losses in the tip leakages and vortices. On the other hand, the wake of the jet-wake flow pattern being wider, the vortices are less confined, resulting in a decrease of the vorticity. The accumulation of entropy in the wake is thus weaker. Whatever the tip clearance configuration and the rotation speed, the surge is triggered by a boundary layer separation near the hub on the suction side of the diffuser vanes. This separation is due to the interaction between the corner boundary layer and the shock wave detached from the leading edge of diffuser vanes. At low rotation speed, disturbances in the inducer (between the leading edge of the main blade and the leading edge of the splitter blade) were recorded. These disturbances can be associated to “rotating tip clearance disturbances” which are generated by the over-flow-incidence on the impeller main blades. This phenomenon is a mild-stall precursor of a rotating stall in the impeller. The rotating stall in the impeller is not recorded because the surge occurs in the diffuser at higher mass flow. Active and passive flow control systems in the diffuser and the impeller are proposed in order to increase the operating range of the TM-Pi9 compressor

Instabilités aérodynamiques en compresseur centrifuge transsonique

La tendance actuelle de conception des compresseurs pour des applications aéronautiques conduit à dessiner des machines compactes, à fort rendement et grande plage de fonctionnement. Pour des compresseurs à fort taux de pression et grande vitesse de rotation, la plage de fonctionnement est restreinte par le blocage sonique pour les grands débits et par la limite de stabilité aérodynamique pour les petits débits. Une zone de sécurité connue sous le terme de ‘marge au pompage’ est alors imposée pour empêcher le fonctionnement du compresseur à proximité des instabilités. Or c’est généralement dans cette zone interdite que le compresseur présente ses meilleures performances aérodynamiques en terme de taux de pression et rendement. Comprendre la cause des instabilités et les prédire est ainsi un enjeu primordial. Le déclenchement des instabilités est très dépendant du type de compresseur (axial ou centrifuge), du taux de pression ou de la vitesse de rotation ; et aucune méthode n’est à l’heure actuelle prédictive. La présente contribution présente l’analyse du déclenchement des instabilités dans un compresseur centrifuge transsonique pour différentes vitesses de rotation. Cette analyse a été menée à partir de résultats expérimentaux obtenus grâce à des capteurs de pression rapides implantés au carter dans la partie inductrice du rouet, dans le diffuseur lisse et dans le diffuseur aubé. Quelle que soit la vitesse de rotation, la rupture aérodynamique du système de compression résulte d’un pompage de type profond sans précurseur, initié dans le diffuseur par un décollement massif des couches limites. Pour les faibles vitesses de rotation, conjointement au pompage qui reste déclenché dans le diffuseur, des instabilités aérodynamiques sont enregistrées dans l’inducteur du rouet. Ces instabilités tournantes et associées au tourbillon de jeu sont induites par une sur-incidence sur les aubes principales du rouet

Detailed analysis of the flow in the inducer of a transonic centrifugal compressor

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Analysis of the flow in a transonic centrifugal compressor stage from choke to surge

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Aerodynamic instabilities in transonic centrifugal compressor

International audienceThis paper presents the analysis of the instabilities inception in a transonic centrifugal com-pressor for different rotation speeds. The analysis was conducted from experimental results obtained with unsteady pressure sensors implanted in the inducer, vaneless diffuser and vaned diffuser. Beyond the stability limit the compressor enters into a deep surge without any precursor, whatever the speed. The surge process is initiated in the vaned diffuser by a massive boundary layer separation. For low speeds, together with the surge which remains triggered in the diffuser, aerodynamic instabilities are detected in the inducer. These instabilities can be understood as “tip clearance rotating disturbances” because they are generated at the leading edge of the impeller main blades and move along the tip clearance trajectory

Full-Annulus Simulation of the Surge Inception in a Transonic Centrifugal Compressor

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Trapped Acoustic Modes in an Axial Multi-Stage Compressor Leading to Non-Synchronous Blade Vibrations

Non-synchronous blade vibrations have been observed in an experimental multi-stage high-speed compressor setup at part-speed conditions. A detailed numerical study has been carried out to understand the observed phenomenon by performing unsteady full-annulus Reynolds-Averaged Navier–Stokes (RANS) simulations of the whole setup using the solver elsA. Several operating conditions have been simulated to observe this kind of phenomena along a speedline of interest. Based on the simulation results, the physical source of the non-synchronous blade vibration is identified: An aerodynamic disturbance appears in a highly loaded downstream rotor and excites a spinning acoustic mode. A “lock-in” phenomenon occurs between the blade boundary layer oscillations and the spinning acoustic mode. The establishment of axially propagating acoustic waves can lead to a complex coupling mechanism and this phenomenon is highly relevant in understanding the multi-physical interactions appearing in modern compressors. It is shown that aerodynamic disturbances occurring downstream can lead to critical excitation of rotor blades in upstream stages due to an axially propagating acoustic wave. The paper includes the analysis of a relevant transient test and a detailed analysis of the numerical results. The study shows the capability and necessity of a full-annulus multistage simulation to understand the phenomenon