Etude du comportement vibratoire des redresseurs sectorisés monobloc : approches numérique et expérimentale

Les redresseurs de compresseur de turbomachine axiale sont soumis à de la fatigue vibratoire. Or leur réalisation par assemblage de secteurs monobloc rend leur modélisation difficile (absence de symétrie cyclique, sensibilité au désaccordage). Le but est de présenter une stratégie de calcul robuste basée sur une modélisation stochastique de la structure et sur un calcul instationnaire tridimensionnel du chargement fluide. Des essais réalisés sur le compresseur HP multiétages CREATE permettent d'évaluer les niveaux de vibration sur un secteur de redresseur instrumenté pour valider le modèl

THE AMERICAN SOCIETY OF MECHANICAL ENGINEERS HEAT TRANSFER COMPUTATIONS FOR TURBINE BLADE AIRFOILS

ABSTRACT The design and optimization of turbine blades subjected to high temperature flows require the prediction of aerodynamic and thermal flow characteristics. A computation of aerothermal viscous flow model has been developed suitable for the turbine blade design process. The computational time must be reduced to allow intensive use in an industrial framework. The physical model is based on a compressible boundary layer approach, and the turbulence is a one-equation model. Special attention has been paid to the influence of wall curvature on the turbulence modelling. Tests were performed on convex wall flows to validate the turbulence model. Turbine blade configurations were then computed. These tests include most difficulties that can be encountered in practice : laminar-turbulent transition, separation bubble, strong accelerations, shock wave. Satisfactory predictions of the wall heat transfer are observed

Numerical simulation of unsteady blade row interactions induced by passing wakes

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Assessment of linear and non-linear two-equation turbulence models for aerothermal turbomachinery flows

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Numerical investigation on potential effects induced by rotor-stator interaction in an axial turbine

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Influence of periodic unsteady effects on flow and performance prediction on an axial high pressure compressor

International audienceA numerical assessment of unsteadiness and information losses due to boundary conditions, especially the rotor-stator interface treatment in an axial high pressure compressor (HPC) is proposed. Steady and unsteady computations are performed on a three-stage axial HPC with a 3D Navier-Stokes code. The steady simulation is based upon periodic boundary condition for azimuthal frontiers and the mixing plane approach which averages circumferentially the information coming from the adjacent blade row. The unsteady one uses the phase-lag method for both azimuthal frontiers and rotor-stator interface. The unsteady simulation highlights the wake effects in the stator passage due to the wakes released by the rotor and the potential effects on the wall pressure of the rotor blades due to the stator blades. The comparison between the steady and the time-averaged unsteady simulations shows a good agreement in the information transfer at the rotor-stator interface. The main discrepancy appears in the static pressure field on the rotor side of the interface, due to the inability of the steady computation to capture the potential effects. The radial profiles and the performances obtained with these two simulations are very similar. Thus a steady computation results in flow field and performance predictions with a sufficient accuracy. This comparison confirms the validity of using the mixing plane approach for HPC design

Aerodynamic and geometric parameters influence on supersonic turbine rotor blades losses

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Aerodynamic and geometric parameters influence on supersonic turbine rotor blades losses

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Computation of a thermal boundary layer including strong viscous-inviscid flow interaction

The high temperature level reached at the exit of combustion chambers of modern aircraft engines and the practical limitations of advanced materials, demand efficient cooling of turbine blades. Optimization of the cooling requires an accurate prediction of aerodynamic losses and heat transfer on turbine blades. A new two-dimensional compressible, aerothermal boundary layer code has been developed. The formulation includes strong viscous-inviscid interaction, which enhances the stability properties of the code. The boundary layer equations associated with the energy equation are solved with an implicit Keller-box scheme. Viscous-inviscid flow coupling is performed by adding an interaction which has an elliptic character. The complete system of equations is solved by a multi-pass procedure. This technique contributes to the stabilization of the method and allows the computation of regions with strong adverse pressure gradients, separation bubbles and injections in case of film cooling. Comparisons between experimental and theoretical results are provided. Flow characteristics including heat transfer were computed for several cases such as flat plates with strong pressure gradients, and turbine blade boundary layers. Good agreement between computation and experiment is observed, demonstrating the high accuracy and robustness of the code.Les niveaux élevés de température atteints à la sortie des chambres de combustion des moteurs d'avions modernes, et les limitations pratiques des matériaux nouveaux, imposent un refroidissement efficace des aubages de turbines. L'optimisation du refroidissement nécessite une prédiction correcte des pertes aérodynamiques et des transferts de chaleur sur les aubages de turbines. Un nouveau code de calcul de couche limite compressible aérothermique a été développé. La formulation comprend une procédure d'interaction forte entre les écoulements visqueux et non visqueux, qui accroît les propriétés de stabilité du code. Les équations de couche limite, associées à l'équation d'énergie, sont résolues selon le schéma implicite de Keller. Le couplage des écoulements visqueux-non visqueux est mis en œuvre en joignant une équation d'interaction de nature elliptique. Le système complet d'équations est résolu par une procédure de balayages amont-aval. Cette technique contribue à stabiliser la méthode et permet le calcul de régions avec de forts gradients de pression adverse, des poches de décollement et des injections dans le cas de refroidissement par film. Des comparaisons entre les résultats expérimentaux et théoriques sont présentées. Des écoulements avec transfert de chaleur sont calculés pour plusieurs cas tels que des plaques planes avec de forts gradients de pression et des couches limites sur des aubages de turbines. Un accord satisfaisant enter le calcul et l'expérience est observé, montrant la précision et la robustesse du code de calcul

Interactions rotor-stator en turbine (étude de l'effet potentiel remontant)

L écoulement dans les turbomachines est tri-dimensionnel et instationnaire. Actuellement, les concepteurs de moteurs cherchent à réduire l encombrement et le poids des machines. En conséquence, les interactions entre les roues, appelées interactions rotor-stator, sont renforcées. Parmi elles, l effet potentiel remontant n est désormais plus négligeable malgré sa rapide atténuation spatiale. Dans cette étude, cet effet potentiel remontant a été analysé sur une configuration spécialement conçue : une grille linéaire d aubes de turbine, suivie de barreaux défilants en aval à une distance de 20% de corde axiale, simulant des aubes de rotor en aval. La grande échelle du banc d essais facilite l étude du comportement de la couche limite des aubes de la grille. Des mesures de pression et d anémométrie laser à deux composantes, synchronisées avec le défilement des barreaux aval sont réalisées. Le nombre de Reynolds, basé sur la corde, est 1.6 . 105. Une grille de turbulence placée en amont de la grille d Aube afin de pouvoir augmenter le taux de turbulence amont a été utilisée. Des résultats de mesures en absence de cette grille (faible taux de turbulence amont) sont également présentés et analysés. Une modélisation numérique, basée sur un calcul laminaire avec un préconditionnement basse vitesse pour la même configuration, a montré la déformation des lignes de courant de l écoulement dans le canal inter-aubes, en fonction de la position du barreau aval. La distribution de pression autour de l aube est également périodiquement modifiée. Les résultats stationnaires expérimentaux, en absence de tout barreau aval, ont révélé un décollement de la couche limite à l extrados de l aube à bas taux de turbulence amont(Tu am = 1.2%) qui est supprimé à haut taux de turbulence amont (Tu am = 4.2%) ; la couche limite commence alors sa transition par un mode by-pass. Aucun effet instationnaire dans la couche limite n a été observé à l intrados, quel que soit le taux de turbulence amont. L étude instationnaire, avec le défilement des barreaux en aval, a permis de mettre en évidence un décollement périodique de la couche limite à l extrados à bas taux de turbulence amont (Tu am = 1.8%). Dans ce cas, la couche limite suit deux modes de transition au cours d une période : une transition par décollement et une transition bypass. Au contraire, dans le cas à fort taux de turbulence amont (Tu am = 4.0%), aucun décollement de la couche limite n a été décelé. La couche limite est sujette à l effet instationnaire à l extrados. Elle est devenue turbulente au bord de fuite à tout instant par un mode by-pass. Cette étude a montré que l effet potentiel issu d un roue en aval est du même ordre de grandeur que les effets de sillage et doit être pris en compte dans l analyse des phénomènes. Par des méthodes d indexation de roues, le décollement de la couche limite pourrait être supprimé.Turbomachinery designers wish to reduce the size and weight of engines. One way of achieving this is by reducing the distance between rotor and stator elements. In doing so, the rotor-stator interaction becomes more significant. In particular, the long-range influence of pressure potential is no longer negligible, and affects both upstream and downstream flow. Previously, only downstream interactions of blade wakes were considered important. Here we examine the upstream potential effect generated by downstream moving cylindrical rods on an upstream low pressure turbine blade. A large scale rectilinear blade cascade was constructed to improve access to the boundary layer. The Reynolds number, based on the chord, was 1.6 . 105. Pressure measurements and two-dimensional Laser Doppler Anemometry around the blade were performed to study the boundary layer behavior. Recorded data points are phase averaged with the downstream moving cylindrical rods. A grid is placed upstream of the blade cascade to increase the inlet turbulence intensity. A numerical investigation, based on a laminar simulation with low velocity preconditioning method was carried out on the same configuration. The flow streamlines and the pressure distribution around the blade were found to depend strongly on the downstream rod position. No unsteady effects in the boundary layer of the pressure side were observed, for the inlet turbulence intensities used in our study. Steady experimental results revealed a boundary layer separation bubble on the blade suction side at a low turbulence intensity (Tu in = 1.2%), whereas the boundary layer became turbulent via by-pass transition at a higher turbulence intensity (Tu in = 4.2%).It is seen that, in the unsteady configuration, at a low turbulence intensity (Tu in =1.8%), the laminar boundary layer experiences separation once per rod period. Two transition modes were identified that alternate during a rod period : a separation transition mode and a by-pass mode, which were conditioned by the downstream rod position. Ata higher turbulence intensity (Tu in = 4.0%), no boundary layer separation occurred thereby following a bypass transition mode during an entire rod period. The experimental results presented here demonstrate the large influence of the downstream potential effect generated by a downstream row on the upstream blade boundary layer behavior. In order to improve the efficiency of engines, this effect and its interaction with the wake effect must be taken into account in turbomachinery design.LYON-Ecole Centrale (690812301) / SudocSudocFranceF