تحليل عددي اثر دمپر مياني بر الگوي جريان و عملكرد پره‌هاي كمپرسور گذر صوتي

Numerical study of mid-span damper effect on the pattern of flow and operation of transonic compressor blades

يكي از اهدف مهم و تعيين‌كننده در طراحي كمپرسورهاي سرعت بالاي موتورهاي هوايي كاهش وزن آنها مي‌باشد. لازمه رسيدن به اين هدف، افزايش قابليت توليد فشار در هر طبقه مجزاي كمپرسور مي‌باشد. رايج‌ترين راه براي اين منظور استفاده از پره‌ها با نسبت منظري زياد است. اين پره‌هاي بلند و نازك، در جريان سيال سرعت بالا در معرض ارتعاشات شديد ناشي از ناپايداري‌هاي آيروالاستيك قرار مي‌گيرند. طراحان براي كاهش ارتعاشات مخرب چنين پره‌هايي، پره هاي مجاور را توسط دمپر مياني به يكديگر متصل مي‌كنند. اين دمپرها باعث انسداد جريان و افت كارايي توربوماشين مي‌شوند. در مطالعاتي كه تاكنون در اين زمينه انجام شده است كمتر به اثرات دمپر بر شوك پره، گردابه لبه فرار و حاشيه استال پرداخته شده است. در اين مقاله، عملكرد آيروديناميكي يك كمپرسور در دو حالت، يكي بدون دمپر مياني و ديگري با دمپر مياني بررسي و مقايسه شده است. از طرف ديگر، اثرات شوك بر شكل‌گيري جدايش القاء شده توسط شوك در هر دو مورد بررسي شده است. نتايج اين پژوهش نشان مي‌دهند حضور دمپر باعث شده است كه بازده آيزنتروپيك كاهش يابد. اين دمپر باعث مي‌شود كه فشار در ناحيه‌اي به وسعت 2.7% طول پره در اطراف دمپر و روي پره به ميزان 33% نسبت به حالت بدون دمپر كاهش يابد. همچنين آشفتگي‌هاي ناشي از دمپر باعث مي‌شوند كه الگوي گردابه لبه فرار پره به هم بريزد.

One of the important purposes of aero-engine high speed compressor design is to decrease compressor weight. In order to achieve this purpose, it is required to increase the capability of producing pressure in each individual stage of the compressor. The most common way is use of high pressure aspect ratio blades. These long and thin blades are exposed to serious vibrations in the high speed flow because of the aeroelastic instability. Mechanical designers link adjacent blades by using mid-span shroud (damper) to decrease the blades destructive vibrations. These dampers cause flow blockage and turbomachine performance loss. In this study, the effect of mid-span damper on turbomachine aerodynamic operation has been investigated. In the previous studies there was less focus on the effect of damper on blade shocks, trailing edge vortices and near stall condition. Both with and without midspan damper have been investigated and compared. On the other hand, the damper effect on the formation and behavior of shock induced separation has been investigated in each of the two cases. As a result isentropic efficiency is decreased. These dampers also cause 33% pressure on blades. To avoid this pressure loss, the blade length is increased by 2.7%. Turbulence due to presence of damper leads to the distortion of vortices pattern in training edge.