طراحي معكوس كسكيد پره كمپرسور محوري در جريان غير لزج مادون صوت با استفاده از روش پوسته الاستيك ارتقاءيافته

Inverse Design of Axial Compressor Cascade Blades in Inviscid Subsonic Flow Using Upgraded Elastic Surface Method

در مسايل طراحي معكوس، هدف محاسبه هندسه متناظر با توزيع فشار مطلوب در راستاي ديواره ها مي باشد. يكي از جديدترين روش هاي طراحي معكوس روش پوسته الاستيك است كه در آن ديواره ايرفويل به صورت يك تير خميده انعطاف پذير مدل شد و اختلاف توزيع فشار هدف و توزيع فشار موجود در هر مرحله از محاسبات، عامل تغيير شكل ديواره هاي ايرفويل بود. نسخه اول روش پوسته الاستيك در طراحي معكوس پره كمپرسور محوري با لبه تيز به علت گراديان هاي شديد فشار در لبه ابتدايي پره دچار نوسان، ناپايداري و واگرايي مي شود به طوري كه قابل استفاده براي جريان كسكيد پره با لبه تيز نيست. هدف از انجام اين پژوهش، توسعه روش طراحي معكوس پوسته الاستيك براي كسكيد كمپرسور محوري با پره لبه تيز است. مبناي اصلي اين ارتقاء توجه به ويژگي منحني خيز تير بوده كه در همه نقاط پيوسته و مشتق پذير است. به عبارت ديگر برخلاف نسخه اول، در نسخه ارتقاءيافته بدون اعمال هيچ گونه فيلتراسيون هندسي جهت برطرف كردن شكستگي هاي پروفيل هاي مياني، تماما از خاصيت فيزيكي تير تيموشنكو در تغيير شكل هاي بزرگ استفاده مي شود. جهت افزايش ميزان جابه جايي تير در هر مرحله تغيير شكل، از يك رابطه بهينه بين مشخصات تير شامل مدول الاستيسيته، ضخامت و عرض تير استفاده مي شود. در نهايت، اعتبارسنجي نسخه ارتقا يافته در چند مورد براي رژيم مادون صوت غير لزج انجام شده است. نتايج بيانگر توانايي، انعطاف پذيري و نرخ هم گرايي بالاي روش ارتقا يافته در طراحي پره هاي كمپرسور محوري است.

The aim of inverse design problems is achieving a geometry corresponding to the wall target pressure distribution. One of the newest inverse design methods, was Elastic Surface Algorithm (ESA) in which the airfoil wall was modeled as a flexible curved beam and the difference between target and current pressure distributions in each iteration was the deformation factor of the airfoil wall. The first version of ESA used for the inverse design of sharp leading edge blade of axial flow compressors, is subject to oscillation, instability and divergence due to high pressure gradients on the blade leading edge. Therefore, it cannot be used for a sharp leading edge blade. The purpose of this research is to develop ESA for axial-flow compressor cascade with sharp leading edge blades. The main basis of this Improvement is paying attention to the deflection curve of the beam, which is continuous and differentiable in all points. The physical property of Timoshenko’s beam in large deformations is used in the upgraded version without applying any geometric filtration to eliminate the fractures of the intermediate profiles. In order to increase the displacement of the beam at each iteration, an optimal relationship between the beam characteristics including the elasticity modulus, the thickness and width of the beam is used. Finally, the upgraded version has been validated in a few cases for subsonic inviscid flow regime. The results indicate the robustness, flexibility and high convergence rate of the upgraded ESA in the design of axial-flow compressor blades.