بهينه سازي پروفيل پره كمپرسور محوري گذرصوتي با استفاده از الگوريتم ژنتيك و ديناميك سيالات محاسباتي

Optimization of Transonic Compressor Profiles Using Genetic Algorithm and Computational Fluid Dynamics (CFD)

در پژوهش حاضر به بهينه سازي هندسه پروفيل پره‌ي روتور 67 ناسا با هدف كاهش افت فشار و با حفظ زاويه چرخش جريان در مقاطع مختلف پرداخته شده است. اين روش بهينه سازي از تلفيق يك روش تعريف هندسي، يك حل كننده عددي جريان و روش هاي بهينه سازي عددي بهره گرفته است. فرايند بهينه سازي با ايجاد تغييراتي در خط انحنا، توزيع ضخامت و محل بيشينه ضخامت ايرفويل، انجام شده است. هندسه ايرفويل توسط الگوريتم بي اسپلاين ساخته شده است و طول وتر، ضخامت در نقاط ابتدايي و انتهايي و زاويه خط انحنا در نقاط ابتدايي و انتهايي بعنوان قيود هندسي و چرخش جريان و ميزان دبي ورودي بعنوان قيود جرياني اعمال شده است. در نهايت از بين هندسه هاي توليد شده براي هر مقطع از پره، هندسه اي كه داراي بهترين عملكرد مي‌باشد، انتخاب مي‌شود و جايگزين مقطع اصلي مي‌گردد. سپس به منظور اثر بخشي روش بهينه سازي، در نمونه‌ي اول دو مقطع بهينه را جايگزين كرده و در نمونه‌ي دوم، سه مقطع بهينه جايگزين شده است. بعد از جايگذاري مقاطع بهينه، به كمك حل عددي جريان در پره هاي تغيير شكل يافته، ميزان راندمان، نسبت فشار و دبي جرمي با پره‌ي اصلي در نمودار عملكردي مقايسه مي‌گردد. در نمونه‌ي اول ميزان راندمان 0/48 درصد افزايش داشته است، اما دبي خفگي كاهش پيدا كرده است. در نمونه‌ي دوم ميزان بهبود راندمان 0/41 درصد است در حاليكه ظرفيت دبي عبوري نيز بهبود پيدا كرده است.

In this research, the optimization of NASA Rotor 67 is studied to reduce the total pressure loss and conserving the mass flow rate and the flow turning angle. The blade profile is parameterized using B-splines to generate the blade camber line and the thickness distribution. the CFD solvers are utilized coupled with the genetic algorithm to improve the performance of the compressor. Finally, the optimized profiles are employed in the three-dimensional blade geometry and the flow field is solved using a 3D flow solver. In the first case, the hub and mid sections are replaced and the compressor efficiency is enhanced by 0/48%. However, the mass flow rate is decreased for this case. By applying the three optimized profiles in the hub, mid and tip sections of the Rotor 67 blade, the maximum efficiency is improved by 0/41% while the mass flow capacity of the compressor is increased as well.