تاثير پيچش پره روتور بر روي عملكرد كمپرسور محوري ترانسونيك

Effect of rotor blade twist on axial transonic compressor performance

كمپرسور يكي از مهمترين اجزاي توربين‌هاي گازي مي‌باشد كه وظيفه افزايش فشار در سيكل توربين گازي را بر عهده دارد. با توجه به اينكه جريان در كمپرسور تحت تاثير گراديان فشار مثبت مي‌باشد و طبيعت جريان در كمپرسور بسيار پيچيده مي‌باشد، از اين‌رو طراحي آيروديناميكي دقيق پره‌هاي كمپرسور كه وظيفه انتقال كار به جريان را دارد، بسيار مهم مي‌باشد.در اين تحقيق، تاثير تغييرات زاويه استگر پره روتور بر روي منحني‌هاي عملكردي يك كمپرسور محوري ترانسونيك شامل راندمان و نسبت فشار مورد بررسي قرار گرفته است. براي شبيه‌سازي سه بعدي ميدان جريان پيچيده كمپرسور محوري، از يك كد عددي استفاده شده كه قادر به حل معادلات ناوير استوكس رينولدز-متوسط است. نتايج كد عددي با نتايج آزمايشگاهي كمپرسور محوري مورد مقايسه قرار گرفته بطوري كه نتايج نشان دهنده صحت كد عددي مي‌باشد. سپس تاثير تغييرات پيچش پره روتور طبقه اول بر روي پارامترهاي عملكردي كمپرسور محوري مورد بررسي قرار گرفته است. نتايج نشان مي‌دهد كه پيچش پره روتور سبب كاهش راندمان و نسبت فشار در كمپرسور محوري مي‌شود.

Increasing the pressure in gas turbine cycle is done by Compressor which is one of the most important components of the Gas Turbines. Due to positive pressure gradient, the nature of the flow inside the compressor is complicated and for this reason and because of the duty of the blade for transferring energy to the flow, precise design of the compressor’s blades from the aerodynamic view of point is very important In this study, effects of changes the rotor blade stagger angle on a transonic axial compressor performance curves including efficiency and pressure ratio has been studied. To simulate the complicated three-dimensional flow field in axial compressors, a numerical code is used to solve Reynolds Average Navier-Stokes (RANS) equations. comparison between numerical results and experimental data shows a good agreement. When numerical code are verified. Then the rotor blade twist changes on axial compressor performance have been studied. The results show that the rotor blades twist leads to decrease in compressor efficiency and pressure ratio.