مطالعه عددي رفتار ناپايداري آيروالاستيك پره‌هاي رتور كمپرسور گذرصوتي ناسا 37

Numerical study of aeroelastic instability behavior of Nasa 37 transonic compressor rotor blades

ارتعاشات ناشي از جريان در توربو ماشين‌هاي گذرصوتي از جمله موضوعات مهم و چالش برانگيز اين حوزه مي‌باشد. رفتارهاي آيروالاستيك پره‌ها علاوه بر ناپايداري‌هاي آيروالاستيك مي‌تواند منجر به خرابي پره‌ها، ناپايداري جريان و يا كاهش راندمان مجموعه شود. براي مطالعه هر رفتار آيروالاستيك، ابتدا بايد رفتار آيروديناميك مجموعه بررسي شود. هدف اين مقاله بررسي رفتار و حدود ناپايداري آيروالاستيك در يك توربوماشين منتخب مي‌باشد. به اين منظور، ابتدا جريان گذرصوتي در رتور كمپرسور ناسا 37 بوسيله نرم‌افزار سي.‌اف.‌ايكس. شبيه‌سازي و راستي‌آزمايي مي‌شود. سپس، با استفاده از ارتعاش اجباري پره‌ها در زاويه‌هاي فاز بين پره مشخص، پايداري آيروالاستيك پره رتور در سه نقطه طراحي، نزديك استال و استال بررسي مي‌شود. براي كاهش تعداد نقاط شبكه و در نتيجه زمان محاسبات، از شرط مرزي فاز تاخيري و روش تبديل فوريه استفاده شده است. همچنين، در اين تحقيق، الگوريتم شبكه‌بندي همزمان سازه و سيال و الگوريتم حل برهمكنش سازه-سيال توربوماشين‌ها در ارتعاش اجباري سازه، با جزئيات كامل تدوين و معرفي شده است. بكارگيري روش تبديل فوريه در نرم‌افزار سي.‌اف.‌ايكس. براي شبيه‌سازي آيروالاستيك از ديگر نوآوري‌هاي اين مقاله است. در اين پژوهش، اندازه زاويه فاز بين پره بحراني كه مستقل از شرايط كاركرد رتور مي‌باشد، بدست آمده است. شبيه‌سازي‌هاي آيروالاستيك رتور ناسا 37 بيانگر ناپايداري آيرو الاستيك اين رتور در شريط استال مي‌باشد. در اين شرايط آنتروپي جريان به‌شدت نسبت به شرايط طراحي و نزديك استال افزايش مي‌يابد. سطح فشار پره، نقش بيشتري در ناپايداري آيرو الاستيك استال داشته و در فاز طراحي مجدد بايد به آن توجه ويژه شود.

The flow induced vibration in transonic turbomachines is an important and challenging issue in this field. Blades aeroelastic behavior, in addition to the aeroelastic instability, can lead to blade failure, flow instability and reduce efficiency of the system. Aerodynamic behavior of the system should be investigated prior to aeroelastic study. The purpose of this article is an investigation of aeroelastic instability and behavior of a selected turbomachine. For this purpose, transonic flow in Nasa 37 rotor is simulated and verified using CFX software. Then, rotor blade aeroelastic stability is investigated in three operating points: design, near stall and stall using blade forced vibration in the specified inter blade phase angle (IBPA). In order to reduce grid points and consequently, computational time, phase-lagged boundary condition and fourier transformation method is used. Also, in this research, the algorithm of simultaneous structure-fluid grid generation and the solution algorithm of force vibration structure-fluid interaction of turbomachines is codified and introduced in detail. Employment of fourier transformation method in CFX software for aeroelastic simulation is another innovation of this article. The value of the critical inter blade phase angle which is independent from rotor operational conditions, is obtained in the present research. Aeroelastic simulations show aeroelastic instability of Nasa 37 rotor in the stall condition. In this condition, flow entropy is increased rapidly relative to the design and near stall condition. The blade pressure side has a more important role in stall aeroelastic instability and needs further attention in re-design phase.