دانش و فناوری هوافضا

دانش و فناوری هوافضا

تاثیر پارامترهای افت با به کارگیری پره تاندم در کمپرسور محوری

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان
علیرضا سخاوت بنیس 1
رضا آقایی طوق 2
حمزه اشراقی 3
1 گروه هوایی، دانشگاه علوم انتظامی امین، تهران، ایران
2 استادیار، گروه مهندسی هوافضا، دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه آزاد اسلامی واحد علوم و تحقیقات تهران، ایران،
3 دکترای تخصصی، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران
چکیده
طراحان موتور هواگردها از دیرباز درصدد کاهش وزن و افزایش کارایی موتور بوده‌اند. یکی از روش‌‎های غیر فعال در جلوگیری از جدایش جریان، کنترل لایه مرزی، افزایش نسبت فشار و کاهش وزن توربین و کمپرسور، استفاده از تاندم می‌باشد. تاندم با افزایش زاویه چرخش جریان و افزایش نسبت فشار کمپرسور باعث بهبود عملکرد آن می‌گردد. در این مطالعه هندسه کمپرسور تاندم از مدل طراحی شده در مرکز تحقیقات لویس ناسا استخراج و شبکه‌ای با کیفیت بالا بر آن اعمال گردید. در مطالعه حاضر هم روتور و هم استاتور دارای تاندم می‌باشد. نرم‌افزار بکار رفته در این مطالعه CFX 2021 بوده که با مدل توربولانس κ-ω SST مورد تحلیل و بررسی قرار گرفته است. در نهایت مشاهده گردید که تاندم باعث افزایش 2.5 درجه‌ای زاویه انحراف جریان و همچنین افزایش 16 درصدی میزان ضریب افت در روتور کمپرسور می‌گردد. علاوه بر موارد اشاره شده، مشاهده شد که تاندم به میزان 9.8 درصد باعث افزایش ضریب پخش در روتور کمپرسور می‌گردد. همچنین مشاهده شده است که در فاصله 80% دهانه روتور، تاندم باعث افزایش 9.3 درصدی پارامتر افت در روتور کمپرسور می‌گردد. در نهایت نتیجه بدین گونه حاصل گردید که تاندم با افزایش پارامترهای افت، باعث افزایش نسبت فشار طبقه کمپرسور، کاهش تعداد طبقات، کاهش وزن و حجم موتور و در نهایت کاهش نیروی پسای ایجاد شده در هواگرد می‌گردد.
کلیدواژه‌ها
کمپرسور محوری
تاندم
پارامتر افت
نسبت فشار

موضوعات

عنوان مقاله English

The effect of loss parameters using tandem blade in axial compressor

نویسندگان English

Alireza Sekhavat Benis 1
Reza Aghaei Togh 2
hamze eshraghi 3
1 Department of Aerospace Engineering, Technical and Engineering Faculty, Islamic Azad University, Science and Research Branch, Tehran, Iran
2 Department of Aerospace Engineering, Technical and Engineering Faculty, Islamic Azad University, Science and Research Branch, Tehran, Iran
3 Faculty of Aerospace Engineering, Amirkabir University of Technology, Tehran, Iran
چکیده English

Engine designers have been trying to reduce weight and increase engine efficiency for a long time. One of the passive methods to prevent flow separation, control the boundary layer, increase the pressure ratio, and reduce the weight of the turbine and compressor, is the use of tandem. In this study, the tandem compressor geometry was extracted from the model designed at the NASA Lewis Research Center and a high-quality network was applied to it. In the present study, both rotor and stator have tandem. The software used in this study is CFX 2021, which was analyzed with the κ-ω SST turbulence model. Finally, it was observed that the tandem causes a 2.5-degree increase in the flow deviation angle and also a 16% increase in the drop coefficient in the compressor rotor. In addition to the mentioned cases, it was observed that the tandem increases the diffusion coefficient in the compressor rotor by 9.8%. It has also been observed that at the distance of 80% of the rotor opening, the tandem increases the drop parameter in the compressor rotor by 9.3%. Finally, the result was obtained that the tandem, by increasing the drop parameters, increases the pressure ratio of the compressor stage, reduces the number of stages, reduces the weight and volume of the engine, and finally reduces the drag force created in the airship.

کلیدواژه‌ها English

axial compressor
tandem
drop parameter
pressure ratio
[1] Schneider, Tim & Kozulovic, Dragan. (2013). Flow Characteristics of Axial Compressor Tandem Cascades at Large Off-Design Incidence Angles. 6. 10.1115/GT2013-94708.
[2] MP, M. (2022). Characterization of tandem airfoil configurations of axial compressors. International Journal of Turbo & Jet-Engines, 39(2), 167-181.
[3] Kumar, Amit & Pradeep, Maya. (2018). Performance Evaluation of a Tandem Rotor Under Design and Off-Design Operation. V02AT39A009. 10.1115/GT2018-75478.
[4] Pan, Ruochi & Song, Zhaoyun & Liu, Bo. (2020). Optimization Design and Analysis of Supersonic Tandem Rotor Blades. Energies. 13. 3228. 10.3390/en13123228.
[5] Sun, S., Hao, J., Yang, J., Zhou, L., & Ji, L. (2022). Impacts of tandem configurations on the aerodynamic performance of an axial supersonic through-flow fan cascade. Journal of Turbomachinery, 144(4), 041009.
[6] Kumar, A., Chhugani, H., More, S., and Pradeep, A. M. (March 3, 2022). "Effect of Differential Tip Clearance on the Performance of a Tandem Rotor." ASME. J. Turbomach.
[7] Konrath, L., Peitsch, D., and Heinrich, A. (April 19, 2022). "An Analysis of the Secondary Flow Around a Tandem Blade Under the Presence of a Tip Gap in a High-Speed Linear
[8] More, S., Kumar, A., Pradeep, A.M. (2023). Numerical Simulations on Performance of a Hybrid and a Tandem Rotor. In: Sivaramakrishna, G., Kishore Kumar, S., Raghunandan,
[9] Cheng, H.; Song, Z.; Liu, B. Aerodynamic Study on the Influence Mechanism of Bow Blades on the Flow Field of Supersonic Tandem Rotors. Energies 2022, 15, 4474.
[10] Kumar, A., John, J. T., Chhugani, H., Kumar, A., & Pradeep, A. M. (2022). Aerodynamics of Sweep in a Tandem-Bladed Subsonic Axial Compressor Rotor. Journal of Fluids Engineering, 144(12), 121203.
[11] Baojie, L. I. U., Zhang, C., Guangfeng, A. N., Du, F. U., & Xianjun, Y. U. (2022). Using tandem blades to break loading limit of highly loaded axial compressors. Chinese Journal of Aeronautics, 35(4), 165-175.
[12] Babu, S., Chatterjee, P., & Pradeep, A. M. (2022). Transient nature of secondary vortices in an axial compressor stage with a tandem rotor. Physics of Fluids, 34(6).
[13] Benis, A. S., & Aghaei-Togh, R. (2023). Investigation of the Difference Between Ordinary and FSI Numerical Solution for Flutter of Tandem Compressor. International Journal of Acoustics & Vibration, 28(4).
[14] J. A. Brent, J. G. Cheatham, And D. R. Clemmons, “Single-Stage Experimental Evaluation Of Tandem-Airfoil Rotor And Stator Blading For Compressors, Part Vii - Data And Performance For Stage E”, January 1972, Pratt & Whitney Aircraft, Division Of United Aircraft Corporation, Florida Research And Development Center, Prepared For National Aeronautics And Space Administration, Nasa Lewis Research Center, Contract Nas3-11158.