19491

۱۹۴۹۱

مشخصات ميدان جريان ناپايا در ناحيه درز نوك رديف پره كمپرسور محوري

كارشناسي ارشد

مهندسي هوافضا - آئروديناميك

۹۴-۹۵

۱۳۹۷/۴/۲۱

دكتر تقوي زنوز

مكانيك

يكي از چالش‌ها در طراحي كمپرسور‌ها‌ي محوري دستيابي به نقاط عملكردي بهينه به دور از رخداد پديده‌هاي ناپايداري مي‌باشد. اما شرايط با بازده بيشينه معمولا با شروع ناپايداري‌ها و وقوع پديده‌هايي مانند سرج و استال همراه مي‌باشد. وجود درز نوك در كمپرسور‌هاي محوري سبب تشكيل ورتكس نشتي نوك مي‌شود. اثرات متقابل شديد بين ورتكس نشتي نوك و جريان گذرگاه سبب افت كارايي كمپرسور مي‌شود. از اين رو مطالعه كنترل و كاهش اثرات نامطلوب جريان نشتي نوك رديف پره كمپرسور محوري اهميت بسزايي دارد. به‌ منظور شناسايي مكانيزم ناپايداري‌ها، توانايي شناسايي اغتشاشاتي كه در فرايند قبل از استال رخ مي‌دهند و در ادامه شناخت دقيقي از ساختار شكل‌گيري استال از اهميت ويژه‌اي برخوردار است. استفاده از تجهيزات اندازه‌گيري با دقت بالا روشي مفيد براي دستيابي به اين اطلاعات مي‌باشد. در اين پژوهش، ابتدا مختصري به انواع ناپايداري‌ها در كمپرسور‌هاي محوري، علل و شكل‌گيري آن‌ها و همچنين روش‌هاي كنترل آن‌ها پرداخته شده است. محور اصلي پژوهش مطالعه شكل‌گيري استال دوراني در يك كمپرسور محوري سرعت پايين مي‌باشد. بدين منظور از اندازه‌گيري‌هاي آزمايشگاهي و شبيه‌سازي‌ عددي با هدف دستيابي به يك شناخت جامع و دقيق از فرايند قبل از آغاز استال، شكل‌گيري و توسعه آن استفاده شده است. داده‌برداري در بخش آزمايشگاهي با به‌كارگيري حسگر‌هاي فشار لحظه‌اي هانيول انجام شده است. آرايه‌اي متشكل از 30 حسگر فشار روي پوسته كمپرسور به گونه‌اي نصب شده‌اند كه يك گذرگاه پره (30 درجه از محيط كمپرسور) را پوشش مي‌دهند. نتايج در قالب سيگنال‌هاي خام، كانتور‌هاي فشار لحظه‌اي و همچنين در قالب تحليل فركانسي شامل تبديل فوريه سريع (FFT) و تبديل فوريه زمان كوتاه (STFT) ارائه شده‌اند. با بررسي نتايج كانتور‌هاي فشار لحظه‌اي مشخص گرديد كه فرايند استال اسپايك شامل جدايش جريان از لبه حمله و متعاقبا شكل‌گيري گردابه اسپايك مي‌باشد. تشكيل گردابه اسپايك در گذرگاه جريان منجر به مسدود‌شدگي قابل‌توجه در جريان اصلي مي‌شود. نتايج سيگنا‌ل‌هاي نوساني نشان مي‌دهند كه در طي فرايند شكل‌گيري استال، تبديل فوريه زمان كوتاه به خوبي قادر به نشان دادن فركانس‌هاي غالب و تفكيك پديده‌هاي آيروديناميكي در ميدان جريان مي‌باشد. به موازات كار‌هاي آزمايشگاهي از شبيه‌سازي‌ عددي ميدان جريان نيز بهره برده شده است. از اطلاعات حاصل براي مقايسه با نتايج آزمايشگاهي براي صحت‌سنجي روش عددي و يافتن بيشتر جزئيات جريان استفاده شده است.

1397/07/09

Specificatins of unstable flow field in the at rotor blade row tip region of an axial compressor

10/1/2018 12:00:00 AM

One of challenges in designing of axial compressors is to achieve the optimal performance, far from unstable phenomena; but, maximum efficiency of compressor performance usually is associated with the onset of instability and the occurrence of phenomena such as surge and stall. The presence of tip leakage in the axial compressor causes the formation of tip leakage vortex. The intense interaction between the tip leakage vortex and flow passage cause the compressor`s efficiency to losses. Therefore, the study of controlling and reducing the undesirable effects of an axial compressor blade row tip leakage flow is important. In order to identify the mechanism of instability, the ability to detect disturbance occurring in the pre-stall process and further, is a precise understanding of stall`s formation structure, is of particular importance. The use of precision measuring equipment is a useful tool for achieving this information. In this research, a brief description of the types of instability in axial compressors, the cause and formation of instability, as well as their control methods have been discussed. The main axis of the research, is to study the formation of rotating stall in a low speed axial compressor. For this purpose, laboratory measurement and numerical simulation have been used to achieve a comprehensive and precise understanding of the process before the stall inception, its formation and development. The data acquisition in the laboratory section was carried out with the use of instantaneous Honeywell pressure sensors. An array of 30 pressure sensors on the compressor casing it covers a blade passage (30 degree from the compressor circumference). Results are presented in the form of row signals, instantaneous static pressure contour and also in the form of frequency analysis including Fourier transform, short time Fourier transform. By examining the results of instantaneous pressure contours, it was found that the spike stall process involves flow separation from the blade leading edge and subsequently forming the spike vortex. The formation of spike vortex in the flow passage leads to significant blockage in the main flow. The results of fluctuation signal show that, during the stall formation process, the Fourier transform can be able to show the dominant frequencies and identify aerodynamic phenomena in the flow field. In parallel to laboratory actives, numerical simulations of the flow field have also been used. The obtمain information is used to compare the results of experimental to verify the numerical method and to find more flow details.