Axial Compressor Gas Path Design for Desensitization of Aerodynamic Performance and Stability to Tip Clearance

RESUME Le jeu d’aube est l’espace entre le bout du rotor en mouvement et le carter stationnaire d’une turbomachine. Dans un compresseur l’ecoulement qui traverse ce jeu, du a la difference de pression entre l’intrados et l’extrados de l’aube, a un impact majeur et generalement negatif sur la performance (rapport de pression et rendement) et la stabilite aerodynamique (marge contre le decrochage) du compresseur. Une augmentation du jeu d`aube, soit temporaire durant les phases d’operation transitoires, soit permanente due a l’usure, entraine une perte de la performance et stabilite aerodynamique du compresseur et par consequent une augmentation de la consommation de carburant et une diminution de l’enveloppe d’operation de la turbine a gaz. Bien que beaucoup de recherche a ete fait pour ameliorer la performance et stabilite aerodynamique des compresseurs a la valeur de design (minimale ou nominale) du jeu d’aube, tres peu a ete fait sur la reduction de la sensibilite de ces parametres a l’augmentation de ce jeu. Le developpement de technologies permettant de contrer cet effet menera a des moteurs d’avion dont la performance et l’enveloppe d’operation seront plus robustes aux demandes operationnelles et a l’usure. Ce projet est la seconde phase d’un programme de recherche pour developper des strategies de conception pour reduire la sensibilite de la performance et stabilite aerodynamique des compresseurs axiaux au jeu d’aube. La premiere phase avait porte sur des strategies de conception d’aubes et avait mene a la decouverte et l’explication de deux caracteristiques de l’ecoulement permettant de reduire cette sensibilite, soit une augmentation de la quantite de mouvement meridionale entrant au bout du rotor et la reduction ou l’elimination du double ecoulement de jeu. Le double ecoulement de jeu est l’ecoulement qui sort d’un jeu d’aube et entre dans le jeu de l’aube adjacente au lieu de convecter en aval hors du passage d’aube. Cet ecoulement a un effet tres negatif sur la performance et la stabilite aerodynamique du compresseur. Deux strategies de conception impliquant le flechissement et l’angle de decalage des aubes avaient ete proposees et demontrees par simulations numeriques pour exploiter ces deux caracteristiques de l’ecoulement afin de reduire la sensibilite. En tant que deuxieme phase du programme de recherche, les objectifs de ce projet sont de developper des strategies de conception de la veine gazeuse pour les compresseurs axiaux pour arriver a ce meme objectif, pour evaluer la possibilite de les combiner avec les strategies de conception d’aubes de compresseurs axiaux pour une meilleure desensibilisation et la possibilite----------ABSTRACT Tip clearance is the necessary small gap left between the moving rotor tip and stationary shroud of a turbomachine. In a compressor, the pressure driven flow through this gap, called tip clearance flow, has a major and generally detrimental impact on compressor performance (pressure ratio and efficiency) and aerodynamic stability (stall margin). The increase in tip clearance, either temporary during transient engine operations or permanent from wear, leads to a drop in compressor performance and aerodynamic stability which results in a fuel consumption increase and a reduced operating envelope for a gas turbine engine. While much research has looked into increasing compressor performance and stall margin at the design (minimum or nominal) tip clearance, very little attention has been paid for reducing the sensitivity of these parameters to tip clearance size increase. The development of technologies that address this issue will lead to aircraft engines whose performance and operating envelope are more robust to operational demands and wear. The current research is the second phase of a research programme to develop design strategies to reduce the sensitivity of axial compressor performance and aerodynamic stability to tip clearance. The first phase had focused on blade design strategies and had led to the discovery and explanation of two flow features that reduces tip sensitivity, namely increased incoming meridional momentum in the rotor tip region and reduction/elimination of double leakage. Double leakage is the flow that exits one tip clearance and enters the tip clearance of the adjacent blade instead of convecting downstream out of the rotor passage. This flow was shown to be very detrimental to compressor performance and stall margin. Two rotor design strategies involving sweep and tip stagger reduction were proposed and shown by CFD simulations to exploit these features to reduce sensitivity. As the second phase, the objectives of the current research project are to develop gas path design strategies for axial compressors to achieve the same goal, to assess their ability to be combined with desensitizing axial compressor blade design strategies and to be applied to non-axial compressors. The search for gas path design strategies was based on the exploitation of the two flow desensitizing features listed above. Two gas path design strategies were proposed and analyzed. The first was gas path contouring in the form of a concave gas path to increase incoming tip meridional momentum.