ターボ機械における異常流動現象の発現メカニズムの解明

九州大学，博士後期課程3年
喜久田 啓明先駆的科学計算に関するフォーラム2012＠九州大学

研究の背景ターボ圧縮機・・・
ジェットエンジンや発電所のガスタービン等の重要な要素

旋回失速●急激な圧縮仕事の低下●離散周波数騒音●繰り返し応力による構造体の疲労破壊

旋回失速現象の理解●設計段階における失速点の予測と対応●旋回失速を検知・制御し，高パフォーマンス圧縮機の開発⇒過去に多くの研究・・・

失速形態の分類
軸流圧縮機の安定限界直前における流れの不安定性

大スケール擾乱
モーダル変動1997 Camp&Day(圧縮機システム全体の不安定現象)

竜巻状のはく離渦
フローモデル

翼端隙間の違いで失速形態に違い

小スケール擾乱
単一セル
スパイク

複数セル

1997 Camp&Day(翼端部のはく離)

安定形＇セル個数：一定（不安定型＇セル個数：変動（多重旋回失速セル

旋回不安定擾乱

1999 Inoueら(竜巻状のはく離渦)

2001 Marzら(翼先端流れの干渉)

翼端すき間：小翼端すき間：大高応答圧力センサX30

解析対象：
多段の中間段を模擬
準二段
低速軸流圧縮機※翼端すき間可変圧力計測

測定領域① ② ③ ④ ⑤圧力センサー設置の様子
性能曲線

A

Rotor Blade Number

24

Stator Blade Number

22

Casing Inner Diameter

450 mmHub/Tip Ratio

0.7

Rotor Chord Length50.1 mm

Tip Clearance (Chord/Tip Ratio) 0.5 mm (1%)
1.5 mm (3%)

圧力係数ψ

B
ab

青：翼端すき間：小赤：翼端すき間：大流量係数Φ

静翼

動翼

説明のために，
各部名称

静翼

ケーシング壁面＇静圧で色づけ（

動翼後縁側
動翼前縁側
＇ＴＥ（
翼端もれ渦＇ＬＥ（
動翼前縁はく離渦
1.0 渦コア
Hn ：無次元ヘリシティ-1.0 で色づけ

動翼0.24
Cp-0.72

1.0Hn-1.05翼端隙間の違いによる旋回失速発現の違い：
翼端すき間が小さい場合( t=1% )：旋回失速初生

失速の予兆となる擾乱の比較

失速初生① 失速初生として，スパイク型の擾乱の発生が確認できる．
② 擾乱は数を増しながら発達し，翼端すき間が大きい場合( t=3% )：旋回不安定擾乱

最終的に5つの安定な擾乱となる．

擾乱発生① スパイク型の擾乱が発生し，擾乱は徐々に数を増しながら発達していく．
擾乱消失② しかし，擾乱は完全には発達せずに，最終的に消滅してしまう．

失速初生及び旋回不安定擾乱発生時の動翼前縁上流4.1mmの壁面静圧を時系列に表示

研究目的●異なる翼端すき間における失速発現時の詳細な流動メカニズムの解明

計測手法・計算手法
可視化手法

ターボ機械における非定常計測
同時面計測 ＇まるで面計測のような瞬時の流れ場を測定！（
圧力センサ×３０本⇒同時サンプリング
後処理⇒時空間補間高応答圧力センサX30

0.24
Cp-0.72
測定領域
圧力センサー設置の様子

ＭＯＶＩＥ

計算手法
DES(Detached Eddy Simulation)による非定常三次元圧縮性Navier-Stokes方程式の計算手法◆有限体積法・ ６面体セル，Cell-Centered法◆ 陰的時間進行法
・ 非粘性流束 ･･･ 高解像度風上スキーム＇Roeの近似リーマン解法＆MUSCL形３次精度TVD法（・ 粘性流束 ･･･ 中心差分的に評価◆ 緩和解法・ Gauss-Seidel形 点緩和法(Chakravathy[1984])◆ 乱流モデルk-ω 乱流モデルベースのDES (Strelets[2001])
DES＝RANS＇壁近傍（＋LES：RANS：LES

WakeRegion

Separation
RegionSSRotation

PS

計算格子
格子タイプ
：H型の構造格子
翼端すき間部に高い解像度 ：翼端もれ流れ重要
周方向に高い解像度：擾乱の旋回を忠実に再現
壁面に対する最小格子幅 ：ｙ+＜1.0
実機との形状の違い：静翼枚数＇24枚⇒22枚（：静翼のハブ側クリアランスの有無
静翼の配置：翼ウェーク，ポテンシャル干渉の再現計算格子（τ=3%翼端コードの場合）

拡大図

流れ方向

半径方向

周方向

１ピッチセル数

総セル数

動翼130

157

129

2,632,890

63,189,360

動翼翼端隙間6449

33

103,488

2,483,712

前置静翼

54157

129

1,093,662

26,247,888

後置静翼

60

157

129

1,215,180

29,164,320

総セル数：約1.2億

計算資源等
Axial Compressor
Centrifugal Compressor
Supercomputer
FUJITSU PRIMERGY RX200S6 FUJITSU PRIMERGY RX200S6
CPU Number
192
160
Process Number
32160
Thread Number
161Memory
426GB
25.3GB
Input Data / one Rev
132GB
0.87GB
Output Data / one Rev
469GB
84GB
Time per one Revolution
12.75Days
0.55Days
Meaningful Revolutions
100～Revolutions
7～Revolutions

遠心圧縮機の計算では，７６６CPUsセンターからのダウンロードに時間がかかり過ぎる！！！
例えば・・・13GBのデータを0.7MB/sでダウンロードすれば，5時間もかかる．
これが20ファイルあれば，100時間≒4日もかかる！

知的可視化の例
ケーシング壁面
前縁流線

二次流れ

渦コア

0.24
Cp-0.72

後縁

限界流線
翼負圧面
はく離線

付着線
●ＬＩＣ：
●渦コア＋無次元ヘリシティ：

複雑なはく離形態の詳細な把握
複雑な流れ場を渦で理解

1.0
Hn-1.0翼端すき間が小さい場合＇τ=1%翼端コード長（翼端隙間が小さい場合＇τ=1%翼端コード（
性能曲線：実験とＣＦＤの比較
0.60

Calculation (Steady)
定常RANS
Calculation (Unsteady)Experiment
非定常DES〇 実験値

圧力上昇係数ψ

Total Pressure Rise Coefficient ψ0.55

0.50

Stall(φ=0.338)
Stall＇φ=0.345（Stall(φ=0.345)

Stall＇φ =0.338（良く一致

0.45

Stall＇φ =0.338（0.40

Stall(φ=0.338)

0.35

0.30

0.25

0.20
0.10

0.200.30

Flow Rate φ0.40

流量係数Φ

0.50

0.60

：Design Point＇翼端すき間：小：1%翼端コード（
実験とＣＦＤの比較実験結果 TimeTE
Blade2

Rotation
Blade1

LE
数値計算＇CFD（結果TimeTELE
Rotation
TELE
翼端もれ渦

ケーシング壁面静圧分布

翼間を移動

翼端側で前縁はく離(b) ケーシング壁面静圧分布[上]と圧縮機内部の流れ場[下]前縁はく離渦
Hub0.24
Cp-0.72

翼端もれ渦と前縁はく離渦が連結し，翼負圧面から離脱

翼負圧面からケーシングにつながる竜巻状のはく離渦●壁面静圧分布：実験結果とＣＦＤ結果は定性的によい一致を示している．

ケーシング壁面静圧分布
TELERotation0.24
Cp-0.72

翼端もれ渦1.0
Hn-1.0

前縁はく離渦(a)

(b)
翼間を移動

ピンク：前縁からの流線
ブルー：漏れ流れの流線

竜巻状のはく離渦(c)(d)

解析結果～旋回失速初生～
動翼下流
軸方向速度
動翼渦コア
ケーシング
壁面静圧

DES結果

実験結果
ケーシング
壁面静圧
180.24
Cp-0.72

Ｍｏｖｉｅｓ翼端すき間が大きい場合＇τ=3%翼端コード長（

翼端隙間が大きい場合＇τ=3%翼端コード長（
性能曲線：実験とＣＦＤの比較
0.60

圧力上昇係数 ψ [-]

0.55
0.50
0.45
0.40

EFD1800rpm
steady CFD
unsteady CFD( 8pitches)
unsteady CFD(24pitches)

0.35
0.30
0.25
0.200.10 0.15 0.20 0.25 0.30 0.35 0.40 0.45 0.50 0.55 0.60

流量係数 φ [-]実験値との定性的な一致＇擾乱の大きさ（
実験解析

計測センサ位置0.24-0.72
2~3blade passing

ケーシング壁面における圧力センサ波形

DES解析
TE

1.0Hn-1.0LE

0.24
Cp
0.72
2~3 pitch

擾乱のスケールが一致
ただし，擾乱の回転速度：７１％＇EFD（，約８５％＇CFD（

＇翼端すき間：大：3%翼端コード（
擾乱発生時の様子
Upstream
LEUpstream

壁面静圧分布0.24
CpTE
Downstream-0.72

Downstream

圧力変動値分布0.12

ΔCp-0.12
渦流れ構造
1.0Hn-1.0

ＣＦＤ解析結果＇ＤＥＳ（

実験解析結果
＇同時面計測（DESと実験を比較すると変動値の挙動が定性的に一致している

特徴的な圧力変動値分布
時間T*は翼通過周期で無次元化

blade3z3*

blade2z1*

blade1

blade3LEz2*
T*=0.00

blade1LEz1TEz2

T*=0.00

z3z3*

Time

blade20.24
ΔCp-0.24

z1*

z2*

z1

T*=0.71z2

T*=0.36

z3z3*

z2*
z1*

z1

T*=1.41

T*=0.72z3z3*
z1*

z2* T*=2.12

z1

T*=1.08z3z3*
z1*

z2* T*=2.82

圧力変動値分布＇DES解析結果（T*=1.44
圧力変動値分布(実験解析結果)

TE全周計算結果

上：０１⇒０８ピッチ
中：０９⇒１６ピッチ
下：１７⇒２４ピッチ

TELE●非軸対称な流れ場が現れる●渦崩壊している領域が伝播

擾乱発生時のτ=1%翼端コードの流れ場とτ=3%翼端コードの流れ場の比較

竜巻状のはく離渦ＶＳ漏れ渦崩壊＇τ=1%翼端コード（ ＇τ=3%翼端コード（相違点:前縁の低圧域
d1. 前縁の低圧域が弱小化するが，消失はしない(3%翼端コード)
消失する(1%翼端コード)
3%翼端コードの場合
LEUpstream

DES

前縁に低圧域の極小値アリ↓
漏れ渦が存在DES

前縁に低圧域の極小値ナシ↓
漏れ渦が消失LE
TEDownstream

TE

1%翼端コードの場合

2012/4/20

Kyushu University Fluids Engineering
Science Lab.

26

結言
実験データとの詳細な比較によって，低速軸流圧縮機における２つの異なる旋回失速発現メカニズムを解明した．
●翼端すき間が小さい場合，失速の予兆を示す擾乱がひとたび現れると一気に失速が発達する．
この場合，動翼の翼端側前縁はく離に起因する竜巻状のはく離渦が流れ場を支配している．
●翼端隙間が大きい場合，失速の予兆を示す擾乱が発生と消失を繰り返し，直ちには失速に発達しない．
この場合，動翼の翼端もれ渦の渦崩壊が流れ場を支配している．

今後の予定●旋回不安定擾乱の発生～消失までをシミュレートすること．
●渦崩壊現象の工学的応用