先駆的科学計算に関するフォーラム 2017
～ 先端的計算科学研究プロジェクト成果報告 ～遷音速軸流圧縮機における衝撃波を伴う複雑内部流動現象の解明
九州大学
工学研究院機械工学部門
齋藤誠志朗，古川雅人
2017/4/28

Kyushu University
Department of
Mechanical Engineering
Fluids Engineering Science Lab.

Fluids Engineering Science Lab.

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多段軸流圧縮機
 航空機用・産業用ガスタービンの主要構成要素のひとつ
 ガスタービンの熱効率向上を企図して多段軸流圧縮機の高圧力比化が進む⇒ 多段圧縮機の各翼列あたりの空力負荷が増大

航空機用ガスタービン
2017/4/28

産業用ガスタービン
Fluids Engineering Science Lab.

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先進ガスタービン用軸流圧縮機
 翼列あたりの空力負荷の増大：
 動翼列回転速度の高速化⇒ 遷音速流れ場の形成（亜音速流れと超音速流れの混在） 圧縮機翼列での失速が発生しやすい

問題点
 軸流圧縮機内の遷音速流れ場
衝撃波の発生衝撃波と隣接翼列との非定常干渉の発生
内部流動の計測が困難（動翼列が超音速で回転するため）
2017/4/28

Fluids Engineering Science Lab.

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採択課題（ H27年度からの継続）
 「遷音速軸流圧縮機における衝撃波を伴う複雑内部流動現象の解明」
前方の遷音速軸流圧縮機に着目：衝撃波の効果が顕著
衝撃波と翼端漏れ渦および翼面境界層との干渉を詳細に解析
多段の効果もあわせて初段部＝遷音速段（亜音速流れと超音速流れの混在）

先進ガスタービン
2017/4/28

Fluids Engineering Science Lab.

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前年度の成果
 先進ガスタービン用２段遷音速軸流圧縮機を対象
 大規模DES計算の実施 k-ω二方程式乱流モデルに基づいたDES計算
 約4.5億計算格子セルを用いた非定常解析
 知的可視化による現象抽出

 解析結果 実験で得ることが極めて困難な衝撃波の発生形態を再現
 衝撃波と各翼列との干渉形態を再現
 各翼列における渦流れ構造および三次元はく離形態の概略を把握RotationM

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1.60.0

Fluids Engineering Science Lab.

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H28年度の研究内容
 計算スキーム
 緩和形陰的高解像度風上スキーム
 k-ω二方程式乱流モデルに基づいたDES（Detached EddySimulation）計算 知的可視化 特異点理論に基づいた渦構造の同定
 LIC（Line Integral Convolution）法による限界流線のトポロジー解析

 解析結果 動・静翼列流れの非定常干渉（全周DES解析と単流路RANS解析との比較）
 衝撃波と翼列との干渉を詳細に調査
 三次元はく離領域の渦流れ構造の詳細解析

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Fluids Engineering Science Lab.

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解析対象
 先進ガスタービン用２段遷音速軸流圧縮機
 ２段にわたって 遷音速流れ場（高マッハ数）
 全周にわたる１０４翼間

１段動翼（1R）

１段静翼（1S）

２段動翼（2R）

２段静翼（2S）Rotation
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Fluids Engineering Science Lab.

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計算格子
 実機形状を忠実に再現した計算格子
 各翼間あたり350～730万セル × 全周（104翼間）
 総計算セル数＝約4.5億
 壁面上の最小格子幅 y+ < 1
格子点数（1pitch）

格子点数（full）

Strut

1,123,584

4,494,336

1st-Rotor

7,300,608

138,711,552

1st-Stator

3,447,552

96,531,456

2nd-Rotor

4,129,920

94,988,160

2nd-Stator

3,449,088

117,268,992

合計

19,450,752

451,994,496

フィレット

部分クリアランス
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数値計算手法
数値計算手法 有限体積法
Cell-Centered法による離散化 陰的時間進行法
非粘性流束の評価
近似リーマン解法（SHUS）
MUSCL形三次精度TVD法
粘性流束の評価
Gaussの発散定理を用いて中心差分的に評価

 乱流モデルk-ω ２方程式モデルベースのDES
DESにおけるDES定数：CDES=1.60

 緩和解法MFGS（Matrix Free Gauss-Seidel）による点緩和解法
５回のニュートン反復 時間刻み幅
動翼１回転当たり10000Step

境界条件
 入口境界条件
全圧・全温・ピッチ角・ヨー角を指定 出口境界条件
質量流量を指定2017/4/28

 壁面境界条件
セル界面における滑りなし条件を規定
壁面仮想セルの静温は実験計測結果に基づく分布を与える（等温条件）

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知的可視化 １０４翼間にわたる超大規模な計算結果データの出力
 １０ＴＢ超の計算結果データ
 計算結果データからの流動現象の抽出が困難
 従来の可視化手法では限界（特に，現象が未解明の場合）
 超大規模解析における後処理のインテリジェント化が不可欠 知的可視化 特異点理論に基づいた渦構造の同定
 LIC（Line Integral Convolution）法による限界流線のトポロジー解析
 超大規模な計算結果データから⇒ 失速点近傍における非定常流動現象を的確に抽出

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動・静翼列流れの非定常干渉
密度勾配
1R

エントロピー
1S

2R

1R

2S

Magnitude of density gradient at 10%span

1S

2R

2S

Entropy at 10%span

 初段静翼において，初段動翼の後流および2段動翼の衝撃波が入射⇒ 初段静翼におけるハブ・コーナーはく離と干渉
 ハブ・コーナーはく離によって生じた低エネルギー流体が2段静翼まで移流⇒ ハブ・コーナーはく離は，圧縮機全体の流れ場に大きく影響
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圧縮機出口の周方向平均流れ場
Full-annulus DESSingle passage RANS

 全圧分布 : 全周DES，単流路RANSともに定量的な良い一致 全温分布 : 単流路RANSは大きな差異（定性的な傾向が再現されていない）
ケーシング側 : 衝撃波構造と境界条件の違い
ハブ側: 剥離によるブロッケージ効果による違い（ケーシング側への流量の偏り）
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全周DESと単流路RANSの比較（負荷分布）
Full-annulus DES
Passage shock 90%スパン

Single passage RANS

M

1.6
1.3

（normal shock）
0.0

Detached shock（Oblique shock）

Detached shock（normal shock）

Mach number

離脱衝撃波

離脱衝撃波（反射）Mach number
速度変化

離脱衝撃波

流路衝撃波（正圧面）
流路衝撃波（正圧面） 流路衝撃波（負圧面）反射による速度変化

翼端漏れ渦の巻き上がり位置（DES）
翼端漏れ渦の巻き上がり位置（RANS）

Chordwise blade loading（1st rotor）

Chordwise blade loading（2nd rotor）

 DES : 離脱衝撃波が隣接翼と干渉した後，反射し衝撃波を発生させた翼自身と干渉
 RANS : Mixing Plane境界で反射⇒動翼列内が乱されている
 衝撃波構造によって翼端漏れ渦の巻き上がり方が異なる⇒損失の主要因である漏れ流れも衝撃波と大きく関連2017/4/28

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全周DESと単流路RANSの比較（負荷分布）
Full-annulus DES

 10%スパン

Detached shock（normal shock）

Single passage RANS
Detached shock（normal shock）

Chordwise blade loading（1st rotor）

1.6

Detached shock
0.0

Detached shock（normal shock）

Mach number

M

Mach number

Chordwise blade loading（2nd rotor）

 静翼列ハブ側で，負圧面に剥離領域（単流路RANS解析のほうが大） 静翼列と2段動翼で差異（ハブ側でのMixing plane境界における反射の影響は小）2017/4/28

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全周DESと単流路RANSの比較（動翼面上の剥離）
Full-annulus DES
 1st rotor

L.E.

ShockInduced
separation

Single passage RANS
Leakagevortex

L.E.
T.E.

T.E.

 離脱衝撃波による境界層剥離が全スパンで発生
 単流路RANS : 翼先端付近における境界層剥離が全周DESよりも上流側で発生
流路衝撃波による剥離なし
翼後縁での逆流なし
半径外向きの二次流れが弱い
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全周DESと単流路RANSの比較（静翼面上の剥離）
Full-annulus DES

 1st stator
LeakagevortexSingle passage RANSL.E.

T.E.

Separationvortex

LeakagevortexTornado-like
Separationvortex
Leakagevortex

 ハブ側，ケーシング側で二次流れによる剥離 単流路RANS : スパン方向に発達（Mixing Planeで流れの非一様性が平滑化されるため，下流翼列に後流が流入しない）
 全周DES
: 後流による静動翼間干渉による非定常効果が剥離を抑制
竜巻状の剥離渦の発生
2017/4/28

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静翼列のコーナー剥離における渦構造
渦構造・限界流線
 ハブ面上に足をもつハブ・コーナーはく離渦が発生⇒ 30%～50%コードで渦崩壊が発生
 翼面上に複数のはく離渦が点在⇒ 翼面上から立ち上がり，もう一方の足は移流して拡散 前方および後方の部分クリアランスから漏れ渦が発生

Limiting streamlines and vortex cores2017/4/28

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静翼列のコーナー剥離における限界流線
翼面上の限界流線
 後方の翼面上に節点および付着線を確認⇒ 後方クリアランスからの漏れ渦の影響
 上記付着線の上部では，広範囲で逆流が発生⇒ 逆流と主流との境界に，はく離線・渦状点を確認
 逆流領域が中実部から下流方向へ，スパン方向に急激に拡大：separation line
：attachment line
● ：saddle point● ：node point● ：focus point

Limiting streamlines on suction surface

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静翼列のハブ面における限界流線
ハブ面上の限界流線

 中実部負圧面側において，主流方向の流れおよび前方の部分クリアランスからの漏れ流れが，ハブ面上の二次流れと合流⇒ ハブ・コーナーはく離渦を形成：separation line
：attachment line
● ：saddle point● ：node point● ：focus point 後方クリアランスに沿ったはく離線⇒ 後方の部分クリアランスからの漏れ流れがハブ・コーナーはく離渦および翼間の二次流れと衝突 後方部分クリアランスからの漏れ流れの一部が逆流⇒ その一部がハブ・コーナーはく離渦と合流
2017/4/28

Fluids Engineering Science Lab.

Limiting streamlines on hub surface19静翼列のコーナー剥離における非定常性
時間平均の流れ場

瞬時の流れ場
L.E.

L.E.

T.E.

T.E.

Time-averaged flow field

Instantaneous flow field 瞬時の流れ場では，ハブ・コーナーはく離渦が複数混在⇒ それらが互いに干渉することで，時間的に大きく変動する複雑な流れ場を形成

 前方および後方部分クリアランスからの漏れ渦の時間変動は小さい
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まとめ DES計算
 緩和形陰的高解像度風上スキーム
 k-ω二方程式乱流モデルに基づいたDES計算
 4.5億格子セルを用いた失速点近傍の非定常解析

 知的可視化 特異点理論に基づいた渦構造の同定
 LIC（Line Integral Convolution）法による限界流線のトポロジー解析

 解析結果 動・静翼列流れの非定常干渉
 衝撃波と翼面境界層との干渉
 静翼列のコーナーはく離における渦流れ構造

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