先駆的科学計算に関するフォーラム 2015
～ 先端的計算科学研究プロジェクト成果報告 ～遷音速軸流圧縮機の失速点近傍における不安定流動現象の解明
九州大学
工学研究院機械工学部門
古川 雅人
2015/4/24

Kyushu University
Department ofMechanical 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
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産業用ガスタービン
Fluids Engineering Science Lab.

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目的：遷音速軸流圧縮機の失速近傍流れ
 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

研究目的
 ガスタービンに用いられる遷音速軸流圧縮機について失速点近傍における不安定流動現象を解明する
遷音速段を含む多段軸流圧縮機の全周を対象
DES（Detached Eddy Simulation）による大規模計算
知的可視化による流動現象の抽出
計測が困難な不安定流動現象（旋回失速）を解析する
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発表内容
 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 超大規模な計算結果データから，失速点近傍における流動現象を解析

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解析対象
 産業用ガスタービンの14段軸流圧縮機
 前半７段 （入口案内羽根～7段）；前年度の課題では前方2.5段のみ
 全周にわたる６７１翼間

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5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300～600万セル × 全周（671翼間）
 総計算セル数＝約19.1億
 壁面上の最小格子幅 y+ < 1

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2015/4/24

 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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並列性能の実測値
 ３万超の並列計算においても飽和せず
35,000Linear30,000

Test result

Speedup

25,00020,00015,00010,0005,000
00

5,000 10,000 15,000 20,000 25,000 30,000 35,000

Number of Cores
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計算条件

 計算時間 並列数：7,296並列
 1ステップ当たりの時間 : 約22秒

Performance map (front 7-stage simulation)
1.10
ExpDES
1.05
Normalized pressure ratio◆計算条件
 DESによる非定常計算
 流量 ： 設計点からサージ点近傍へ徐々に絞り込む
 回転数：100%回転数

1.00

0.95

0.90

0.85

0.80
0.940.96

0.98

1.00

1.02

1.04

Normalized corrected mass flow

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知的可視化 ６７１翼間にわたる超大規模な計算結果データの出力
 ５０ＴＢ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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初段動翼出口流れ（実験結果との比較）
全圧および全温分布（実験およびDES結果）
1.0

0.8

0.8

0.60.6
SpanSpan

1.0

0.4

0.4
Experiment

0.2Experiment

0.2

Isothermal

Isothermal

Adiabatic

Adiabatic

0.0

0.0
0.8

1.2

1.6

2.0

1.0

Total pressure
ratio
Normalized
total pressure
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1.1

1.2

Total temperature
ratio
Normalized
total temperature11

各段の圧力比（実験結果との比較）
 DES解析 全周（671翼間）にわたる非定常解析

 RANS解析
 DES解析と同じ計算格子の使用
 Mixing planeモデルを用いた１ピッチの定常解析
1.20

Experiment
1.15

DES(Unsteady)

1.10

RANS(Steady)

1.05
1.00
0.95
0.90
0.85
0.80
1stg

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2stg

3stg

4stg

Fluids Engineering Science Lab.

5stg

6stg

7stg

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非定常流れ場（エントロピー関数分布）
ケーシング壁面近傍

S * [ ]1.5
1.0

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非定常流れ場（マッハ数分布）
ケーシング壁面近傍

M []1.00.02015/4/24

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非定常流れ場（マッハ数分布）
ケーシング壁面近傍

M []1.00.02015/4/24

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周方向平均流れ場
エントロピー関数分布
1R
2R

3R

4R

6R

7R

6S

5S

4S

3S

2S

5R

7S

1S

IGV

S * [ ]1.3
1.0

軸流速度分布
1R

2R

3R

2S

IGV

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4R

3S

1S

5R

4S

6R

5S

7R

6S

7S

C z [ ]0.60.3Fluids Engineering Science Lab.

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２段 動翼列内の流れ場（RANS & DES）

RANS 定常解析
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DES 非定常解析
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５段および６段 動翼列内の流れ場（DES）

５段動翼列
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６段動翼列
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５段および６段 静翼列内の流れ場（DES）

５段静翼列
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６段静翼列
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５段 静翼列内の流れ場（RANS & DES）
C z [ ]0.50.0RANS 定常解析
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DES 非定常解析
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５段 静翼列内の流れ場（RANS & DES）
 エントロピー関数分布

RANS 定常解析
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DES 非定常解析
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21５段 静翼列の入射角分布（RANS & DES）
5Rのウエイク

30

usteady_hub

25

steady_hub

20
15

10
50-0.5

-0.4

-0.3

-0.2

-0.1

00.1

0.2

0.3

0.4

0.5

-5-10

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６段 静翼列内のはく離渦流れ構造
6段静翼（2.2回転）

旋回失速の発生前

Hn1.0-1.0

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６段 静翼列内のはく離渦流れ構造
6段静翼（3.7回転）

旋回失速の発生後Hn
1.0-1.0

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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
 19.1億格子セル（7,296並列）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 DESによる非定常解析とMixing planeモデルによる１ピッチのRANS定常解析の相違が顕著 ⇒ 動・静翼列干渉の影響が顕著
 失速直前に，５段静翼列でハブ側コーナーはく離が発生
 その後，６段静翼列のハブ側コーナーはく離が非軸対称性を伴って成長 ⇒旋回失速の発生 低速の単段軸流圧縮機での旋回失速初生メカニズム（動翼先端部の前縁はく離から成長した竜巻状はく離渦が支配）との相違

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今後の予定（H27年度採択課題）
 「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衝撃波

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