Transient blade tip clearance calculation, optimisation and validation of centrifugal compressor in turboshaft engines

Abstract

Kanat uç açıklıklarının kompresör performansı, çalışabilirliği ve rotor-stator bütünlüğü üzerinde önemli etkisi vardır. Büyük uç açıklıkları, faydalı bir iş yaratmadan havanın bir kısmının kanat ucu üzerinden akmasına izin verdiğinden çalışma sırasında verimlilik düşüşüne neden olur. Öte yandan, dar açıklıklar, kanat ve kılıf arasında sürtünme riski doğuracaktır. Bu nedenle, tasarım aşamalarında uç açıklıkları dikkatli bir şekilde tasarlanmalıdır. Genel olarak, yalnızca kararlı haldeki uç açıklıklarını kontrol etmek, çalışma sırasında dalgalanma marjı boşluklarını ve sürtünme riskini anlamak için yeterli değildir. Uçuş sırasında uç açıklıklarının nasıl değiştiğini anlamak için hızlanma, yavaşlama ve kapatma kısımlarını içeren geçici uç açıklık değerlendirmesi yapılmalıdır. Bu tezde, sürtmeyi engellemek ve dalgalanma marjının azalmasını önlemek için iki aşamalı santrifüj kompresördeki geçici kanat uç açıklıkları hesaplanmıştır. Analizlerde kademe 1 uç açıklıkları, farklı güç seviyelerinde metal sıcaklığını değiştiren çalışabilirlik girdaplarından etkilendiği görülmüştür. Bu nedenle kılıf deplasmanları doğru şekilde tahmin edilememiştir. Bu durumu düzeltmek amacıyla kılıf üzerine pasif indükleyici çıkış portu eklenerek tasarım iyileştirmesi sağlanmıştır. Açıklık hesaplamaları kademe 2 uç açıklıklarının mekanik yüklere duyarlı olduğunu göstermiştir. Dönüş kanalı parçasının, motorun hızlanması veya yavaşlaması sırasında çok fazla hareket ettiği görülmüştür. Bu durumu iyileştirmek ve hassasiyeti azaltmak amacıyla tasarım değişiklikleri yapılmıştır. Açıklık hesaplarını ve metotlarını doğrulamak amacıyla gerçek zamanlı kanat uç açıklıkları ölçümü gerçekleştirilmiş ve analitik sonuçlarla karşılaştırılmıştır. Elde edilen veriler, analitik sonuçların deneysel ölçümlerle iyi bir uyum içinde olduğunu ve açıklıkların ölçüm belirsizliğinin içinde kaldığını göstermektedir.Blade tip clearance has significant effect on compressor performance, operability and rotor-stator integrity. Excessive tip clearances allows a portion of air to flow over blade tip without creating useful work. On the other hand, tight clearances arise rubbing risk between blade and casing. Therefore tip clearances have to be designed carefully during the design phases. Generally, checking only steady state tip clearances is not enough to understand surge margin clearances and rub risk during operation. Transient tip clearance assessment which includes acceleration, deceleration and shutdown part of mission are calculated in order to understand how tip clearances are changing during flight. In this thesis, two stage centrifugal compressor transient blade tip clearances are calculated and optimized to avoid any rub and surge margin reduction. Analytical results show that stage 1 tip clearances are affected from operability vortexes which change metal temperatures at different power level. That's why shroud displacements are not predicted accurately for some portion of the test mission. In order to fix this issue, inducer bleed port is added on shroud as a design improvement. Predictions show that stage 2 tip clearances are sensitive to mechanical loads. It is obtained that return channel component moving too much during the acceleration and deceleration conditions. Therefore, design changes are implemented to reduce sensitivity and improve tip clearances. Analytical results compared with real time tip clearance measurement from the test and results show that analytical data has good agreement with the experimental measurements. Clearances stay within the magnitude of measurement uncertainty.