Simulations of a novel low pressure compression system for variable-speed micro turbofan

Abstract

İnsansız Hava Araçları (İHA) genellikle pervaneli ve düşük hızlı uygulamalara yöneliktir. Sahadaki zorluklar, hem `keşif` hem de `hızlı uçuş` modlarına uygulanabilen, mikro-ölçekli jet motorlarının düşük maliyetli, yüksek hızlı ve daha uzun menzilli uygulamalarını gerekli kılmaktadır. Bu alana yönelik mikro-turbojet uygulamaları yüksek yakıt tüketim oranları nedeniyle çok kısa menzillere sahiptir. Öte yandan, turbojetler yerine düşünülebilecek turbofan motorları, mikro ölçeklerde fiyat ve yapı karmaşıklığı sorunları ile kısıtlanmıştır. Bu sorunla başa çıkmak ve sahadaki talepleri karşılamak adına var olan bir mikro-turbojet motoru, takviye (booster) kompresörü ve düşük basınçlı türbin ilave bileşenleri kullanılmadan tek-milli bir turbofana dönüştürülmektedir. Normalde bu durum, fan hızını bağımsız olarak ayarlamak için ikili mil sistemi gerektirdiğinden eşleşme sorunları ortaya çıkarır. Basit bir çözüm olarak fanın optimum hızını ayarlamak için Sürekli Değişken Aktarma Sistemi kullanılmaktadır. Sonuç olarak, takviye kompresörünün olumlu işlevinin eksikliği fan kökünde toplanmış bir birleşik Düşük Basınç Kompresörü sistemi tasarımını oluşturur. Bu konsept yazarların bilgisi dahilinde açık literatürde ilk kez uygulanmaktadır. Böyle bir birleşik Düşük Basınç Kompresörü, maksimum itki ve verim elde etmek için core tarafında bypass tarafına kıyasla kanat yapısında aşırı büküm, çok yüksek basınç oranı ve kütle akışına sahip olmak gibi benzersiz özellikleri gerekli kılmaktadır. Buna bağlı olarak, aerodinamik ve yapısal bakımdan birçok zorluk ortaya çıkmaktadır. Bu birinci durum, tek kademeli bir kompresör içinde birleşik bir fan ve takviye kompresör konsepti tasarlama zorluğunu içerir. Ortaya çıkan tasarım, statorun aşağı akışında yüksek karışım kayıplarına neden olan aşırı kök kütle akışı nedeniyle bir transonik ve çok yüklü stator tasarımını gerektirir. Bu sıradışı tasarımın, fan kademesi ile çekirdek motor kompresörü arasındaki bağlantı olan ve istenen yüksek alan oranlı difüzör şekilli kanalla birleştirilmesi, birleşik Düşük Basınç Kompresörünün gerekli basınçlı havayı geçirmesi adına dikkate değer bir engel oluşturur. Bu ikinci durum ise aşırı bükülmüş bir fan rotorunun titreşimsel tepkisini içerir. Ayrıca, negatif aerodinamik sönümlemenin (titreşim) sistematik varlığı konseptin uygulanabilir olmadığını gösterebilir. Bu zorluklar ışığında, bu tez, bir araştırma grubunun ortak araştırmacılarıyla eşzamanlı olarak tasarlanan uygun bir birleşik Düşük Basınç Kompresörünün ayrıntılı aerodinamik (ağırlıklı olarak) ve aeromekanik davranışını incelemeyi amaçlamıştır. Düşük Basınç Kompresörünün deniz seviyesinde düzeltilmiş performans karakteristiğini elde etmek için Rotor 37 test kompresörüne göre doğrulanan ANSYS CFX çözücüsü kullanılmıştır. Birleşik Düşük Basınç Kompresör sistemin ayrıntılı aerodinamik karakteristiği, farklı çalışma koşulları dikkate alınaraktasarım ve farklı mil hızları için analiz edilmiştir. Ayrıca, böyle alışılmadık bir Düşük Basınç Kompresör sisteminin karışım kayıpları ve kanat uç sızıntı akış karakteristikleri de tasarım noktası çalışma koşulu açısından incelenmiştir. Aeromekanik bölümünde ise stator uyarım frekansından kaynaklı rotor doğal frekanslarının rezonans noktalarını (Campbell Diyagramı) elde etmek için ANSYS Mechanical da Modal analiz yapılmıştır. Mod şekilleri, periyodik olarak hareketli ağ ile CFD simülasyonları gerçekleştirmek için CFX'e girdi olarak verilmiş ve aerodinamik sönümleme hesaplamaları yapılmıştır. Daha sonra, fanın ömrünü tahmin etmek için ANSYS Harmonic Response çözücüsünde zorlamalı tepki analizi gerçekleştirilmiştir. Birleşik Düşük Basınç Kompresörünün sonsuz bir ömre işaret eden titreşimsiz (modlar sönümlenmiş) bir davranışa sahip olduğu gösterilmiştir.Son olarak, birleşik Düşük Basınç Kompresörünün tahmini performans karateristiği, in-house bir performans haritası tabanlı motor termodinamik kodunda simüle edilmiştir. Kod mevcut çekirdek motor sonuçlarına karşı doğrulanmıştır. Önerilen turbofan tasarımı ile mevcut motor tasarım durumuna kıyasla maksimum itkide %105 artış ve yakıt tüketiminde %33 oranında düşüş görülmüştür.

Unmanned Aerial Vehicles (UAVs) are commonly propeller-driven and intended towards low-speed applications. The challenges on the field demand cost-efficient, high-speed and longer range applications of micro-scaled jet engines which can be applied both 'loiter' and 'fly-fast' modes. The micro-turbojet applications on the field have shorter ranges because of higher rates of fuel consumption. On the other hand, turbofan engines instead of turbojets are limited due to the price and complexity problems in micro-scales. In order to cope with this problem and meet the demand on the field, an existing basic turbojet engine was converted into a single spool turbofan without using additional components of booster and low pressure turbine. Normally, this situation emerges matching problems since two spools are required to adjust the fan speed independently. A simple solution was to use a Continuously Variable Transmission (CVT) gearbox to adjust optimal speed for the fan. As a result, missing of the positive functionality of the booster would lump into the fan root to form a unified low pressure compression system (unified-LPC), to the author's best knowledge, it is the first time in the open literature.Such a unified-LPC demands unique characteristics of having an extreme twist, very high pressure ratio and mass flux at the core section than at the bypass section so as to obtain maximum thrust and efficiency. Correspondingly, many challenges arise with respect to aerodynamics and structural perspective. The former one includes the difficulty to design a unified fan and booster concept within a single stage compressor. Resultant design demands a transonic and highly loaded stator design because of the excessive root mass flux which causes high mixing losses downstream of the stator. Combining this unconventional design with the desired high-area-ratio diffuser shaped duct which is the connection between the fan stage and the engine core compressor, produces notable disability for the unified-LPC to pass the required pressurized air. The latter one includes the vibrational response of an excessively twisted fan rotor. Furthermore, a systematic existence of negative aerodynamic damping (flutter) may show that the concept is infeasible.In light of these challenges, this thesis aimed to investigate detailed aerodynamics (predominantly) and aeromechanical behaviour of a suitable unified-LPC designed simultaneously with the co-researchers of a research group. ANSYS CFX solver, validated against Rotor 37 test case, was used to obtain sea-level corrected off-design characteristics of the LPC. Detailed aerodynamic characteristics of the unified-LPC system were analyzed for design and different shaft speeds considering different operating conditions. Moreover, mixing loss and tip leakage flow characteristics of such an unconventional LPC system were examined for design point operating condition. In the aeromechanical section, Modal analysis was performed in ANSYS Mechanical to obtain resonance points (Campbell Diagram) of the rotor natural frequencies originating from the stator excitation frequency. Mode shapes were exported into CFX to perform CFD simulations with periodically moving mesh and aerodynamic damping calculations were made. Then, forced response analysis in ANSYS Harmonic Response solver was performed to estimate the life cycle of the fan. It was shown that the unified-LPC has flutter-free (modes are damped) behaviour, indicating an infinite life.Finally, the estimated off-design characteristics of the unified-LPC was simulated in an in-house developed map-based engine thermodynamic code. The code was validated against the existing core engine results. 105% increase in maximum thrust and a 33% decrease in specific fuel consumption was shown with the proposed concept over the existing one.