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

Abstract

İnsansız Hava Araçları (İHA) genellikle pervane tahrikli ve düşük hızlı uygulamalara yöneliktir. Mikro turbojet motorları ise çok daha yüksek yakıt tüketimine bağlı olarak daha kısa menzillere sahiptir. Fiyat ve karmaşıklık sorunları nedeniyle, turbofanlar yerine turbojetlerin kullanımı kısıtlanmaktadır. Bununla başa çıkabilmek için, temel bir mikro turbojet, ek (booster) kompresörü ve düşük basınçlı türbin bileşenleri olmadan tek milli turbofana dönüştürülebilir. Bu normalde eşleştirme sorunlarına neden olur çünkü fan hızını bağımsız olarak ayarlamak için iki mil gerekir. Daha basit bir çözüm olarak, fanın optimum hızını ayarlamak için sürekli değişken bir aktarma sistemi kullanılmaktadır. Takviye kompresörünün sağladığı olumlu işlevinin eksikliği fan kökünde toplanmış bir birleşik Düşük Basınç Kompresörü sistemi tasarımı ile giderilir. Bu konsept yazarların bilgisi dahilinde açık literatürde ilk kez uygulanmaktadır.Bu birleşik düşük basınç kompresörü maximum itki ve verim elde edilecek şekilde tasarlanmalıdır. Bu sebeple core kısmındaki kanat yapısı bypass kısmındaki kanat yapısına göre aşırı büküme, çok yüksek basınç oranı ve kütle akışına sahip olması gereklidir. Buna bağlı olarak, birçok aerodinamik ve yapısal problem ortaya çıkmaktadır. Birincisi, tek kademeli bir kompresör içinde birleşik bir fan ve takviye kompresör konsepti tasarlama zorluğudur. Ayrıca, bu, statorun aşağısı akışında yüksek karışım kayıplarına neden olan aşırı kök kütlesel akışı nedeniyle bir transonik ve çok yüklü stator tasarımının gerekliliğine neden olmaktadır. Bu, fanı motor kompresörüne bağlamak için yüksek alan oranlı difüzör şeklindeki kanalla birleştiğinde, birleşik LPC'nin gereken basınçlı havayı geçmesi için önemli ölçüde engel oluşturur. Sonuncusu, aşırı bükülmüş bir rotorun titreşimsel tepkisini içerir. En önemlisi, negatif aerodinamik sönümlemenin (fluttern) sistematik varlığı uygulanabilir olmadığını gösterebilir.Bu zorlukların ışığında, bu tez böyle bir birleşik LPC'nin aerodinamik tasarım seçeneklerini incelemeyi amaçlamaktadır. İlk olarak, temsili bir mikro jet termodinamik çevrimi üzerine konseptin ayrıntılı bir gösterimi meridional modelleme ile sunulmaktadır. Bu aşamada, iki alternatif konfigürasyon arasındaki anahtar karşılaştırmalar, giriş kılavuz kanatçığı olan ve olmayan (IGV) durumlar, büyük tasarım seçeneklerinin performans üzerindeki etkisini ortaya çıkardı. Daha umut vaat eden konfigürasyon, konseptin gerçek potansiyelini değerlendirmek için deneysel olarak onaylanmış CFD simülasyonları ile daha fazla araştırılmaktadır. Bir sonraki adım, yukarıda bahsedilen akış aşağı karıştırma kayıplarından dolayı ciddi bir performans darboğazı yaratan statora odaklanmaktadır. Bunu ele almak için, aşırı yüksek göbek katılığı ve üç boyutlu aerodinamik (bow lean and sweep) içeren alternatif stator konseptlerinin performansı incelenmiştir. Dört stator durumu için ayrıntılı akış alanı sonuçları, kayıp mekanizmalarını ortaya koymaktadır.

Unmanned Aerial Vehicles (UAVs) are commonly propeller-driven and intended towards low-speed applications. Micro turbojet engines, on the other hand, has shorter ranges due to much higher rates of fuel consumption. The use of turbofans instead of turbojets are restricted due to price and complexity issues. To cope with this, a basic micro turbojet may be converted into a single spool turbofan without additional components of a booster and low pressure turbine. This is normally cause matching problems since two spools are required to adjust fan speed independently. A simpler solution may be to use a continuously variable transmission (CVT) gearbox that may be used to adjust optimal speed for the fan. Moreover, the positive functionality of the missing booster may be lumped into the fan root to form a unified low pressure compression system (unified-LPC), to the author's best knowledge, for the first time in the open literature. Such unified-LPC has unique characteristics of having extreme twist, much higher pressure ratio and mass flux at the core than at the tip albeit lower root rotational speed. Correspondingly, many aerodynamic and structural problems arise. The former one includes the difficulty to design a unified fan and booster rotor within a single stage compressor. Moreover, this causes the necessity of a transonic and highly loaded stator design due to excessive root mass flux, which yields to high mixing losses downstream of the stator. This, combined with the high-area-ratio diffuser-shaped duct to connect the fan with the engine compressor, causes notable disability for the unified-LPC to pass the required pressurized air. The latter one includes the vibrational response of an excessively-twisted rotor. Most notably, a systematic existence of negative aerodynamic damping (flutter) may render the concept infeasible. In light of these challenges, this thesis aims to investigate aerodynamic design options of such a unified-LPC. Initially, a detailed demonstration of the concept on a representative micro jet thermodynamic cycle is presented by meridional modelling. During this stage, key comparisons between two alternative configurations, the cases with and without inlet guide vanes (IGV), revealed the effect of major design choices on the performance. The more promising configuration is further investigated by experimentally validated CFD simulations to assess the actual potential of the concept. The next step focuses on the stator, which creates a serious performance bottleneck due to the aforementioned downstream mixing losses. In order to address this, the performance of alternative stator concepts featuring excessively high hub solidity and three-dimensional aerodynamics (bow lean and sweep) are investigated. Detailed flow field results of the four stator cases reveal loss mechanisms.