遷音速圧縮機動翼列の失速点近傍における流れ場の数値解析 : 第1報・design speed lineに沿ったtip付近の流れ場の変遷
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概要
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A variety of phenomena complicate the flowfield in modern transonic fan/compressor rotors. Among them tip clearance flow has been widely verified by measurements to have a dominant influence on both efficiency and aerodynamic stability of fan/compressor rotors. Hence understanding the details of the flowfield around the tip region is essential to specify the loss generation mechanism and stability bounds of modern fan/compressor rotors. However, conventional analytical and experimen-tal methods having various constraints cannot investigate those complex flow phenomena inside the rotors. On the other hand, numerical analysis has been able to provide an alternative measure in recent years. To meet those requirements, this research aims to analyze numerically the detailed flowfield around the tip region inside a highly-loaded transonic compressor rotor, using a newly developed three -dimensional TVD Navier-Stokes solver. The flowfield transition around the tip region with 0.5% tip clearance is clearly captured along the design speed operating line and the detail of the three -dimensional blockage structure caused by tip clearance flow is well resolved. The steady flow in the rotor fails when the edge of leading edge vortex issued from one blade impinges on the adjacent blade's tip leading edge. The results also show that close to stall, tip leakage vortex (leading edge vortex) does produce high blockage at the rotor inlet plane around the tip, and this blockage is essential for inception and propagation of rotating stall. This suggests that the tip leakage vortex (leading edge vortex) plays a primary role on the failure of steady flow or stall in transonic fan/compressor rotors. A model will be proposed on the onset of tip stall in transonic rotors based upon the calculated results.
- 社団法人日本ガスタービン学会の論文
- 1997-12-10
著者
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