Résumés/Abstracts

CALCUL AÉROTHERMIQUE TURBULENT ANISOTROPE HEAT TRANSFER COMPUTATIONS USING AN ANISOTROPIC MODEL E. LAROCHE*, L. PATÉ** *Département d'Energétique Fondamentale et Appliquée ONERA - 29, Avenue de la Division Leclerc 92322 Chatillon ** Département Etudes et Recherches Turbines SNECMA - Villaroche 77 550 Moissy Cramayel

L'analogie de Reynolds est connue pour donner des résultats erronés lorsque la turbulence est fortement anisotrope. L'utilisation d'une hypothèse de diffusion anisotrope peut en partie améliorer la qualité de ces résultats. L'article présente plusieurs applications d'un modèle dit ASM (Algebraic Stress Model), couplé à une hypothèse de type thermique (modèle ASMT), à des écoulements internes représentatifs de ceux rencontrés dans les turbomachines actuelles. Ces calculs ont été effectués en utilisant le code Navier-Stokes tridimensionnel MSD, développé à l'ONERA, et largement utilisé dans l'industrie aéronautique française.

Cette étude compare les résultats obtenus par le modèles ASMT avec des résultats expérimentaux pour des configurations chauffées de type cavité interne, et canal avec obstacles, couvrant ainsi un large éventail de configurations. Le modèle ASMT conduit à des améliorations notables, en particulier dans le dernier cas, où les flux pariétaux sont largement sous-estimés par une approche classique de type k - 1. La différence est due, au moins pour partie, à une surestimation du nombre de Prandtl turbulent, plus proche de 0,5 pour une couche de mélange. En ce qui concerne la cavité rotor/stator les résultats sont en bon accord avec ceux présentés par Owen.

 

HEAT TRANSFER COMPUTATIONS USING

AN ANISOTROPIC MODEL

 

The Reynolds analogy is known to give inadequate results for strongly anisotropic turbulence. The use of an anisotropic diffusivity can partially overcome these deficiencies. The article presents applications of an AIgebraic Stress Model (ASM), coupled with a Generalized Gradient Diffusion Hypothesis, to the computation of various internal flows. The computations were done using the NS3D MSD code, developed at ONERA, and largely used in the French aerospace industry.

The study compares the ASM + GGDH results with experimental measurements for two heated configurations, a rotor/stator cavity and a channel with ribs, i.e. covering a wide spectrum of turbine gas internal flows. The ASM + GGDH model leads to major improvements for the latter case, where the wall fluxes were largely underestimated for a standard k - l calculation. The difference is due to an overestimation of the turbulent Prandl number, closer to 0,5 for a mixing layer. Concerning the rotor/stator cavity the results are in good agreement with the measurements provided by Owen and al.

 

FORMULATION LINEARISEE DES PROBLEMES COUPLES DE VIBRATIONS DANS LES TURBOMACHINES 

B. LALANNE*, M. TOURATIER**, T. DESMAISON**

*Turboméca - 64511 Bordes, France

**LM2S - URA CNRS 1176 - ENSAM, 151 Bd de l'Hôpital - 75013 Paris, France

L'article présente les vibrations de structures à symétrie cyclique, immergées dans un fluide léger et l'étude de la stabilité menée en utilisant les modes doubles. Le théorème de Floquet relatif aux équations différentielles périodiques est appliqué aux développements en série de Fourier pour les solutions respectant la symétrie cyclique. Le problème aéroélastique est formulé selon cette approche. La base modale et celles en ondes tournantes et en ondes stationnaires sont introduites pour exprimer les équations d'équilibre du système couplé. La base d'ondes tournantes est la base naturelle, elle permet d'exprimer la pression aérodynamique et les déplacements à la frontière fluide - structure. La charge aérodynamique est obtenue en effectuant une analyse harmonique du fluide, comme dans le cas d'une aile d'avion. Les efforts aérodynamiques peuvent s'exprimer d'une façon générale, à l'aide de fonctions de transfert. Finalement, des cas particuliers sont donnés et la stabilité est étudiée pour un secteur de disque aubagé, y compris dans le cas de désaccord entre secteurs.

LINEARIZED APPROACH OF FLUID-STRUCTURE VIBRATIONS IN TURBOMACHINERY

The paper deals with rotating cyclic symmetric structures, immersed in light fluid flow and aimed at studying the stability using a formulation based on the twin mode approach. Firstly, general and usual cyclic symmetric properties are recovered from the Floquet theorem for differential equations, having space periodic coefficients in conjunction with a discrete space Fourier series development. The approach for aeroelastic problem having cyclic symmetry is then formulated based on the twin mode approach. In addition to modal one, rotating and stationary wave bases are introduced to derive the equilibrium equations for a non-dissipative system subjected to aerodynamic loading. Rotating wave basis is the natural one, and it also permits consistently to prescribe the aerodynamic pressure on the boundary between the fluid and the structure. The aerodynamic load is then derived from a harmonic analysis of the fluid flow extending to turbomachinery as in the case of aeroplane wing. In this way, aerodynamic forces may be obtained as general as required, depending on successive time derivatives of degrees of freedom in addition to themselves. Finally, some special cases are given and stability is studied for a cyclic periodic blade assembly, even when mistuning between sectors can occur.

  

ETUDE AÉROTHERMIQUE NUMÉRIQUE D'UN CORPS HAUTE PRESSION D'UNE TURBINE À VAPEUR DE 250 MW 0. HARTMANN*, S. NICOLET*, C. PENIGUEL** *EDF-DER Département Machines, 6, Quai Watier 78400 Chatou **EDF-DER - Laboratoire National d'Hydraulique 6, Quai Watier 78400 Chatou

 

Cet article présente une étude aérothermique numérique d'un corps haute pression (HP) d'une turbine à vapeur de 250 MW. Le champ de température dans le corps HP est calculé, au régime nominal, sur un modèle bidimensionnel simplifié. Les différents procédés de refroidissement du corps (circulation de vapeur dans l'espace inter-corps, refroidissement des portetuyères, ... ) sont simulés afin d'évaluer au mieux les échanges de chaleur. Afin de limiter les hypothèses sur les conditions aux limites thermiques, cette étude numérique a été réalisée en résolvant de manière couplée la dynamique de l'écoulement vapeur (code de calcul N3S) et la thermique du solide (code de calcul SYRTHES). Enfin, les premiers résultats d'un calcul thermomécanique utilisant les conclusions de l'étude aérothermique sont présentés.

NUMERICAL PREDICTION OF THE FLOW INDUCED THERMAL LOADINC
OF A 250 MW STEAM TURBINE HP CASING

 This paper describes a numerical simulation of the flow induced thermal loading of a 250 MW steam turbine HP casing. A simplified two-dimensional model has been used to calculate the temperature distribution in the HP casing. The different cooling devices have been simulated in order to accurately evaluate the structure thermal loading. Because thermal boundary conditions at the interface between solid and fluid are unknown, the calculation has been done by solving simultaneously fluid motion (Navier-Stokes equations : N3S code) and energy conservation in the solid (conduction equation : SYRTHES code). The fïrst results of a thermomechanic calculation using the conclusions of the thermal loading simulation are finally presented.

 

 

SIMULATION DES PERFORMANCES D'UNE TURBINE HÉLICORADIALE DE SURALIMENTATION SIMULATION ON THE PERFORMANCE OF A SMALL SUPERCHARGING TURBINE G. DESCOMBES, Q. DUAN, J. JULLIEN, G. BOIS* Université Pierre et Marie Curie, Paris 6, CNRS-UPA 879, Laboratoire de Mécanique Physique2 place Gare de Ceinture, 78210 Saint Cyr l'Ecole *Métraflux ,chemin des Mouilles, 69134 Ecully

Le développement avancé des travaux conduits au Laboratoire de Mécanique Physique dans le domaine de la turbosuralimentation a abouti à la mise au point d'une nouvelle version de code de calcul qui permet de rétablir les performances d'une turbine hélicoradiale de suralimentation pour les configurations usuelles de volute et de distributeur, à géométrie variable ou non. La discrétisation géométrique de la machine est effectuée en sous ensembles caractéristiques au sein desquels le schéma de résolution des équations thermomécaniques est exprimé selon une approche 1D à partir de ses caractéristiques géométriques simplifiées. Les irréversibilités qui constituent un point sensible de ces turbines de petite dimension font l'objet d'une étude détaillée en fonction des conditions génératrices de l'écoulement. Une confrontation systématique des écarts est effectuée entre les résultats simulés et les mesures expérimentales réalisées sur bancs d'essais. 

SIMULATION ON THE PERFORMANCE OF A SMALL SUPERCHARGING TURBINE

Advanced research work conducted in the Laboratoire de Mécanique Physique has led to the development of a new simulation program. The performance of a radial turbocharger turbine can thus bc established for different scroll and nozzle configurations. The turbine is divided into characteristic sub-blocks and resolution of 1D thermo-mechanical flow equations is carried out using the necessary geometrical parameters. A detailed study of losses, particularly important in small sized turbines, is carried out in relation to main flow entry parameters. Experimental data gathered on turbocharger test equipment in the laboratory are compared with simulation  

METHODOLOGIE MISE EN OEUVRE POUR LA RÉDUCTION DU BRUIT DES TURBOMACHINES DE CONDITIONNEMENT D'AIR J.-C. LEGROS, M. LEMASSON Liebherr-aerospace Toulouse, 408 avenue des Etats-Unis, BP 2010, 31016 TOULOUSE Cedex 2

Bien qu'il n'existe pas encore de norme acoustique concernant les nuisances externes dues aux bruits du conditionnement d'air sur avion, les compagnies aériennes et les constructeurs se voient contraints de respecter des normes relatives aux nuisances acoustiques sur l'environnement.

Cet article a pour objet de présenter la méthodologie adoptée pour traiter acoustiquement un pack de conditionnement d'air. Dans un premier temps, la problématique liée à ce type de machine est présentée. Le pack de conditionnement d'air est décrit. Au niveau traitement acoustique, deux approches sont menées en parallèle. Tout d'abord, une méthode basée sur du contrôle passif est expliquée et dans un second temps, une étude des mécanismes générateurs de bruits est décrite. Des résultats numériques (aérodynamiques) et expérimentaux (mesures aérodynamiques et mesures d'intensité acoustique) sont donnés et interprétés. Pour cette deuxième partie, la démarche retenue est une modélisation aéro-acoustique ayant pour but de fournir un outil de prédimensionnement permettant d'optimiser les turbomachines de conditionnement d'air au niveau acoustique et de réduire ainsi l'utilisation de moyens passifs.

Enfin, les perspectives sur les optimisations possibles sont données en conclusions.

 

METHODOLOGY OF NOISE REDUCTION OF AN AIR CONDITIONING SYSTEM

Despite there is no real acoustic standard about planes external noise due to the air conditioning system, airline companies and manufacturer have to respect acoustic limitations.

This paper deals with the noise reduction methods of air conditioning turbomachinery. The general purpose of an air conditioning system is to provide the right pressure and temperature in the plane whatever the working conditions are (hot or cold day, altitude, number of passengers, ... ). The acoustic problems are presented. Two different approaches are used. The passive control of the noise generation is first presented. In a second time, a better understanding of the general mechanisms involved in the machine is developed. Numerical (aerodynamic) and experimental (aerodynamics and sound intensity measurements) results are presented and interpreted. An aeroacoustic model is presented. It is based on the Ffows Williams and Hawkings integral formulation coupled with an aerodynamic code. The aim of this is to design an optimized turbomachine (and more specifically the fan) in the aerodynamic and acoustic point of view.

To conclude, perspectives of new models (for turbine and compressor for example) are presented.

 

DETERMINATION EXPERIMENTALE,PAR ANALOGIE HYDRAULIQUE, DES EFFORTS INSTATIONNAIRES SUR LES AUBAGES D'UNE TURBINE  G. VERDONK, M. NAUDIN, M. PLUVIOSE, H. SANKALÉ GEC ALSTOM RATEAU, 141, Rue Rateau, 93126 La Courneuve Cedex FRAMATOME THERMODYN, BP 119, 71203 Le Creusot Cedex CNAM, 292, Rue Saint-Martin 75141 Paris Cedex 03 CETIM, 74, route de la Jonelière, BP 82617 44326 Nantes Cedex 3

 

Une turbine, et par généralisation, une turbomachine est un appareil à géométrie variable lors du défilement des aubages distributeurs devant les aubages mobiles. Ces aubages sont alors soumis à des sollicitations instationnaires. La géométrie de l'étage joue certainement un rôle prédominant dans l'amplitude de ces efforts instationnaires.

Les influences de différents paramètres tant géométriques que thermodynamiques sont étudiées sur une maquette représentant des aubages d'une turbine en utilisant la technique des analogies hydrauliques.

Les travaux sont conduits au CETIM-Nantes dans le cadre d'un groupe de travail comprenant industriels, organismes de recherches et centre technique. Ces travaux sont en cours et les résultats obtenus à ce jour ont semblé suffisamment encourageants pour être présentés au Colloque sur les problèmes multidisciplinaires dans les turbornachines organisé par la Société Française des Mécaniciens.

Cette étude doit permettre, à terme, d'optimiser le dimensionnement des aubages mobiles de turbine à injection totale et à injection partielle et de réduire ainsi les risques de rupture; une grande robustesse apparente ne garantissant pas toujours des risques d'excitation à haute fréquence.

Après avoir effectué une étude phénoménologique qualitative, on présente ci-après les résultats obtenus sur une géométrie de turbine en injection totale.

EXPERIMENTAL DETERMINATION OF UNSTEADY FLOW FORCES

ON TURBINE BLADES BY HYDRAULIC ANALOGY

 The blades of turbomachinery undergo unsteady flow forces, created principally by the presence of a series of stator or diffuser blades prior to a series of rotor blades. The stage geometry is the main factor which defines the magnitude of these forces.

The influence of both geometric and thermodynamic parameters is currently being analyzed using a model representing the turbine blades and by applying the. hydraulic analogy technique.

The study is being conducted at CETIM in Nantes amongst a working group including manufacturers, research centers, and technical centers. Work is in progress and initial results have proved sufficiently encouraging for presentation at the forthcoming Symposium on multidisciplinary turbomachinery issues organized by the Société Française des Mécaniciens.

The study should eventually facilitate the optimization of rotor blade dimensioning for total and partial injection turbine applications and furthermore to reduce the risk of blade failure. Following a quantitative study, results obtained for a given geometry of total injection turbine are presented in this paper.

 

DÉVELOPPEMENT ET UTILISATION D'UN SYSTÈME DE MESURE PAR SONDES AÉRODYNAMIQUES RAPIDES POUR LES TURBOMACHINES P. KUPFERSCHMIED, G. GYARMATHY ETH - Ecole Polytechnique Fédérale de Zurich Institut de Technique Energétique, Laboratoire de Turbomachines Sonneggstrasse 3, CH-8092 Zurich http ://www.frap.eth.zc

Un système de mesures par sondes aérodynamiques rapides a été développé à l'ETH de Zurich. Ce système, nommé FRAP^® (fast-response aerodynamic probes), permet de déterminer et d'analyser les grandeurs physiques de l'écoulement dans les turbomachines. Selon le nombre de microcapteurs encapsulés dans les sondes miniatures, il est possible de mesurer - dans une bande passante de 44 kHz - un ou deux angles du vecteur vitesse, les pressions totale et statique, le nombre de Mach ainsi que la vitesse. La température du fluide est également mesurée par chaque capteur, toutefois moins rapidement. Si les sondes sont équipées de 3 ou de 4 capteurs, il est également possible de mesurer les grandeurs qui caractérisent la turbulence.

Les différents éléments du système, ses possibilités et ses limitations actuelles font l'objet de cette communication. En outre, les concepts de mesure, les méthodes de mise en oeuvre ainsi qu'un aperçu de résultats de mesures dans un compresseur radial sont aussi présentés.

DEVELOPMENT AND APPLICATION OF A FAST-RESPONSE AERODYNAMIC PROBE MEASUREMENT SYSTEM FOR TURBOMACHINERY

A system for fast-response aerodynamic probe measurements has been developed at ETH Zurich. The so-called FRAP^® system is dedicated to the measurement and analysis of flow quantifies in turbomachines. Depending on the number of pressure transducers encapsulated in the miniature probes, one or two flow angles of the velocity vector, both the total and the static pressure, the Mach number and the velocity can bc determined in a bandwidth up to 44 kHz. The flow temperature is also measured by each pressure transducer, but at a much slower rate. If the miniature probes accomodate 3 or 4 transducers, the turbulent quantities can also bc determined.

The different elements of the system, its possibilities and its limitations are the topics of this contribution. Furthermore, measurement concepts and methods as well as an illustration of measurements carried out in a radial compressor are presented.

 

 

CONCEPTION DES AUBES TRANSSONIQUES D'UNE SOUFFLANTE PAR LA RÉSOLUTION DU PROBLEME INVERSE T.S. LUU LIMSI (CNRS), BP 133, 91406 Orsay cedex, France

 

Le problème inverse destiné à définir la géométrie des aubages d'une turbomachine est basé sur le schéma tourbillonnaire de la surface portante. Grâce à cette approche il est possible d'introduire la distribution du moment cinétique que l'aube doit engendrer et la loi d'épaisseur de l'aube comme données initiales. Comme la variation de Vq r est liée à la charge locale de l'aube, l'optimisation d'un projet afin d'éviter le décollement de la couche limite est rendue possible par la retouche de cette distribution. La modification de Vq r à travers une section d'aube est reliée à l'augmentation de l'enthalpie totale dans le rotor et à celle de la rothalpie dans le stator, le processus implique que le niveau d'échange énergétique dans chaque roue est complètement sous contrôle du concepteur. Ce qui facilite l'élaboration d'un projet d'une machine multi-étage avec des rotors et des stators qui s'adaptent mutuellement. En imposant la distribution de Vq r au bord d'attaque de l'aube avec une tangente horizontale, on peut obtenir une géométrie de l'aube avec un bord d'attaque adapté. La géométrie ainsi déterminée peut tolérer des régimes de fonctionnement hors nominaux. Le pseudo-potentiel est introduit pour définir l'écoulement, les composantes de vitesse ont pu être formulées avec la prise en compte de la répartition de son rotationnel dans l'espace. Le pseudo-potentiel préserve l'avantage de la formulation avec le potentiel dans le calcul de l'écoulement transsonique, mais il offre la possibilité pour traiter l'écoulement rotationnel. Le projet d'une soufflante transsonique est réalisé par la résolution successive de S2 (axisymétrique) et de Sl (aube à aube). L'exemple montre qu'une géométrie de soufflante transsonique capable de réaliser la recompression sans choc peut être déterminée par le calcul.

 

DESIGN OF THE TRANSONIC BLADING OF A FAN BY SOLVING
THE INVERSE PROBLEM

The inverse problem used to design the transonic blading geometry is based on the vortex scheme of the lifting surface. This approach enables the introduction of the distribution of the kinetic moment Vq r generated by the blade row and the thickness of the blade as the initial data. As the stream-wise variation of the Vq r is related to local loading of the blade, optimization of the design te prevent the boundary layer separation can be achieved by rearranging this distribution. The increment of the total enthalpy through each section of the rotor, and the increment of the rothalpy through each section of the stator are both related to the stream-wise variation of the Vq r, thus the design procedure keeps the power exchange level of each blade row under control. It facilitates the design of the multistaged blade rows with mutually adapted rotors and stators. By imposing zero slope of the Vq r distribution on the leading edge of the blades, a geometry having an adapted leading edge can be obtained for all the blade rows. The blading thus obtained will be more tolerant for the off-design operations. The pseudo-potential is introduced to define the flow field, the components of velocity can be formulated with the spatial distribution of the vorticity taken into account. The pseudo-potential retains the major advantages of the potential function in the commutation of the transonic flow, but moreover it can bc used to compute the rotational flow fields. The design of the transonic fan is achieved through the successive S2 (axisymmetric) and Sl (blade to blade) solutions. The example shows that a geometry of the transonic fan capable to ensure the shock free recompression can bc obtained.

 

 

ANALYSE DE L'ECOULEMENT DANS LE COMPRESSEUR NASA 37 INFLUENCE DES MODELES DE TURBULENCE F. LEBOEUF Laboratoire de Mécanique des Fluides et d'Acoustique, UMR CNRS 5509, Ecole Centrale de Lyon, 36 Av. Guy de Collongue, 69131 Ecully

Le compresseur transsonique NASA 37 a été largement utilisé par la communauté internationale pour tester les outils de simulation de l'écoulement. Initiée lors d'une conférence ASME IGTI en 1994, des simulations ont été réalisées également dans le cadre du groupe de travail WG26 du PEP-AGARD. Ce papier s'appuie sur les résultats publiés à ce jour afin d'identifier les caractéristiques de l'écoulement, et souligner l'importance du choix des modèles de turbulence dans les simulations.

La prédiction des performances globales du compresseur NASA 37 ne donne pas à ce jour satisfaction, malgré l'emploi de densité élevée de mailles de calcul, et de modèles de turbulence de plus en plus sophistiqués. En général, l'allure de l'évolution du taux de pression en fonction du débit est correctement prédite, mais le niveau est erroné. De même, le rendement isentropique est systématiquement sous-estimé.

Une analyse locale des résultats permet tout d'abord d'identifier les caractéristiques de l'écoulement dans la machine. Le point important concerne la très forte interaction entre les écoulements à mi-envergure, au moyeu et au carter.

Les mesures réalisées à l'aval de la machine montrent un blocage aérodynamique assez élevé à mi-veine, suite à une interaction entre le choc et la couche limite de l'extrados. Sa valeur atteint 15 à 20 % près des parois du moyeu et du carter, ce qui traduit la présence de décollements sur ces parois. Il en résulte une forte réduction du travail à mi-envergure. Par ailleurs l'écoulement dans la couche limite, et à l'aval de l'impact du choc sur l'extrados, est fortement transporté vers le carter, suite à l'existence probable d'une zone décollée à l'aval du choc.

 

ANALYSIS OF THE FLOW IN THE COMPRESSOR NASA 37.- INFLUENCE OF TURBULENCE MODELS

The transonic compressor NASA 37 has been widely used by the international community in order to perform Row simulations. This paper uses some published results in order to identify the main flow features, and to underline the influence of the turbulence models.

The main characteristic of this compressor is a strong interaction between the flow at mid-span, and near the hub and tip walls.

The aerodynamic blockage is rather important at mid-span, owing to the shock-boundary layer interaction on the suction side. Near the hub, an important corner stall is developed under the influence of the shock wave. The tip leakage flow is dominated by the interaction between the tip clearance vortex and the shock wave. It is the origin of a rather large separation behind the shock. From the comparisons between the results of the AGARD WG 26 simulations and the experiments, we observed that the turbulence models with transport equations produce better results that the mixing length models.

The conclusion includes some suggestions concerning the simulations for this type of transonic compressor.

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