Défis de conception des compresseurs pour propulsion aéronautique

Défis de conception des
compresseurs pour propulsion
aéronautique
Huu Duc Vo
École Polytechnique de Montréal
Département de génie mécanique
Section aérothermique
MEC4270 - présentation invitée
11 novembre, 2008
1
Résumé
•
•
•
•
•
Turbine à gaz
Turbines à gaz en aéronautique
Types de compresseurs
Fonctionnement d’un compresseur axial
Conception d’un compresseur axial multi-étage
–
–
–
–
–
–
–
•
Sélection du point de design
Conception de ligne moyenne
Opération hors-design
Design 3-D
Autres considérations
Simulations numériques (CFD)
Prototypage et développement
Défis futurs
2
Turbine à gaz
carburant
chambre de
combustion
wnet
3
2
1
4
compresseur
compresseur
chambre de
combustion
turbine
turbine
Air
Air et produits
de combustion
Modélisation par cycle de Brayton
Rapports de
pression
typiques des
turbines à gaz
Rapport de pression, rp
3
Turbines à gaz en aéronautique
turboréacteur
turbosoufflante
4
turbopropulseur
turbomoteur
5
Critères de sélection par application
Poussée (F) :
poussée F
m in vin
système de
propulsion
m out vout
F = m out vout − m in vin
F ≈ m (vout − vin )
1
2W air
2
2
→ Wair = m(vout − vin ) donc m =
2
2
2
vout − vin
i) vout > vin
volume de contrôle
F ≈ m (vout − vin ) =
Efficacité propulsive (ηp) :
→ m out = m in + m carburant ≈ m in ≡ m (m carburant << m in )
2Wair
vout + vin
ii) F ↑ si vout ↑ ou/et m ↑
iii) pour même W air : F ↑ si vout ↓
W avion F ⋅ vavion
2W air
v
ηp ≡ = =
⋅ in
Wair
Wair
vout + vin W air
ηp ≡
2vin
vout + vin
iv) η p ↑ si vout ↓
avion supersonique: vin élevée donc vout élevée →
↑
avion subsonique (haute vitesse): vout ↓, m
→
turboréacteur ou turbosoufflante à
très bas taux de dilution
turbosoufflante à haut taux de dilution
très haut →
avion subsonique (basse vitesse): vout très bas , m
turbopropulseur
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Types de compresseurs
1) Compresseur axial
2) Compresseur centrifuge
Avantages:
- aire frontale réduite
- rotor plus léger et moins stressé
- rendement par étage élevé
Avantages:
- taux de pression élevé par étage
- plus résistant aux instabilités aérodynamiques
Désavantages:
- taux de pression par étage petit
- plus susceptibles aux instabilités aérodynamiques
Désavantages:
- aire frontale élevée
- rotor lourd et plus stressé
- rendement relativement faible
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Fonctionnement d’un compresseur axial
suppositions (simplification):
• rayons constants
• incompressible
Vrel2
Vx
U
V2 >V1
Arel2
> Arel1
1
2
3
STATOR
A2
Vrel1
V3=Vx
U=ωr
ROTOR
A3 >A2
V1=Vx
Arel1
Arel1
diffuseur
Arel2 > Arel1
+
V1
V2
A2
diffuseur
A3 >A2
accélérateur d’écoulement
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Conception d’un compresseur axial multi-étage
1) Sélection du point de design
Analyse de cycle pour sélectionner deux points importants:
- point de design (point de croisière)
- point de puissance maximale (décollage)
2) Conception à la ligne moyenne
Design 1-D du compresseur
ligne moyenne
veine gazeuse
R1
S1
R2
S2
R3
S3
R4
S4
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2) Conception à la ligne moyenne (suite)
Utilité: - permet de prédire la configuration, la taille, le poids et la performance
du/des compresseur(s) et par extension du moteur pour ainsi répondre aux
appels d’offres de l’avionneur.
- établir la performance référence pour chaque rangée d’aube
On peut prédire:
- la forme de la veine gazeuse
- le nombre d’étages et d’aubes par rotor et stator
- la corde et la hauteur des aubes
- la carte du compresseur (qui peut être utilisé avec celle de la turbine dans une
analyse de cycle pour prédire la performance du moteur
au point de design et hors-design)
compresseur
point de design
taux de
pression
ligne d’instabilités
aérodynamiques
vitesse=constante
débit
ligne de
fonctionnement
(déterminée par
turbine)
taux de
pression
vitesse
constante
décrochage
étranglement
lignes de
rendement
constant
PT
débit
m
max. à Mach 1
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2) Conception à la ligne moyenne (suite)
Comment:
déviation
- triangles de vitesse
- corrélations de déviation
- corrélations de pertes de pression totale en fonction de:
• taux de diffusion
incidence
• incidence
• vitesse d’entrée
• facteur de plénitude (c/s)
• effets 3-D (couches limites carter/moyeu, jeu d’aubes)
c
carter du
compresseur
jeu d’aube
ROTOR
s
STATOR
vitesse du rotor
jeu d’aube
ROTOR
- corrélations pour prédire la ligne d’instabilités aérodynamiques (détails plus loin)
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3) Opération hors-design
veine gazeuse dimensionné pour point de design
R1
S1
R2
S2
R3
S3
R4
S4
taux de
pression
point de design
- - - point de design
___ vitesse du rotor (U) réduite
ligne de
décrochage
(instabilité)
ligne
d’étranglement
Pression moins grande:
densité trop faible, vitesse
trop grande aux étages
arrières: étranglement
U
m = ρυ A
débit
Si on réduit le débit
pour supprimer
l’étranglement à l’arrière,
on hausse l’incidence
à l’avant: décrochage
compresseur inopérable:
On ne peut donc même pas
se rendre au point de
design à partir du
démarrage
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3) Opération hors-design (suite)
Un ou deux dispositifs additionnels sont nécessaires pour faire fonctionner le
compresseur hors-design:
vanne de prélèvement d’air
stator à angle variable
aube directrice d’entrée
(IGV)
R1
hors-design:
- - - sans dispositf
___ avec dispositif
S1
R2
S2
R3
S3
R4
S4
vanne de prélèvement d’air:
permet de réduire la vitesse
à l’arrière pour supprimer
l’étranglement
aube directrice d’entrée
et/ou stator angle variable:
réduire l’incidence des étages
à l’avant pour empêcher le
décrochage
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4) Design 3-D
Pt, P,Tt,T en 3-D
moyennée dans
les deux directions
=
ligne
moyenne
Pt, P,Tt,T établie en 1-D
par la conception à la
ligne moyenne
Méthodes généralement utilisées:
i) ‘Free Vortex’: travail du rotor sur le fluide est constant avec le rayon
W
= ω (r2 vθ 2 − r1vθ 1 ) = const. = ω (r2 vθ 2 − r1vθ 1 )ligne _ moyenne
m
m i = const.
(r2 vθ 2 − r1vθ 1 ) = (r2 vθ 2 − r1vθ 1 ) ligne _ moyenne
ligne moyenne
ii) Distribution radiale choisie
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5) Autres considérations
a) Déformation des aubes sous effet centrifuge
au repos
en rotation
Il faut donc usiner les aubes d’une forme différente
au repos pour donner la forme voulue au point de design
b) Vibrations: éviter que l’aube entre en résonance à la fréquence des sources de
vibrations
i) vibrations synchrones:
rotor
direction
d’influence
sillages
effets
potentielles
stator
ii) vibrations asynchrones:
- flottement (flutter): vibrations aéroélastiques
- vibrations acoustiques (difficile à prédire)
- oscillations de l’écoulement de jeu d’aube (inexpliqué)
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6) Simulations numériques (CFD)
- Avantage: permet de vérifier et optimiser un design 3-D avant le prototypage
(peut simuler les effets 3-D: couches limites moyeu/carter, jeux
d’aubes,…)
- Désavantages: i) CFD bon pour les tendances, pas pour la précision
- la grande majorité des codes CFD sont basés sur une
‘approximation’ de l’équation de l’écoulement (Navier-Stokes)
en fonction d’une vitesse moyenné dans le temps, pour éviter la
nécessité d’avoir des mailles extrêmement fine pour capter la
turbulence dans les couche limites et sillages
couche limite
laminaire
profil de vitesse
V
turbulente
V +v'
vitesse moyenné
dans le temps
bord d’attaque
Modélisé par une viscosité turbulente dépendente du champs d’écoulement:
modèles dérivé à partir d’écoulement simples, avec facteurs d’ajustement
nécessitant la calibration avec des tests
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6) Simulations numériques (CFD) (suite)
ii) Périodicité et effets des rangées d’aubes adjacents
périodicité:
même
écoulement
Δθ Rn =
2π
N aubes , Rn
ROTORn
STATORn
Δθ Rn
On ne peut pas simuler
une aube par rangée.
Δθ Sn =
2π
N aubes , Sn
On moyenne circonférentiellement
les conditions de sortie du domaine
De simulation en amont pour servir
de conditions d’entrée du domaine
de simulation en aval.
≠ Δθ Rn
SOLUTION
On doit simuler 2π/K où
K est le plus grand facteur
commun entre les nombres
d’aubes de toutes les rangées
(si K=1: toute la circomférence)
↓
Impraticable en terme
de ressources et de temps
Question:
Est-ce que ce type d’interface (moyennée circonférentiellement)
peut reproduire précisément sur une moyenne temporelle les effets
potentielles et les effets des sillages des aubes adjacents?
iii) Ressources numériques et temps:
- Obtenir une carte du compresseur en simulant de centaines de points
serait impraticable en terme de ressources et de temps
- Pour les conditions d’opération où la périodicité ne s’applique plus
(exemple: près du point d’instabilité) il faudrait simuler toute la
circonférence (impraticable en terme de ressource et de temps)
Conclusion: À court et moyen terme, des tests sur des prototypes seront toujours requis
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7) Prototypage et développement
Objectifs:
i) Régler les problèmes découlant des prédictions imprécises ou des phénomènes non
prédites
exemples: - ligne d’instabilités aérodynamiques trop bas
compresseur
Point de design
taux de
pression
ligne d’instabilités
aérodynamiques
ligne de fonctionnement quasi-statique
ligne de fonctionnement avec
accélération du moteur
vitesse=constante
débit
- taux de pression ou rendement insuffisants
- vibrations
ii) S’assurer que le compresseur et moteur répondent aux exigences de performances
et normes de sécurité (ingestion d’oiseaux, pertes d’aubes, …)
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7) Prototypage et développement (suite)
Types de tests: (pour mesurer la performance du compresseur)
i) Tests de moteur: ne peut mesurer la performance le long de la ligne de
fonctionnement du compresseur
taux de
pression
ligne de fonctionnement
vitesse=constante
débit
Pour obtenir la carte du compresseur, il faudrait pouvoir varier le débit en
gardant la vitesse constante, avec des tests sur:
ii) Générateur de gaz (noyau du moteur)
générateur de gaz
valve
valve
iii) Banc d’essai de compresseur
moteur
électrique
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Défis futurs
1) Prédiction et suppression des instabilités aérodynamiques
décrochage tournant
ligne d’instabilités
aérodynamiques
taux de
pression
pompage
ligne de
fonctionnement
marge de
sécurité
vitesse=constante
lignes de
rendement
constant
- Perte soudaine de puissance
- Dommages au moteur
débit
Note: En fait ces instabilités surviennent avant même
l’incidence qui causerait le décrochage de la
couche limite sur l’extrados
Pompage sur moteur de Airbus A330
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1) Prédiction et suppression des instabilités aérodynamiques (suite)
ligne d’instabilités
aérodynamiques
taux de
pression
ligne de
fonctionnement
marge de
sécurité
A) Le jeu d’aube augmente soit due à l’usure ou
au conditions de puissance maximale (décollage)
due à la dilation inégale en le carter et l’aube
carter du
compresseur
vitesse=constante
ROTOR
vitesse du
rotor
débit
ROTOR
Il faut laisser une marge de sécurité
car cette ligne descend lorsque:
B) Il y a distortion dans l’écoulement d’entrée
- manoeuvres
- entrée d’air courbée
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1) Prédiction et suppression des instabilités aérodynamiques (suite)
situation actuelle: - prédiction de la ligne d’instabilités basée sur des
paramètres/techniques empiriques et souvent confidentiels
- si les instabilités surviennent sur le prototype, on applique des
solutions semi-empiriques:
i) changer le design: cher, et peut impliquer des réductions
de performance
ii) traitement de carter: cher, lourd et engendre souvent pertes
de taux de pression et de rendement
rotor
carter
Défi:
Comprendre les mécanisme derrière le décrochage tournant pour:
- développer un système standard et fiable de prédiction des instabilités
aérodynamiques dans les compresseurs et soufflantes
- développer des technologies effectives de suppression
Impact: - Diminution significative des coûts et délais de conception
- Augmentation de la performance du moteur
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2) Prédiction des vibrations non synchrones dans les compresseurs
carter du
compresseur
jeu d’aube
vitesse du rotor
ROTOR
Oscillation de l’écoulement dans cette
region (mécanisme inconnu) cause
des vibrations imprévisibles et assez
importantes pour briser les composantes
Défi: élucider le mécanisme d’oscillation aérodynamique
- développer des outils de prédiction
- développer des technologies effectives de suppression
Impact: - diminution significative des coûts et délais de conception
- augmentation de la durée de vie des moteurs
- diminutions des bruits associés à ces oscillations
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3) Propulsion future par contrôle des écoulements
Perturbations à petite amplitude sur les couches limites et de cisaillement peut
causer des changements de l’écoulement à large échelle, surtout pour les
écoulements internes, tels que dans les turbomachines.
exemple: compresseur à succion
Si on augmentait la cambrure du rotor
Pour faire plus de diffusion et
d’accélération du fluide par le rotor
séparation de la couche limite
crée une zone de blocage
aérodynamique: le compresseur
ne marcherait pas
Lignes de succion
succion du fluide
de basse vitesse
dans la couche
limite avant le point
de séparation
- Plus grand travail par étage,
donc moins d’étages
24
3) Propulsion future par contrôle des écoulements (suite)
Défi: Augmenter significativement la performance des compresseurs avec une nouvelle
génération de micro-actionneurs (plus léger, plus flexible, moins cher, moins
intrusif)
exemples de micro-actionneurs
couche limite turbulente
y
V
micro-volets
micro-ballons
actionneur placé sur la surface pour perturber
la couche limite à sa fréquence résonante et
ainsi favoriser le transfert de la quantité de
mouvement au fluide de basse vitesse
Applications possibles pour compresseurs
i) Étage à haut taux de pression
micro-actionneurs
excite la couche limite
pour accélérer le fluide
de basse vitesse
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3) Propulsion future par contrôle des écoulements (cont.)
ii) Réduction des bruits et vibrations
iii) Suppression des instabilités
micro-actionneurs
pour exciter la
couche de
cisaillement
rotor
- moins de bruit
- moins de vibrations
micro-actionneurs placés sur carter ou bout du rotor
pour modifier l’écoulement des jeu d’aubes et supprimer
les instabilités aérodynamiques
carter du
compresseur
stator
vitesse du rotor
jeu d’aube
ROTOR
Impact: - Réduction significative du poids/consommation des moteurs
- Réduction significative du bruit des moteurs
- Augmentation de la durée de vie des moteurs
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Actionneurs plasma
zone de formation
de plasma et de
force induite
écoulement
induit
air
Enloe et al. (2003)
matériel diélectrique
(isolant électrique)
électrodes
tension AC
- quelques kilovolts
- quelques kilohertz
- basse puissance
- actionnement
sans actionnement
Roth and Dai (2006)
actionneur plasma
continu
par impulsions
tension
avec actionnement
carter
tension
temps
temps
on
off
ROTOR
DE
COMPRESSEUR
on
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