پیوندهای مفید
آمار
| تعداد نشریات | 8 |
| تعداد شمارهها | 437 |
| تعداد مقالات | 5,648 |
| تعداد مشاهده مقاله | 7,659,052 |
| تعداد دریافت فایل اصل مقاله | 6,328,093 |
اثرات تزریق هوا در ناحیه نوک ردیف پره روتور یک کمپرسور محوری بر عملکرد آن تحت شرایط انسداد جریان در ورودی | ||
| نشریه مهندسی مکانیک امیرکبیر | ||
| مقاله 3، دوره 53، شماره 3 (Special Issue)، خرداد 1400، صفحه 1729-1744 اصل مقاله (2.58 M) | ||
| نوع مقاله: مقاله پژوهشی | ||
| شناسه دیجیتال (DOI): 10.22060/mej.2020.17268.6556 | ||
| نویسندگان | ||
| محمد حسین عباباف بهبهانی1؛ علی خوش نژاد2؛ رضا تقوی زنور* 3؛ محمدرضا گودرزی4 | ||
| 1دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران | ||
| 2دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسی | ||
| 3دانشگاه علم و صنعت | ||
| 4دانشگاه علم و صنعت ایران | ||
| چکیده | ||
| بهبود عملکرد کمپرسور محوری از طریق کاهش شدت اغتشاشات جریان، ناشی از اعمال انسداد در ورودی، به کمک تزریق هوا در نوک ردیف پره موضوع مطالعه حاضر میباشد. روش کار تجربی و بر مبنای اندازهگیریهای آزمایشگاهی در یک کمپرسور سرعتپایین با روتور منفرد انجام شده است. بر این اساس چهار هندسه گرفتگی با درصد انسدادهای متفاوت، از 5 تا 20 درصد سطح ورودی کمپرسور را مسدود کرده و فشار استاتیک جریان روی پوسته کمپرسور به صورت میانگین و لحظهای در نقاط مختلف ثبت گردیده است. تحلیل فرکانسی سیگنالهای خام فشار، پدیدآمدن اغتشاشاتی در میدان جریان را به واسطه حضور گرفتگیها نشان میدهد. این اغتشاشات در انسدادهای با درصد کمتر (5 و10 درصد) منجر به ظهور استال دورانی زودرس در کمپرسور میشود. در ادامه با هدف کاهش اثرات مخرب گرفتگی جریان، هوای پرفشار از طریق 12 انژکتور که به صورت یکنواخت پیرامون محیط کمپرسور تعبیه شدهاند، در ناحیه درز نوک ردیف پره تزریق گردیده است. تزریق هوا به میزان اندک 5/1% از طریق انژکتورها تاثیر قابل ملاحظهای بر بهبود عملکرد کمپرسور تحت انسداد جریان در ورودی دارد. نتایج حاکی از بهبود عملکرد کمپرسور در قالب افزایش فشار تحویلی روتور تا 35% نسبت به شرایط عدم اعمال تزریق هوا میباشد. همچنین با بهکارگیری ابزار تبدیل فوریه زمانکوتاه، تاثیر تزریق هوا بر حذف یا کاهش اغتشاشات در گرفتگیهای با درصد انسداد مختلف مورد مطالعه قرار گرفته است. | ||
| کلیدواژهها | ||
| کمپرسور محوری؛ تزریق هوا؛ انسداد ورودی جریان؛ تبدیل فوریه؛ ناپایداریهای آیرودینامیکی | ||
| عنوان مقاله [English] | ||
| Effects of air injection at rotor blade row tip region of an axial compressor on its performance under inlet distortion conditions | ||
| نویسندگان [English] | ||
| Mohammad Hosein Ababaf Behbahani1؛ Ali Khoshnejad2؛ reza taghavi3؛ Mohmmadreza Goodarzi4 | ||
| 1Iran University of Science and Technology | ||
| 2K.N. Toosi University of Technology | ||
| 4Iran University of Science and Technology | ||
| چکیده [English] | ||
| Improvement of an axial compressor performance through suppression of flow disturbances due to inlet flow blockage, utilizing air injection at the blade tip region, is the subject of the present study. The method of investigation is based on experimental measurements conducted in a low-speed isolated axial compressor rotor blade row. Four different blockage screens of different blockage ratios ranged between 5 and 20 percent of the inlet area are located at the compressor entrance. Instantaneous and time-averaged static pressures are recorded at different locations of the compressor casing. Frequency analyses of pressure signals show that the flow disturbances are being created in the presence of the blockage screens. These disturbances cause the appearance of rotating stall in the flow field when the compressor operates under distorted inflow with low blockage ratios (5 and 10%). To reduce the destructive effects of the inlet distortion, air is injected at the tip region of the rotor through 12 injectors which are located evenly spaced around the compressor circumference. Air injection in small quantities, 1.5% of the main flow, has considerable effects on the compressor performance under inlet distortion. The rotor performance and compressor delivery pressure are improved up to 35% than to the no injection case. By implementation of short-time Fourier transform technique effects of air injection on elimination or reduction of flow disturbances are also demonstrated. | ||
| کلیدواژهها [English] | ||
| Axial compressor, Tip injection, Inlet distortion, Short-time Fourier transform, Aerodynamic instability | ||
| مراجع | ||
|
[1] P.B. Salunkhe, A. Pradeep, Stall inception mechanism in an axial flow fan under clean and distorted inflows, Journal of fluids engineering, 132(12) (2010). [2] L. Zhipeng, L. Chao, W. Hui, L. Xiaopeng, Z. Guowang, Applying CFD Technology to Determine the Effect of Two New Designed Fan Inlet Distortion Generators, Procedia Engineering, 99 (2015) 646-653. [3] J. Longley, H.-W. Shin, R. Plumley, P. Silkowski, I. Day, E. Greitzer, C. Tan, D. Wisler, Effects of Rotating Inlet Distortion on Multisage Compressor Stability, in: ASME 1994 International Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exposition, American Society of Mechanical Engineers Digital Collection, 1994. [4] C. Tan, I. Day, S. Morris, A. Wadia, Spike-type compressor stall inception, detection, and control, Annual review of fluid mechanics, 42 (2010) 275-300. [5] M. Zhang, A. Hou, Investigation on stall inception of axial compressor under inlet rotating distortion, Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part C: Journal of Mechanical Engineering Science, 231(10) (2017) 1859-1870. [6] G. Pullan, A. Young, I. Day, E. Greitzer, Z. Spakovszky, Origins and structure of spike-type rotating stall, Journal of Turbomachinery, 137(5) (2015). [7] T. Camp, I. Day, A study of spike and modal stall phenomena in a low-speed axial compressor, in: ASME 1997 International Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exhibition, American Society of Mechanical Engineers Digital Collection, 1997. [8] K. Lee, B. Lee, S. Kang, S. Yang, D. Lee, Inlet distortion test with gas turbine engine in the altitude engine test facility, in: 27th AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, 2010, pp. 4337. [9] C. Mistry, A. Pradeep, Experimental investigation of a high aspect ratio, low speed contra-rotating fan stage with complex inflow distortion, Propulsion and Power Research, 3(2) (2014) 68-81. [10] J.R. Lucas, W.F. O’Brien, A.M. Ferrar, Effect of BLI–Type Inlet Distortion on Turbofan Engine Performance, in: ASME Turbo Expo 2014: Turbine Technical Conference and Exposition, American Society of Mechanical Engineers Digital Collection, 2013. [11] A. Khoshnejad, M.H. Ababaf Behbahani, R. Taghavi Zenous, Investigation of Spike Stall Inception and its Propagation in a Low Speed Axial Compressor Rotor, Modares Mechanical Engineering, 17(5) (2017) 111-118. (in Persian) [12] X. Dong, D. Sun, F. Li, D. Jin, X. Gui, X. Sun, Effects of rotating inlet distortion on compressor stability with stall precursor-suppressed casing treatment, Journal of Fluids Engineering, 137(11) (2015). [13] H. Lu, Z. Yang, T. Pan, Q. Li, Non-uniform stator loss reduction design strategy in a transonic axial-flow compressor stage under inflow distortion, Aerospace Science and Technology, 92 (2019) 347-362. [14] C. Nie, Z. Tong, S. Geng, J. Zhu, W. Huang, Experimental investigations of micro air injection to control rotating stall, Journal of Thermal Science, 16(1) (2007) 1-6. [15] R. Taghavi, M.H. Ababaf Behbahani, A. Khoshnejad, Experimental investigation of air injection effects on rotating stall alleviation in an axial compressor, Modares Mechanical Engineering, 16(7) (2016) 267-274. (in Persian) [16] R. Taghavi-Zenouz, M.H.A. Behbahani, Improvement of aerodynamic performance of a low speed axial compressor rotor blade row through air injection, Aerospace Science and Technology, 72 (2018) 409-417. [17] Z. Spakovszky, H. Weigl, J. Paduano, C. Van Schalkwyk, K. Suder, M. Bright, Rotating stall control in a high-speed stage with inlet distortion: part I—radial distortion, (1999). [18] N. Akbari, Numerical simulation of active control of instabilities in an axial compressor under distorted inlet flow, Modares Mechanical Engineering, 17(1) (2017) 193-202. (in Persian) [19] F. Lin, M. Li, J. Chen, Long-to-short length-scale transition: a stall inception phenomenon in an axial compressor with inlet distortion, (2006). [20] M. Inoue, M. Kuroumaru, T. Iwamoto, Y. Ando, Detection of a rotating stall precursor in isolated axial flow compressor rotors, (1991). [21] M. Furukawa, M. Inoue, K. Saiki, K. Yamada, The role of tip leakage vortex breakdown in compressor rotor aerodynamics, in: ASME 1998 International Gas Turbine and Aeroengine Congress and Exhibition, American Society of Mechanical Engineers Digital Collection, 1998. [22] Q. Li, W. Wang, L. Chen, D. Sun, Rotor-system log-decrement identification using short-time fourier-transform filter, International Journal of Rotating Machinery, 2015 (2015). | ||
|
آمار تعداد مشاهده مقاله: 996 تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 1,117 |
||