Delay of Rotating Stall in Compressors Using Plasma Actuators
RESUME Le decrochage tournant est une instabilite aerodynamique des compresseurs qui est bien connue et qui limite l'enveloppe d'operation des turbines a gaz de moteurs d'avion. Une methode innovatrice avait ete proposee pour supprimer le type d'initiation le plus commun au decrochage tournant en utilisant un actionneur plasma DBD annulaire. Un actionneur plasma DBD est un dispositif simple sans pieces mobiles qui convertit l'electricite directement en acceleration de l'ecoulement via l'ionisation partielle de l'air. Cependant, le concept propose n'avait ete evalue que de facon preliminaire via de simples simulations numeriques d'un rotor axial isole avec un code CFD rudimentaire. Ce projet fait une evaluation experimentale ainsi que numerique de ce concept pour un etage de compresseur axial et un etage de compresseur centrifuge, tous deux faisant partie d'un banc d'essai de compresseur bi etage axial centrifuge a basse vitesse. Les deux configurations etudiees sont la configuration bi etage avec un actionneur plasma annulaire de 100 mN/m place sur le carter juste en amont du bord d'attaque du rotor axial, et une configuration avec un seul etage de compresseur centrifuge dans lequel le meme actionneur est place juste en amont du bord d'attaque de l'impulseur. Les configurations testees furent simulees avec un code RANS CFD commercial sophistique (ANSYS CFX) dans lequel furent integres le plus recent modele d'ingenierie de l'actionneur DBD ainsi qu'une condition de sortie dynamique, sur des domaines de calcul multi etage a un passage d'aube. Les mesures experimentales montrent que l'actionneur plasma DBD annulaire sur le carter reduit le debit massique du dernier point d'operation stable (point de decrochage tournant) de 19.28% pour l'etage de compresseur axial et de 28.39% pour l'etage de compresseur centrifuge pour lequel l'impulseur etait la source du decrochage tournant. Les simulations numeriques indiquent que pour les deux types de compresseurs l'actionneur retarde le decrochage tournant en poussant l'interface entre l'ecoulement d'entree et l'ecoulement de jeu d'aube en aval vers l'interieur du passage d'aube. Dans chaque cas, le pourcentage predit par CFD de la reduction du debit massique du point de decrochage tournant concorde assez bien avec la valeur mesuree. ABSTRACT Rotating stall is a well known aerodynamic instability in compressors that limits the operating envelope of aircraft gas turbine engines. An innovative method for suppressing the most common form of rotating stall inception using an annular DBD plasma actuator had been proposed. A DBD plasma actuator is a simple solid state device that converts electricity directly into flow acceleration through partial air ionization. However, the proposed concept had only been preliminarily evaluated with simple numerical simulations on an isolated axial rotor using a relatively basic CFD code. The current project provides both an experimental and a numerical assessment of this concept for an axial compressor stage as well as centrifugal compressor stage that are both part of a low speed two stage axial centrifugal compressor test rig. The two configuration studied are the two stage configuration with a 100 mN/m annular casing plasma actuator placed just upstream of the axial rotor leading edge, and the single stage centrifugal compressor with the same actuator placed upstream of the impeller leading edge. The tested configuration were simulated with a sophisticated commercial RANS CFD code (ANSYS CFX) in which was implemented the latest engineering DBD plasma model and dynamic throttle boundary condition, using single passage multiple blade row computational domains. The experiments show that the casing plasma actuator reduces the mass flow of the last stable point (stall point) by 19.28% for the axial compressor stage and 28.39% for the centrifugal compressor stage for which the impeller is the source of rotating stall. The CFD simulations indicate that in both types of compressors the actuator delays the stall inception by pushing the incoming/tip clearance flow interface downstream into the blade passage. In each case, the predicted percentage reduction in stalling mass flow matches the experimental value reasonably well. However, the CFD simulations over predicts the mass flow of the stall point as well as the pressure rise of the centrifugal stage and under predict the pressure rise of the axial stage. The main factors for the difference are likely slight discrepancies between the simulated and actual axial rotor blade geometry deformation and the inability of the simulation tool to accurately capture the total pressure loss in the hub region of the vaneless diffuser.