مهندسی مکانیک مدرس

مهندسی مکانیک مدرس

بررسی عددی تأثیر درزبندی نوک استاتور با لانه زنبوری بر عملکرد کمپرسور جریان محوری.

نویسندگان
محمد ولی‌زاده 1
محسن بهنیا 2
علیرضا شهرابی فراهانی 3
1 کارشناس واحد آیرودینامیک گروه کمپرسور/ شرکت توربو کمپرسور تک خاورمیانه، تهران، ایران
2 مدیر واحد آیرودینامیک گروه کمپرسور / شرکت توربو کمپرسور تک خاورمیانه، تهران، ایران
3 مدیر گروه کمپرسور / شرکت توربو کمپرسور تک خاورمیانه، تهران، ایران
چکیده
در کمپرسورهای محوری از آنجا که پره‌های استاتور روی پوسته نصب شده و پره‌های روتور روی شفت در حال چرخش می‌باشد، بین قسمت‌های ثابت و متحرک لقی وجود دارد. با عبور جریان از استاتور، فشار هوا افزایش می‌یابد. بنابراین با توجه به بیش‌تر بودن فشار بعد از پره نسبت به قبل از پره و وجود لقی، نشتی در نوک استاتور اجتناب‌ناپذیر است. نشتی با تغییر الگوی جریان در نوک، باعث جدایش بیش‌تر شده و اثر نامطلوبی بر عملکرد کمپرسور می‌گذارد. در مقاله حاضر به بررسی استفاده از لانه زنبوری برای درزبندی نوک پره‌های استاتور و تأثیر آن بر عملکرد کمپرسور پرداخته شده است. بدین منظور طبقه نهم یک کمپرسور به همراه فضای زیر استاتور در دو حالت با دیوار جامد و با لانه زنبوری تحلیل شده است. نتایج حل عددی در توافق خوبی با داده‌های تجربی می‌باشد. نتایج نشان می‌دهد با کاهش لقی، مقدار نشتی کمتر شده و از قدرت جریان ثانویه کاسته می‌شود. بنابراین با کاهش افت، بازده افزایش یافته و عملکرد ردیف پره بهبود می‌یابد. از طرف دیگر با افزایش لقی در اثر سایش لانه زنبوری، نشتی و افت بازده به یک مقدار ثابت میل می‌کند. تأثیر نشتی بر زوایای جریان نشان می‌دهد که برای تحلیل دقیق‌تر کمپرسور، لازم است که نشتی در نظر گرفته شود. همچنین با توجه به تأثیر مشابه لانه زنبوری بر کاهش نشتی نسبت به مدل دیوار جامد با لقی یکسان، مزیت لانه زنبوری قابلیت فداشوندگی آن می‌باشد. بنابراین در تحلیل طبقه می‌توان از مدل دیوار جامد به جای لانه زنبوری استفاده کرد.
کلیدواژه‌ها
توربین گاز
کمپرسور محوری
نشتی نوک استاتور
لانه زنبوری

عنوان مقاله English

The numerical investigation of stator tip sealing with honeycomb on axial flow compressor performance.

نویسندگان English

Mohammad Valizadeh 1
Mohsen Behnia 2
Alireza Shahrabi Farahani 3
1 Research of Department of Compressor/ Turbotec Company, Tehran, Iran
2 Turbotec, Tehran, Iran
3 Turbotec, Tehran, Iran
چکیده English

In axial flow compressor there is a gap between stationary and rotating members since the stator vane is fixed at the casing and the shaft is rotating at the root. Also, the pressure increases when the air flows through the stator vanes. Therefore, due to pressure increase and existence gap under vanes, the leakage is inevitable in the stator tip. This leakage can change the flow pattern near the stator tip, which causes more separation. Therefore the loss has been increased so it adversely effects on performance. In this paper, the effect of stator tip sealing with honeycomb on compressor performance is investigated. For this purpose, the 9th stage of a ten-stage compressor is examined in two cases of solid wall and sealing with honeycomb. The numerical results have good agreements with experimental results. The results show that by reduction of leakage at stator tip, the size and depth of tip corner separation decreased significantly leading to loss reduction. Also the effect of the leakage on flow angles shows that to have more accurate analysis of compressor performance, it is necessary to be considered the stator tip leakage. On the other hand, according to same effect of honeycomb on reducing stator tip leakage than solid wall, here the honeycomb roles as an abradable material to prevent direct contact between rotor and stator. Also in analysis of stage the honeycomb can be replaced with solid wall model.

کلیدواژه‌ها English

Gas Turbine
Axial Flow Compressor
Stator Tip Leakage
honeycomb
[1] S. R. Wellborn, T. H. Okiishi, Effects of shrouded stator cavity flows on multistage axial compressor aerodynamic performance, NASA Contractor Report 198536, 1996.
[2] R. Taghavi Zenouz, E. Solki, H. Afshari, Computational analysis of stepped tip gap casing effect on performance of a centrifugal compressor, Modares Mechanical Engineering, Vol. 14, No. 3, pp. 136-144, 2014. (in Persian (فارسی
[3] D. Ch. Choi, D. L. Rhode, Development of a 2-D CFD approach for computing 3-D honeycomb labyrinth leakage, Proceedings of ASME Turbo Expo Power for Land, Sea and Air, Atlanta, Georgia, USA, June 16-19, 2003.
[4] J. Li, Sh. Kong, X. Yan, Sh. Obi, Zh. Feng, Numerical investigations on leakage performance of the rotating labyrinth honeycomb seal, Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, Vol. 132, No. 6, pp. 1-11, 2010.
[5] X. Yan, J. Li, L. Song, Zh. Feng, Investigations on the discharge and total temperature increase characteristics of the labyrinth seals with honeycomb and smooth lands, Journal of Turbomachinery, Vol. 131, No. 4, pp. 1-8, 2009.
[6] T. Pychinsky, C. Hofler, H. Bauer, Experimental study on the friction contact between a labyrinth seal fin and a honeycomb stator, Proceedings of ASME Turbo Expo: Turbine Technical Conference and Exposition, Montreal, Canada, June 15-19, 2015.
[7] A. Desando, A. Rapisarda, E. Campagnoli, R. Taurino, Numerical analysis of honeycomb labyrinth seals: Cell geometry and tip thickness impact on the discharge coefficient, Proceedings of ASME Turbo Expo: Turbine Technical Conference and Exposition, Montreal, Canada, June 15-19, 2015.
[8] M. Alizadeh, B. Nikkhahi, A. Shahrabi Farahani, A. Fathi, Numerical study on the effect of geometrical parameters on the labyrinth-honeycomb seal performance, Proceedings of ASME Turbo Expo: Turbine Technical Conference and Exposition, Düsseldorf, Germany, June 16-20, 2014.
[9] Gh. Liaghat, H. Sorailo, Sandwich design optimization honeycomb panels under compressor load, Modares Mechanical Engineering, Vol. 9, No. 12, pp. 73-82, 2009. (in Persian فارسی(
[10] V. M. Lei, Z. S. Spakovszky, E. M. Greitzer, A criterion for axial compressor hub-corner stall, Journal of Turbomachinery, Vol. 130, No. 3, pp. 1-10, 2008.
[11] S. Yoon, R. Selmeier, P. Cargill, P. Wood, Effect of the stator hub configuration and stage design parameters on aerodynamic loss in axial compressors, Journal of Turbomachinery, Vol. 137, No. 9, pp. 1-10, 2015.
[12] C. R. LeJambre, R. M. Zacharias, B. P. Biederman, A. J. Gleixner, C. J. Yetka, Development and application of a multistage Navier-Stokes flow solver: Part II application to a High-Pressure compressor design, Journal of Turbomachinery, Vol. 120, No. 2, pp. 215-223, 1998.
[13] M. Swoboda, P. C. Ivey, U. Wenger, V. Gummer, An experimental examination of cantilevered and shrouded stators in a multistage axial compressor, International Gas Turbine & Aeroengine Congress & Exhibition, Stockholm, Sweden, June 2-5, 1998.
[14] S. R. Wellborn, I. Tolchinsky, T. H. Okiishi, Modeling shrouded stator cavity flows in axial-flow compressors, Journal of Turbomachinery, Vol. 122, No. 1, pp. 55-61, 2000.
[15] Ch. Yang, X. Lu, Y. Zhang, Sh. Zhao, J. Zhu, Numerical investigation of a cantilevered compressor stator at varying clearance sizes, Proceedings of ASME Turbo Expo: Turbine Technical Conference and Exposition, Montreal, Canada, June 15-19, 2015.
[16] S. J. Gallimore, Axial flow compressor design, Journal of Mechanical Engineering Science, Part C, Vol. 213, No. 5, pp. 437-449, 1999.
[17] A. A. J. Demargne, J. P. Longley, The aerodynamic interaction of stator shroud leakage and mainstream flows in compressors, Proceedings of ASME Turbo Expo, Munich, Germany, May 8-11, 2000.
[18] N. J. Heidegger, E. J. Hall, R. A. Delaney, Parameterized study of high-speed compressor seal cavity flow, AIAA, No. 96-2807, 1996.
[19] V. Schramm, K. Willenborg, S. Kim, S. Wittig, Influence of a honeycomb facing on the flow through a stepped labyrinth seal, Proceedings of ASME Turbo Expo, Munich, Germany, May 8-11, 2000.
مهندسی مکانیک مدرس
دوره 18، شماره 2
اردیبهشت 1397
صفحه 127-134