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Rotor 18

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Original model

One way to reduce compressor weight is to obtain a high pressure ratio per stage, thereby reducing the number of stages. As a consequence, several single-stage fans have been designed to produce stage pressure ratios ranging from 1.9 to 2.2. Rotor 18 is one of those fans with a pressure ratio of 1.925.

  • Original technical report [1]: 
    @TechReport{lewis1974design,
author      = {Lewis, George W. and Reid, Lonnie and Tysl, Edward R.},
title       = {Design and performance of a high-pressure-ratio, highly loaded axial-flow transonic compressor stage},
institution = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
note        = {NASA-TM X-3100, url~: \url{https://ntrs.nasa.gov/citations/19740025108}, 1974}}
  • Picture :

Fig1. https://catalog.archives.gov/id/17422714
@Misc{huebler1974records,
author   = {Huebler, D.},
title    = {Rotor 18. {R}ecords of the {N}ational {A}eronautics and {S}pace {A}dministration, 1903 - 2006. {P}hotographs relating to agency activities, facilities and personnel, 1973 - 2013},
note     = {\href{https://catalog.archives.gov/id/17422714}{https://catalog.archives.gov/id/17422714}, 1974 }, % for Fig. 1}

Useful documents

Geometry

The geometry of rotor 18 is described in the original NASA report by the following tables. The length are in centimeters and the angles in degrees.

Aerodynamic design

unit values
pressure ratio [-] 1.925
mass flow [kg/s] 29.5
tip speed [m/s] 422
tip solidity [-] 1.7
aspect ratio [-] 2.6
number of blades [-] 56
rotative speed [rad/s] 1686

Material properties

The original material of the rotor 18 is not defined in the NASA report.

Considered properties: Ti-6Al-4V, generic titanium :

unité valeurs
alloy [-] Ti-6Al-4V
Young's modulus [GPa] 108
density [kg/m3] 4400
Poisson's ratio [-] 0.34
yield stress [GPa] 0.824

First three natural frequencies (with clamped root) for the mesh:

  1. (1B): 2040.6 rad/s / 324.8 Hz
  2. (2B): 6744.2 rad/s / 1073.4 Hz
  3. (1T): 10769.2 rad/s / 1714.0 Hz

CAD

Fichiers téléchargeables

Modèle original

Une façon de réduire le poids d’un compresseur est d’atteindre un rapport de pression élevé par étage, ce qui permet de réduire le nombre d'étages de ce compresseur. Par conséquent, plusieurs soufflantes à un étage ont été conçus pour produire des rapports de pression par étage allant de 1,9 à 2,2. Le rotor 18 est donc une de ces soufflantes et possède un taux de compression de 1,925.

  • Rapport technique original [1]: 
    @TechReport{lewis1974design,
author      = {Lewis, George W. and Reid, Lonnie and Tysl, Edward R.},
title       = {Design and performance of a high-pressure-ratio, highly loaded axial-flow transonic compressor stage},
institution = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
note        = {NASA-TM X-3100, url~: \url{https://ntrs.nasa.gov/citations/19740025108}, 1974}}
  • Photographie :

Fig1. https://catalog.archives.gov/id/17422714
@Misc{huebler1974records,
author   = {Huebler, D.},
title    = {Rotor 18. {R}ecords of the {N}ational {A}eronautics and {S}pace {A}dministration, 1903 - 2006. {P}hotographs relating to agency activities, facilities and personnel, 1973 - 2013},
note     = {\href{https://catalog.archives.gov/id/17422714}{https://catalog.archives.gov/id/17422714}, 1974 }, % for Fig. 1}

Documents utiles

Géométrie

La géométrie du rotor 18 est décrite dans le rapport d'origine de la NASA par les tableaux suivants. Les grandeurs sont en centimètres et en degrés.

Caractéristiques aérodynamiques

unités valeurs
taux de compression [-] 1,925
débit massique [kg/s] 29,5
vitesse en tête [m/s] 422
solidité en tête [-] 1,7
allongement [-] 2,6
nombre d'aubes [-] 56
vitesse de rotation [rad/s] 1686

Propriétés matériau

Le matériau original du rotor 18 n'est pas défini dans le rapport de la NASA.

Propriétés considérées : alliage de titane Ti-6Al-4v :

unité valeurs
alliage [-] Ti-6Al-4v
module d'Young [GPa] 108
masse volumique [kg/m3] 4400
coefficient de Poisson [-] 0,34
limite élastique [GPa] 0,824

Fréquences des trois premiers modes (noeuds de la base encastrés) pour le maillage :

  1. (1B): 2040,6 rad/s / 324,8 Hz
  2. (2B): 6744,2 rad/s / 1073,4 Hz
  3. (1T): 10769,2 rad/s / 1714,0 Hz

CAO

1. a, b Lewis. «Design and performance of a high-pressure-ratio, highly loaded axial-flow transonic compressor stage » 1974. pdf
  • public/modeles/rotor_18/accueil.1663351842.txt.gz
  • Dernière modification : 2023/04/05 08:59
  • (modification externe)