Rotor 1

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Rotor 1 is part of a research program to study aspect ratio because the use of high aspect ratio blading can lead to a decrease in the axial length of compressors and therefore a reduction of their size and weight. To investigate the effects of aspect ratio on compressor range and efficiency, two transonic rotors (rotor 1 and 2) were designed and tested. The variation in aspect ratio was based on a change in aerodynamic chord, and the solidity was kept the same by varying the number of blades.

  • Original NASA technical report [1]: 
    @TechReport{hager1974design,
  author           = {Hager, Roy D. and Lewis, George W.},
  institution      = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
  title            = {Effect of damper on overall and blade-element performance of a compressor rotor having a tip speed of 1151 feet per second and an aspect ratio of 3.6},
  year             = {1974},
  number           = {NASA-TM X-3041},
  url              = {https://ntrs.nasa.gov/citations/19740018135},
}
  • Pictures :
    Fig1. https://ntrs.nasa.gov/citations/19740018135 p.68
    Fig2. https://ntrs.nasa.gov/citations/19740018135 p.68

Useful documents

Reference blade

The reference blade is defined with multiple-circular arc profiles[3] given in the original NASA report[1]. Corresponding models are computed with the open-source code OpenMCAD[2].

Geometry

The geometry of rotor 1 is described in the original NASA report by the following table. The lenghts are in inches and the angles in degrees.

Aerodynamic design

unit value
pressure ratio [-] 1.53
mass flow [kg/s] 33.5
tip speed [m/s] 350.8
tip solidity [-] 1.3
aspect ratio [-] 3.6
nominal rotation speed $\omega_n$ [rad/s] 1381.25

Material properties

The material of rotor 1 is not defined in the original NASA report. A 200-grade maraging steel is considered:

unit value
alloy [-] 18-Ni-200-maraging
Young's modulus [GPa] 180
density [kg/m3] 8000
Poisson's ratio [-] 0.3
yield stress [GPa] 1.38

CAD model

The CAD model is computed with the open source code OpenMCAD[2].

pressure side
suction side

Natural frequencies

First three natural frequencies (with clamped root) for the mesh computed with OpenMCAD[2]:

Mode Type Natural angular frequency (rad/sec) Natural frequency (Hz)
1 1B 1018.50 162.10
2 1T 3542.50 563.80
3 2B 6094.70 970

Campbell diagram

Evolution of the natural frequencies of the first 3 vibration modes, as a function of rotation speed, for the mesh computed with OpenMCAD[2]:

Campbell diagram computed with a linear centrifugal preload, with clamped root (nominal rotation speed ωₙ = 1 381.25 rad/s)

Initial blade

The initial blade is defined with in-house LAVA parameters[4] computed from the reference blade CAD model. The initial blade is usually used as starting point for an optimization process. Its geometry is similar to the one of the reference blade.

Natural frequencies

First three natural frequencies (with clamped root)

  • from the whole mesh:
Mode Type Natural angular frequency (rad/sec) Natural frequency (Hz)
1 1B 1019.10 162.20
2 1T 3539.30 563.30
3 2B 6074 966.70
  • from the reduced order model:
Mode Type Natural angular frequency (rad/sec) Natural frequency (Hz)
1 1B 1019.10 162.20
2 1T 3540.80 563.50
3 2B 6075.80 967

Campbell diagram

Comparison of the evolution of the natural frequencies of the first 3 vibration modes, as a function of rotation speed for the initial and the reference blade:

Campbell diagram computed with a linear centrifugal preload, with clamped root (nominal speed ωₙ = 1 381.25 rad/s),

initial blade (orange), reference blade (gray)

Modèles téléchargeables

À propos

Le rotor 1 fait partie d'un programme de recherche visant à étudier l’allongement des aubes, car l'utilisation d’un fort allongement peut conduire à une diminution de la longueur axiale des compresseurs et donc à une réduction de leur taille et poids. Pour étudier les effets de cet allongement sur les rendements des compresseurs, deux rotors transsoniques (rotor 1 et 2) ont été conçus et testés. La variation d’allongement entre ces deux rotors a été effectuée grâce à une modification de la corde aérodynamique et la solidité a été maintenue identique en faisant varier le nombre d'aubes.

  • Rapport technique original [1]: 
    @TechReport{hager1974design,
  author           = {Hager, Roy D. and Lewis, George W.},
  institution      = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
  title            = {Effect of damper on overall and blade-element performance of a compressor rotor having a tip speed of 1151 feet per second and an aspect ratio of 3.6},
  year             = {1974},
  number           = {NASA-TM X-3041},
  url              = {https://ntrs.nasa.gov/citations/19740018135},
}
  • Photographies :
    Fig1. https://ntrs.nasa.gov/citations/19740018135 p.68
    Fig2. https://ntrs.nasa.gov/citations/19740018135 p.68

Documents utiles

Aube de référence

L'aube de référence est définie par des profils de type arcs circulaires multiples[3], donnés dans le rapport technique original de la NASA[1]. Les modèles associés sont obtenus avec le code en libre accès OpenMCAD[2].

Géométrie

La géométrie du rotor 1 est décrite dans le rapport d'origine de la NASA par les tableaux suivants. Les grandeurs sont en pouces et en degrés.

Caractéristiques aérodynamiques

unité valeurs
taux de compression [-] 1,53
débit massique [kg/s] 33,5
vitesse en tête [m/s] 350,8
solidité en tête [-] 1,3
allongement [-] 3,6
vitesse de rotation nominale $\omega_n$ [rad/s] 1381,25

Propriétés matériau

Le matériau original du rotor 1 n'est pas défini dans le rapport de la NASA. Un acier maraging de grade 200 est considéré:

unité valeurs
alliage [-] 18-Ni-200-maraging
module d'Young [GPa] 180
masse volumique [kg/m3] 8000
coefficient de Poisson [-] 0,3
limite élastique [GPa] 1,38

Modèle CAO

Le modèle CAO est obtenu avec OpenMCAD[2].

intrados
extrados

Fréquences propres

Fréquences des trois premiers modes (noeuds du pied d'aube encastrés) pour le maillage obtenu avec OpenMCAD[2] :

Mode Type Pulsation propre (rad/sec) Fréquence propre (Hz)
1 1F 1018,50 162,10
2 1T 3542,50 563,80
3 2F 6094,70 970

Diagramme de Campbell

Évolution des fréquences propres des 3 premiers modes, en fonction de la vitesse de rotation, pour le maillage obtenu avec OpenMCAD[2]:

diagramme de Campbell calculé avec une précharge centrifuge linéaire, noeuds du pied d'aube encastrés (vitesse nominale ωₙ = 1 381,25 rad/s)

Aube initiale

L'aube initiale est définie par des paramètres spécifiques au LAVA[4] obtenus à partir du modèle CAO de l'aube de référence. L'aube initiale est classiquement utilisée comme point de départ dans le cadre de procédures d'optimisation; sa géométrie est similaire à celle de l'aube de référence.

Fréquences propres

Fréquences des trois premiers modes (noeuds du pied d'aube encastrés),

  • pour le maillage complet :
Mode Type Pulsation propre (rad/sec) Fréquence propre (Hz)
1 1F 1019,10 162,20
2 1T 3539,30 563,30
3 2F 6074 966,70
  • pour le modèle réduit :
Mode Type Pulsation propre (rad/sec) Fréquence propre (Hz)
1 1F 1019,10 162,20
2 1T 3540,80 563,50
3 2F 6075,80 967

Diagramme de Campbell

Comparaison de l'évolution des fréquences propres des 3 premiers modes, en fonction de la vitesse de rotation, pour l'aube initiale et de référence:

diagramme de Campbell calculé avec une précharge centrifuge linéaire, noeuds du pied d'aube encastrés (vitesse nominale ωₙ = 1 381,25 rad/s),

aube initiale (orange), aube de référence (grise)

1. a, b, c, d Hager. «Effect of damper on overall and blade-element performance of a compressor rotor having a tip speed of 1151 feet per second and an aspect ratio of 3.6 » 1974. pdf
2. a, b, c, d, e, f, g, h, i, j Kojtych S., Batailly A. «OpenMCAD, an open blade generator: from Multiple-Circular-Arc profiles to Computer-Aided Design model» 2022. code en libre accès
3. a, b Crouse et al. «A computer program for composing compressor blading from simulated circular-arc elements on conical surfaces » 1969. NASA-TN-D-5437. pdf
4. a, b Kojtych S. et al. «Methodology for the Redesign of Compressor Blades Undergoing Nonlinear Structural Interactions: Application to Blade-Tip/Casing Contacts » 2022. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, Vol. 145, No. 5. pdf
  • public/modeles/rotor_01/accueil.txt
  • Dernière modification : 2024/08/05 15:41
  • de rafaelbarraud