Rotor 1

Original model

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 technical report ^[1]:

  @TechReport{hager1974design,
  author      = {Hager, Roy D. and Lewis, George W.},
  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},
  institution = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
  note        = {NASA-TM X-3041, url~: \url{https://ntrs.nasa.gov/citations/19740018135}, 1974}}  

• Pictures :

  

  Fig1. https://ntrs.nasa.gov/citations/19740018135 p.68

  

  Fig2. https://ntrs.nasa.gov/citations/19740018135 p.68

Useful documents

• PDF of the NASA report : rotor1.pdf
• CSV file of the blade geometry : rotor1_original.csv

Geometry

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

Aerodynamic design

Material properties

Rotor 1 is made of a 200-grade maraging steel

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

1. (1F) : 940.8 rad/s / 149.7 Hz
2. (1T) : 3479.2 rad/s / 553.7 Hz
3. (2F) : 5530.2 rad/s / 880.2 Hz

CAD

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

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 open source 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

Propriétés matériau

Le matériau original du rotor 1 n'est pas défini dans le rapport de la NASA.

Propriétés considérées : un acier maraging de grade 200 :

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] :

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. La géométrie de l'aube initiale 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 :

• pour le modèle réduit :

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