Rotor 16

About

Rotor 16 is part of a research program to study the effect of weight flow per unit annulus area on the performance of axial-flow fan stages. A series of three stage: rotor 11, 16 and 17 were designed with a weight flow per unit annulus area of 198, 178, and 208 kilograms per second per square meter. All three stages were designed to produce a pressure ratio of 1.57, and all had the same meridional flow path geometry.

• Original technical report ^[1]:

  @TechReport{moore1973design,
    author           = {Moore, R. D. and Urasek, Donald C. and Kovlch, George},
    date             = {1973},
    institution      = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
    title            = {Performance of transonic fan stage with weight flow per unit annulus area of 178 kilograms per sercond per square meter (36.5 (lb/sec)/ft²)},
    number           = {NASA-TM X-2904},
    url              = {https://ntrs.nasa.gov/citations/19740001906},
  }

• Picture :

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 16 is described in the original NASA report by the following tables. The length are in centimeters and the angles in degrees.

Aerodynamic design

Material properties

The original material of the rotor 16 is not defined in the NASA report. A generic titanium Ti-6Al-4V is considered:

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]:

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]:

• graph (.pdf)
• Campbell data (.csv)

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:

• from the reduced order model:

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:

• graph (.pdf)
• Campbell data (.csv)

À propos

Le rotor 16 fait partie d'un programme de recherche visant à étudier l'effet du débit massique par unité de surface annulaire sur les performances des soufflantes à flux axiaux. Une série de trois étages a été conçue, comprenant le rotor 11, 16 et 17 avec un débit massique par unité de surface annulaire de 198, 178 et 208 kilogrammes par seconde par mètre carré. Les trois étages ont été conçus pour produire un rapport de pression de 1,57.

• Rapport technique original ^[1]:

  @TechReport{moore1973design,
    author           = {Moore, R. D. and Urasek, Donald C. and Kovlch, George},
    date             = {1973},
    institution      = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
    title            = {Performance of transonic fan stage with weight flow per unit annulus area of 178 kilograms per sercond per square meter (36.5 (lb/sec)/ft²)},
    number           = {NASA-TM X-2904},
    url              = {https://ntrs.nasa.gov/citations/19740001906},
  }

• Photographie :

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 16 est décrite dans le rapport d'origine de la NASA par les tableaux suivants. Les grandeurs sont en centimètres et en degrés.

Caractéristiques aérodynamiques

Propriétés matériau

Le matériau original du rotor 16 n'est pas défini dans le rapport de la NASA. Un alliage de titane Ti-6Al-4v est considéré :

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] :

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]:

• graphique (.pdf)
• données du Campbell (.csv)

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 :

• pour le modèle réduit :

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:

• graphique (.pdf)
• données du Campbell (.csv)