Rotor 21

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Rotor 21 is part of a research program to study the experimental performances of a stage when the design blade loading in the rotor tip region has been substantially reduced. In order to produce the same overall pressure ratio as a reference stage (rotor 11), the blade loading levels in the midspan portion of the present rotor blade had to be relatively high.

  • Original technical report [1]: 
    @TechReport{schmidt1978design,
  author           = {Schmidt, James F. and Ruggeri, Robert S.},
  date             = {1978},
  institution      = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
  title            = {Performance With and Without Inlet Radial Distortion of a Transonic Fan Stage Designed for Reduced Loading in the Tip Region},
  number           = {NASA-TP-1294},
  url              = {https://ntrs.nasa.gov/citations/19780022114}}
  • Picture :

Fig1. https://ntrs.nasa.gov/citations/19780022114 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 21 is described in the original NASA report by the following tables. The length are in centimeters and the angles in degrees.

Aerodynamic design

unit value
pressure ratio [-] 1.57
mass flow [kg/s] 29.5
tip speed [m/s] 425
tip solidity [-] 1.28
aspect ratio [-] 2.5
number of blades [-] 44
rotative speed [rad/s] 1686

Material properties

The original material of the rotor 21 is not defined in the NASA report. A generic titanium Ti-6Al-4V is considered:

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

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 1512.88 240.783
2 2B 5410.9 861.171
3 1T 8729.48 1389.34

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 1507.80 239.974
2 2B 5410.47 861.103
3 1T 8689.96 1383.05
  • from the reduced order model:
Mode Type Natural angular frequency (rad/sec) Natural frequency (Hz)
1 1B 1507.89 239,988
2 2B 5411.17 861.216
3 1T 8691.72 1383.33
Fichiers téléchargeables

À propos

Le rotor 21 fait partie d'un programme de recherche visant à étudier les performances expérimentales d'un étage de soufflante lorsque la charge des aubes dans la région de l'extrémité du rotor a été considérablement réduite. Afin de produire le même taux de compression global que l’étage de référence (rotor 11), les niveaux de charge des aubes dans la partie médiane de l’aube du rotor actuel ont été relativement augmentés.

  • Rapport technique original [1]: 
    @TechReport{schmidt1978design,
  author           = {Schmidt, James F. and Ruggeri, Robert S.},
  date             = {1978},
  institution      = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
  title            = {Performance With and Without Inlet Radial Distortion of a Transonic Fan Stage Designed for Reduced Loading in the Tip Region},
  number           = {NASA-TP-1294},
  url              = {https://ntrs.nasa.gov/citations/19780022114}}
  • Photographie :

Fig1. https://ntrs.nasa.gov/citations/19780022114 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 21 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 [-] 1,57
débit massique [kg/s] 29,5
vitesse en tête [m/s] 425
solidité en tête [-] 1,28
allongement [-] 2,5
nombre d'aubes [-] 44
vitesse de rotation [rad/s] 1686

Propriétés matériau

Le matériau original du rotor 21 n'est pas défini dans le rapport de la NASA. Un alliage de titane Ti-6Al-4v est considéré :

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

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 1512,88 240,783
2 2F 5410,9 861,171
3 1T 8729,48 1389,34

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 1507,80 239,974
2 2F 5410,47 861,103
3 1T 8689,96 1383,05
  • pour le modèle réduit :
Mode Type Pulsation propre (rad/sec) Fréquence propre (Hz)
1 1F 1507,89 239,988
2 2F 5411,17 861,216
3 1T 8691,72 1383,33
1. a, b, c, d Schmidt J. F., Ruggeri R. S. «Performance With and Without Inlet Radial Distortion of a Transonic Fan Stage Designed for Reduced Loading in the Tip Region » 1978. pdf
2. a, b, c, d, e, f, g, h Kojtych S., Batailly A. «OpenMCAD, an open blade generator: from Multiple-Circular-Arc profiles to Computer-Aided Design model» 2022. open source code
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_21/accueil.txt
  • Dernière modification : 2023/04/05 09:04
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