Rotor 51A

About

Rotor 51A is part of a research program which designed to obtain experimental reference information for the selection of fans for propulsion systems for short-haul aircraft using the externally blown flap (EBF) as the powered lift system. Le rotor 51A possède 12 pales de 50,8 centimètres de diamètre a été conçu pour une vitesse de pointe de 243,8 mètres par seconde, un rendement de 0,863 et un ratio de pression de 1,151 à vitesse nominale. Toutefois, les caractéristiques expérimentales effectivement mesurées sont inférieures ( rendement de 0,863 et ratio de pression de 1,111), en raison de l'impossibilité d'obtenir un apport d'énergie suffisant en entrée du rotor.

This report presents the experimental performance for a fan in the series, designated fan stage 5lA. The 12-bladed, 50.8-centimeter-diameter fan was designed for a tip-sgeed of 243.8 meters per second. The design stage pressure rniio was 1.15 at a weight flow of 29.9 kilograms per second. The fan blade angles can be manually reset. Overall performance for both the rotor and the stage along with the blade-element performance of both rotor and stator are presented for the design rotor blade setting angle.

The lower than design total pressure ratio w a s attributed to the failure to obtain the design energy input into the rotor. A mismatch of the rotor and stator blade elements is indicated and probably results from the lower than design pressure ratio over the entire blade span of the rotor blades

• Original NASA technical report ^[1]:

  @TechReport{osborn1974performance,
    author           = {Osborn, Walter Martin and Steinke, Ronald J},
    date             = {1974},
    institution      = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
    title            = {Performance of a 1.15-pressure-ratio Axial-flow Fan Stage with a Blade Tip Solidity of 0.5},
    number           = {NASA-TM X-3052},
    url              = {https://ntrs.nasa.gov/citations/19740021256},
  }
  

• Pictures :

  

  Fig1. https://ntrs.nasa.gov/citations/19740021256 p.67

  

  Fig2. https://ntrs.nasa.gov/citations/19740021256 p.67

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 51A is described in the original NASA report by the following table. The lenghts are in inches and the angles in degrees.

Aerodynamic design

Material properties

The material of rotor 51A is not defined in the original 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]:

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:

À propos

Le rotor 51A fait partie d'un programme de recherche visant à obtenir des résultats expérimentaux de référence pour la sélection de soufflantes pour les avions court-courrier utilisant des volets à soufflage externe. Le rotor 51A possède 12 pales de 50,8 centimètres de diamètre a été conçu pour une vitesse de pointe de 243,8 mètres par seconde, un rendement de 0,863 et un ratio de pression de 1,151 à vitesse nominale. Toutefois, les caractéristiques expérimentales effectivement mesurées sont inférieures ( rendement de 0,863 et ratio de pression de 1,111), en raison de l'impossibilité d'obtenir un apport d'énergie suffisant en entrée du rotor.

• Rapport technique original ^[1]:

  @TechReport{osborn1974performance,
    author           = {Osborn, Walter Martin and Steinke, Ronald J},
    date             = {1974},
    institution      = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
    title            = {Performance of a 1.15-pressure-ratio Axial-flow Fan Stage with a Blade Tip Solidity of 0.5},
    number           = {NASA-TM X-3052},
    url              = {https://ntrs.nasa.gov/citations/19740021256},
  }

• Photographies :

  

  Fig1. https://ntrs.nasa.gov/citations/19740021256 p.67

  

  Fig2. https://ntrs.nasa.gov/citations/19740021256 p.67

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 51A 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 51A 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] :

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 :