Rotor 66

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Rotor 66 is part of a 51 centimeter-diameter, five-stage compressor having a design weight flow of 29.7 kilograms per second with a pressure ratio of 9.27. Performance data obtained from tests indicated that the first stage was not meeting its design performance.

  • Original technical report [1]:
    @TechReport{urasek1976design,
      author           = {Urasek, Donald C. and Steinke, Ronald J. and Lewis, George W.},
      date             = {1976},
      institution      = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
      title            = {Performance of inlet stage of transonic compressor},
      number           = {NASA-TM X-3345},
      url              = {https://ntrs.nasa.gov/citations/19760009935},
      }  
  • Picture :

  • @Misc{brown1974records,
    author   = {Brown, M.},
    title    = {First stage rotor wheel from 5 stage compressor. {R}ecords of the {N}ational {A}eronautics and {S}pace {A}dministration, 1903 - 2006. {P}hotographs relating to agency activities, facilities and personnel, 1973 - 2013},
    year     = {1974},
    url      = {https://catalog.archives.gov/id/17423368}}

Useful documents

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].

The geometry of rotor 66 is described in the original NASA report by the following tables. The length are in centimeters and the angles in degrees.

unit values
pressure ratio [-] 1.61
mass flow [kg/s] 29.7
tip speed [m/s] 426
tip solidity [-] 1.4
aspect ratio [-] 3.1
number of blades [-] 57
rotative speed [rad/s] 1679.94

The original material of the rotor 66 is not defined in the NASA report. A generic titanium Ti-6Al-4V is considered:

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

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

pressure side
suction side

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 1249.77 198.907
2 2B 4502.58 716.609
3 1T 7703.69 1226.08

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.

First three natural frequencies (with clamped root)

  • from the whole mesh:
Mode Type Natural angular frequency (rad/sec) Natural frequency (Hz)
1 1B 1248.51 198.706
2 2B 4487.89 714.27
3 1T 7721.85 1228.97
  • from the reduced order model:
Mode Type Natural angular frequency (rad/sec) Natural frequency (Hz)
1 1B 1248.525 198.709
2 2B 4488.921 714.434
3 1T 7723.73 1229.27
Fichiers téléchargeables

Le rotor 66 fait partie d'un compresseur à cinq étages de 51 centimètres de diamètre ayant un débit nominal de 29,7 kilogrammes par seconde et un taux de compression de 9,27. Les données de performance obtenues lors de tests ont indiqué que le premier étage n'atteignait pas ses performances de conception.

  • Rapport technique original [1]:
    @TechReport{urasek1976design,
      author           = {Urasek, Donald C. and Steinke, Ronald J. and Lewis, George W.},
      date             = {1976},
      institution      = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
      title            = {Performance of inlet stage of transonic compressor},
      number           = {NASA-TM X-3345},
      url              = {https://ntrs.nasa.gov/citations/19760009935},
      }  
  • Photographie :

  • @Misc{brown1974records,
    author   = {Brown, M.},
    title    = {First stage rotor wheel from 5 stage compressor. {R}ecords of the {N}ational {A}eronautics and {S}pace {A}dministration, 1903 - 2006. {P}hotographs relating to agency activities, facilities and personnel, 1973 - 2013},
    year     = {1974},
    url      = {https://catalog.archives.gov/id/17423368}}

Documents utiles

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].

La géométrie du rotor 66 est décrite dans le rapport d'origine de la NASA par les tableaux suivants. Les grandeurs sont en centimètres et en degrés.

unités valeurs
taux de compression [-] 1,61
débit massique [kg/s] 29,7
vitesse en tête [m/s] 426
solidité en tête [-] 1,4
allongement [-] 3,1
nombre d'aubes [-] 57
vitesse de rotation [rad/s] 1679,94

Le matériau original du rotor 66 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

Le modèle CAO est obtenu avec OpenMCAD[2].

intrados
extrados

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 1249,77 198,907
2 2F 4502,58 716,609
3 1T 7703,69 1226,08

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 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 1248,51 198,706
2 2F 4487,89 714,27
3 1T 7721,85 1228,97
  • pour le modèle réduit :
Mode Type Pulsation propre (rad/sec) Fréquence propre (Hz)
1 1F 1248,525 198,709
2 2F 4488,921 714,434
3 1T 7723,73 1229,27

1. a, b, c, d Urasek D. C. et at «Performance of inlet stage of transonic compressor» 1976 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_66/accueil.txt
  • Dernière modification : 2023/04/14 12:35
  • de solenekojtych