Rotor 68

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About

To reduce fan noise, an advanced, two-stage, high-pressure-ratio fan having widely spaced blade rows was build and tested. Rotor 68 is the rotor of the second stage of this fan. But, the overall efficiency of this two-stage fan was approximately 5 percentage points less than its design value. Analysis of the test results indicated that the first-stage stator and the second stage had potential for good performance but were hampered mainly by the dampered first-stage rotor. The dampers were responsible for large radial gradients of total pressure and deviation angle across a large portion of the blade height, resulting in mismatches in later blade rows. To improve performance of the first stage as well as the stage matching, the original two-stage fan was reconfigured with a newly designed first-stage rotor. Lower-aspect-ratio blading was selected for the rotor to eliminate both the need for part span dampers and their associated penalties on aerodynamic performance.

  • Original technical report [1]: 
    @TechReport{urasek1979design,
  author           = {Urasek, D. C. and Gorrell, W. T. and Cunnan, W. S.},
  year             = {1979},
  institution      = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
  title            = {Performance of two-stage fan having low-aspect-ratio first-stage rotor blading},
  number           = {NASA-TP-1493},
  url              = {https://ntrs.nasa.gov/citations/19790018972},
}
  • Picture :

Fig. 1 https://ntrs.nasa.gov/citations/19790018972 p.119

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

Aerodynamic design

units values
pressure ratio [-] 1.54
mass flow [kg/s] 33.248
tip speed [m/s] 427
tip solidity [-] 1.292
aspect ratio [-] 1.89
number of blades [-] 38
nominal rotation speed $\omega_n$ [rad/s] 1680

Material properties

The original material of the rotor 68 is not defined in the NASA report. A generic titanium Ti-6Al-4V is considered:

units values
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 2492.51 396.70
2 2B 7697.97 1225.17
3 1T 10374.29 1651.12

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]:

Campbell diagram computed with a linear centrifugal preload, with clamped root (nominal rotation speed ωₙ = 1 680 rad/s)

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 2450.71 390.04
2 2B 7608.18 1210.88
3 1T 10308.76 1640.69
  • from the reduced order model:
Mode Type Natural angular frequency (rad/sec) Natural frequency (Hz)
1 1B 2450.84 390.06
2 2B 7611.45 1211.40
3 1T 10314.29 1641.57

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:

Campbell diagram computed with a linear centrifugal preload, with clamped root (nominal speed ωₙ = 1 680 rad/s),

initial blade (orange), reference blade (gray)

Fichiers téléchargeables

À propos

Pour réduire le bruit des soufflantes, une soufflante a deux étages a été construite et testée. Cette soufflante possède un grand taux de compression (2.4) et ses rangées d’aubes sont très espacées. Le rotor 68 est le rotor du second étage de cette soufflante. Cependant, le rendement global de cette soufflante à deux étages était inférieur d'environ 5% au rendement prévu. L'analyse des résultats des essais a montré que le stator du premier étage et le deuxième étage avaient un potentiel de bonnes performances, mais qu'ils étaient entravés principalement par le rotor du premier étage qui était amorti. Les amortisseurs étaient responsables d'importants gradients de pression totale et d'angle de déviation sur une grande partie de la hauteur des aubes, ce qui a entraîné des déséquilibres dans les rangées d’aubes ultérieures. Pour améliorer les performances du premier étage ainsi que l'appariement des étages, le rotor du premier étage a été reconfiguré. Des aubes à faible allongement d'aspect ont été privilégiées.

  • Rapport technique original [1]: 
    @TechReport{urasek1979design,
  author           = {Urasek, D. C. and Gorrell, W. T. and Cunnan, W. S.},
  year             = {1979},
  institution      = {NASA Lewis Research Center Cleveland, OH, United States},
  title            = {Performance of two-stage fan having low-aspect-ratio first-stage rotor blading},
  number           = {NASA-TP-1493},
  url              = {https://ntrs.nasa.gov/citations/19790018972},
}
  • Photographie :

Fig. 1 https://ntrs.nasa.gov/citations/19790018972 p.119

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 68 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 [-] 1,54
débit massique [kg/s] 33,248
vitesse en tête [m/s] 427
solidité en tête [-] 1,292
allongement [-] 1,89
nombre d'aubes [-] 38
vitesse de rotation nominale $\omega_n$ [rad/s] 1680

Propriétés matériau

Le matériau original du rotor 68 n'est pas défini dans le rapport de la NASA. Un alliage de titane Ti-6Al-4v est considéré :

unités 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 2492,51 396,70
2 2F 7697,97 1225,17
3 1T 10374,29 1651,12

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]:

diagramme de Campbell calculé avec une précharge centrifuge linéaire, noeuds du pied d'aube encastrés (vitesse nominale ωₙ = 1 680 rad/s)

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 2450,71 390,04
2 2F 7608,18 1210,88
3 1T 10308,76 1640,69
  • pour le modèle réduit :
Mode Type Pulsation propre (rad/sec) Fréquence propre (Hz)
1 1F 2450,84 390,06
2 2F 7611,45 1211,40
3 1T 10314,29 1641,57

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:

diagramme de Campbell calculé avec une précharge centrifuge linéaire, noeuds du pied d'aube encastrés (vitesse nominale ωₙ = 1 680 rad/s),

aube initiale (orange), aube de référence (grise)

1. a, b, c, d Reid. «Performance of two-stage fan having low-aspect-ratio first-stage rotor blading » 1979. pdf
2. a, b, c, d, e, f, g, h, i, j 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_68/accueil.txt
  • Dernière modification : 2024/08/01 16:42
  • de rafaelbarraud