elib
DLR-Header
DLR-Logo -> http://www.dlr.de
DLR Portal Home | Impressum | Datenschutz | Kontakt | English
Schriftgröße: [-] Text [+]

The Present Challenge of Transonic Compressor Blade Design

Hergt, Alexander und Klinner, Joachim und Wellner, Jens und Willert, Christian und Grund, Sebastian und Steinert, Wolfgang und Beversdorff, Manfred (2018) The Present Challenge of Transonic Compressor Blade Design. In: Proceedings of the ASME Turbo Expo. ASME Turbo Expo, 2018-06-11 - 2018-06-15, Oslo, Norway. doi: 10.1115/GT2018-75528.

Dieses Archiv kann nicht den Volltext zur Verfügung stellen.

Kurzfassung

The flow through a transonic compressor cascade shows a very complex structure due to the occuring shock waves. In addition, the interaction of these shock waves with the blade boundary layer inherently leads to a very unsteady flow behaviour. The aim of the current investigation is to quantify this behaviour and its influence on the cascade performance as well as to describe the occuring transonic flow phenomena in detail. Therefore, an extensive experimental investigation of the flow in a transonic compressor cascade has been conducted within the transonic cascade wind tunnel of DLR at Cologne. In this process, the flow phenomena were thoroughly examined for an inflow Mach number of 1.21. The experiments investigate both, the laminar as well as the turbulent shock wave boundary layer interaction within the blade passage and the resulting unsteady behaviour. The experiments show a fluctuation range of the passage shock wave of about 10 percent chord for both cases, which is directly linked with a change of the inflow angle and of the operating point of the cascade. Thereafter, RANS simulations have been performed aiming at the verification of the reproducibility of the experimentally examined flow behavior. Here it is observed that the dominant flow effects are not reproduced by a steady numerical simulation. Therefore, a further unsteady simulation has been carried out in order to capture the unsteady flow behaviour. The results from this simulation show that the fluctuation of the passage shock wave can be reproduced but not in the correct magnitude. This leads to a remaining weak point within the design process of transonic compressor blades, because the working range will beoverpredicted. The resulting conclusion of the study is that the use of scale resolving methods such as LES or the application of DNS is necessary to correctly predict unsteadiness of the transonic cascade flow and its impact on the cascade performance.

elib-URL des Eintrags:https://elib.dlr.de/120494/
Dokumentart:Konferenzbeitrag (Vortrag)
Titel:The Present Challenge of Transonic Compressor Blade Design
Autoren:
AutorenInstitution oder E-Mail-AdresseAutoren-ORCID-iDORCID Put Code
Hergt, Alexanderalexander.hergt (at) dlr.dehttps://orcid.org/0009-0008-1643-7326NICHT SPEZIFIZIERT
Klinner, Joachimjoachim.klinner (at) dlr.dehttps://orcid.org/0000-0003-2709-9664NICHT SPEZIFIZIERT
Wellner, JensJens.Wellner (at) dlr.dehttps://orcid.org/0000-0003-0606-9415NICHT SPEZIFIZIERT
Willert, Christianchris.willert (at) dlr.dehttps://orcid.org/0000-0002-1668-0181NICHT SPEZIFIZIERT
Grund, Sebastiansebastian.grund (at) dlr.deNICHT SPEZIFIZIERTNICHT SPEZIFIZIERT
Steinert, Wolfgangwolfgang.steinert (at) dlr.deNICHT SPEZIFIZIERTNICHT SPEZIFIZIERT
Beversdorff, Manfredmanfred.beversdorff (at) dlr.deNICHT SPEZIFIZIERTNICHT SPEZIFIZIERT
Datum:Juni 2018
Erschienen in:Proceedings of the ASME Turbo Expo
Referierte Publikation:Ja
Open Access:Ja
Gold Open Access:Nein
In SCOPUS:Ja
In ISI Web of Science:Nein
DOI:10.1115/GT2018-75528
Status:veröffentlicht
Stichwörter:Transonic, Cascade, Shock Boundary Layer Interaction
Veranstaltungstitel:ASME Turbo Expo
Veranstaltungsort:Oslo, Norway
Veranstaltungsart:internationale Konferenz
Veranstaltungsbeginn:11 Juni 2018
Veranstaltungsende:15 Juni 2018
Veranstalter :ASME
HGF - Forschungsbereich:Luftfahrt, Raumfahrt und Verkehr
HGF - Programm:Luftfahrt
HGF - Programmthema:Antriebssysteme
DLR - Schwerpunkt:Luftfahrt
DLR - Forschungsgebiet:L ER - Engine Research
DLR - Teilgebiet (Projekt, Vorhaben):L - Verdichtertechnologien (alt)
Standort: Köln-Porz
Institute & Einrichtungen:Institut für Antriebstechnik > Fan- und Verdichter
Hinterlegt von: Hergt, Dr.-Ing. Alexander
Hinterlegt am:11 Jul 2018 09:06
Letzte Änderung:24 Apr 2024 20:24

Nur für Mitarbeiter des Archivs: Kontrollseite des Eintrags

Blättern
Suchen
Hilfe & Kontakt
Informationen
electronic library verwendet EPrints 3.3.12
Gestaltung Webseite und Datenbank: Copyright © Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR). Alle Rechte vorbehalten.