Transonic axial compressors are major components in aircraft gas turbine engines. They make it poss-ible to maximize pressure ratios per stage unit. Higher pressure ratio makes it possible to reduce the engine weight, size and operating cost. Transonic axial compressors have narrow operating range due to a complex interaction of shock and secondary flow within flow passage. Therefore, stability of a transonic axial com-pressor is one of the important issues.
Experimental investigation was performed on a single-stage transonic axial compressor. The compres-sor was designed for a low-pressure compressor in a 1,500 lbf-class turbofan engine at KARI. In a KARI sin-gle-stage transonic axial compressor with an axial skewed slot and a circumferential groove, which are typi-cally used in casing treatment, the changes in process of the inception of instability, were investigated experi-mentally. Additionally, the characteristics of increasing irregularity in the pressure inside an axial skewed slot and circumferential groove as the compressor approaches the unstable operation point were utilized to deter-mine a method of warning against stall.
The axial skewed slot increased the operating range by 2.5% at N=80%, 12.3% at N=70%, and 17% at N=60%. In the case of N=80%, the pressure ratio decreased near point of stall owing to the decrease of pressure through the hub and the mid-span regions. This was caused by increase in the blockage area led by separation in the hub. The circumferential groove increased the operating range by 6.1% at N=80%, 5.7% at N=70%, and 7.2% at N=60%. The pressure ratio decreased slightly before stall in the case of circumferential groove. This pressure ratio drop was also due to decreased pressure in the hub. Within the extended operating range, the hub corner separation became more critical for performance and stability in the compressor with casing treatment. Therefore, casing treatment should be considered as an integral part in the design of a com-pressor stage.
Typical spike-type rotating stalls occurred in the investigated single-stage transonic axial compressor in case of smooth casing. Rotating stalls occurred and the disappeared intermittently in the investigated single-stage transonic axial compressor with an axial skewed slot. The amplitude and rotating speed of stall cell were significantly decreased by axial skewed slot. The growth of stall cell and its rotating speed might be suppressed by flow recirculation due to the slot. In case of circumferential groove, spike-type rotating stall occurred at N=80% and N=70%. The amplitude of rotating stall was also significantly decreased in the case of circumferential groove. This might be caused by flow re-distribution at rotor tip region due to groove. Mild surge, the frequency of which is the Helmholtz frequency of the compressor system, was also occurred as well as the rotating stall. Mild surge was not directed linked to the inception of the rotating stall or surge.
Pressure measured at the bottom of the axial skewed slot and at the bottom of the circumferential groove showed that irregularity increased with the reduction in the flow rate. FFT results of the pressure sig-nals at rotor tip casing and bottom of casing treatments showed unsteadiness increased over wide frequency range. Therefore, unsteadiness might not be caused by one flow phenomenon. It is assumed that the pressure unsteadiness was increased by the interactions of separation, shock, and tip leakage flow. Phase-locked aver-aging results of the pressures at rotor tip region provide additional support for this assumption.
Considering the characteristics of increasing irregularity of the pressure signals inside the axial skewed slot and circumferential groove as the compressor approached a stall, an autocorrelation technique was ap-plied. This technique could be used to provide warnings against stalls and estimate real-time stall margins in compressors with casing treatments.
천음속 축류 압축기는 항공기용 가스터빈엔진의 주요 구성품으로, 단단 압축비를 높이기 위해 사용된다. 단단 압축비를 높이면 엔진의 중량, 크기 운용 비용 등을 절감할 수 있다. 천음속 축류 압축기는 유로 내에서 충격파와 이차유동의 복잡한 상호작용 때문에 좁은 작동영역이 좁은 특징을 가진다. 따라서, 천음속 축류 압축기의 안정성을 확보하는 것이 중요한 이슈로 제기되고 있다.
본 연구에서는 한국항공우주연구원에서 1,500 lbf 급 터보팬 엔진의 저압 압축기를 목표로 설계된 압축기에 대하여 시험을 통한 연구를 수행하였다. 축방향 경사 슬롯과 원주방향 그루브 형태의 대표적인 2가지 케이싱 트리트먼트를 적용한 KARI 1단 천음속 축류 압축기에 대하여 불안정성 발생 특성 변화에 대하여 시험을 수행하였다. 또한, 압축기가 스톨에 접근함에 따라 축방향 경사 슬롯과 원주방향 그루브 내부에서 측정한 압력의 비주기성이 증가하는 특성을 이용한 스톨 경고 방법을 연구하였다.
축방향 경사 슬롯을 적용하였을 때 압축기의 작동영역은 N = 80%에서는 2.5%, N = 70%와 60%에서는 각각 12.3%와 17% 증가하였다. 80% 회전수에서는 허브에서 중간 스팬 이하의 영역에서 압력비의 감소가 나타남을 확인하였다. 이는 저유량 조건에서 압축기 동익으로 유입되는 유동의 입사각이 감소하여 유동 박리가 발생하는 허브 코너 실속의 영향으로 판단하였다. 원주방향 그루브의 경우는 80% 회전수에서는 작동영역이 6.1% 확장되었으며 70%와 60% 회전수에서는 작동영역이 각각 5.7%와 7.2% 확장되었다. 원주방향 그루브의 경우는 작동영역 확장과 동시에 압력비가 약간 감소하는 경향이 나타났으며 이 또한 허브에서 중간 스팬 영역의 압력비 감소가 그 원인임을 확인하였다. 케이싱 트리트먼트에 의해 압축기의 작동영역이 저유량 쪽으로 확장되면 허브 코너 실속의 발생 가능성이 높아지므로 케이싱 트리트먼트 적용시 이에 대한 고려가 필요할 것으로 판단된다.
Smooth casing의 경우 모든 회전수에서 전형적인 스파이크 형태의 스톨이 발생하였다. 축방향 경사 슬롯을 장착한 경우, 스톨은 발생과 소멸을 반복하며 간헐적으로 발생하였다. 스톨의 진폭은 smooth casing에 비해 상당히 감소하였으며 스톨 셀의 선회 속도도 감소하였다. 이러한 현상은 슬롯에 의한 유동 재순환에 의해 스톨의 발생 및 성장이 억제된 것으로 판단된다. 원주방향 그루브를 장착한 경우도 스톨이 발생한 회전수에서의 스톨 진폭이 smooth casing에 비해 뚜렷이 감소하였다. 이는 그루브에 의한 동익 팁 영역의 유동 재분포로 인하여 스톨의 발생 및 성장이 억제된 것으로 판단된다. 케이싱 트리트먼트 장착 및 회전수 변화에 무관하게 17 Hz 주파수 대의 불안정성이 발생하였다. 이는 연구 대상 압축기 시스템의 Helmholtz 주파수와 매우 유사함을 확인하였고, mild 서지 현상임을 확인하였다. 이러한 Helmholtz 주파수를 가지는 mild 서지는 통상적인 서지와는 달리 그 진폭이 작고 스톨의 발생과 직접적인 관련이 없음을 확인하였다.
압축기가 스톨에 접근함에 따라 축방향 경사 슬롯과 원주방향 그루브의 바닥에서 측정한 압력 신호의 주기성이 감소하는 현상을 확인하였다. 동익 팁 영역과 케이싱 트리트먼트 내부에서 측정한 압력 신호의 주파수 분석을 통해 전 주파수 영역대에서 비정상성이 증가함을 확인하였다. 따라서, 이러한 비정상성의 증가는 하나의 유동현상에 의한 것이 아니라 유동박리, 충격파, 팁 누설 유동의 상호작용에 의한 것으로 추정되었다. 동익 팁 영역의 압력에 대한 위상 고정 평균 결과는 이러한 가정을 뒷받침 한다.
축방향 경사 슬롯과 원주방향 그루브의 바닥에서 측정한 압력 신호의 주기성이 압축기의 작동점이 스톨에 접근함에 따라 감소하는 현상을 이용하여 자기상관함수를 기반으로 스톨 경고 방법을 적용하였다. 이러한 결과로부터 케이싱 트리트먼트를 장착한 압축기의 스톨 경고 및 실시간 스톨 마진 예측에 활용이 가능함을 확인하였다.
