Two-Way Blade Modeling Method for Structural Redesign of Compressor Blades
Méthode de modélisation bidirectionnelle pour la reconception d'aubes de compresseurs
Résumé
Over the past few years, stringent environmental requirements and the need for increased overall efficiency have forced designers to bring turbomachine components closer to their operating limits. To address lifespan issues, costly redesign operations are thus unavoidable. These operations face many roadblocks, especially when they are triggered by nonlinear phenomena for which there exists no design guidelines. For aircraft engine blades, the handling of nonlinear structural interactions is a major challenge. This works proposes a proof of concept for the redesign of compressor blades undergoing structural contact interactions at the blade-tip/casing interface. The redesign process involves the modeling of an existing input blade, followed by a shape update based on an iterative optimization algorithm. A two-way modeling method is proposed to parameterize the input blade and generate a computer-aided design model from blade parameters describing several conical blade sections. The fidelity of the parameterized blade with respect to the input blade is assessed for the NASA blades rotor 37 and rotor 67. A high fidelity is observed with respect to geometric and dynamic characteristics. The modeling method is fully compatible with an iterative redesign process: it is applied to the redesign of rotor 37 to increase its robustness to contact interactions.
Ces dernières années, des exigences environnementales strictes et la nécessité d’accroitre les rendements en général ont poussé les concepteurs à amener les composants de turbomachines proches de leurs limites de fonctionnement. Pour prendre compte les problèmes liés à la durée de vie des composants, des opérations de reconception coûteuses sont donc inévitables. Ces opérations se heurtent à de nombreux obstacles, en particulier lorsqu’elles sont causées par des phénomènes non linéaires pour lesquels il n’existe pas de lignes de conception directrices. Pour les aubes de moteur d’avion en particulier, la gestion des interactions structurelles non linéaires est un défi majeur. Ce travail présente une preuve de concept pour la reconception d’aubes de compresseurs soumises à des interactions de contact entre le sommet d’aube et le carter. Le processus de reconception implique la modélisation d’une aube d’entrée existante, suivie d’une mise à jour de sa forme à l’aide d’un algorithme d’optimisation itératif. Une méthode de modélisation bidirectionnelle
est proposée pour paramétrer l’aube d’entrée selon plusieurs sections coniques et générer un modèle CAO à partir des paramètres identifiés. La fidélité de l’aube paramétrée par rapport à l’aube d’entrée est évaluée pour les aubes NASA rotor 37 et rotor 67. Une grande fidélité des caractéristiques géométriques et dynamiques est observée. La méthode de modélisation est entièrement compatible avec un processus de reconception itératif : elle est appliquée à la reconception du rotor 37 afin d’accroı̂tre sa robustesse aux interactions de contact.