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TU Berlin

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Aktive Kontrolle von Ablöseflattern einer Turbomaschinenbeschaufelung

Aeroelastisch stabiles Verhalten ist zwingend notwendig für einen sicheren Betrieb. Bei einem instabilen, aeroelastischen Verhalten (Flattern) kommt es zum exponentiellen Aufschwingen der Turbomaschinenschaufeln, was letztendlich zum Bruch führt.

In der modernen Verdichterauslegung kommt es zunehmend zu aeroelastischen Herausforderungen. Zum einen weisen modere Turbomaschinenschaufel mit BLISK- Bauweise nur sehr niedrige strukturelle Dämpfungen auf. Zum anderen ist es ein anhaltendes Auslegungsziel, das Triebwerksgewicht zu verringern. Eine Möglichkeit dies zu verwirklichen ist die Stufenanzahl im Verdichter zu reduzieren. Um trotz dessen den benötigten Druckaufbau beizubehalten, werden die einzelnen Verdichterstufen aerodynamisch stärker belastet. Dies führt vermehrt zu aerodynamischen Instabilitäten, wie Ablösung in einem Teil oder über der gesamten Schaufelumströmung. Nahe der aerodynamischen Belastungsgrenze tritt jedoch zunehmend Flattern auf.

Ein neuer Ansatz zur Stabilitätserhöhung ist die aktive Flatterkontrolle. Hier werden die Vibrationen der sich gegenseitig beeinflussenden Schaufeln gemessen. Anhand dieser wird über ein Regelungsgesetz eine Aktuatorik gesteuert, welche die Strömung auf eine Art und Weise beeinflusst, die sich positiv auf die aeroelastische Stabilität auswirkt. Das Grundprinzip ist hierbei direkt oder indirekt die zeitabhängigen Auftriebsbeiwerte und Momente zu beeinflussen, sodass die Schaufelschwingungen der kritischen Schwingungsformen nicht mehr selbstanfachend sind. Dabei ist es essentiell, die kritischen Schwingungsformen frühzeitig zu unterdrücken, da sich bei auftretendem Flattern die maximalen Amplituden schnell erhöhen und ab einer gewissen Grenze die Schaufelschwingungen nicht mehr zu beherrschen sind.

Eine relativ neue, jedoch in den letzten Jahren verstärkt in den Fokus der Forschung gerückte Aktuator-Technologie, sind Plasmaaktuatoren. Diese bestehen aus zwei, durch eine dielektrische Schicht getrennte Elektroden. Eine davon hat Kontakt zur Strömung. Die andere ist in geringem Abstand zur Oberfläche in der Struktur eingebaut. Es wird eine hohe Spannung angelegt, welche die umgebene Luft ionisiert und somit die Induzierung einer Kraft in die Strömung ermöglicht. Plasmaaktuatoren sind leicht und besitzen keine beweglichen Teile. Das letzte Merkmal ist ein entscheidendes Kriterium für die Zuverlässigkeit des Betriebes bei starken Zentrifugalkräften, welche in den rotierenden Teilen von Turbomaschinen auftreten. Plasmaaktuatoren besitzen quasi keine Reaktionszeit, weshalb sie zur Beeinflussung von hochfrequenten Phänomenen geeignet sind. Durch eine nur geringe benötigte Stromstärke besitzen sie weiterhin eine geringe Leistungsaufnahme.

Zwar waren zu Beginn der Erforschung von Plasmaaktuatoren die Aktuationsstärken nur gering, jedoch wurden sukzessive höhere Kräfte auf die Strömung erreicht. Die bisher höchsten veröffentlichten induzierten Strömungsgeschwindigkeiten von Plasmaaktuatoren wurden in einer gemeinsamen experimentellen Arbeit von GE Global Research und der US Air Force [1] gezeigt. Die Versuche wurden an einer transsonischen Verdichterstufe vollzogen. Dabei wurde bei den Versuchen im Voll- und Teillastbereich eine Vergrößerung des Pumpgrenzabstands von 2-4% erreicht.

Abbildung 1: Elektrisches Potential
Abbildung 1: Elektrisches Potential
Lupe

Im Projekt soll numerisch untersucht werden, inwiefern mit Plasmaaktuatoren ein aeroelastischer Stabilitätsgewinn erzielt werden kann. Plasmaaktuatoren werden dazu nach dem Modell von Suzen [2] modelliert. Dabei werden zwei zusätzliche Gleichungen gelöst. Eine beschreibt das elektrische Potential aufgrund der Spannung zwischen den beiden Elektroden und die andere die elektrische Ladungsdichte der ionisierten Luft. Diese Felder können vor der Strömungsberechnung beispielsweise über die Finite-Volumen Methode berechnet werden.

Als Testgeometrie wird der NASA ROTOR 67 verwendet. Diese typische Fangeometrie steht offen in der Literatur zur Verfügung. Im Zuge des Projektes wird das aeroelastische Verhalten mittels FEM und CFD untersucht.

Abbildung 2: Strömungsfeld NASA ROTOR 67
Abbildung 2: Strömungsfeld NASA ROTOR 67
Lupe


Ansprechpartner: M.Sc. Patrick Neumann

 


Quellen

[1] S. Saddoughi, G. Bennett, M. Boespflug, S. L. Puterbaugh, und A. R. Wadia. Experimental Investigation of Tip Clearance Flow in a Transonic Compressor with and without Plasma Actuators. Journal of Turbomachinery, 2014.

[2] Y. B. Suzen, P. G. Huang, J. D. Jacob Numerical Simulations of Plasma Based Flow Control Applications. 35th AIAA Fluid Dynamics Conference and Exhibit, 2005, Toronto, Ontario Canada

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Kontakt

M.Sc. Patrick Neumann
Tel. +49 (0)30 314-25008
Institut für Luft- und Raumfahrt
Raum F 004

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