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LuftfahrtantriebeExperimentelle Untersuchungen zur Beeinflussung der aeroelastischen Stabilität von Kompressorschaufeln durch Veränderung kombinierter Biege- und Torsions-Eigenformen

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Experimentelle Untersuchungen zur Beeinflussung der aeroelastischen Stabilität von Kompressorschaufeln durch Veränderung kombinierter Biege- und Torsions-Eigenformen

Abbildung 1: Decomposition of fundamental bending mode shape
Abbildung 1: Decomposition of fundamental bending mode shape (a) into plunge (b) and twist (c) components
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Flattern ist eine aeroelastische Instabilität, bei der die Vibration einer Eigenmode eines aerodynamischen Körpers (wie z.B. ein Schaufelkranz) durch die von ihr hervorgerufenen instationären aerodynamischen Kräfte angefacht wird. Sofern keine ausreichende mechanische Dämpfung vorliegt, verursacht diese positive Rückkopplung ein exponentielles Anwachsen der Schwingungsamplituden und kann so in kurzer Zeit zum Bauteilversagen durch Ermüdungsrisse führen.

Die für Flattern anfälligsten Eigenmoden von Verdichterbeschaufelungen sind die mit den niedrigsten Eigenfrequenzen, üblicherweise die fundamentale Biegungs- (1F) und Torsionsmode (1T). Diese haben im allgemeinen verschiedene Eigenfrequenzen und aufgrund des hohen Massenparameters eine sehr geringe aeroelastische Kopplung, so dass sie bei der aeroelastischen Analyse getrennt betrachtet werden können (anders als bei Flügeln, deren Flatterstabilität wesentlich durch gekoppelte Biege-Torsions-Moden bestimmt wird). Jedoch hat die fundamentale Biegemode moderner Verdichterschaufeln aufgrund der 3D-Gestaltung der Schaufeln und der ausgeprägten Annuluskontraktion üblicherweise einen mehr oder weniger ausgeprägten Torsionsanteil, d.h. die Schaufelschnitte werden nicht nur senkrecht zu ihrer Sehne ausgelenkt (Schlag), sondern rotieren zusätzlich um ihre Mittelachse (Torsion), wie in Abbildung 1 dargestellt. Dabei ist bekannt, dass die Torsionskomponente die Flatterstabilität der - bei anliegender Strömung inhärent stabilen – Biegeschwingung negativ beeinflusst.

Abbildung 2: 1 Nodal diameter rotor assembly mode
Abbildung 2: 1 Nodal diameter rotor assembly mode
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Zudem sind die Schaufeln in einem Schaufelkranz mechanisch (über die Scheibe) und aerodynamisch (durch Potentialeffekte sowie die Änderung der Strömungsquerschnitte) gekoppelt. Dies führt zu Schwingungsmustern mit Knotendurchmessern, bei denen alle Schaufeln in derselben Modenform, aber mit einem Phasendifferenzwinkel zueinander schwingen (Abbildung 2) Bei geeigneten Phasendifferenzwinkeln kann auch eine Modenform, die für eine isolierte Schaufel aerodynamisch gedämpft wird, instabil werden.

In diesem Forschungsprojekt, welches in Kooperation mit dem Imperial College London (ICL) durchgeführt wird, soll der Einfluss eines veränderlichen Torsionsanteils in einer Biegemode auf die Flatterstabilität einer ebenen Verdichterkaskade bei unterschiedlichen reduzierten Frequenzen experimentell (ILR/TU Berlin) und numerisch (ICL) untersucht werden.
Zielsetzung des Projektes ist neben der Entwicklung von strukturdynamischen Designrichtlinien zur Flattervermeidung die Erzeugung eines Messdatensatzes von Referenzfällen, welche für die Validierung von Simulationscodes herangezogen werden können.
Dazu wird am ILR ein Kaskadenmodul für den bestehenden Flatterwindkanal entworfen und gefertigt, welches die Implementierung einer geführten Schaufelschwingung mit variablem Torsionsanteil erlaubt (Abbildung 3).

Abbildung 3: Mode shape implementation using lever
Abbildung 3: Mode shape implementation using lever with adjustable torsion axis location
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Die Beurteilung der aeroelastischen Stabilität der Kaskade bei beliebigen Phasendifferenzwinkeln erfolgt anhand der aerodynamischen Einflusskoeffizientenmethode (AIC Methode) auf Basis der gemessenen Druckschwankungen auf der Oberfläche der schwingenden Schaufel und ihrer Nachbarschaufeln.

Ansprechpartner: Dipl.-Ing. Julian Gambel

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