Aerodynamisches Verhalten eines transsonischen Gasturbinenverdichters unter realistischen Einlaufstörungen

In Gasturbinenkraftwerken erfolgt die Luftzuführung zum Verdichter über ein komplexes Einlaufsystem. Durch die Art der Luftführung entstehen neben Druckverlusten zusätzliche Sekundärströmungen, die in einem inhomogenen Strömungsfeld an der Verdichtereintrittsebene resultieren. Der Einfluss dieser Einlaufstörungen auf das Betriebsverhalten einer Verdichterfrontstufe wird in der vorliegenden Arbeit mittels experimenteller und begleitender numerischer Untersuchungen analysiert. Die Experimente wurden an einem transsonischen Verdichterprüfstand durchgeführt. Die Kopplung einer maschinenähnlichen Zuströmstrecke mit einer repräsentativen Verdichterstufe ermöglicht die Untersuchung unter anwendungsnahen Betriebsbedingungen.

Die Ergebnisse zeigen, dass sich infolge der Strömungsumlenkung im Zuluftsystem zwei gegenläufig rotierende Wirbel ausbilden, die eine kombinierte Winkel- und Totaldruckstörung am Eintritt des Verdichters hervorrufen. Die Einlaufstörung wirkt sich auf das globale, stationäre Betriebsverhalten der Verdichterstufe in Form eines erhöhten Eintrittsdruckverlusts aus. Darüber hinaus breiten sich die Strömungsinhomogenitäten durch den Verdichter hindurch aus und beeinflussen das Betriebsverhalten der nachfolgenden Stufen in der Gesamtmaschine. Die axiale Störungsfortpflanzung durch den Rotor und den Stator verändert sich dabei grundlegend mit dem Betriebspunkt des Verdichters. Zusätzlich beeinflusst das Zuluftsystem das transiente Verhalten der Verdichterstufe an der aerodynamischen Stabilitätsgrenze. Zum einen wird für das Vorhandensein von Einlaufstörungen eine Erweiterung der Kennfeldbreite beobachtet. Zum anderen verändert sich mit der Zuströmgeometrie die Varianz und die Ausprägung der Phänomene, die sich nach Überschreitung der Stabilitätsgrenze einstellen.

In gas turbine power plants, the air is fed to the compressor via a complex inlet system. In addition to pressure losses, this type of air routing causes secondary flows that result in an inhomogeneous flow field at the compressor inlet plane. The influence of these inlet distortions on the operating behaviour of a compressor front stage is analysed in this thesis by means of experimental and accompanying numerical investigations. The experiments were carried out on a transonic compressor test rig. The coupling of a machine-like inflow section with a representative compressor stage enables the investigation under operating conditions close to the application.

The results show that, as a result of the flow deflection in the supply air system, two counter-rotating vortices are formed, which cause a combination of total pressure distortion and swirl distortion at the inlet of the compressor. These inlet distortions have an effect on the global, stationary operating behaviour of the compressor stage in the form of an increased inlet pressure loss. In addition, the flow inhomogeneities propagate through the compressor and influence the operating behaviour of the downstream stages in the overall machine. The axial propagation of the distortion through the rotor and the stator changes fundamentally with the operating point of the compressor. Moreover, the supply air system influences the transient behaviour of the compressor stage at the aerodynamic stability limit. On the one hand, an increase of the compressor map width can be observed for the presence of inlet distortions. On the other hand, the inflow geometry changes the variance and the characteristics of the phenomena that occur after the stability limit is exceeded.