Zum aerodynamischen Verhalten des transsonischen Verdichters unter Drallstörung

Vor dem Hintergrund der weltweit angestrebten Energiewende ergeben sich zusätzliche Anforderungen an Gaskraftwerke, die mit synthetisierten Brennstoffen klimaneutral betrieben werden können. Neben einer geeigneten Verbrennungsführung ist die Optimierung des Verdichters als zentrale Gasturbinenkomponente entscheidend. Dabei werden hohe (Teillast-)Wirkungsgrade bei maximaler Betriebsflexibilität angestrebt. Zudem ist ein robustes Betriebsverhalten gegenüber einer gestörten Zuströmung von Interesse. In dieser Arbeit werden die aerodynamischen Auswirkungen einer Zuströmung mit umfangsinhomogener Drallkomponente auf eine transsonische Verdichterstufe untersucht. Als Versuchsträger dient die Frontstufe eines modernen Gasturbinenverdichters, die am Transsonikverdichterprüfstand 2 des Fachgebiets Gasturbinen, Luft- und Raumfahrtantriebe der Technischen Universität Darmstadt vermessen wird. Die Staffelungswinkel der einzelnen Vorleitradschaufeln sind individuell einstellbar, sodass sich gezielt unterschiedliche umfangsinhomogene Zuströmbedingungen erzeugen lassen. Es werden systematische experimentelle Untersuchungen für Drallstörungen mit unterschiedlicher Stärke und Umfangsausdehnung durchgeführt und durch numerische Simulationen ergänzt. Die Ergebnisse zeigen, dass der Wirkungsgrad bei umfangsgemittelter Betrachtung der resultierenden Kenngrößen im Vergleich zur ungestörten Konfiguration reduziert ist. Dennoch wird ein ähnlich hohes Druckverhältnis erreicht. Beide Auswirkungen sind auf eine Umfangsvariation der individuellen Betriebspunkte der einzelnen Schaufelpassagen zurückzuführen. Diese ergeben sich überwiegend aus dem Referenzkennfeld mit ungestörter Zuströmung. An einzelnen Umfangspositionen wird die Stabilitätsgrenze der ungestörten Konfiguration überschritten, ohne dass es zu einem Zusammenbruch der Strömung kommt. Die Verdichterstufe versagt erst dann in Form von Rotating Stall, wenn ein bestimmter Anteil des Umfangs jenseits der ungestörten Stabilitätsgrenze arbeitet. Dieser Anteil ist für alle untersuchten Drallstörungen ähnlich hoch. Auf dem Weg durch die Verdichterstufe verändert sich die Art der Störung aufgrund des umfangsinhomogenen Arbeitseintrags von einer Drall- zu einer Totaldruckstörung. Allgemein wird eine Ähnlichkeit zwischen diesen beiden Störungsarten, von denen letztere bereits eingehender untersucht wurde, deutlich. Insbesondere existiert auch für Drallstörungen ein kritischer Winkel, ab dem sie sich maximal auf die Verdichterstabilität auswirken. Zudem lässt sich der Einfluss der untersuchten Störungen auf den stabilen Betriebsbereich der Stufe in beiden Fällen über skalare Störungsindizes abbilden.

Against the background of the global energy transition, increasing demands are being imposed on gas-fired power plants that can be operated in a climate-neutral manner using synthesized fuels. In addition to suitable combustion control, the optimization of the compressor as a key gas turbine component is crucial. The aim is to achieve high (partial load) efficiencies at maximum operating flexibility. In addition, a robust operating behavior against a distorted inflow is of interest. In this work, the aerodynamic effects of an inflow with a circumferentially inhomogeneous swirl component on a transonic compressor stage are investigated. The front stage of a modern gas turbine compressor serves as the test object and is measured on the transonic compressor test rig 2 at the Institute of Gas Turbines and Aerospace Propulsion at the Technical University of Darmstadt. The stagger angles of the individual inlet guide vanes are independently adjustable, enabling the deliberate generation of various circumferentially inhomogeneous inflow conditions. Systematic experimental investigations examine swirl disturbances of varying strength and circumferential extent and are complemented by numerical simulations. The results show that the efficiency is reduced when the resulting key parameters (averaged over the circumference) are compared to the undisturbed configuration. Still, a similarly high pressure ratio is achieved. Both effects result from a circumferential variation of the operating points of the individual blade passages. These largely coincide with the reference compressor map for undistorted inflow. At specific circumferential positions, the stability limit of the undisturbed configuration is exceeded without causing flow breakdown. The compressor stage doesn't fail in the form of rotating stall until a certain share of the circumference is working beyond the undistorted stability limit. This share is similar for all tested swirl distortions. As the disturbance propagates through the compressor stage, its characteristics change due to the circumferentially inhomogeneous work input. In general, there is a similarity between the effects of the measured swirl disturbances and those of total pressure disturbances, which have already been studied in detail in the past. In particular, a critical circumferential angle exists beyond which the swirl disturbance exerts the maximum influence on compressor stability. Furthermore, the influence of the tested swirl distortions on the stability of the stage can in both cases be described by means of scalar distortion indices.