Numerical methods for Large Eddy Simulation (LES) of turbomachinery stages using mono-channel approaches
Méthodes numériques pour la simulation aux grandes échelles LES mono-canal d'étages de turbomachines
Résumé
The aerospace industry, particularly in the field of turbomachinery, is constantly seeking to optimize aerodynamics in order to reduce fuel consumption and emissions of pollutants, including greenhouse gases. This research involves the precise study of different turbomachinery modules to verify critical elements such as surge margin, temperature levels for material durability, operability domains, and so on. Unsteady simulations, including Large Eddy Simulations (LES), are excellent candidates to account for this complexity, especially the interactions between elements and modules of a turbofan engine. However, the computational cost for a compressor or turbine simulation is such that this type of simulation is not accessible for industrial use. In order to reduce these costs, various choices are possible. From a purely geometric point of view, since the blade numbers of turbomachinery stages are usually prime to each other, it is necessary to simulate the entire azimuthal machine to accurately predict the flow. Thus, this thesis focuses on the study of two methods for domain size reduction for turbomachinery stages through single or double-channel approaches, with the aim of making LES more affordable. The Profile Transformation Approach (PTA) allows the transmission of information across the rotor-stator interface using a geometric rescaling. The impact of this assumption is evaluated analytically and on increasingly complex cases, from an academic case to an industrial high-pressure turbine. The method based on the spatio-temporal periodicity of the flow, called the chorochronic hypothesis, is then studied. A particular boundary condition is designed to manage the azimuthal edges and a first evaluation is carried out on an academic case of trailing wakes. The same case is used to validate the complete method consisting of chorochronic treatment of the azimuthal edges and the rotor-stator interface. In the final part, the two methods are compared on an industrial configuration of a high-pressure compressor stage.
L'industrie aéronautique et en particulier celle qui s’intéresse aux turbomachines cherche en permanence à optimiser l’aérodynamique pour réduire la consommation de carburant ainsi que les émissions de polluants et notamment de gaz à effet de serre. Cette recherche passe par l’étude précise des différents modules pour vérifier un certain nombre d'éléments critiques tels que la marge au pompage, les niveaux de température pour la tenue des matériaux, les domaines d'opérabilité, etc. Les simulations instationnaires, dont les simulations aux grandes échelles (SGE) font partie, sont d'excellentes candidates pour pouvoir rendre compte de toute cette complexité, en particulier les interactions entre éléments et modules d'une turbine à gaz. Cependant, le coût de calcul pour un compresseur ou une turbine est tel que ce type de simulations n'est pas accessible pour le domaine industriel. Afin de réduire ces coûts, différents choix sont possibles. Du point de vue purement géométrique, les nombres d'aubage des étages de turbomachines étant la plupart du temps premiers entre eux, il est nécessaire de simuler l'intégralité azimutale de la machine pour prédire correctement les écoulements. Ainsi, cette thèse s’intéresse à l’étude de deux méthodes de réduction de taille de domaine pour les étages de turbomachines par des approches mono ou bi canal dans l’optique de rendre plus abordables les SGE. La méthode profile transformation (PTA) permet de transmettre l'information de part et d'autre de l'interface rotor stator à l'aide d'une mise à l'échelle géométrique. L'impact de l'hypothèse est évalué analytiquement, puis sur des cas de complexité croissante depuis un cas académique jusqu'à une turbine haute-pression industrielle. La méthode basée sur la périodicité spatio-temporelle de l'écoulement, appelée hypothèse chorochronique, est ensuite étudiée. Une condition limite particulière est conçue pour la gestion des bords azimutaux et une première évaluation est menée sur un cas académique de sillages défilants. Le même cas est utilisé pour valider la méthode complète constituée du traitement chorochronique aux bords azimutaux et à l'interface rotor stator. Dans une dernière partie, les deux méthodes sont comparées sur une configuration industrielle d'un étage de compresseur haute-pression.
| Origine | Version validée par le jury (STAR) |
|---|