Investigation of shock-boundary layer interactions in a supersonic axial turbine

Autor(es)

Hugo Felippe da Silva Lui

• Tipo de documento: Tese de Doutorado
• Imprenta: Campinas, SP.
• Instituição: Universidade Estadual de Campinas (UNICAMP). Faculdade de Engenharia Mecânica
• Data de defesa: 2024-02-05

Membros da banca

William Roberto Wolf; Datta Gaitonde; Guillermo Paniagua; James E Braun; Leonardo Santos de Brito Alves

• Orientador: William Roberto Wolf

Resumo

A física de interações choque-camada limite (SBLIs, do inglês shock-boundary layer interactions) em uma cascata de turbinas supersônicas em Mach 2.0 e número de Reynolds Re = 395000, com base na corda axial e na velocidade de entrada, é investigada primeiro através de uma simulação de grandes escalas (LES, do inglês large eddy simulation). Atenção especial é dada à caracterização da dinâmica de baixa frequência das bolhas de separação usando visualizações de escoamento, análise espectral, correlações cruzadas no espaço-tempo, e decomposição modal do escoamento. O campo de escoamento médio mostra diferentes estruturas de choque formadas em ambos os lados do aerofólio. No lado da sucção, um choque oblíquo incide na camada limite turbulenta, enquanto uma reflexão de Mach interage com a camada limite do lado da pressão. As interações que ocorrem na presente cascata de turbinas mostram semelhanças e discrepâncias em relação a casos mais canônicos. Por exemplo, as frequências características dos movimentos de choque/bolha são comparáveis àquelas descritas na literatura de casos canônicos. No entanto, a bolha do lado de sucção leva a ondas de compressão que não coalescem em um choque de separação, e uma bolha de espessura fina se forma no lado da pressão, apesar do forte choque normal oriundo da reflexão de Mach. As visualizações de escoamento instantâneo ilustram estruturas longitudinais nas camadas limite de entrada e suas interações com os choques e bolhas de separação. As correlações cruzadas no espaço-tempo revelam que as grandes estruturas longitudinais com alta velocidade próximas à parede impulsionam o movimento da bolha de separação do lado de sucção, que por sua vez promove oscilações do choque de recolamento e da camada de cisalhamento. Os movimentos coerentes associados às interações de choque-camada limite, bem como suas frequências características correspondentes e o suporte espacial das estruturas coerentes são identificados usando decomposição ortogonal própria (POD, do inglês proper orthogonal decomposition). Os efeitos do número de Mach de entrada na dinâmica de baixa frequência das interações de choque-camada limite sobre superfícies curvas também são investigados para uma cascata de turbinas supersônicas usando simulações de grandes escalas. Três números de Mach de entrada, Ma = 1,85, 2,00, e 2,15 são considerados com um número de Reynolds baseado na corda Re = 395000. As paredes curvas dos aerofólios impactam as interações de choque-camada limite devido ao estado das camadas limites de entrada e aos gradientes de pressão locais. No lado de sucção, devido à parede convexa, a camada limite antes da interação evolui sob um gradiente de pressão favorável e expansão. Por outro lado, a parede côncava no lado da pressão impõe um gradiente de pressão adverso e compressão. Variações no número de Mach de entrada induzem diferentes locais de incidência do choque, potencializando os efeitos citados anteriormente. Uma caracterização detalhada das camadas limites do lado de sucção indica que um número de Mach mais alto leva a fatores de forma maiores, favorecendo a separação e bolhas maiores, enquanto o inverso é válido para o lado da pressão. Uma análise do tipo tempo-frequência revela a presença de eventos intermitentes do escoamento separado, que ocorrem predominantemente em baixas frequências no lado de sucção e em médias frequências no lado de pressão. O aumento do número de Mach de entrada leva a um aumento nas escalas de tempo dos eventos intermitentes no lado de sucção, que estão associados a instantes em que grandes estruturas longitudinais com alta velocidade penetram na bolha, causando recolamento local e contrações da bolha. Visualizações instantâneas de escoamento mostram a presença de vórtices longitudinais se desenvolvendo nas camadas limite turbulentas em ambos os lados do aerofólio. Esses vórtices influenciam a formação de grandes estruturas longitudinais nas camadas limites, que por sua vez afetam o desequilíbrio de massa dentro das bolhas de separação. Por último, a física do escoamento no bordo de fuga em uma cascata de turbinas supersônicas é investigada, com uma ênfase particular na caracterização do comportamento do escoamento médio e da não-estacionaridade do escoamento (AU)

• Processo FAPESP: 19/26196-5 - Simulações de grandes escalas de turbinas axiais supersônicas
• Beneficiário: Hugo Felippe da Silva Lui
• Modalidade de apoio: Bolsas no Brasil - Doutorado