Analisi sperimentale degli effetti dello strato limite di monte sui flussi secondari in una schiera di pale di turbina aeronautica

Abstract

La ricerca nell’ambito della progettazione dei motori aeronautici si è da sempre concentrata sulla riduzione delle perdite di energia all’interno dei componenti del motore. Il livello tecnologico raggiunto ha portato ad un’ottimizzazione dei profili palari e delle relative perdite di profilo, mentre i flussi secondari e le perdite a essi associati sono ancora forte oggetto di studio. In questo contesto, questa tesi si propone di studiare l’influenza delle condizioni dello strato limite di monte sulla formazione dei flussi secondari e sulle perdite secondarie in una schiera di pale di turbina per applicazione aeronautica. Questa schiera è stata studiata attraverso una vasta campagna sperimentale in galleria del vento con l’obiettivo di ricreare le condizioni presenti in un reale motore d’aereo. Sperimentalmente, le diverse condizioni di monte sono state ottenute grazie all’utilizzo di differenti configurazioni di barrette che hanno permesso di variare il profilo dello strato limite di ingresso. L’utilizzo di una sonda Kiel e di una sonda a cinque fori ha permesso l’analisi delle prestazioni aerodinamiche della schiera e dei flussi secondari che si sviluppano in essa. È stato quindi possibile correlare i profili di strato limite in ingresso alla schiera palare con l’intensità dei flussi secondari che si formano nei canali interpalari.

Research in the field of aircraft engine design has always focused on reducing energy losses within engine components. The technological progress achieved over the years has led to the optimization of blade profiles and the corresponding profile losses, whereas secondary flows and the associated losses still remain a major subject of investigation. In this context, the present thesis aims to analyze the influence of upstream boundary layer conditions on the formation of secondary flows and on secondary losses in a turbine blade row for aeronautical applications. This blade row was investigated through an extensive experimental campaign carried out in a wind tunnel, with the objective of reproducing the flow conditions encountered in a real aircraft engine. Experimentally, the different upstream conditions were obtained by employing various rod configurations, which enabled modification of the inlet boundary layer profile. The use of a Kiel probe and a five-hole probe made it possible to analyze the aerodynamic performance of the blade row as well as the secondary flows developing within it. Consequently, it was possible to establish a correlation between the inlet boundary layer profiles at the blade row and the intensity of the secondary flows generated within the inter-blade channels.