ANALISI SPERIMENTALE DELLE PERDITE DI PROFILO DI UNA SCHIERA DI TURBINA DI BASSA PRESSIONE AL VARIARE DELLE CONDIZIONI OPERATIVE

Abstract

La tesi in oggetto si pone come obiettivo lo studio delle perdite di profilo di una schiera di turbina di bassa pressione (LPT) di motori aeronautici per differenti condizioni operative. Le analisi sperimentali sono state condotte presso il Laboratorio di Aerodinamica e delle Turbomacchine dell’Università di Genova, sia in regime stazionario sia in regime instazionario, andando così a simulare l’interazione tra statore e rotore. Mediante l’utilizzo di prese di pressione statica alla parete e sonde di pressione totale sono stati valutati il carico aerodinamico e le perdite di profilo in corrispondenza della mezzeria della schiera palare. I risultati ottenuti per le diverse condizioni operative sono stati successivamente messi a confronto, per individuare l’effetto del numero di Reynolds sullo sviluppo dello strato limite dell’estradosso della pala e sull’instaurarsi di una bolla di separazione con conseguente aumento delle perdite di energia. Tali informazioni risultano fondamentali per quanto riguarda l’ottimizzazione dello stadio e, conseguentemente, dell’intero componente (LPT) contribuendo così a migliorare le prestazioni del motore aeronautico.

The objective of this thesis is to study the profile losses of a low-pressure turbine (LPT) cascade for aeronautical engines under different operating conditions. The experimental analyses were carried out at the Aerodynamics and Turbomachinery Laboratory of the University of Genoa, in both steady and unsteady regimes, in order to simulate the interaction between stator and rotor. By means of wall static pressure taps and total pressure probes, the aerodynamic loading and the profile losses were evaluated at the midspan of the blade cascade. The results obtained for the different operating conditions were subsequently compared, in order to identify the effect of the Reynolds number on the development of the boundary layer on the blade suction side and on the formation of a separation bubble, resulting in an increase in energy losses. Such information is fundamental for the optimization of the stage and, consequently, of the whole component (LPT), thus contributing to improving the performance of the aeronautical engine.