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Communication Dans Un Congrès Année : 2021

Investigation of a methodology for describing Fan Blade Flutter limitations induced by non-linear friction at blade roots

Résumé

Fan Blade Flutter is an aeroelastic instability which may occur during the operation of a jet engine, depending on the working conditions of the fan stage. It finds its origins in some various mechanisms, including the impact of the environment of the fan stage, which may play an important role in the stability limits due to acoustic effects. If not properly taken into account, flutter can lead to an anticipated ruin of the fan stage as the fluid keeps on giving energy to the structure. However, nonlinear phenomena may appear at some high vibratory amplitude of the blades, resulting in energy dissipation of the aeroelastic system. Blade roots friction is an example of such a case : by dry-friction dissipation at blade roots, a limitation of the vibratory amplitude may be reached, the so-called Limit Cycle Oscillations (LCO), within the unstable regions of the operating domain predicted with a usual linear structural modelling. By taking these nonlinear effects into account, it is then possible to define more precisely the stability lim-its of the fan stage. In this paper, we describe a methodology to predict LCO induced by blade roots friction, including acoustic effects on stability. First, assuming a linear behaviour of the structure, the stability limits of the fan stage are described using the cyclic symmetry hypothesis and Computational Fluid Dynamics (CFD). Acoustics effects are taken into account by includ-ing the fan inlet environment in the numerical model. Then, a nonlinear structural model of the blade is used to compute nonlinear complex modes in order to check for the presence of a LCO. To do so, a reduced model of the fluid response to the blade movement is used. To sum up, this work intends to establish a methodology to be used in an industrial context for the analysis of the nonlinear stability of the fan stage, including LCO phenomena.
Le flottement de soufflante est une instabilité aéroélastique pouvant apparaître lors du fonctionnement d'un turboréacteur, selon le régime de fonctionnement de celui-ci. De nombreux mécanismes physiques sont à l'origine du flottement, parmi lesquels on peut compter les interactions acoustiques de la soufflante avec son environnement. Ces interactions peuvent jouer un rôle important dans la stabilité aéroélastique du système. En cas de mauvaise prédiction du flottement, celui-ci pourrait conduire à une ruine prématurée de la soufflante, le fluide fournissant de l'énergie à la structure à chaque période de vibration. Toutefois, des phénomènes non-linéaires sources de dissipation énergétique sont susceptibles d'apparaître au-delà d'une certaine amplitude de vibration des aubes. Les frottements entre l'aube et le disque comptent parmi ces phénomènes : en réalisant de la dissipation énergétique par frottement sec dans le contact aube/disque, il est possible d'observer un état de saturation des amplitudes de vibration (appelé cycle limite) à l'intérieur des zones d'instabilité prédites dans le cadre d'une structure linéaire. En prenant en compte ces effets non-linéaires, il est donc possible de définir plus précisément les limites de stabilité de la soufflante. Dans cet article, une méthodologie pour prédire les cycles limites induits par le contact aube/disque est présentée, en considérant les phénomènes d'interaction acoustique entre la soufflante et son environnement. En considérant une structure linéaire dans un premier temps, les limites de stabilité aéroélastique de la soufflante sont déterminées en utilisant une hypothèse de symétrie cyclique et en réalisant un calcul CFD. Les phénomènes acoustiques sont calculés en intégrant dans le modèle utilisé l'entrée d'air de la soufflante. Par la suite, un modèle non-linéaire d'aube est mis en place pour calculer un mode complexe non-linéaire afin de déterminer la présence d'un cycle limite. Un modèle réduit du comportement du fluide est intégré au modèle d'aube non-linéaire. En résumé, cette étude a pour objectif de mettre en place une méthodologie qui sera par la suite appliquée dans un contexte industriel pour l'analyse non-linéaire de la stabilité de la soufflante.
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Dates et versions

hal-03405417 , version 1 (27-10-2021)

Identifiants

  • HAL Id : hal-03405417 , version 1

Citer

Nicolas Ombret, Maxime de Pret, Alain Dugeai, Fabrice Thouverez, Laurent Blanc, et al.. Investigation of a methodology for describing Fan Blade Flutter limitations induced by non-linear friction at blade roots. COMPDYN 2021, Jun 2021, Athènes, Greece. ⟨hal-03405417⟩
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