Analysis and implementation of an axial compressor annulus boundary layer model in a through-flow software

In this work, existing models for the development of the boundary layer on the end walls of axial compressor are analysed. Three solutions are taken into account for the bladed domain and are implemented in a through flow code for the preliminary analysis of axial compressor developed at Cranfield University, United Kingdom. Two solutions for the turbulent boundary layer development are validated with experimental data and are used in the parts of the domain without blades. The models are tested in fan geometries already present in the software and typical boundary layer quantities are compared with existing experimental data. The geometry of a multistage axial compressor is then specifically implemented for further tests on a larger domain.

In questo lavoro sono analizzati modelli per lo sviluppo dello strato limite sulle pareti di compressori assiali. Tre soluzioni sono prese in considerazione per il dominio in cui sono presenti palette e sono implementate in un codice through-flow per l'analisi preliminare di compressori assiali sviluppato presso Cranfield University, Regno Unito. Due soluzioni per lo sviluppo dello strato limite turbolento sono validate con dati sperimentali e sono usate nelle parti del dominio senza palette. I modelli sono testati in geometrie di fan già presenti nel software e le quantità tipiche dello strato limite sono comparate con i dati sperimentali esistenti. La geometria di un compressore assiale multistadio è poi specificatamente implementata per ulteriori test su un dominio più esteso.