Design and preliminary optimization of a supersonic turbine for rotating detonation engine

The aim of this work is the design of a supersonic turbine. To improve the efficiency of gas turbines, recent researches investigated the possibility to adopt, in place of the classical combustor, a Rotating Detonation Engine (RDE). This is a novel technology based on the detonation combustion mode and thermodynamic cycle studies have shown, at least theoretically, optimistic results in terms of performance and fuel saving. The flow coming out from the detonative combustor is supersonic, non-uniform and unsteady. Modern turbine stage have shown not to be able to withstand this kind of flow without tremendous increasing of losses. For this reason a pioneering supersonic turbine must be designed. In this thesis, the turbine design was approached with a mean-line code, whose goal is to find the better design parameters, to assure the starting of the blade passages and to create a suitable profile for the incoming supersonic flow. The latter goal have been achieved adopting an implicit version of the Method of Characteristics to create blade profiles for inviscid and isentropic flows. The resulting blade shapes have been thickened and properly rounded, inducing a detached bow shock wave in front of the leading edge. In the mean-line code, this shock have been modelled, along with its first and stronger reflection, and the resulting losses have been taken into account to design the turbine. Afterwards, the thesis work was focused on finding a proper loading criteria to define the optimum number of blades, but the classic loading criteria are not thought for supersonic rows, so an optimization procedure have been implemented. For both stator and rotor rows, the performance have been optimized varying the Zweifel coefficient of tangential force. The optimization algorithm adopted was the Golden-section search method and the objective function (i.e. performance) was evaluated by means of the mean-line code and of blade-to-blade simulation in Ansys CFX. The mean-line code results and predictions have been validated. In the last part of the work, off-design conditions have been studied for the stator row and for the full turbine stage, by means of blade-to-blade simulations, varying inlet Mach number and inlet flow angle. Positive incidence angles and lower inlet Mach numbers than the design value have been found to not excessively penalize the turbine stage performances.

Lo scopo di questo lavoro è la progettazione di una turbina supersonica. Per migliorare l'efficienza delle turbine a gas, recenti ricerche hanno studiato la possibilità di adottare un Motore a Detonazione Rotante (RDE), al posto del classico combustore. Si tratta di una nuova tecnologia basata sulla modalità di combustione a detonazione e studi sul ciclo termodinamico hanno mostrato, almeno teoricamente, risultati ottimistici in termini di prestazioni e risparmio di carburante. Il flusso che esce dal combustore detonante è supersonico, non uniforme e instabile. I moderni stadi a turbina hanno dimostrato di non essere in grado di sopportare questo tipo di flusso senza un enorme aumento delle perdite. Per questo motivo è necessario progettare una innovativa turbina supersonica. In questa tesi, il progetto della turbina è stato affrontato con un codice zero-dimensionale, il cui scopo è trovare i migliori parametri di progetto, assicurare l'avvio dei canali palari e creare un profilo adatto per il flusso supersonico entrante. Quest'ultimo obiettivo è stato raggiunto adottando una versione implicita del Metodo delle Caratteristiche per creare profili di pala per flussi non viscosi e isentropici. Le pale risultanti sono state ispessite e adeguatamente arrotondate, inducendo un'onda d'urto distaccata davanti al bordo d'attacco. Nel codice della linea media, questo shock è stato modellato, insieme alla sua prima e più forte riflessione, e le perdite risultanti sono state prese in considerazione per progettare la turbina. Successivamente, il lavoro di tesi si è concentrato sulla ricerca di un corretto criterio di carico per definire il numero ottimale di pale, ma i classici criteri di carico non sono pensati per le schiere supersoniche, quindi è stata implementata una procedura di ottimizzazione. Sia per la schiera statorica che per quella rotorica, le prestazioni sono state ottimizzate variando il coefficiente di forza tangenziale di Zweifel. L'algoritmo di ottimizzazione adottato è stato il metodo della sezione aurea e la funzione obiettivo (ovvero le prestazioni) è stata valutata per mezzo del codice 0D e di simulazioni blade-to-blade in Ansys CFX. I risultati e le previsioni del codice della linea media sono stati convalidati. Nell'ultima parte del lavoro sono state studiate condizioni di fuori progetto per lo statore e per l'intero stadio di turbina, mediante simulazioni blade-to-blade, variando il numero di Mach in ingresso e l'angolo di flusso in ingresso. È stato riscontrato che angoli di incidenza positivi e numero di Mach in ingresso più bassi del valore di progetto non penalizzano eccessivamente le prestazioni dello stadio.