Design of a linear cascade supersonic wind tunnel for rotating detonation engines applications

Advancements in material science, aerodynamics and cooling technology for gas turbines mean that a high level of optimization has been achieved in standalone as well as combined cycle configurations. Efficiency increases for machines based on the Brayton thermodynamic cycle are quickly approaching a plateau, with technological limits on the realization of better machines, coupled with ever more stringent environmental regulations, strongly hampering future improvements. In this context, the exploration of different thermodynamic cycles which promise higher efficiencies has blossomed in the last decade. A promising approach is the use pressure gain combustion, meaning a non-isobaric heat addition process, which significantly improves ideal cycle efficiencies and promises simpler and more compact machines. These combustion chambers achieve pressure gain by the use of pulsating or rotating detonations, which result in a highly unsteady and supersonic outlet flow fields, with strong oscillations in Mach number, pressure and flow angle. The performance of supersonic turbine blades exposed to these oscillating conditions has been the subject of a number of recent studies, but the resulting tradeoff between efficiency improvement thanks to pressure gain and increased turbine losses is still an open issue. The aim of this work is to design a linear cascade wind tunnel able of reproducing the conditions found at the outlet of a supersonic rotating detonation combustion chamber. This work starts with preliminary analyses in terms feasibility of different solutions, given the available laboratory infrastructure, then moves on to the aerodynamic and mechanical design of the wind tunnel. A planar nozzle is designed by method of characteristics and its profile is corrected to account for boundary layer effects of the real three-dimensional geometry. The aerodynamic design of the generator of unsteadiness follows, finding a suitable geometry to produce high frequency Mach number and flow angle oscillations. Finally, a full CAD model of the experimental bench is designed, followed by the mechanical verification of the most critical components.

I progressi nella scienza dei materiali, nell'aerodinamica e nella tecnologia di raffreddamento per le turbine a gas hanno permesso di raggiungere un alto livello di ottimizzazione, sia nelle configurazioni standalone che in quelle a ciclo combinato. Gli aumenti di efficienza per le macchine basate sul ciclo Brayton stanno rapidamente avvicinandosi ad un plateau, con limiti tecnologici sulla realizzazione di macchine migliori e regolamenti ambientali sempre più stringenti. In questo contesto è maturata nell'ultimo decennio una forte spinta verso l'esplorazione di cicli termodinamici innovativi che promettono efficienze superiori. Un approccio promettente è l'uso della combustione a guadagno di pressione, ovvero un processo di combustione non isobaro, che migliora le efficienze del ciclo ideale e promette macchine più semplici e compatte. Queste camere di combustione ottengono un aumento di pressione grazie all'uso di detonazioni pulsanti o rotanti, che si traducono in campi di flusso in uscita altamente instazionari e supersonici, con forti oscillazioni nel numero di Mach, nella pressione e nell'angolo di flusso. Le prestazioni delle schiere di turbina supersoniche esposte a queste condizioni oscillanti sono state oggetto di studi recenti, ma il compromesso risultante tra il guadagno di efficienza per l'aumento di pressione e le maggiori perdite in turbina è una questione aperta. Lo scopo di questo lavoro è progettare una galleria del vento per schiere lineari capace di riprodurre le condizioni all'uscita di una camera di combustione a detonazione rotante supersonica. Questo lavoro inizia con analisi di fattibilità delle diverse soluzioni, date le infrastrutture disponibili, per poi passare alla progettazione aerodinamica e meccanica della galleria. Un ugello planare è progettato mediante il metodo delle caratteristiche, e in seguito viene corretto per tenere conto degli effetti di strato limite della geometria tridimensionale reale. Segue la progettazione aerodinamica del generatore di instazionarietà, al fine di trovare una geometria adatta a ottenere oscillazioni ad alta frequenza nel numero di Mach e nell'angolo di flusso. Infine, viene modellato un CAD completo del banco sperimentale, seguito dalla verifica meccanica dei componenti più critici.