Im Rahmen des Auslegungsprozesses von Turbomaschinen können aerodynamisch optimale Designs oftmals nicht realisiert werden, da in der aeroelastischen Auslegung die strukturelle Integrität nicht gewährleistet ist. Problematisch sind dabei hohe Schwingungsamplituden, die beispielsweise durch selbsterregte Schwingungen (Flattern) oder zwangserregte Schwingungen (Forced Response) auftreten. Eine wichtige Einflussgröße bei der Vorhersage dieser Phänomene ist die Dämpfung. Allgemein wird angenommen, dass diese beim Fehlen von Reibkontakten normalerweise hauptsächlich aus der aerodynamischen Dämpfung besteht. In dieser Arbeit soll der Einfluss von zusätzlicher Dämpfung durch die Rotorlagerung auf die Gesamtdämpfung und auf das Schwingungsverhalten bei Forced Response untersucht werden. Dieser Einfluss kommt bei der Kopplung der Schaufelschwingungen in den Knotendurchmesser 1 und -1 mit den Rotorschwingungen zum Tragen, da die Dämpfung aus einer strukturdynamischen Interaktion dieser beiden Komponenten resultiert. Zu diesem Zweck wird eine Simulationskette aufgebaut, die die physikalischen Effekte im Betrieb bestmöglich abbildet. Die Simulationskette basiert im Wesentlichen auf einem strukturdynamischen Vollmodell des Blisk-Rotor-Verbundes und einem instationären CFD-Modell unter Nutzung der Harmonic Balance Methode zur Berücksichtigung der aeroelastischen Effekte. Zusätzlich erfolgt auf Basis einer experimentellen Modalanalyse im Stillstand eine Identifikation der Verstimmungsparameter der Beschaufelung. Alle Ergebnisse fließen in ein strukturdynamisches Modell reduzierter Ordnung ein, das das Schwingungsverhalten der Beschaufelung berechnet. Die numerischen Ergebnisse werden mit Messdaten verglichen. Dies umfasst insbesondere im Betrieb bestimmte Dämpfungen unter Nutzung eines akustischen Anregungssystems und gemessene Frequenzgänge bei Forced Response. Die numerischen Ergebnisse zeigen dabei im Rahmen der experimentellen Unsicherheiten eine sehr gute Übereinstimmung mit den experimentellen Ergebnissen, sowohl in Bezug auf die Dämpfungen als auch die verstimmten Frequenzgänge. Die Schaufel-Rotor-Interaktion hat dabei signifikante Einflüsse auf einige Eigenfrequenzen und Dämpfungen. Die modale Dämpfung erhöht sich durch die Berücksichtigung der Interaktion um bis zu das Fünfzehnfache, was bei den mittleren verstimmten Schaufelamplituden zu einer Reduktion um den Faktor neun führt. Durch die Berücksichtigung der Schaufel-Rotor-Interaktion in der Auslegung können somit höhere Sicherheitsfaktoren in der Festigkeitsbetrachtung resultieren, so dass die Potentiale in der aerodynamischen Auslegung besser genutzt werden können.
During the design process of turbomachinery, it is often not possible to realize aerodynamically
optimal designs due to aeroelastic constraints. The design choices are limited by possible structural
failure, which can be caused by high vibration amplitudes, e.g. due to self-excited vibrations
(flutter) or forced vibrations (forced response). In particular, the modal damping has an important
impact on these phenomena. In the absence of frictional contacts, damping is mainly
created by aerodynamics. In this work, the influence of additional damping due to the rotor
bearing on the total damping and on the vibrational behavior in forced response will be investigated.
This influence comes becomes relevant when blade vibrations in nodal diameters 1 and -1
couple with the rotor vibrations. This is caused by a structural dynamic interaction of these two
components. For this purpose, a simulation process is set up to best represent the physical effects
during operation. The simulation process is essentially based on a full structural dynamic model
of the blisk-rotor assembly and an unsteady CFD model using the harmonic balance method
to account for the aeroelastic effects. In addition, a mistuning identification of the blading is
performed based on an experimental modal analysis at standstill. All results are incorporated
into a structural dynamic reduced order model that calculates the vibrational behavior of the
blading. The numerical results are compared with measurement data. In particular, this includes
damping determined in operation using an acoustic excitation system and measured frequency
responses due to forced response. The numerical results show very good agreement with the experimental
results within the measurement uncertainty, both with respect to the damping and
the mistuned frequency responses. Furthermore, the blade-rotor interaction results in significant
changes of the eigenfrequencies and damping. As a consequence, damping increases by up to
fifteen times when taking the interaction into account. This leads to an amplitude reduction by
a factor of nine for the mistuned blade responses. Consequently, higher structural safety factors
can be achieved in the design process by taking the blade-rotor interaction into account, so that
potentials in the aerodynamic design can be better exploited.
