1
استادیار، گروه مهندسی هواگردها، دانشکده مهندسی و پرواز، دانشگاه افسری امام علی(ع)، تهران، ایران
2
کارشناس ارشد هوافضا، دانشکده هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
10.22034/joae.2026.575181.1320
چکیده
کمپرسور محوری موتور توربوشفت آلیسون ۲۵۰-C ، پیشران بالگرد بل-۲۰۶، نقشی حیاتی در ایمنی و قابلیت اطمینان پرواز دارد. وقوع پدیده‌های ناپایدار استال و سرج در این کمپرسور، به‌ویژه در شرایط بارگذاری بالا، می‌تواند عملکرد آن را به شدت مختل کند. پژوهش حاضر به بررسی عددی عملکرد دو مرحله اول این کمپرسور در سرعت طراحی (۱۰۰درصد) و نزدیک به مرز واماندگی پرداخته است. شبیه‌سازی سه‌بعدی غیردائم با مدل توربولانس SST k-ω و بر مبنای پروفیل ایرفویل MCA انجام شد. نتایج، کانون آغاز ناپایداری را در لبه فرار سطح مکش پره‌های روتور، به‌ویژه در ناحیه نوک پره، شناسایی کردند. تحلیل‌ها نشان داد که هم‌نشینی گرادیان فشار معکوس شدید، جریان فراصوتی موضعی (عدد ماخ نسبی در نوک پره حدود ۱.۸) و گردابه نشت نوک پره، مکانیزم اصلی این جدایش است. در شرایط طراحی، دمای خروجی به ۴۴۳ کلوین و فشار استاتیک به ۲.۳ اتمسفر رسید. این مطالعه با ارائه تحلیلی مکانیزم محور از رفتار یک کمپرسور واقعی، داده‌های پایه معتبری برای بهینه‌سازی طراحی و بهبود حاشیه پایداری آن فراهم می‌کند.
