High bypass ratio turbojet engine fan blades aerodamping coefficient computation

Abstract

  Investigation  of  interblade  phase  angle  affect  on  aerodamping  coefficient  value  for  three  blade  modes  based on nonsteady viscous 3D flow in high bypass ratio  turbojet engine fan has been performed.  For  researches  computational grid of 14 823 000 cells has been used. High  flow parameters reiteration has been  reached for 5 rotor  revolutions. computational time wiht 2 nodes was about  40 hours. (24 cores in each node).  For first blade mode at  interblade  phase  angles ?40°, ?20°  and  0°  negative  aerodamping coefficient  was obtained.