Current trends to enhance the aeroengines efficiency rely on more challenging working conditions with lighter, slender, and high-loaded blades. Thishigh power-to-weight ratio can make the blades from the front stages moreprone to face aeromechanic instabilities such as flutter. While key factorsthat affect flutter onset are well established in the literature, the effect ofleading edge erosion mechanisms is vastly sparse or not reported.An oscillating transonic linear cascade has been conceptualized and developed for validation at KTH Royal Institute of Technology. In this testrig, an assessment of the effect of the leading edge erosion mechanism onthe aeroelastic response is performed. The analyzed operating points arerepresentative of a transonic axial compressor at part speed where a shockinduced separation mechanism is present. The aeroelastic measurementsare performed at the first natural bending mode. The presented thesis comprises three key aspects: the aeroelastic response of a smooth reference case,the identification of limitations in roughness wall modeling, and the aeroelastic response under leading edge erosion mechanisms. For the latter, theblades have been subjected to an increase in roughness at the leading edgefor the rough case, and the leading edge has been eroded and roughened forthe eroded case.The results indicate that for the smooth case, the numerical modelstend to overpredict the aeroelastic response downstream from the shockinduced separation compared to the experimental data. Surface roughnesswall modeling showed limitations when separated regions exist at fully roughwall regimes. When erosion mechanisms are introduced, the numerical results predict an opposite trend compared to the experimental observations.The experimental data from the eroded case showed a local increase in theunsteady pressure amplitude while the phase remained unchanged.

Nuvarande trender för att förbättra effektivitet hos moderna flygmotorer bygger på alltmer utmanande driftförhållande med lättare, smalare och höglastade blad. Detta resulterar i ett högt effekt-till-vikt-förhållande som kan göra bladen i de främre stegen i en flygmotor mer benägna att drabbas av aeromekaniska instabiliteten, såsom fladder. Aven om nyckelfaktorer som påverkar fladderpåslag är ¨ väl etablerade i litteraturen, är effekterna av erosionsmekanismer som utvecklas på bladets framkant till följd av långvarig och ogynnsam drift mycket sparsamt studerade eller i vissa fall inte rapporterade alls.

En oscillerande transsonisk linjär kaskad har konceptualiserats och utvecklats vid Kungliga Tekniska Högskolan (KTH) för studier av aeroelastisk gensvar hos kompressorblad. I denna testrigg genomförs en utvärdering av effekten av framakantserosion på det aeroelastiska gensvaret. Driftpunkter som analyseras är representativa för en transsonisk axiell kompressor vid dellast, där en stötvågsinducerad separationsmekanism uppstår. De aeroelastiska mätningarna utförs vid den första böjmoden.

Den här avhandlingen omfattar tre nyckelaspekter: det aeroelastiska gensvaret för ett referensfall med nominell bladgeometri, identifiering av begränsningar i modellering av bladens ytråhet, samt det aeroelastiska gensvaret för kompressorblad med eroderad framkant. För de senare fallen har kaskadskovlarna utsatts först för en ökad ytråhet i framkantsområdet (benämns som rough case i texten), och i nästa steg har även erosion av framkanten inducerats (benämns som eroded case vidare i texten).

Resultaten visar att i fallet med en ökad ytråhet tenderar de strömningsberäkningsmodeller som använts i studien att överskatta det aeroelastiska svaret nedströms från den stötvågsinducerade separationen, jämfört med de experimentella data. Modeller för simulering av ökad ytråhet visade sina begränsningar i fallet med separerad strömning och fullt utvecklade höga ytråhetsförhållanden. När erosionsmekanismer introduceras predikterar de numeriska simuleringar en motsatt trend jämfört med vad som har observerats i experiment. Mätdata från det eroderade fallet visar en lokal ökning av den instationära tryckamplituden medan fasförskjutningen förblir oförändrad jämfört med referensfallet.