Implementation and validation of non-reflecting mixing plane on openfoam
Yansıtmaz karışım düzleminin openfoam üzerinde uygulanma ve doğrulanması
- Tez No: 1022500
- Danışmanlar: DOÇ. DR. SERTAÇ ÇADIRCI
- Tez Türü: Yüksek Lisans
- Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
- Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
- Yıl: 2026
- Dil: İngilizce
- Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
- Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
- Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
- Bilim Dalı: Isı ve Akışkan Mühendisliği Bilim Dalı
- Sayfa Sayısı: Belirtilmemiş.
Özet
Turbomakineler; gaz türbinleri, uçak motorları, kompresörler, pompalar ve enerji üretim sistemleri gibi birçok mühendislik uygulamasında temel rol oynayan karmaşık akış makineleridir. Bu makinelerde akış, dönen ve duran kanat sıraları arasından geçerken kuvvetli üç boyutlu etkiler, viskoz kayıplar, sınır tabaka gelişimi, iz bölgeleri, şok dalgaları ve zamana bağlı kanat sırası etkileşimleri ortaya çıkmaktadır. Özellikle yüksek hızlı ve sıkıştırılabilir akış koşullarında, rotor-stator etkileşimi yalnızca ortalama performansı değil, aynı zamanda yerel basınç, sıcaklık ve hız dağılımlarını da önemli ölçüde etkilemektedir. Bu nedenle turbomakine tasarımı ve performans değerlendirmesi için güvenilir sayısal akışkanlar dinamiği yöntemlerine ihtiyaç duyulmaktadır. Tam çevresel ve zamana bağlı turbomakine analizleri, rotor ve stator kanat sıraları arasındaki fiziksel etkileşimleri en ayrıntılı biçimde temsil edebilmesine rağmen yüksek hesaplama maliyetine sahiptir. Bu nedenle mühendislik uygulamalarında çoğu zaman daha düşük maliyetli kararlı hal yaklaşımları tercih edilmektedir. Karışım düzlemi yöntemi, bu amaçla yaygın olarak kullanılan arayüz modellerinden biridir. Bu yöntemde farklı kanat sıraları birbirinden kararlı bir arayüz ile ayrılır ve akış büyüklükleri çevresel yönde ortalanarak bir kanat sırasından diğerine aktarılır. Böylece her kanat sırası kendi periyodik geçidi içerisinde çözülebilir ve tam çevresel geometriye duyulan ihtiyaç ortadan kaldırılır. Bu yaklaşım, hesaplama süresini önemli ölçüde azaltırken, ortalama akış alanı ve genel performans değerlerinin elde edilmesine olanak sağlar. Bununla birlikte geleneksel karışım düzlemi yaklaşımlarının bazı sınırlamaları bulunmaktadır. Arayüzde uygulanan ortalama alma işlemi, rotor-stator arasındaki zamana bağlı fiziksel etkileşimleri ortadan kaldırır. Ayrıca sıkıştırılabilir akışlarda basınç dalgaları, şoklar, iz bölgeleri ve çevresel düzensizlikler karışım düzlemi üzerinde yapay yansımalara neden olabilir. Bu yapay yansımalar, özellikle şok dalgalarının veya kanat çıkış izlerinin arayüze yakın olduğu durumlarda çözümün doğruluğunu ve kararlılığını olumsuz etkileyebilir. Bu nedenle, klasik karışım düzlemi yöntemlerinin geliştirilmesi ve yansıma etkilerini azaltan sınır koşullarıyla birlikte kullanılması önemli bir araştırma konusudur. Bu çalışmada, sıkıştırılabilir turbomakine akışlarının kararlı hal analizleri için OpenFOAM ortamında karakteristik tabanlı yansımasız bir karışım düzlemi yöntemi geliştirilmiş ve uygulanmıştır. Çalışmanın temel amacı, karışım düzlemi yaklaşımının hesaplama verimliliğini korurken, arayüzde oluşabilecek yapay dalga yansımalarını azaltan bir rotor-stator bağlantı modeli elde etmektir. Bu amaçla akış büyüklükleri karışım düzlemi üzerinde radyal bantlara ayrılmış, her bant içerisinde çevresel ortalama alma işlemi uygulanmış ve elde edilen ortalama değerler arayüzün karşı tarafındaki sınır durumunun oluşturulmasında kullanılmıştır. Böylece akış bilgisi üst akım ve alt akım bölgeleri arasında kararlı ve sayısal olarak uygulanabilir bir biçimde aktarılmıştır. Geliştirilen yöntemde yansımasız davranışın sağlanması için karakteristik değişkenlerden yararlanılmıştır. Karakteristik tabanlı yaklaşım, sınırdaki gelen ve giden dalga bilgisinin ayrıştırılmasına olanak sağlar. Bu sayede çözüm alanından dışarı çıkan dalgaların arayüzde yapay olarak geri yansıtılması azaltılabilir. Karışım düzlemi bağlamında bu yaklaşım, rotor ve stator bölgeleri arasında aktarılan ortalama akış bilgisinin fiziksel olarak daha tutarlı biçimde kullanılmasını amaçlamaktadır. Çalışma kapsamında ayrıca farklı ortalama alma stratejileri, arayüzde büyüklüklerin yeniden oluşturulması ve kütlesel debi uyumunu iyileştirmeye yönelik düzeltme işlemleri de ele alınmıştır. Bu adımlar, yöntemin yalnızca teorik olarak değil, pratik turbomakine hesaplamalarında da kullanılabilir hale getirilmesi açısından önemlidir. Uygulama OpenFOAM çatısı altında, sıkıştırılabilir akışlar için yoğunluk tabanlı bir çözücü yapısı içerisinde gerçekleştirilmiştir. OpenFOAM'un açık kaynaklı ve modüler yapısı, yeni sınır koşullarının ve arayüz algoritmalarının geliştirilmesine olanak sağlamaktadır. Bu kapsamda karışım düzlemi üzerinde gerekli alan bilgileri okunmuş, radyal bölgelendirme ve çevresel ortalama işlemleri gerçekleştirilmiş, arayüzün iki tarafı arasında bilgi aktarımı sağlanmış ve karakteristik tabanlı sınır güncellemeleri uygulanmıştır. Ayrıca yöntemin kararlı şekilde çalışabilmesi için gevşetme, alan güncelleme ve kütlesel debi düzeltme gibi sayısal işlemler de uygulamaya dahil edilmiştir. Geliştirilen yöntem ilk olarak NASA Stage 37 transonik eksenel kompresör test durumunda değerlendirilmiştir. NASA Stage 37, literatürde sık kullanılan ve deneysel verileri bulunan zorlu bir doğrulama testidir. Bu kompresör, transonik akış yapısı, şok dalgaları, uç bölgesi etkileri ve farklı çalışma noktalarındaki karmaşık akış davranışı nedeniyle karışım düzlemi ve sıkıştırılabilir akış çözücüleri için uygun bir değerlendirme ortamı sunmaktadır. Çalışmada elde edilen sonuçlar, deneysel veriler ve referans FineTurbo çözümleri ile karşılaştırılmıştır. Genel performans eğrileri incelendiğinde, geliştirilen OpenFOAM uygulamasının basınç oranı ve verim eğilimlerini makul bir uyumla yakalayabildiği görülmüştür. Özellikle çalışma aralığının önemli bir bölümünde elde edilen sonuçlar, referans sayısal çözümlerle benzer davranış göstermiştir. Yerel akış alanı karşılaştırmaları da yöntemin performansını değerlendirmek için kullanılmıştır. Karışım düzlemi civarında elde edilen radyal profiller ve kontur grafikleri; basınç, sıcaklık, yoğunluk, Mach sayısı ve hız bileşenleri açısından incelenmiştir. Sonuçlar, geliştirilen yöntemin baskın iz bölgelerini, ana basınç ve sıcaklık dağılımlarını ve çevresel hız değişimlerini fiziksel olarak anlamlı biçimde aktarabildiğini göstermiştir. Bazı yerel maksimum ve minimum değerlerde, duvar yakın bölgelerinde ve keskin gradyanların bulunduğu akış yapılarında FineTurbo sonuçlarıyla farklar gözlenmiştir. Bu farklılıklar; ağ yapısı, sayısal ayrıklaştırma, türbülans modeli, çözücü yapısı ve karışım düzlemi uygulamasındaki ortalama alma yaklaşımlarından kaynaklanabilir. Bununla birlikte genel akış eğilimlerinin ve temel yapıların tutarlı şekilde yakalanması, yöntemin mühendislik amaçlı kararlı hal turbomakine analizlerinde kullanılabileceğini göstermektedir. Çalışma kapsamında yöntem ayrıca çok kademeli bir kompresör konfigürasyonuna uygulanmıştır. Çok kademeli turbomakinelerde birden fazla rotor-stator arayüzü bulunduğundan, karışım düzlemi yönteminin yalnızca tek bir arayüzde değil, ardışık kanat sıraları boyunca da kararlı ve tutarlı davranması gerekmektedir. Elde edilen sonuçlar, geliştirilen yöntemin ana akış yapılarını birden fazla kademe boyunca aktarabildiğini ve karışım düzlemi konumlarında belirgin yapay yansıma desenleri oluşturmadığını göstermiştir. Basınç oranı ve verim eğilimleri referans hesaplamalarla genel olarak uyumlu bulunmuş, ancak bazı yerel değerlerde ve çalışma aralığı sınırlarında farklılıklar devam etmiştir. Bu durum, yöntemin çok kademeli uygulamalarda umut verici olduğunu ancak daha geniş doğrulama çalışmalarına ihtiyaç duyduğunu göstermektedir. Genel olarak bu çalışma, OpenFOAM ortamında sıkıştırılabilir turbomakine analizleri için kullanılabilecek karakteristik tabanlı yansımasız bir karışım düzlemi uygulaması ortaya koymuştur. Geliştirilen yöntem, klasik karışım düzlemi modellemesinin hesaplama verimliliğini korurken, arayüzdeki yapay dalga yansımalarını azaltmayı hedefleyen daha gelişmiş bir sınır yaklaşımı sunmaktadır. NASA Stage 37 ve çok kademeli kompresör testleri üzerinde elde edilen sonuçlar, yöntemin hem genel performans büyüklüklerini hem de yerel akış yapılarını makul doğrulukla temsil edebildiğini göstermiştir. Bu nedenle uygulamanın, kararlı hal kompresör analizlerinde ve rotor-stator etkileşiminin ortalama etkilerinin incelendiği mühendislik problemlerinde yararlı bir araç olabileceği değerlendirilmektedir. Bununla birlikte çalışmanın bazı sınırlamaları bulunmaktadır. Geliştirilen yöntem belirli eksenel turbomakine konfigürasyonları üzerinde test edilmiş olup, farklı türbin geometrileri, radyal makineler ve daha karmaşık ağ yapıları üzerinde ek doğrulamalara ihtiyaç vardır. Ayrıca karakteristik tabanlı düzeltmelerin daha ayrıntılı biçimde incelenmesi, korunum özelliklerinin geliştirilmesi, kütlesel debi uyumunun daha hassas hale getirilmesi ve yöntemin farklı türbülans modelleriyle davranışının değerlendirilmesi gelecek çalışmalar için önemli konular olarak öne çıkmaktadır. Bu yönde yapılacak ek çalışmalar, geliştirilen yansımasız karışım düzlemi yaklaşımının daha genel ve güvenilir bir turbomakine analiz aracı haline gelmesine katkı sağlayacaktır.
Özet (Çeviri)
In this study, a non-reflecting mixing-plane methodology was developed and implemented in OpenFOAM for steady-state compressible turbomachinery simulations. Mixing-plane methods are widely used in turbomachinery analyses because they allow different blade rows to be simulated with reduced periodic domains instead of full-annulus geometries. However, conventional mixing-plane approaches may generate artificial reflections at the interface, especially in compressible flow fields where pressure waves, shocks, wakes, and strong circumferential non-uniformities are present. These reflections can affect the stability and accuracy of the solution. Therefore, the main aim of this work was to implement a characteristic-based non-reflecting mixing-plane treatment suitable for compressor simulations. The implemented method transfers flow information between upstream and downstream blade rows by circumferentially averaging the flow variables over radial bands. The averaged quantities are then used to reconstruct the boundary state at the opposite side of the interface. In order to reduce artificial reflections, the treatment is formulated using characteristic variables, which separate the incoming and outgoing wave information at the boundary. In addition, different averaging approaches and a mass-flow correction procedure were included to improve the consistency of the interface treatment. The implementation was developed within the OpenFOAM framework and integrated into a density-based compressible solver environment. The method was first tested on the NASA Stage 37 transonic compressor case. The results were compared with experimental data and with reference FineTurbo calculations. The global performance curves showed that the implemented method was able to reproduce the main pressure-ratio and efficiency trends with reasonable agreement. Local comparisons, including radial profiles and contour plots near the mixing-plane region, showed that the dominant wake structures, pressure variations, temperature distributions, and velocity trends were captured in a physically meaningful manner. Although differences were observed in local extrema and near-wall regions, the general behavior of the flow was consistent with the reference solution. The implementation was also applied to a multi-stage compressor configuration in order to investigate its behavior in a more complex turbomachinery environment. The results showed that the method was able to transfer the main flow structures through multiple blade rows without producing clear artificial reflection patterns at the mixing-plane locations. The pressure-ratio and efficiency trends were generally consistent with the reference calculations, although some differences remained in local values and operating range limits. Overall, the results indicate that the developed non-reflecting mixing-plane implementation provides a practical and usable steady-state interface treatment for compressible turbomachinery simulations in OpenFOAM. The method successfully combines the computational efficiency of mixing-plane modelling with a characteristic-based treatment aimed at reducing spurious wave reflections. Future work may include further validation on turbine cases, radial turbomachinery applications, more general mesh topologies, and improved conservative correction procedures.
Benzer Tezler
- New generatıon mıcrofluıdıc chıps for mıcromıxıng and early cancer dıagnosıs
Mikrokariştirma ve erken kanser tanisi için yeni nesil mikroakişkan çipler
İSMAİL BÜTÜN
Doktora
İngilizce
2025
Mühendislik BilimleriSabancı ÜniversitesiMekatronik Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. ALİ KOŞAR
- Emerging novel index modulation solutions for reconfigurable intelligent surface-assisted communication systems
Yeniden yapılandırılabilir akıllı yüzey destekli iletişim sistemleri için özgün indis modülasyon çözümleri
ELVAN KUZUCU HIDIR
Doktora
İngilizce
2025
Mühendislik Bilimleriİstanbul Teknik ÜniversitesiElektronik ve Haberleşme Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. HAKAN ALİ ÇIRPAN
PROF. DR. ERTUĞRUL BAŞAR
- Development and experimental validation of a novel nonlinear layered shell element for RC structural walls
Betonarme perde duvarlar için yeni bir doğrusal olmayan katmanlı kabuk elemanının geliştirilmesi ve deneysel doğrulaması
CEM TURA
Doktora
İngilizce
2025
İnşaat MühendisliğiBoğaziçi Üniversitesiİnşaat Mühendisliği Ana Bilim Dalı
PROF. DR. KUTAY ORAKÇAL
PROF. DR. ALPER İLKİ
- Standardize yağış indisinin çarpıklık ve basıklık açısından yorumlanması ve yeni bir kuraklık indisinin geliştirilmesi
Interpretation of the standardized precipitation index in terms of skewness and kurtosis and the development of a new drought index
MURAT GÜL
Doktora
Türkçe
2026
İnşaat Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesiİnşaat Mühendisliği Ana Bilim Dalı
DOÇ. DR. YAVUZ SELİM GÜÇLÜ