Geri Dön

Numerical aeroacoustics investigation of the effect of axial gap length between the rotor and stator of a transonic compressor stage

Transonik kompresörlerdeki rotor ve stator arası eksenel boşluk mesafesinin akustik etkisinin incelemesi

PDF İndir

  1. Tez No: 507528
  2. Yazar: BORA YAZGAN
  3. Danışmanlar: PROF. DR. ERKAN AYDER
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2018
  8. Dil: İngilizce
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Fen Bilimleri Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Isı-Akışkan Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 171

Özet

Günümüz modern havacılık uygulamalarında hava yolu şirketlerinden sıkı bir şekilde gürültü regülasyonlarına uyulmaları istenmektedir. Zira şehir içlerinde bulunan havalimanlarında oluşan gürültü kirliliği insan sağlığını ciddi yönde etkilemektedir. Buna karşı önlem olarak havacılık regülasyonları uçak motoru kaynaklı gürültünün insan sağlığını etkilemeyecek düzeylere çekilmesini şart koşmaktadır. Bu sebeplerden dolayı modern uçak motoru üreticileri motor gürültüsünün kaynaklarını iyi bir şekilde belirleyip düzgün tasarımlarla aynı verimi sağlayabilecek fakat daha az gürültülü çalışabilecek motorlar geliştirmektedir. Uçak motoru gürültüsünün istenilen seviyelere çekilebilmesi için öncelikle gürültüyü oluşturan motor komponentlerinin iyi bir şekilde analiz edilmesi gerekmektedir. Gününüz yüksek by-pass oranlı uçak motorlarında gürültüyü oluşturan ana etmenler arasında motor girişindeki turbofan, kompresör kademeleri, türbin kademeleri, yanma odası ve itki kuvvetini sağlayan jet akışı bulunmaktadır. Uçak gürültü diyagramına herbir komponent ayrı şekilde yansımaktadır. Bu komponentlerden turbofan kaynaklı gürültü uçuş esnasında hem motorun giriş yönünde hem de çıkış yönünde yayılmakta, kompresör kaynaklı gürültü motor giriş yönünde, türbin kaynaklı gürültü, yanma kaynaklı gürültü ve jet gürütltüsü motor çıkış yönünde yayılmaktadır. Bu bağlamda bakıldığında modern yüksek by-pass oranlı uçak motorlarında gürültüyü oluşturan en kilit komponent giriş turbofanıdır. Uçak motorlarındaki turbofan, kompresör kademeleri ve türbin kademeleri birer eksenel turbomakina uygulamalarıdır. Bu sebeple uçak motorlarında gürültüyü oluşturan en büyük etmen turbomakina kaynaklıdır. Uçak motorlarından yayılan gürültüyü istenilen gürültü seviyelerinin altına çekmek için turbomakinalardaki hava akışının fiziği çok iyi derecede çözülmeli ve buna bağlı olarak da yeni tasarımlar oluşturulmalıdır. Uçak motorlarında en önemli tasarım verim olduğu için tasarımcı sadece düşük gürültü üretecek tasarımla yetinmemelidir. Aynı zamanda yapacağı yeni tasarım uçak motorunun ağırlığını önemli derecede artırmamalı ve de yakıt verimini düşürmemelidir. Turbomakinalarda hava kaynaklı gürültü iki çeşittir. Bunlar kanat geçiş frekansı gibi belirli frekanslarda görülen tonal gürültü ile gürültü spektrumundaki tüm frekanslarda görülen genişbantlı gürültüdür. Gürültü spekturumlarında tonal gürültü etkili olduğu frekanslarda pik yapmış bir şekilde gözükür. Turbomakina gürültü spektrumlarında tonal gürültünün decibel cinsinden büyüklüğü genişbantlı gürültüye göre genellikle yüksek olmaktadır. Özellikle kanat geçiş frekansındaki ve bunun harmonik katlarındaki tonal gürültü değerleri genişbantlı gürültüye oranla gözle görülebilir bir şekilde fazladır. Bu sebeple modern turbomakina tasarımlarında tonal gürültüyü daha düşük bir seviyeye çekebilecek ve turbomakinanın aerodinamik verimini azaltmayacak yeni tasarımlar oluşturulmaktadır. Tonal gürültü genel olarak rotor ve stator gibi turbomakina bileşenlerinin motor şaftı hızına ve kanat sayısına bağlı olarak belirli frekanslardaki etkileşimleri sonucunda oluşur. Bu etkileşim sırasında statorun rotor üzerinde bir akış potansiyeli oluşması sebebiyle stator geçiş frekanslarınca rotor üzerinde basınç dalgalanmaları oluşur. Ayrıca rotorun arkasında oluşan girdap bölgesinin stator üzerine rotor geçiş frekansınca çarpması sonucunda bu frekansta stator kanatları üzerinde basınç dalgaları oluşur. Bu basınç dalgalanmaları da tonal gürültünün ana etmenleridir. Öte yandan, genişbantlı gürültünün ana kaynağı akış bölgesindeki türbülans içeriğidir. Akış bölgesinde oluşan türbülanslı vortkesler geniş bir frekans ölçeğini kapsamaktadır, bu sebeple oluşan gürültü genişbantlı olarak isimlendirilmektedir. Bu çalışmada eksenel transonik kompresör kademesinde üretilen tonal gürültü incelenmiştir. Transonik kompresör kademesi olarak 36 adet rotor kanadı ve 46 adet stator kanadı olan NASA Kademe 37 kullanılmıştır. İncelemede turbomakinalardaki tonal gürültünün en önemli etkeni olan rotor ve stator kanatları arasındaki etkileşim ele alınmıştır. Rotor ve stator kanatları arasındaki etkileşimi etkileyen en önemli etkenlerden birisi de rotor ve stator arasındaki eksenel boşluktur. Bu boşluk ne kadar küçük olursa etkileşim de o kadar yoğun olmaktadır. Bu sebeple, boşluk boyutunun rotor-stator etkileşimindeki etkisini gözlemlemek için 3 farklı boşluk boyutu denenmiştir. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizlerinde ilk olarak NASA Kademe 37 içinde bulunan rotor kanadı önce tek başına sonra stator kanadı ile modellenmiştir. Zamandan bağımsız şekilde koşulan analizlerde elde edilen değerler NASA tarafından gerçekleştirilmiş olan test sonuçlarıyla kıyaslanarak oluşturulan hesaplamalı akışkanlar dinamiği modelinin doğruluğu ölçülmüştür. Akustik analizler için bilgisayar ortamında NASA Kademe 37 geometrisi modifiye edilerek 3 farklı boşluk boyutu içeren 3 farklı hesapşamalı akışlanlar dinamiği modeli oluşturulmuştur. Çözüm kolaylığı sağlaması açısından stator kanadı sayısı 46'dan 36'ya indirilmiştir. Bu şekilde zamana bağlı analizlerde akış alanı daha küçük tutularak bilgisayar gücü ve hesaplama zamanından önemli derecede tasarruf edilmiştir. Zamana bağlı Reynolds ortalamalı Navier Stokes Denklemleri 3 farklı model için çözülmüştür. Etkileşime yakın bölgedeki akustik dalgaların çözümü hesaplamalı akışkanlar dinamiği programından basınç dalgalanmaları direk olarak çekilerek yapılmıştır. Uzak bölgedeki akustik dalgaların hesaplanması için ise hesaplamalı akışkanlar dinamiği çözümünden gelen rotor ve stator üzerinde basınç dalgalanmaları akustik denklem çözücüye transfer edilmiştir. Akustik denklem çözücü gürültü kaynağından yayılan akustik dalgaları uzak bölgede hesaplayarak bu bölgedeki gürültü seviyesini bulmuştur. Hesaplamalı akışkanlar dinamiği analizleri sonucunda stator kanatlarının rotor kanatları üzerindeki potansiyel alanının eksenel boşluk arttıkça hızla küçüldüğü gözlemlenmiştir. Özellikle rotor kanadı basınç tarafındaki basınç dalgalanmalarında önemli derecede küçülmeler görülmüştür. Basınç tarafında daha çok hissedilmesinin sebebi rotor kanatlarının diziliş yönü ve turbomakinanın dönme yönüyle ilgilidir. Dönüş sırasında stator kanatları ile ilk olarak rotor kanatlarının basınç tarafı etkileşim haline gelmektedir. Rotor kanatlarının emme tarafı ise stator kanatları ile daha az etkileşim halindedir. Bu sebeple de sadece kanat diplerindeki statora yakın bölgelerde iyileşmeler gözlemlenmiştir. Tüm bunlardan anlaşılacağı üzere stator kanatlarının rotor kanatlarının performansı üzerinde önemli etkisi vardır. Bir diğer yandan, rotor kanatlarının arkasında oluşan düşük hızlı girdap bölgesinin rotor kanadı geçiş frekansınca her bir stator kanadına çarpmasıyla oluşan etkileşimde de önemli miktarda iyileşme gözlemleniştir. Bunun için stator kanadının emme ve basınç taraflarındaki yüzeylerde zamana bağlı normalize edilmiş basınç çalkantıları hesaplanmış olup yapılan kıyaslamada en yüksek basınç çalkantılarının en düşük eksenel boşluklu modelde olduğu gözlemlenmiştir. Buna sebep olarak da eksenel boşluk uzunluğunun artmasıyla birlikte rotor kanadı arkasında oluşan girdaplı bölgenin ana akıma daha çok karışması ve hızının artmasıyla stator kanadına daha düşük bir hücum açısıyla çarpmasıdır. Stator kanadına çarpan akışkanın hücum açısı zamana bağlı olarak değişmektedir. Bunun sebebi roto arkasındaki düşük hızlı girdap bölgesinin stator kanatlarının üzerinden kanat geçiş frekansında geçip hücum açısını artırmasıdır. Bu sebeple zamana bağlı hücum açısı değişimi en çok düşük eksenel boşluklu durumda olmaktadır. Hücum açısının değişiminin çok olması stator üzerindeki dinamik yükü artırmakta bu da daha çok gürültü oluşmasına sebep olmaktadır. Stator kanatlarının üzerinde oluşan basınç çalkantılarının genliği rotor üzerindeki oluşan çalkantı geniliğine göre oranı daha büyüktür. Bundan dolay stator kanatlarının gürültü oluşumuna katkısının rotor kanatlarına göre daha fazla miktarda olduğu söylenebilir. Önceden de belirtildiği gibi gürültü azaltmak için yapılan tasarımlarda turbomakinanın verimi de kesinlikle göz önünde bulundurulmalıdır. Gürültüyü iyileştiren bir tasarım verimde ciddi bir kayıba sebep oluyorsa bu tasarım uygulanamaz. Önemli olan verimde bir kötüleşmeye sebep olmadan gürültüyü azaltabilmektir. Analiz sonuçlarına göre eksenel aralığın artması kompresör gürültüsünü önemli şekilde azaltsa da verimde de yüzde 2 ye varan kayıplara sebep olmuştur. Bu bağlamda eksenel sadece eksenel aralığın artırılarak oluşturulacağı bir tasarımın pratik olarak uygulanabilirliği turbomakina uygulamasının ihtiyacına göre değişir. Eğer uçak motoru gibi verimin ve hafifliğin çok önemli olduğu bir alanda tasarım yapılıyorsa, eksenel aralığın artırılması uygun değildir. Fakat gürültünün verimden daha ön plana çıktığı alanlarda bu uygulamaya gidilebilir. Sonuç olarak rotor ve stator arasındaki etkileşimin eksenel aralığın artmasıyla birlikte hafiflemesi sonucunda, rotor geçiş frekansındaki ve daha yüksek harmoniklerindeki tonal gürültüde önemli azalmalar kaydedilmiştir. Fakat aerodinamik verimde de kayıplar gözlemlenmiştir.

Özet (Çeviri)

Modern civil aviation regulations stipulates the commercial airline companies not to exceed certain noise levels in the neighbourhood of airports which are generally located in the city. Strict noise regulations requires detecting the noise generations of the aircraft engine and applying an appropriate design or treatment of the engine component accordingly. The main noise generation mechanisms of the aircraft engines are inlet turbofans, compressor stages, turbine stages, combustion and jet flow. Each component contributes their own effects on the noise spectrum of an aircraft; however, the primary noise sources in modern high by-pass pressure ratio aircraft engine is the turbofan among them. Turbofan noise, which constitutes the largest part in the engine noise spectrum, radiated in both upstream and downstream on the engine. However, the other sources, which are compressor stages, turbine stages, combustion and jet noise, radiate only in one direction. The turbofan, compressor stages and turbine stages are axial turbomachinery applications. That is why, the largest component of the aircraft engine noise sources is turbomachinery originated. In order to keep the engine noise emission under the required level the flow physics of the turbomachinery should be profoundly understanded and new designs should be formed accordingly. Two main components of the turbomachinery noise are discrete (tonal) and broadband noise. The discrete noise appears at certain frequencies (e.g. balde passing frequency), while broadband noise covers the whole noise spectrum. The discrete noise is generally originated from the interactions of the turbomachinery components like rotor and stator. It stems from the stator potential field on the rotor blades and rotor wake interaction with the stator vanes. However, the broadband noise arises from the turbulent content in the flow domain. In this study, discrete (tonal) noise generation of the transonic axial compressor turbomachiney application was studied. NASA Stage 37 test case was selected as the transonic axial compressor stage. The most significant tonal noise generation mechanism of the axial turbomachinery which is the rotor-stator interaction was investigated. The magnitude of the axial gap between the compressor rotors blades and stator vanes are the primary factor of the rotor-stator interaction. The smaller the gap is, the intenser the rotor-stator interaction becomes. That is why, in order to observe the effect of the axial gap length on noise generation, the flow field of the compressor with three different axial gap length was investigated. Computational fluid domain model of the transonic compressor stage with three different axial gap between the rotor and stator was formed. Unsteady Reynolds Averaged Navier Stokes Equations (URANS) analysis of three models were carried out. For the nearfield acoustic propagation unsteady pressure profiles were directly extracted from the URANS simulations. For the farfield acoustic propagation the usteady rotor and stator blade pressure values were imported an acoustic solver. The computational fluid dynamics results shows that the potential field between the rotor blades and stator vanes and interaction of the rotor wake and stator vanes strongly decayed as the axial gap between the rotor and stator blade incerases. This resulted in an observable reduction in the tonal noise generation at blade passing frequencies (BPF) and its higher harmonics.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    720566

    Aeroacoustic investigations for a refrigerator air duct and flow systems

    Buzdolabı hava kanalı ve akış sistemlerinin aeroakustik incelemesi

    HAZAL BERFİN DEMİR

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. BAYRAM ÇELİK

  2. Tez No

    439509

    Kanat profilleri izler kenarına çentik uygulamasının akış gürültüsüne olan etkisinin hesaplamalı olarak incelenmesi

    Investigation of airfoil self noise with trailing edge serrations using computational methods

    ÇAĞRI AYDIN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2016

    Gemi Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Gemi İnşaatı ve Gemi Makineleri Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. UĞUR ORAL ÜNAL

  3. Tez No

    807399

    Transonik kavite akışının aeroakustik incelemesi

    Aeroacustic investigation of transonic cavity flow

    HAYDAR İREY

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2023

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. BAHA ZAFER

  4. Tez No

    517297

    Düşük mach sayısında kavite içi akışın aeroakustik incelenmesi

    Aeroacoustics investigation of low mach number cavity flow

    FURKAN COŞGUN

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2018

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DR. ÖĞR. ÜYESİ SERTAÇ ÇADIRCI

  5. Tez No

    766777

    Numerical investigation of the effects of baffle geometry and number on the flow structure and acoustics in a gun suppressor

    Bir silah susturucusunda perde geometrisi ve sayısının akış yapısı ve akustik üzerindeki etkilerinin sayısal incelenmesi

    EZEDIN AYALIEW YIMAM

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2022

    Makine MühendisliğiKırıkkale Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DR. ÖĞR. ÜYESİ TOLGA DEMİRCAN

Geri Dön