Geri Dön

Sesüstü kompresör çarkı tasarımı

Design of supersonic compressor impeller

PDF İndir

  1. Tez No: 507583
  2. Yazar: BAHUZ CAN OSSO
  3. Danışmanlar: PROF. DR. ERKAN AYDER
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Makine Mühendisliği, Uçak Mühendisliği, Mechanical Engineering, Aircraft Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2018
  8. Dil: Türkçe
  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: 136

Özet

Küçük gaz türbinli motorların kullanıldığı günden beri eksenel ve karışık akışlı kompresörler, çeşitli havacılık uygulamalarında karşımıza çıkmaktadır. Bu tip kompresörler, yüksek performans ve düşük ağırlık talep edilen (yüksek güç yoğunluğuna sahip) insansız hava araçları, roketler gibi uygulamalarda yer almaktadır. Son senelerde eksenel kompresörlerde gelişim daha çok görülse de düşük basınç oranlarından dolayı birden çok kademe gereksiniminin olması, eksenel kompresörleri küçük gaz türbinli motor uygulamalarında dezavantajlı kılmaktadır. Bu nedenle yüksek performans ve düşük ağırlık kriterlerini göz önünde bulundurursak yüksek güç yoğunluğuna sahip küçük gaz türbinli motorlarda karışık akışlı kompresör kullanımı, zaruri hale gelmektedir. Karışık akışlı kompresörler, isminden de anlaşılacağı üzere eksenel ve santrifüj kompresörlerin ara formudur. Bu bağlamda karışık akışlı olarak tanımlanmasının nedeni çark çıkışındaki akış doğrultusunun eksenel ya da radyal olmayıp ikisinin arasında olmasıdır. Bu tip kompresörler, küçük çaplara ve yüksek debilere uyum sağlamalarından dolayı ve ayrıca eksenel kompresörlere göre yüksek basınç oranları; santrifüj kompresörlere göre yüksek debide verimli olarak çalışabilmeleriden dolayı avantaj sağlamaktadır. Bu çalışmada, yüksek debi ve basınç oranlı karışık akışlı bir kompresörün tasarım ve optimizasyon çalışmaları ele alınmıştır. Tez içerisinde bahsi geçen performans isterlerine göre boyutları sınırlı bir bölgede, literatürde mevcut karışık akışlı kompresörlere göre daha fazla enerji aktarımı yapılması gerektiği için kompresör çıkışının sesüstü olması gerekmiş ve dolayısıyla farklı geometrilerin üzerinde çalışılmıştır. Ayrıca literatürde mevcut karışık akışlı kompresörler hakkında bilgi de verilmiştir. Tez kapsamında tasarlanmış olan karışık akışlı kompresörün çıkışının sesüstü olmasının avantajları yanında dezavantajları da mevcuttur. Mach sayısındaki ve basınçtaki ani değişimlerden dolayı çeşitli kayıplar meydana gelmektedir. Bu bağlamda tez çalışması kapsamında sesüstü kompresörlerde çok önemli olan şok kayıpları da incelenmiştir. Yüksek debili ve yüksek basınç oranlı karışık akışlı sesüstü bir kompresör tasarlamanın ilk adımı meridyenel geometriyi oluşturmaktır. Meridyenel geometriyi belirleyen en önemli parametreler, eksenel uzunluk, kanalın çıkış doğrultusu ve göbek ve yanağın biçimleridir. Bu parametreler, makinanın özgül hızı ile yakından ilgilidir. Tüm bunların makinanın performansına olan etkileri bu çalışmada ele alınmıştır. Karışık akışlı kompresörlerin tasarımında diğer bir önemli parametre çark kanadının biçimidir. Bu bağlamda kanat sarılma açısı ile birlikte kanat giriş ve çıkış açılarına göre kanat boyunca açısal değişim önemli olmaktadır. Kompresör performansını etkileyen başka bir çark geometrisi parametresi ise kanat öteleme şeklidir. Kanat öteleme şekilleri, kanada göre teğetsel yönde ve meridyenel yönde yapılabilmektedir. Teğetsel öteleme, şok yapısını ve art-iz bölgesinin büyüklüğünü etkilemektedir. Bu sayede, çarkın kararlı çalışma bölgeleri de değiştirilmektedir. Teğetsel öteleme ayrıca çark kanadının yapısal dayanımını da etkilemektedir. Çark kanatlarının meridyenel yönde ötelenmesi ise çarkın şok karakteristiğini değiştirerek debi ve basınç noktalarına etki etmekte ve dolayısıyla çarkın kararsız çalışma aralığını ve verimini etkilemektedir. Çark girişinde ön dönme oluşturulması ve dolayısıyla giriş yönlendirici kanat kullanılması, kompresör çarkının verimi açısından incelenmesi gereken başka bir parametredir. Buna göre yüksek debili kompresör çarklarında, debiyle ilişkili hız bileşeni olan mutlak hızın eksenel bileşeninin sıfır dereceye yakın olmasında yarar vardır. Bundan dolayı yüksek debili kompresör çarklarında ön dönmeye, dolayısıyla giriş yönlendirici kanat kullanılmasına gerek yoktur. Sesüstü kompresörlerin kanat geometrisini etkileyen diğer bir parametreyse çark kanatlarının kalınlık dağılımıdır. Kanat kalınlığının kayıplara dolaylı olarak etkisi vardır. Kalınlık değerleri, kompresör boğulmasını etkilediği için hücum açısını da etkileyecektir. Hücum açısı ne kadar küçükse özellikle yüksek hızlarda kayıplar o kadar azalacaktır. Buna göre kanat kalınlığı ile verim değerleri de değişiklik gösterecektir. Sesüstü kompresör çark kanatlarındaki akışın davranışını hücum kenarı şekli de etkilemektedir. Şok dalgasının sınır tabakayla etkileşiminden dolayı oluşan kayıpların azaltılması için hücum kenarının mümkün mertebede sivri bir şekilde yapılması gerekmektedir. Bunların dışında rotorda yarım kanatların kullanımı, kanat katılığı değerini etkilediği için santrifüj ve karışık akışlı kompresörlerin performansında etkin bir parametredir. Ancak bu tezde yarım kanatlar çalışılmış olsa da hedeflenen sonuca ses üstü çıkış koşullarında ulaşılamamıştır ve dolayısıyla kompresör tasarımında oluşturulan rotor, yarım kanatlara sahip değildir. Kompresör kademesinin performansını, kompresör çarkının yanında difüzörler de etkilemektedir. Buna göre difüzörler kanatlı ya da kanatsız olarak imal edilebilmektedir. Yanma odasına eksenel olarak akışın sokulması istenen uygulamalarda daha çok kanatlı difüzörler kullanılmaktadır. Ancak özellikle sesüstü uygulamalarda sürtünme kayıplarından dolayı difüzörler, aerodinamik performansı düşürebilmektedir. Kanatlı difüzörlerin tasarımında ilk düşünülmesi gereken parametre, çark çıkışı ile kanatlı difüzör girişi arasında bırakılması gereken boşluk yani kanatsız bölgedir. Burada bırakılacak boşluk miktarı, özellikle tasarım dışı bölgeler için oldukça önemlidir. Süpersonik çıkışlı kompresör çarklarında difüzör kayıplarını azaltmanın diğer bir yoluysa kanatlı difüzörün eksenel uzunluğunu optimize etmektir. Burada difüzör içerisindeki yüksek hız nedeniyle sürtünme kayıpları fazla olacaktır. Bundan dolayı difüzördeki kayıpları azaltmak adına şok karakteristiği de ayrıca gözlemlenmelidir. Akış yanma odasına girmeden önce difüzör çıkışından çıkacağı açı da bir diğer tasarım parametresidir. Bu açı, genel olarak eksenel doğrultuya yakın olarak tercih edilse de çeşitli uygulamalara göre değişiklik gösterebilecektir. Bu çalışmada, literatürdeki bazı ampirik yaklaşımlar kullanılarak bir başlangıç tasarımı elde edilmiştir. Geometri elde etmek için kullanılan bilgisayar destekli tasarım araçları, bu tezin kapsamında anlatılmıştır. Ayrıca bu tasarım araçlarının kullanmış olduğu çizim yöntemleri de ele alınmıştır. Akabinde HAD analizlerine tabi tutmak için sayısal ağ araçlarında kullanılan yöntemler belirtilmiştir. Başlangıç tasarımında hedeflenen değerler elde edilemediği için göbekten yanağa doğru enerji aktarım miktarları incelenmiş ve buna göre kanat çıkış açıları optimize edilmiştir. Her iki tasarımın HAD sonuçları karşılaştırılmıştır. Bu tez kapsamında tasarlanacak olan karışık akışlı kompresörün hedef değerleri 5 kg/s kütlesel debi, 6 toplamdan toplama basınç oranı, 232 mm maksimum dış çapa ve 260 mm maksimum eksenel uzunluk şeklindedir. Yapılan çalışmalar neticesinde bu hedeflere ulaşılmıştır.

Özet (Çeviri)

Ever since the use of small gas turbine engines, axial and mixed flow compressors have been inserting in a variety of aviation applications. These type of compressors are in applications such as rockets, unmanned aerial vehicles with high performance and low weight demand (with high power density). In recent years, there is much more developments for axial compressors but the requirement of multiple stages due to low pressure ratios has made axial compressors disadvantageous for small gas turbine engine applications. For this reason, the use of mixed flow compressors in small gas turbine engines with high power density is essential, considering the high performance and low weight criteria. Mixed flow compressors are the intermediate form of axial and centrifugal compressors, as the name implies. In this context, the reason why it is defined as mixed flow is that the flow direction at the outlet of the impeller is not axial or radial, but between the both of them. Such compressors, due to their small diameters and high compliance with the high mass flow rates and also with respect to the axial compressors they have more total to total pressure ratios and compared to centrifugal compressors, they can operate efficiently at high flow rates, they have more advantageous. In this study, design and optimization studies of a mixed flow compressor with high flow rate and pressure ratio are discussed. The compressor outlet had to be supersonic and therefore worked on different geometries, as more energy would have to be transferred to the limited area of the mentioned mixed flow compressor. In addition, information about these type of mixed flow compressors available in the literature also is given. The mixed flow compressor designed within the scope of the thesis has the disadvantages as well as the advantages of being super sonic. Numerous losses occur due to instantaneous changes in Mach number and pressure. In this context, shock losses which are very important in supersonic compressors have been observed within the thesis study. The first step in designing a high flow and high pressure mixed flow supersonic compressor is to create the meridional geometry. The most important parameters determining the meridional geometry are the axial length, the direction of the exit of the channel, and the shapes of the hub and the shroud. These parameters are closely related to the specific speed of the machine. The effects of all of these on machine performance are considered in this study. Another important parameter in the design of mixed flow compressors is the shape of the impeller. In this context, angular change along the blade is important with respect to the blade inlet and exit angles as well as the blade angle. Another impeller geometry parameter that affects compressor performance is blade sweep. The shape of the sweep can be made in the tangential direction and the meridional direction according to the impeller. Tangential sweep affects the shock structure and the size of the wake zone. At this point, the operation point of the impeller are also changed. Tangential displacement also affects the structural resistance of the blade. The sweep of the impeller blades in the meridional direction changes the shock characteristic of the impeller and thus affects the flow and pressure points and therefore affects the operation point and efficiency of the impeller. The creation of pre-swirl at the impeller inlet and therefore the use of the inlet guide vane is another parameter that must be examined from the point of view of the efficiency of the impeller. Accordingly, it is advantageous in the high flow rate compressor impellers that the axial component of the absolute velocity's angle, which is the component of flow rate, is close to zero. Hence, there is no need to pre-swirl in the high flow rate compressor impellers, so the inlet guide vane is not required. Another parameter that affects the blade geometry of the supersonic compressors is the thickness distribution of the impeller blades. The blade thickness is indirectly affected by the losses. Thickness values will also affect the angle of attack because it affects the choking of the compressor. The smaller the attack angle, the lower the losses especially at high speeds. Accordingly, blade thickness and efficiency values will change. The supersonic compressor also influences the flow behavior of the impeller blades' leading edge. In order to reduce the losses caused by the interaction of the shock wave with the boundary layer, it is necessary to make the leading edge as sharp as possible. In addition to these, the use of splitters is an effective parameter in the performance of centrifugal and mixed flow compressors as it affects the solidity. However, even though splitters are studied in this thesis, the aimed result can not be achieved under supersonic outlet conditions and therefore the rotor formed in the compressor design does not have splitters. The diffuser also affects the performance of the compressor stage as well as the compressor impeller. Accordingly, diffusers can be manufactured as vaned or vaneless. The vaned diffusers are used mostly in the desired application of axial flow into the combustion chamber. However, due to frictional losses especially in supersonic applications, diffusers can reduce aerodynamic performance. The first parameter that should be considered in the design of vaned diffusers is the spacing that must be left between the impeller outlet and the vaned diffuser inlet, that is, the vaneless region. The amount of vaneless region is especially important for off-design conditions. Another way to reduce diffuser losses in a supersonic compressor impeller is to optimize the axial length of the vaned diffuser. Here, friction losses will be high due to the high velocity in the diffuser inlet. Therefore, in order to reduce the losses in the diffuser, the shock characteristic should also be observed. Another design parameter is the angle at which the flow will exit the diffuser exit before entering the combustion chamber. This angle is“namely diffuser outlet angle”generally preferred to be close to the axial direction, but may vary with various applications In this study, an initial design was obtained by using some empirical approaches in the literature. Computer aided design tools used to obtain geometry are described in this thesis. Design methods are also explained. Subsequently, the meshing tools have been specified to subject them to CFD analysis. Since the target values could not be obtained in the initial design, the energy transfer values from the hub to shroud were examined and the blade exit angles were optimized accordingly. The CFD results of both designs are compared. The target values of the mixed flow compressor to be designed within the scope of this thesis are mass flow rate of 5 kg/s, total pressure ratio of 6, maximum external diameter of 232 mm and maximum axial length of 260 mm. These goals have been reached as a result of the studies made.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    900882

    Experimental investigation of supersonic internal compression inlets

    Sesüstü iç sıkıştırmalı hava alıklarının deneysel incelenmesi

    HASAN TABANLI

    Doktora

    İngilizce

    İngilizce

    2023

    Uçak Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DR. ÖĞR. ÜYESİ HAYRİ ACAR

  2. Tez No

    353799

    An experimental study of shock wave/boundary layer interactions in supersonic inlets

    Sesüstü hava alıklarında şok dalgası sınır tabakası etkileşiminin deneysel incelenmesi

    SERDAR SEÇKİN

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2014

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Uçak ve Uzay Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. KEMAL BÜLENT YÜCEİL

  3. Tez No

    75234

    Supersonic jet-wall interactions in model rocket launchers

    Model roket fırlatıcılarında ses üstü jet-duvar etkileşimi

    METİN UÇAK

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    1998

    Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. İ. BEDRİ ÖZDEMİR

  4. Tez No

    879282

    Preliminary design of an intermittent blowdown supersonic wind tunnel

    Üflemeli ses üstü rüzgar tüneli ön tasarımı

    KADİR GİRAY KUYUMCU

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2024

    Havacılık ve Uzay MühendisliğiSivas Bilim ve Teknoloji Üniversitesi

    Savunma Teknolojileri Ana Bilim Dalı

    DR. ÖĞR. ÜYESİ YAŞAR OSTOVAN

  5. Tez No

    501162

    Sesüstü akış elde edilebilen bir lülenin tasarımı ve nümerik olarak incelenmesi

    The design and numerical analysis of a nozzle with obtainable supersonic flow

    İLKER COŞAR

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2018

    Makine MühendisliğiFırat Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DR. ÖĞR. ÜYESİ MEHMET DURANAY

Geri Dön