Geri Dön

Türbin kanatlarında jet çarptırmalı soğutmanın deneyselve sayısal olarak incelenmesi

Başlık çevirisi mevcut değil.

PDF İndir

  1. Tez No: 682096
  2. Yazar: MEHMET BORA KÜÇÜKALPELLİ
  3. Danışmanlar: DOÇ. DR. LEVENT ALİ KAVURMACIOĞLU
  4. Tez Türü: Yüksek Lisans
  5. Konular: Makine Mühendisliği, Mechanical Engineering
  6. Anahtar Kelimeler: Belirtilmemiş.
  7. Yıl: 2021
  8. Dil: Türkçe
  9. Üniversite: İstanbul Teknik Üniversitesi
  10. Enstitü: Lisansüstü Eğitim Enstitüsü
  11. Ana Bilim Dalı: Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı
  12. Bilim Dalı: Isı-Akışkan Bilim Dalı
  13. Sayfa Sayısı: 85

Özet

Günümüzde artan güç ihtiyacı sebebiyle herhangi bir amaçla güç üretiminde kullanılan bir cihazda yüksek verimlere ulaşılması büyük önem kazanmıştır. Yüksek verimlere ulaşılmasının yanı sıra cihazların boyut olarak küçültülmesi de bir tasarım gereksinimi haline gelmiştir. Yüksek verimlerde yüksek güç elde etmek, küçülen boyutların etkisiyle önemli bir soğutma ihtiyacını da beraberinde getirmektedir. Özellikle elektronik komponentlerde ve kimyasal enerjinin mekanik enerjiye çevrildiği motorlarda soğutma ihtiyacı önem kazanmıştır. Bilgisayarlarda kullanılan ekran kartları ile işlemcilerden küçük boyutlu ve yüksek performanslı olmaları beklenmektedir. Anılan bilgisayar parçaları yüksek güç yoğunluğuna sahip olmaları sebebiyle oldukça ısınmaktadır ve bu parçaların malzeme yapıları belirli bir sıcaklıktan sonra bozulmaktadır. Bu sebeple, anılan bilgisayar parçalarının soğutulmaları gerekmektedir. İlgili bilgisayar parçalarına ek olarak, özellikle askeri araçlarda kullanılan motorlarda parçaların soğutulması verimli güç elde etmek için gerekli bir işlemdir. Bazı enerji santrallerinde ve hava araçlarında itki elde etmek için kullanılan gaz türbinli motorların günümüzde yüksek verimlerde yüksek güç elde etmesi için çalışmalar yapılmaktadır. Gaz türbinli motorlar brayton güç çevrimine göre çalışmaktadır. Brayton güç çevriminde, sistemde hava kompresör yardımı ile basınçlandırılarak yanma odasına gönderilip yanma işlemi gerçekleştirilir. Yanma sonucunda oluşan sıcak yanma sonu gazları türbine gönderilerek kimyasal enerjinin mekanik enerjiye dönüşümü gerçekleştirilir. Gaz türbinli motorlarda verimi arttırmak için kompresördeki sıkıştırma oranı arttırılabilir. Ancak bu durumda yanma odasına giren havanın sıcaklığı artmaktadır. Yanma sırasında verilen enerji sebebiyle yanma odasından çıkan yanma sonu gazlarının da sıcaklıkları artmaktadır. Sıcaklığı artan yanma sonu gazları türbin bölgesindeki parçaların malzeme yapısını bozacak seviyelere çıkmaktadır. Bu sebeple, yüksek sıcaklıklara dayanıklı malzemeler üzerine çalışmalar yapılmaktadır. Ancak, belirli bir seviyeye kadar çıkartılabilen malzeme eşik sıcaklıkları yeterli olmamaktadır. Verimi arttırmak için çıkılan bu gaz sıcaklıklarından malzemelerin korunması gerekmektedir. Bu sebeple malzeme eşik sıcaklıklarının korunması için malzemelere soğutma işlemi uygulanmaktadır. Jet çarptırmalı soğutma yöntemi ile bu soğutma işlemi gerçekleştirilmektedir. Literatür çalışmasında görüldüğü üzere jet performansının ve jet ile hedef yüzey arasındaki mesafenin soğutma performansına etkisi bulunmaktadır. Bu sebeple, bu çalışmada jet performansını arttırmak için jet çapı jet deliklerinin merkezleri arasındaki mesafe ve akışkanın hızı ile değerlendirmeler yapılmıştır. Bu çalışmada jet ile hedef yüzey arasındaki mesafenin jet akışına etkileri değerlendirilerek farklı jet yerleşimleri incelenmiştir. xx Türbin kanatlarında yaygın olarak kullanılan jet çarptırmalı soğutma tekniği, deneysel ve sayısal olarak incelenmiştir. Jet konfigürasyonlarının sayısal olarak incelenebilmesi için doğrulanmış bir hesaplamalı akışkanlar dinamiği (HAD) modeli oluşturulmuştur. Bu doğrulama çalışmalarının yapılabilmesi için bir deney gerçekleştirilmiştir. Literatürde bulunan bir deney düzeneği oluşturularak deneyler gerçekleştirilip doğrulama çalışmalarında kullanılacak değerler elde edilmiştir. Deney düzeneğinde bir adet iç bükey şerit direnç kullanılarak sıcaklığı arttırılan ince bir duvar bulunmaktadır. Tek sıralı yedi adet jetten oluşan bir kasa içerisinden hedef sıcak yüzeye çarptırılan hava etkisiyle sıcak duvar soğutulmaktadır. Deney sırasında duvar sıcaklıklarının ölçülebilmesi için sıvı kristal kullanılarak belirli bir çalışma aralığı için duvar sıcaklıkları takip edilmiştir. Doğrulama çalışmalarında kullanılmak üzere deney sonunda sıvı kristalin görüntüsü alınmıştır. Doğrulama çalışmalarında kullanılacak olan HAD modeli için çözüm yöntemleri ve değerlendirme sırasında kullanılacak olan boyutsuz ifadeler için incelemeler yapılmıştır. Deney sırasında sisteme sağlanan hava debisi ile hız değerlerine göre jet bölgesindeki reynolds sayısı (Re) hesaplanarak akış türünün türbülanslı olduğu belirlenmiştir. Momentum denklemlerinin çözümü için gerekli türbülans modeli olarak k-ω STT türbülans modeli seçilmiştir. Yapılan literatür araştırmalarında k-ω ve k-𝜀 türbülans modelleri harmanlanarak oluşturulan bir model olduğu görülmüştür. kω modeli duvar dibi bölgesindeki akış problemlerinin çözümündeki deney sonuçları ile uyumu ve k-𝜀 modelinin akış bölgesindeki akış problemlerinin çözümlerinde verdiği iyi sonuçlar sebebiyle bu iki model üzerinden k-ω STT türbülans modeli oluşturulmuştur. Literatürde k-ω STT türbülans modeli ile yapılan jet akışı problemlerinde deney sonuçları ile görülen yüksek uyum miktarı sebebiyle doğrulama ve sonrasında yapılan çalışmalar için bu türbülans modelinin kullanılması değerlendirilmiştir. Deney düzeneği geometrisi ile bir akış hacmi oluşturularak belirlenen türbülans modeli çözümlemeleri için çözüm ağı yapısı oluşturulmuştur. Bu ağ yapısı için eleman sayısından bağımsızlık çalışması yapılarak uygun çözüm ağı yapısı elde edilmiştir. Deney sırasında ölçülen değerler ve ayrıca hesaplanarak belirlenen sınır şartları modele tanıtılarak doğrulama çalışması yapılmıştır. Doğrulama çalışması için deney sırasında görüntüleri alınan sıvı kristal fotoğrafları kullanılmıştır. Oluşturulan HAD modeli kullanılarak yaklaşık %7 hata payı ile doğrulama çalışmaları tamamlanıp analiz modeli elde edilmiştir. Oluşturulan HAD modeli ile farklı parametreler için jet çarptırmalı soğutma performansı incelenmiştir. Jet deliği merkezleri arasındaki mesafenin(X), jet deliği çapına(D) oranı(X/D), sabit bir jet ile hedef yüzey arasındaki mesafenin(Y) jet deliği çapına(D) oranı(Y/D) için değerlendirilerek jetler arası mesafenin soğutmaya etkisi değerlendirilmiştir. Daha sonra sabit bir X/D için farklı Y/D etkisi incelenerek en iyi soğutma performansının sağlandığı X/D ve Y/D oranları için Re sayısındaki değişimin soğutma performansına bakılmıştır. Yapılan bu değerlendirmeler için duvar sıcaklıkları, jet bölgesinde hız değerleri, hız vektörleri ve duvardaki ısı taşınım katsayısı incelenmiştir. Duvar sıcaklıklarının ve duvar dibi bölgesindeki hız değerlerinin ısı taşınım katsayısına olan etkileri değerlendirilmiştir. Isı geçişi problemlerinde kullanılan boyutsuz bir ifade olan Nu sayısına etkileri incelenerek en iyi soğutma performansını sağlayan X/D ve Y/D oranları ile Re sayıları belirlenmiştir. xxi Analizler kapsamında yapılan değerlendirmeler ve incelemelere göre X/D oranı azaldıkça soğutma performansının arttığını Y/D oranı için ise böyle bir genelleme yapılamayacağı görülmüştür. Y/D oranı için referans alınan değerin en iyi soğutma performansını sağladığı yapılan analiz çalışmaları ile bulunmuştur. En iyi soğutma performansının görüldüğü X/D ve Y/D oranları için üç farklı Re değerinde analizler yapılarak Re sayısının soğutma performansı üzerindeki etkileri incelenmiştir. Değerlendirmeler sonucunda hem X/D hem de Y/D oranı için 2 değeri en yüksek soğutma performansını sağlamıştır. Bu çalışmalar 20500 Re sayısı için gerçekleştirilirken her iki oran için 2 değerinde Re sayısı arttırılarak analizler tekrarlanmıştır. 24500 ve 28500 Re sayısı tekrarlanan analizler sonucunda Re sayısının artması ile jet çarpttırmalı soğutma performansının arttığı belirlenmiştir. En uygun koşullar altında duvar dibindeki akışkan hızlarının artması ile ısı taşınım katsayısı yani Nu sayısı artmaktadır. Dolayısıyla ısı geçiş performansı artmaktadır.

Özet (Çeviri)

Due to the increasing need for power, nowadays reaching high efficiencies in a device used in power generation for any purpose has gained major importance. In addition to achieving high efficiencies, reducing the size of the devices has become a design requirement. Obtaining high power at high efficiency brings with it a significant cooling requirement with the effect of its shrinking dimensions. Especially in electronic components and engines where chemical energy is converted into mechanical energy, the need for cooling has gained importance. Graphics cards and processors used in computers are expected to be small in size and high performance. The aforementioned computer parts get very hot due to their high power density and the material structures of these parts deteriorate after a certain temperature. For this reason, the mentioned computer parts need to be cooled. In addition to these parts, cooling of parts is a necessary process to obtain efficient power, especially in engines used in military vehicles. Gas turbine engines, which are used to obtain thrust in some power plants and aircraft, are currently being studied to obtain high power at high efficiency. Gas turbine engines operate on a brayton power cycle. According to brayton power cycle, in the system, the air in the system is pressurized with the help of the compressor and sent to the combustion chamber and the combustion process is performed. The hot combustion gases formed as a result of combustion are sent to the turbine and the conversion of chemical energy into mechanical energy is realized. In order to increase efficiency in gas turbine engines, the compression ratio in the compressor can be increased. However, in this case, the temperature of the air entering the combustion chamber increases. Due to the energy given during combustion, the temperatures of the end-of-combustion gases coming out of the combustion chamber also increase. The combustion end gases, whose temperature increases, rise to levels that will disrupt the material structure of the parts in the turbine area. For this reason, studies are carried out on materials resistant to high temperatures. However, the material threshold temperatures that can be increased up to a certain level are not sufficient. In order to increase the efficiency, the materials must be protected from these gas temperatures. Accordingly, cooling process is applied to the materials in order to maintain the material threshold temperatures. This cooling process is carried out by the jet impingement cooling method. As seen in the literature study, the jet performance and the distance between the jet and the target surface have an effect on the cooling performance. For this reason, in this study, evaluations were made with the diameter of the jet, the distance between the centers of the jet holes and the velocity of the fluid in order to increase the jet performance. In this study, the effects of the distance between the jet and the target surface on the jet flow were evaluated and different jet layouts were examined. xxiv The jet impingement cooling technique, which is widely used in turbine blades, has been examined experimentally and numerically. A validated computational fluid dynamics (CFD) model was created to investigate the jet configurations numerically. In order to carry out these validation studies, an experiment was conducted. Values to be used in validation studies were obtained by conducting experiments by creating an experimental setup found in the literature. In the experimental setup, there is a thin wall whose temperature is increased by using a concave strip resistor. The hot wall is cooled by the effect of air blown onto this hot surface through a casing consisting of seven single-row jets. In order to be able to measure the wall temperatures during the experiment, the wall temperatures were followed for a certain operating range using liquid crystal. The image of the liquid crystal was taken at the end of the experiment to be used in validation studies. The solution methods for the CFD model to be used in the validation studies and the dimensionless expressions to be used during the evaluation were investigated. It was determined that the flow type is turbulent by calculating the Reynolds number (Re) in the jet region according to the air flow and velocity values supplied to the system during the experiment. The k-ω STT turbulence model was chosen as the necessary turbulence model for the solution of the momentum equations. According to literature researches, it has been seen that it is a model created by blending k-ω and k-ε turbulence models. The k-ω STT turbulence model was created over these two models due to the compatibility of the k-ω model with the experimental results in solving the flow problems in the wall-bottom region and the good results of the k-ε model in the solution of the flow problems in the flow region. In the literature, the use of this turbulence model has been evaluated for the verification and subsequent studies due to the high amount of agreement seen with the test results in jet flow problems made with the k-ω STT turbulence model. A mesh structure was created for CFD analysis determined by creating a flow volume with the geometry of the experimental setup. For this mesh structure, a study of independence from the number of elements has been carried out and a suitable solution mesh structure has been obtained. The values measured during the experiment and the boundary conditions determined by calculation were introduced to the model and validation work was carried out. Liquid crystal photographs taken during the experiment were used for the validation study. With the CFD model created, the validation studies were completed with an error margin of approximately 7% and the analysis model was obtained. Jet impingement cooling performance was investigated for different parameters with the CFD model created. The ratio of the distance (X) between the centers of the jet holes to the diameter of the jet holes (D) is evaluated for the ratio (X/D) of the distance between a fixed jet and the target surface (Y) to the diameter (D) of the jet hole (Y/D), and the distance between the jets is calculated. The effect on cooling was evaluated. Then, for a fixed X/D, the different Y/D effect was examined and the cooling performance of the change in Re number for the X/D and Y/D ratios, where the best cooling performance was provided, was examined. For these evaluations, wall temperatures, velocity values in the jet region, velocity vectors and heat transfer coefficient on the wall were examined. The effects of wall temperatures and velocity values at the bottom of the wall on the heat transfer coefficient were evaluated. By examining the effects on Nu number, which is a xxv dimensionless expression used in heat transfer problems, the X/D and Y/D ratios that provide the best cooling performance and Re numbers are determined. According to the evaluations and examinations made within the scope of the analyzes, it has been seen that the cooling performance increases as the X/D ratio decreases, and such a generalization cannot be made for the Y/D ratio. It has been found by the analysis studies that the reference value for the Y/D ratio provides the best cooling performance. For the X/D and Y/D ratios, where the best cooling performance is seen, analyzes were made at three different Re values and the effects of the Re number on the cooling performance were examined. As a result of the evaluations, a value of 2 for both X/D and Y/D ratios provided the highest cooling performance. While these studies were carried out for 20500 Re number, the analyzes were repeated by increasing the Re number by 2 for both ratios. As a result of repeated analyzes of 24500 and 28500 Re numbers, it was determined that the jet impingement cooling performance increased with the increase in the Re number. Under the most favorable conditions, the heat transfer coefficient, Nu number, increases with the increase in the fluid velocities at the bottom of the wall. Therefore, the heat transfer performance increases.

Benzer Tezler

  1. Tez No

    251487

    Dikdörtgen kesitli kanal içerisinde ısı transferinin iyileştirilmesi

    Enhancement of heat transfer in rectangular channel

    FIRAT NURİ İLYASOĞLU

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2009

    Makine Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. DR. MURAT ÇAKAN

  2. Tez No

    610203

    Gaz türbin kanatlarında jet çarpmalı soğutmanın deneysel ve sayısal incelenmesi

    Experimental and numerical investigation of jet impingement cooling on gas turbine blade

    AHMET ÜMİT TEPE

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2019

    Makine MühendisliğiKarabük Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    PROF. DR. YAŞAR YETİŞKEN

  3. Tez No

    743955

    Farklı jet geometrili dikdörtgen kesitli kanallarda ısı transferinin termokromik sıvı kristal metodu ile deneysel incelenmesi

    Experimental investigation of heat transfer in rectangular section channels with different jet geometries by the thermochromic liquid crystal method

    METİN SÖZBİR

    Doktora

    Türkçe

    Türkçe

    2022

    Makine MühendisliğiSakarya Uygulamalı Bilimler Üniversitesi

    Makine Eğitimi Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. ÜNAL UYSAL

  4. Tez No

    434035

    Üç geçişli bir kanalda ısı transferinin deneysel araştırılması

    Experimental investigation of heat transfer on three pass a channel

    BÜŞRA AKDERE

    Yüksek Lisans

    Türkçe

    Türkçe

    2016

    EnerjiSakarya Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    YRD. DOÇ. ÜNAL UYSAL

  5. Tez No

    661458

    A study for the effects of turbine blade out on structural integrity of TJ90 turbojet engine

    TJ90 turbojet motorunda türbin kanatçık kaybının motor yapısal bütünlüğüne etkisi

    YÜCEL BEKİ

    Yüksek Lisans

    İngilizce

    İngilizce

    2021

    Havacılık Mühendisliğiİstanbul Teknik Üniversitesi

    Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı

    DOÇ. DR. MESUT KIRCA

Geri Dön